超临界机翼的静气动弹性特性研究

本文在非结构网格基础上，以Euler方程为控制方程，耦合结构静平衡方程，采用结构影响系数法，发展了一种静气动弹性时域计算方法。首先本文采用该方法对中等展弦比后掠机翼的静气动弹性变形进行了计算，结果表明本文采用的气动力计算方法，计算结果与参考文献提供的结果及实验结果吻合良好，静气动弹性计算方法可行。然后本文采用该方法对超临界机翼和普通机翼的静气动弹性变形进行了求解,并对计算的结果进行了对比分析，总结出一些超临界机翼静气动弹性变化规律，为超临界弹性机翼的设计、提高超临界弹性机翼的气动特性提供了一些理论依据。

目前，超临界机翼已广泛使用于新型飞行器的设计中，为了提高飞行性能减少起飞重量，飞机结构大量采用碳纤维复合材料，在机翼布局上普遍采用大展弦比或超大展弦比机翼来提高飞机的升阻比，这种机翼在受到气动载荷时，往往会产生较大的静气动弹性变形，这些变形严重影响着飞机的飞行性能， 对飞机的飞行安全造成极大的危害。但是采用超临界机翼后，机翼的静气动弹性特性有什么变化规律， 目前尚没有仔细的研究和较多相关文献发表。因此，在新型飞机设计中必须对超临界机翼静气动弹性问题加以认真考虑，以往以刚性飞机为设计对象，辅之以弹性修正的设计方法已不能适应新型飞机的设计要求，需要以真实弹性飞机为研究对象直接进行飞行器气动弹性特性研究和载荷分析[1]，由于要求跨音速飞行，甚至大迎角飞行，以前采用的线性气动力理论计算结构弹性对载荷影响的方法不再适用，基于Euler/NS 方程的气动力数值计算方法可以满足新型飞机载荷分析的要求，同时，以Euler/NS 方程为基础的载荷分析方法，也是目前国内外气动弹性研究发展的热点之一[2]。

本文以Euler 方程为控制方程，计算弹性机翼飞行时所受气动力载荷，再耦合结构静平衡方程，通过多次迭代计算， 求解飞行状态下机翼结构弹性平衡时的真实形状和真实载荷， 并以普通弹性机翼和超临界弹性机翼在总载荷保持不变的情况下比较它们的真实弹性变形，从而总结出超临界机翼静气动弹性变化规律。

2. 气动力数值计算方法 主控方程 本文所采用的控制方程是ALE(Arbitrary Lagrangian-Eulerian)描述下的三维可压缩积分形式的Euler方程[3] [4]，其在直角坐标系下积分形式为： ( )dd0VStΩ∂Ω∂+⋅=∂∫∫∫∫∫QF Qn (1) Ω是控制体，∂Ω是控制体边界，n 为控制体边界外法向单位向量，守恒项和对流项分别为： uvweρρρρ=Q， ( )()0xyztnuU np nvnwaepρρρρρ⋅=⋅++F Qn (2)