周宏霞,劉 斌,呂鎖寧

(1.西北工業(yè)大學(xué)365研究所,西安 710065；2.海軍駐西安地區(qū)軍事代表局,西安 710054)

0 引言

飛翼布局飛行器以其隱身潛力、在氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)上有可能獲得更高的效率等優(yōu)勢(shì)成為先進(jìn)飛行器的研究熱點(diǎn)。早期的飛翼布局飛行器的飛行范圍主要是在低空低速，所以飛翼布局氣動(dòng)特性的非線性、靜不穩(wěn)定性以及飛行控制問(wèn)題并不突出。隨著現(xiàn)代先進(jìn)飛行器的飛行包線擴(kuò)大，這些問(wèn)題就變得很嚴(yán)重，以至于在相當(dāng)長(zhǎng)的一段時(shí)間內(nèi)影響了飛翼布局的進(jìn)一步使用。

飛翼布局飛行器沒(méi)有了縱向配平的尾翼，為了取得正的零升力矩系數(shù)，以確保設(shè)計(jì)升力系數(shù)下飛行器的配平，往往采用相對(duì)較低的設(shè)計(jì)升力系數(shù)，以及較低的巡航飛行速壓(高空低密度、長(zhǎng)航時(shí)巡航設(shè)計(jì)速度低)，因而只能采用相對(duì)較低的翼載荷，結(jié)果是同樣起飛重量的飛行器浸潤(rùn)面積加大，摩擦阻力加大。為了獲得滿意的氣動(dòng)效率，除了充分發(fā)揮飛翼布局外形干凈與部件干擾小的優(yōu)勢(shì)外，大展弦比布局成為重要選擇。飛翼布局飛行器低翼載、大展弦比設(shè)計(jì)給飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來(lái)一些新問(wèn)題，如離散突風(fēng)過(guò)載較大，遠(yuǎn)超過(guò)飛行器的對(duì)稱機(jī)動(dòng)過(guò)載；大展弦比使飛行器翼面彎曲內(nèi)力增大；低翼載使飛行器在同樣起飛重量與結(jié)構(gòu)重量下，典型結(jié)構(gòu)元件絕對(duì)尺寸減小，降低了結(jié)構(gòu)元件穩(wěn)定性的臨界應(yīng)力水平；同樣，飛翼平面形狀出現(xiàn)的明顯拐折點(diǎn)也會(huì)帶來(lái)沿展向結(jié)構(gòu)剛度變化的某種不連續(xù)性，一種典型的翼面結(jié)構(gòu)形式很難在全翼展范圍內(nèi)都是合適的。另外，飛翼布局飛行器總體設(shè)計(jì)(概念設(shè)計(jì)、初步設(shè)計(jì))綜合性明顯增強(qiáng)，氣動(dòng)彈性問(wèn)題更加突出。在靜強(qiáng)度范圍內(nèi)，上述特點(diǎn)對(duì)飛翼結(jié)構(gòu)的布局與參數(shù)產(chǎn)生重大影響，在結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性、氣動(dòng)彈性不穩(wěn)定問(wèn)題方面，也是結(jié)構(gòu)布局與參數(shù)設(shè)計(jì)必須研究的重要問(wèn)題[1-6]。

在飛翼結(jié)構(gòu)布局與參數(shù)的研究中，國(guó)內(nèi)外結(jié)合CFD與FEM耦合計(jì)算技術(shù)也開(kāi)展了大量工作，在巡航外形與氣動(dòng)特性彈性修正、載荷重新分布等方面取得了大量成果，但還需在結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計(jì)方面開(kāi)展研究。本文針對(duì)某飛翼布局飛行器進(jìn)行了結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計(jì)，涉及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、載荷、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、氣動(dòng)彈性等多方面，充分考慮飛翼布局結(jié)構(gòu)質(zhì)量分布與慣性卸載問(wèn)題，對(duì)飛翼結(jié)構(gòu)布局與參數(shù)進(jìn)行靜力、動(dòng)力與氣動(dòng)彈性的綜合研究。

1 模型及分析方法

1.1 靜力學(xué)模型

1.1.1 有限元模型

針對(duì)飛翼布局飛行器初始結(jié)構(gòu)布局及材料。機(jī)身布置有4個(gè)肋，8個(gè)框，1個(gè)前起側(cè)撐梁；框肋均為金屬結(jié)構(gòu)，前起側(cè)撐梁為金屬結(jié)構(gòu)，蒙皮主要為復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)，后段蒙皮為金屬結(jié)構(gòu)。翼面結(jié)構(gòu)中內(nèi)翼布置有4根梁、6個(gè)肋，外翼布置有3根梁，16個(gè)肋；翼面前中后梁、蒙皮為復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)，翼肋與內(nèi)翼主起輔助梁為金屬結(jié)構(gòu)。在結(jié)構(gòu)建模中，分別建立了半翼展模型和全翼展模型，如圖1所示。

(a)半翼展

(b)全翼展

半翼展模型：蒙皮、腹板采用復(fù)合材料板殼元；梁緣條、肋緣條采用當(dāng)量桿元。有限元模型共有500個(gè)節(jié)點(diǎn)，1 643個(gè)單元。其中，CQUAD4元765個(gè)，CROD元878個(gè)。

全翼展模型：機(jī)身框肋腹板采用金屬膜元模擬，機(jī)身框肋腹板加筋條采用金屬桿元模擬，框肋的緣條也用金屬桿元來(lái)模擬，前起側(cè)撐梁采用金屬梁元模擬，機(jī)翼與機(jī)身水平接頭耳片，前梁、中梁、后梁的接頭耳片及主起落架輔助梁的接頭也采用金屬梁元模擬，機(jī)身復(fù)合材料蒙皮采用層合板單元模擬(單元主方向角為沿航向)，機(jī)身金屬蒙皮采用金屬膜元模擬；翼面前、中、后梁緣條、腹板分別采用金屬桿元、復(fù)合材料層合板單元模擬，內(nèi)翼主起落架輔助梁緣條、腹板分別采用金屬桿元、金屬膜元模擬，翼面翼身、內(nèi)外翼接頭耳片模擬為梁元，翼面蒙皮、長(zhǎng)桁分別采用復(fù)合材料層合板單元、金屬桿元模擬。全機(jī)有限元模型共有2 912個(gè)節(jié)點(diǎn)，6 502個(gè)單元。其中，CQUAD4單元3 276個(gè)，CROD單元2 744個(gè)，CTRIA3單元198個(gè)，CBAR單元174個(gè)，CSHEAR單元2個(gè)，CBEAM單元16個(gè)，CHEXA單元92個(gè)。

1.1.2 邊界條件

半翼展模型:依據(jù)結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性及載荷對(duì)稱性可得邊界條件，即連接處的節(jié)點(diǎn)有節(jié)點(diǎn)位移δx=0、δy=0、δz=0。

全翼展模型：飛翼布局飛行器全機(jī)模型的6個(gè)剛體自由度需要約束，在全機(jī)模型選擇3個(gè)節(jié)點(diǎn)施加約束。在機(jī)身1#框?qū)ΨQ面上選取1個(gè)節(jié)點(diǎn)，施加2(Y)方向約束，在機(jī)身4框與左右1#肋連接處各選取1個(gè)節(jié)點(diǎn)，左邊施加1、2、3(X、Y、Z)方向約束，右邊施加1、2(X、Y)方向約束；在約束點(diǎn)會(huì)存在一定的支反力，支反力大小是評(píng)價(jià)全機(jī)載荷平衡情況的依據(jù)，正常情況支反力很小。

1.1.3 載荷

無(wú)論是半翼展模型還是全翼展模型，外載荷取最嚴(yán)重載荷情況即正突風(fēng)工況。突風(fēng)載荷工況過(guò)載、速壓情況如表1所示。

表1 突風(fēng)載荷情況下過(guò)載、速壓

依據(jù)速度、馬赫數(shù)與升力系數(shù)(迎角)等參數(shù)利用CFD計(jì)算氣動(dòng)載荷分布。

機(jī)體慣性載荷取決于飛行器各載荷工況下的過(guò)載系數(shù)與機(jī)體質(zhì)量分布。這些慣性載荷以集中力或分布力的形式出現(xiàn)。在初步設(shè)計(jì)階段計(jì)算分布力形式的慣性載荷時(shí)，可認(rèn)為連續(xù)質(zhì)量分布與平面機(jī)翼的環(huán)量分布Γpm形式相同，且質(zhì)心位于機(jī)翼各剖面40%～45%的當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)處。

當(dāng)氣動(dòng)力載荷與慣性力載荷以載荷列陣的形式給出后，氣動(dòng)載荷與慣性載荷作用點(diǎn)與有限元節(jié)點(diǎn)往往也不一致。所以，必須進(jìn)行相應(yīng)的轉(zhuǎn)換，其轉(zhuǎn)換必須遵循靜力等效原則和傳力路線不變的原則。

1.2 動(dòng)力學(xué)模型

1.2.1 結(jié)構(gòu)彈性布局和重量分布模擬

對(duì)靜力模型進(jìn)行修改時(shí)，主要考慮修改那些靜力模型中忽略的，然而對(duì)動(dòng)力學(xué)提供重要的整體和局部剛度，以及重要的慣性特性的部分。因此，將靜力分析模型修改成動(dòng)力分析模型的關(guān)鍵步驟是合理分配集中質(zhì)量，修正單獨(dú)機(jī)翼模型的質(zhì)量、重心和慣性矩等慣性特征，消除計(jì)算中不合理或氣動(dòng)彈性分析不關(guān)心的局部模態(tài)。

半翼展模型：用CONM2模擬集中質(zhì)量，在集中質(zhì)量處，按杠桿原理將集中質(zhì)量分配到相鄰4個(gè)節(jié)點(diǎn)上；自編程序?qū)⒆詣?dòng)剔除低階局部模態(tài)。因此，不用再單獨(dú)人工進(jìn)行消除局部模態(tài)的工作。

全翼展模型：在各機(jī)載設(shè)備的質(zhì)心位置建立相應(yīng)質(zhì)量的質(zhì)量元，然后通過(guò)RBE3將質(zhì)量元分配到鄰近節(jié)點(diǎn)上(如機(jī)身框、梁、肋與蒙皮相交的節(jié)點(diǎn)等)；在出現(xiàn)局部模態(tài)的節(jié)點(diǎn)施加多點(diǎn)約束MPC，經(jīng)過(guò)反復(fù)修改，消除所有低階局部模態(tài)。

1.2.2 操縱面與主翼面連接關(guān)系模擬

半翼展模型：各操縱面和主翼面采用多點(diǎn)約束。

全翼展模型：各操縱面的掛點(diǎn)均以剛性元和對(duì)應(yīng)的主翼面結(jié)構(gòu)結(jié)點(diǎn)相連。全機(jī)計(jì)算狀態(tài)下操縱剛度值置大數(shù)。

1.2.3 氣動(dòng)升力面網(wǎng)格模型

全翼展模型(帶操縱面的氣動(dòng)升力面網(wǎng)格模型)：主翼面弦向均分為8個(gè)網(wǎng)格；展向分為54個(gè)網(wǎng)格；翼尖弦長(zhǎng)為零，故采用了三角形網(wǎng)格。左右內(nèi)操縱面弦向均分為3個(gè)網(wǎng)格，展向均分為5個(gè)網(wǎng)格。左右中操縱面弦向均分為2個(gè)網(wǎng)格，展向均分為5個(gè)網(wǎng)格。左右外操縱面弦向均分為2個(gè)網(wǎng)格，展向均分為5個(gè)網(wǎng)格。氣動(dòng)網(wǎng)格共計(jì)492個(gè)網(wǎng)格。具體氣動(dòng)分區(qū)如圖2(b)所示。

(a)半翼展

(b)全翼展

1.3 分析方法

靜力分析：采用有限元素法，重點(diǎn)關(guān)注最大位移、最大扭角以及關(guān)鍵部位的應(yīng)力、應(yīng)變。

動(dòng)力分析：固有模態(tài)分析中，振動(dòng)特征值計(jì)算選用Lanczos實(shí)特征值解法[7]。

顫振分析：首先要計(jì)算升力面的非定常氣動(dòng)力，升力面的非定常氣動(dòng)力計(jì)算采用升力面理論中的亞音速偶極子網(wǎng)格法[8]。顫振特性分析采用p-k[9]法，并自編了前后置處理程序完成計(jì)算結(jié)果的處理，得到所需的V-g、V-f曲線。在顫振分析時(shí)，取結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)為0。

2 結(jié)果與討論

2.1 靜力結(jié)果與分析

2.1.1 結(jié)構(gòu)彎曲與扭轉(zhuǎn)變形

飛翼布局飛行器的翼尖位移與扭轉(zhuǎn)變形體現(xiàn)了飛行器的整體彎扭剛度性能。突風(fēng)工況下的翼尖最大Y向位移Uy及翼尖順氣流端肋處順航向扭角φ見(jiàn)表2。

第二，今天我們強(qiáng)調(diào)現(xiàn)實(shí)題材創(chuàng)作，在習(xí)總書(shū)記的批示下做這部戲，是特別應(yīng)該，特別及時(shí)。今年是改革開(kāi)放40周年，改革開(kāi)放40周年對(duì)中國(guó)的改變我不用重復(fù)了，而且剛才提到安徽小崗村，一個(gè)是農(nóng)業(yè)改革，一個(gè)是工業(yè)改革，我覺(jué)得這兩個(gè)是同一個(gè)級(jí)別的題材。

2種模型計(jì)算結(jié)果有一定誤差，這主要是由于半翼展模型邊界條件取的是固支，支持剛度過(guò)大，不能精確模擬實(shí)際結(jié)構(gòu)。因此，計(jì)算的翼尖最大位移和最大扭角比全翼展模型偏小一點(diǎn)。

飛翼布局飛行器在6.5過(guò)載突風(fēng)設(shè)計(jì)載荷工況下的翼尖位移達(dá)654.80 mm，相當(dāng)于飛行器半展長(zhǎng)7.5 m的8.7%，不足半展長(zhǎng)的10%，同時(shí)順航向扭角僅-1.6°。初步認(rèn)為，飛行器的彎扭剛度是可接受的，最終的確定取決于飛行器氣動(dòng)彈性性能的分析。

表2 翼尖位移和最大扭角

在突風(fēng)工況下，翼面順航向扭角φ分布見(jiàn)圖3。在內(nèi)外翼分離面前、后梁上緣條的Y向位移分別為27.4 mm與25.6 mm，順航向扭轉(zhuǎn)角0.15°。在外翼(順航向)16#肋處前、后梁上緣條的Y向位移分別為501 mm與515 mmm，順航向扭轉(zhuǎn)角-1.6°?？煽闯觯砻娴膹澢c扭轉(zhuǎn)變形主要發(fā)生在外翼面。同時(shí)，翼面的順航向扭角發(fā)生了正、負(fù)號(hào)變化，內(nèi)翼扭轉(zhuǎn)是正，外翼扭轉(zhuǎn)是負(fù)。

圖3 突風(fēng)工況下順航向扭角沿展向分布

2.1.2 結(jié)構(gòu)軸力分布

飛翼布局飛行器采用翼身融合、大展弦比梁式翼面的構(gòu)造形式。大展弦比可提高氣動(dòng)效率，同時(shí)總會(huì)帶來(lái)相對(duì)較大的彎曲載荷。飛翼布局飛行器采用梁式翼面結(jié)構(gòu)，梁式翼面彎曲載荷的最主要承載結(jié)構(gòu)元件，翼身融合使得機(jī)身框也成為展向彎曲載荷的主要承載元件。梁通過(guò)上下緣條的拉壓軸力承受彎曲載荷。因此，需研究梁的軸力分布與傳遞。在突風(fēng)工況下飛翼布局飛行器翼面梁壓縮軸力的分布見(jiàn)圖4。

在翼身分離面，內(nèi)翼前梁1-2肋間的軸力為-24 000 N，內(nèi)翼中梁1-2肋間的軸力為-201 000 N,內(nèi)翼后梁1-2肋間的軸力為-90 900 N，總軸力-315 900 N(約-32 t)，前、中、后梁軸力比為0.12∶1∶0.45。

在內(nèi)外翼分離面，內(nèi)翼前梁5-6肋間的軸力為-117 000 N，內(nèi)翼中梁5-6肋間的軸力為-302 000 N,內(nèi)翼后梁5-6肋間的軸力為-12 600 N，總軸力-431 600 N(約-44 t)，前、中、后梁軸力比為0.39∶1∶0.04。

圖4 突風(fēng)工況下梁壓縮軸力分布

飛翼布局飛行器翼面梁總軸力沿展向的分布表現(xiàn)為從翼尖到內(nèi)外翼分離面逐漸增加，在內(nèi)外翼分離面達(dá)到最大(約-44 t)，由內(nèi)外翼分離面到翼身分離面逐步減小，在翼身分離面減少到約-32 t?？傒S力的這種分布形式以及內(nèi)外翼分離面總軸力大于翼身分離面情況，是由于翼身分離面的彎矩雖然大于內(nèi)外翼分離面，但翼身分離面具有更大的結(jié)構(gòu)高度，這是飛翼布局飛行器的平面形狀與翼身融合設(shè)計(jì)帶來(lái)的必然結(jié)果。

飛翼布局飛行器在翼身分離面前、中、后梁軸力比為0.12∶1∶0.45，在內(nèi)外翼分離面前、中、后梁軸力比為0.39∶1∶0.04?？煽闯?，在外翼面，前、中梁是主要的承彎元件，而到內(nèi)翼面后，主要的承彎元件逐步轉(zhuǎn)變成了中梁與后梁。這種變化反映出軸力傳遞到內(nèi)翼后，有較明顯的向后梁集中的趨勢(shì)。

飛翼布局飛行器軸力分布特點(diǎn)對(duì)飛翼布局飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中結(jié)構(gòu)材料的分布有一定指導(dǎo)性。

2.2 固有振動(dòng)結(jié)果與分析

結(jié)構(gòu)固有特性計(jì)算求解結(jié)構(gòu)的固有振型與頻率，是結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)的基本問(wèn)題，無(wú)論是結(jié)構(gòu)的共振、載荷的動(dòng)力放大系數(shù)，結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)等問(wèn)題，往往都是以結(jié)構(gòu)固有振型與頻率的分析計(jì)算為基礎(chǔ)。

半翼展模型、全翼展模型和試驗(yàn)固有振動(dòng)模態(tài)的對(duì)比結(jié)果見(jiàn)表3?？煽闯?，理論計(jì)算值和試驗(yàn)值在同一量級(jí)，且變化規(guī)律相同，即均是一階頻率較低，隨后幾階模態(tài)頻率快速增加，到一扭時(shí)頻率已增加到34.194 Hz左右。從理論計(jì)算值與試驗(yàn)值的對(duì)比結(jié)果來(lái)看，理論值與試驗(yàn)值之間存在一定誤差，最大誤差達(dá)9.627 Hz。這是由于理論分析模型不能很好地模擬真實(shí)的邊界條件，且集中質(zhì)量分布不是十分精確造成的。

氣動(dòng)彈性分析中，一般選用固有振型作為廣義坐標(biāo)的基低以減低求解自由度。為了精確的分析氣動(dòng)彈性問(wèn)題中顫振問(wèn)題，必需根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果全機(jī)質(zhì)量分布。在全翼展模型中調(diào)整調(diào)整全機(jī)質(zhì)量分布后，其固有振動(dòng)模態(tài)與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比見(jiàn)表4?？梢?jiàn)，調(diào)整后，理論值與試驗(yàn)值的最大誤差不超過(guò)2.572 Hz，證明修改后的全翼展動(dòng)力學(xué)模型具備下一步進(jìn)行顫振分析的精度。

表3 自由模態(tài)固有頻率

表4 全機(jī)自由模態(tài)固有頻率

2.3 顫振結(jié)果與分析

根據(jù)顫振計(jì)算要求，在全翼展模型中共對(duì)8種高度/馬赫數(shù)的組合狀態(tài)進(jìn)行分析計(jì)算。顫振速度和頻率對(duì)比計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表5?？煽闯觯慌ず投澁a(chǎn)生彎扭耦合，發(fā)生顫振。同時(shí)，隨著馬赫數(shù)的增加，顫振速度逐步降低，彎扭耦合效應(yīng)相當(dāng)突出，在所計(jì)算的8種高度/馬赫數(shù)的組合狀態(tài)中均為機(jī)翼的一扭與二彎相耦合。

根據(jù)顫振計(jì)算結(jié)果繪制顫振邊界，如圖5所示。從圖5可看出，飛行器的顫振邊界位于飛行器的飛行包線外，表明飛翼布局飛行器在飛行包線內(nèi)不會(huì)發(fā)生關(guān)于結(jié)構(gòu)主要模態(tài)的顫振問(wèn)題。

表5 顫振特性分析結(jié)果

圖5 飛翼布局飛行器顫振邊界

如果根據(jù)顫振計(jì)算結(jié)果繪制顫振邊界位于飛行器的飛行包線內(nèi)，或是與飛行包線相交，表明飛翼布局飛行器在飛行包線內(nèi)有可能發(fā)生關(guān)于結(jié)構(gòu)主要模態(tài)的顫振問(wèn)題。這時(shí)，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上為了使飛行過(guò)程中不發(fā)生顫振，最有效的辦法就是盡量使結(jié)構(gòu)重心前移，同時(shí)提高結(jié)構(gòu)的扭轉(zhuǎn)剛度減少不利的扭轉(zhuǎn)變形，使得結(jié)構(gòu)彎曲和扭轉(zhuǎn)剛度，不僅滿足靜力要求，而且也滿足顫振要求。

實(shí)際上，一個(gè)好的飛翼布局飛行器結(jié)構(gòu)方案必須具備：高的氣動(dòng)效率(升阻比K或者升阻比與巡航馬赫數(shù)的乘積K×Mac)，高的結(jié)構(gòu)效率(輕結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)重量系數(shù)低Cs=Ws/Wt)，高的動(dòng)力裝置效率(耗油率Ce低)與優(yōu)異的高空性能。如何在滿足飛行器結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與飛行品質(zhì)要求的基礎(chǔ)上不斷提高飛行器的氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)效率，設(shè)計(jì)出滿足飛行器性能指標(biāo)要求的起飛重量最小的飛行器，是飛翼布局飛行器結(jié)構(gòu)布局與參數(shù)設(shè)計(jì)研究工作的核心。

飛翼布局飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究工作，必須經(jīng)過(guò)從結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)到靜強(qiáng)度、動(dòng)力學(xué)和氣動(dòng)彈性分析的反復(fù)迭代、多輪逼近與逐步細(xì)化，最終形成了滿足設(shè)計(jì)要求的合理、可行的飛翼布局飛行器結(jié)構(gòu)方案。這部分工作在另外文章中有詳細(xì)論述[10]。

3 結(jié)論

(1)飛翼布局飛行器翼面的彎曲與扭轉(zhuǎn)變形主要發(fā)生在外翼面，內(nèi)翼扭轉(zhuǎn)是正，外翼扭轉(zhuǎn)是負(fù)；翼面梁總軸力沿展向的分布表現(xiàn)為從翼尖到內(nèi)外翼分離面逐漸增加，在內(nèi)外翼分離面達(dá)到最大，隨后由內(nèi)外翼分離面到翼身分離面逐步減小的特點(diǎn)，并且軸力傳遞到內(nèi)翼后，有較為明顯的向后梁集中的趨勢(shì)。

(2)飛翼布局飛行器其固有振動(dòng)一彎頻率為6.024 Hz，隨后幾階模態(tài)頻率快速增加，到一扭頻率時(shí)已增加到34.194 Hz，理論值與試驗(yàn)值的最大誤差不超過(guò)2.572 Hz，可選取所得固有振型參與顫振分析。

(3)飛翼布局飛行器顫振邊界位于飛行器的飛行包線外，表明飛翼布局飛行器在飛行包線內(nèi)不會(huì)發(fā)生關(guān)于結(jié)構(gòu)主要模態(tài)的顫振問(wèn)題，結(jié)構(gòu)彎曲和扭轉(zhuǎn)剛度不僅滿足靜力要求，而且也滿足顫振要求，它們之間的平衡可通過(guò)調(diào)整結(jié)構(gòu)參數(shù)來(lái)實(shí)現(xiàn)。

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