秦 琴，李立強(qiáng)，易清洋，邵云峰

(四川大學(xué)錦城學(xué)院智能制造學(xué)院，成都 611731)

機(jī)翼作為飛機(jī)的主承力構(gòu)件，其主要作用是產(chǎn)生升力。駕駛員通過操縱機(jī)翼前緣和后緣的活動(dòng)部件，改變機(jī)翼形狀，控制機(jī)翼升力或阻力分布，達(dá)到增加升力或改變飛機(jī)姿態(tài)的目的。從機(jī)翼固定前緣的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、機(jī)翼氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)及機(jī)翼復(fù)合材料等方面綜述了機(jī)翼設(shè)計(jì)研究進(jìn)展。

1 機(jī)翼固定前緣的優(yōu)化設(shè)計(jì)

機(jī)翼固定前緣對飛機(jī)抵抗鳥撞性能有直接影響，優(yōu)化其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是解決該問題的主要手段。機(jī)翼固定前緣分為上蒙皮、下蒙皮及輔助梁。蒙皮是壁板結(jié)構(gòu)的承載組件之一，對機(jī)翼壁板的穩(wěn)定性、承載能力及結(jié)構(gòu)效率有很大影響。何周理[1]等通過實(shí)驗(yàn)得出擠壓蒙皮-長桁結(jié)構(gòu)的承載能力要優(yōu)于鈑彎長桁-蒙皮結(jié)構(gòu)。K.L.TRAN[2]通過實(shí)驗(yàn)證明蒙皮曲率半徑對壁板的抗壓強(qiáng)度有影響。方陽[3]等在研究民用飛機(jī)壁板蒙皮結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)，探討了蒙皮厚度對壁板總質(zhì)量的影響，并確定了壁板蒙皮厚度為1.78 mm。SCOTT[4]研究發(fā)現(xiàn)，其厚度不應(yīng)低于1.8 mm。雷一鳴[5]在分析機(jī)身壁板壓縮穩(wěn)定性時(shí)得出蒙皮有效寬度為蒙皮厚度的30倍。戴梔[6]根據(jù)飛機(jī)飛行環(huán)境的不同，探討了對水陸兩棲飛機(jī)固定前緣的設(shè)計(jì)，將機(jī)翼固定前緣的材料優(yōu)選為2024-O(包鋁)、熱處理為T3狀態(tài)，用能量比較法算出內(nèi)外蒙皮的厚度，滿足抗鳥撞的要求，并利用內(nèi)波紋板和蒙皮鉚接形成一個(gè)空腔，形成防冰腔結(jié)構(gòu)，達(dá)到防止機(jī)翼結(jié)冰的目的。黃天勇[7]等針對機(jī)翼前緣蒙皮的抗蝕性，利用陽極氧化法、化學(xué)氧化法、磷化底漆法等對蒙皮表面進(jìn)行處理，不僅可以使蒙皮具有裝飾性，還使其具備耐高溫和耐摩擦等防護(hù)性能。

2 機(jī)翼壁板氣動(dòng)彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)

高空飛行時(shí)，飛機(jī)機(jī)翼會受到來自不同方向的氣流壓力，機(jī)翼結(jié)構(gòu)會隨著空氣動(dòng)力增大發(fā)生彈性變形，這種彈性變形會改變氣流壓力，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)發(fā)生彈性變形，此時(shí)就構(gòu)成了氣動(dòng)彈性現(xiàn)象。飛機(jī)氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)主要從機(jī)動(dòng)載荷、復(fù)合材料機(jī)翼壁板、鋪層比例三方面進(jìn)行優(yōu)化。

2.1 氣動(dòng)彈性分析

氣動(dòng)彈性分析主要依靠氣動(dòng)力計(jì)算和結(jié)構(gòu)計(jì)算精度的提高。Manoj K.[8]等人提出計(jì)算精度主要依賴于更高精度的插值算法對力進(jìn)行傳遞并實(shí)現(xiàn)位移過程。在此基礎(chǔ)上，景武[9]等人利用CFD軟件和CSD軟件進(jìn)行分析，將有限元法和NS方程融入計(jì)算中，研究靜氣動(dòng)彈性變形對機(jī)翼的影響，得到大展弦比機(jī)翼在空氣動(dòng)力載荷下升阻比會下降，且翼尖容易失速。季開云[10]等人同樣使用CFD和CSD軟件，運(yùn)用有限元法和高精度NS方程研究不同攻角對氣動(dòng)特性的影響。結(jié)果顯示，在外加載荷作用下，機(jī)翼產(chǎn)生彈性變形，升阻比和升力系數(shù)會減小，但是隨著攻角的增大升力系數(shù)也會增大到理想狀態(tài)。楊體浩[11]等考慮靜氣動(dòng)彈性的影響，采用RBF插值技術(shù)的松耦合分析方法，建立了氣動(dòng)-結(jié)構(gòu)一體化設(shè)計(jì)，并將結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)嵌在氣動(dòng)設(shè)計(jì)中，對整個(gè)過程進(jìn)行優(yōu)化，最終提高了5.63%的航程和6.53%的升阻比。

2.2 機(jī)動(dòng)載荷

機(jī)動(dòng)載荷是機(jī)翼結(jié)構(gòu)分析和設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)[12]，根據(jù)不同飛行狀態(tài)進(jìn)行機(jī)動(dòng)載荷計(jì)算，選出臨界載荷狀態(tài)，用于機(jī)翼的結(jié)構(gòu)分析和設(shè)計(jì)。目前，分析氣動(dòng)力的方法主要是理論氣動(dòng)力計(jì)算，理論氣動(dòng)力分為線性和非線性計(jì)算。楊佑緒[14]等采用等效多板模型研究翼面結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性，利用ZONA面元法計(jì)算氣動(dòng)力，并考慮顫振速度的影響，取得了減重效果。由于氣動(dòng)力計(jì)算具有局限性，因此楊超[12]等人研究出了一種載荷修正模型，該模型可以得到適合結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的載荷，以此來預(yù)測實(shí)際載荷，從而優(yōu)化氣動(dòng)彈性結(jié)構(gòu)，達(dá)到減重目的。楊佑緒等[13]通過試驗(yàn)得知，當(dāng)載荷修正系數(shù)趨近于0時(shí)，預(yù)測載荷趨近于試驗(yàn)氣動(dòng)力產(chǎn)生的載荷；當(dāng)載荷修正系數(shù)趨近于1時(shí)，預(yù)測載荷趨近于理論氣動(dòng)力產(chǎn)生的載荷[13]；當(dāng)兩種氣動(dòng)力的線性縮放系數(shù)同時(shí)是1時(shí)，其最優(yōu)結(jié)構(gòu)質(zhì)量比之前高出3.4%。此研究結(jié)果可用于小展弦比的飛機(jī)機(jī)翼優(yōu)化。在優(yōu)化求解過程中用到了遺傳-敏度優(yōu)化混合算法，該混合算法[14]結(jié)合了遺傳算法全局搜索，并定位準(zhǔn)確比敏度優(yōu)化算法搜索效率高。

2.3 復(fù)合材料機(jī)翼壁板

目前，飛機(jī)機(jī)翼壁板大多采用大展弦比的機(jī)翼，如中國民用飛機(jī)C919。長航時(shí)無人機(jī)也基本采用大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼，如美國航空環(huán)境公司[15]的“太陽神”系列無人機(jī)及英國奎奈蒂克公司[16]的“西風(fēng)”系列無人機(jī)，由于表現(xiàn)出較好的氣動(dòng)彈性，向錦武[17]等人對現(xiàn)有的大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼進(jìn)行了分析、設(shè)計(jì)，總結(jié)出現(xiàn)有的大展弦比復(fù)合材料機(jī)翼的結(jié)構(gòu)模型多采用等效梁板模型，可以有效提高分析效率。毛紀(jì)峰[18]對長航時(shí)飛機(jī)在氣動(dòng)載荷作用下大展弦比機(jī)翼對氣動(dòng)彈性的影響進(jìn)行了分析，提出在設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)保證氣動(dòng)設(shè)計(jì)與偏離設(shè)計(jì)的匹配。

機(jī)翼壁板的展弦比大，機(jī)翼彎扭耦合特性較突出，氣動(dòng)彈性效應(yīng)顯著[19-20]。設(shè)計(jì)時(shí)的主要問題是氣動(dòng)彈性的相互耦合，針對此問題，章怡寧[21]等對飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)使用了復(fù)合材料，達(dá)到提高氣動(dòng)彈性性能的目的。萬志強(qiáng)[22]等考慮顫振、強(qiáng)度、飛行載荷的影響，運(yùn)用遺傳-敏度算法，對機(jī)翼結(jié)構(gòu)重新設(shè)計(jì)，達(dá)到了最小質(zhì)量要求。梁路[19]等人通過研究顫振、靜氣動(dòng)彈性響應(yīng)和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度/應(yīng)變?nèi)N約束，得出機(jī)翼使用復(fù)合材料制造，在滿足顫振速度等條件下，能夠獲得良好的減重效果，可有效提高機(jī)翼整體剛度。王斐[23]等對大變形機(jī)翼采用幾何非線性氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)，避免線性分析的局限性，同時(shí)采用蟻群算法和直接搜索算法替代了線性優(yōu)化設(shè)計(jì)初始值，省掉迭代分析，提高了設(shè)計(jì)效率，獲得了更高精度的設(shè)計(jì)，降低了結(jié)構(gòu)重量。

此外，機(jī)翼壁板開始使用復(fù)合材料。吳崇周[24]通過對比國內(nèi)外鈦合金的性能，指出TC25和TA15合金綜合性能較好、成本低且加工簡單，可作為飛機(jī)重要部件材料。蔣紅琰[25]等針對現(xiàn)代制造機(jī)翼硬度高、加工簡單、材料利用率高的需求，使用閉式等溫鍛造工藝對Ti-6Al-4V合金的性能進(jìn)行研究，結(jié)果顯示，相對于傳統(tǒng)工藝，等溫鍛造工藝可以明顯改善機(jī)翼機(jī)械性能，并將材料利用率提升到50%。

2.4 鋪層比例

針對鋪層比例，起初的設(shè)計(jì)與試驗(yàn)并沒有取得一個(gè)合適的比例，且鋪層比例對顫振速度與副翼效率的影響是不同的。梁路[19]等經(jīng)過實(shí)驗(yàn)分析表明，對顫振速度有利的鋪層比例一定會使副翼效率降低。馮雁[26]等利用有限元分析軟件進(jìn)行分析，運(yùn)用遺傳算法進(jìn)行優(yōu)化，結(jié)果顯示，提高機(jī)翼上下翼面0°的鋪層比例、前緣±45°的鋪層比例，可加強(qiáng)機(jī)翼結(jié)構(gòu)承載性能。ShIRK M H[27]通過調(diào)節(jié)非均衡程度，可以達(dá)到減小翼尖變形的目的，并優(yōu)化氣動(dòng)彈性性能。萬志強(qiáng)等人[28]通過建立不同掠角、非均衡程度鋪層的氣動(dòng)彈性模型，來分析重載荷下復(fù)合材料機(jī)翼的性能，結(jié)果顯示，非均衡程度增加有助于提高前掠翼的發(fā)散速度及改善氣動(dòng)彈性性能。周磊[29]等人在大展弦比的基礎(chǔ)上利用遺傳算法和敏度算法，對氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)進(jìn)行優(yōu)化，結(jié)果表明，鋪層比例設(shè)計(jì)中，采用變化比例的鋪層，可取得明顯的減重效果，結(jié)構(gòu)效率更高。

3 設(shè)計(jì)建議及結(jié)語

為進(jìn)一步提高機(jī)翼強(qiáng)度和剛度，在復(fù)合材料和機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量方面，應(yīng)考慮機(jī)翼壁板剛度匹配問題。可運(yùn)用遺傳-敏度優(yōu)化混合算法，在合適范圍內(nèi)選擇大的剛度比，得到最優(yōu)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)質(zhì)量，以降低機(jī)翼結(jié)構(gòu)重新設(shè)計(jì)的風(fēng)險(xiǎn)。

可選用新型熱處理強(qiáng)化鋁合金，如Al-Li合金，它具有質(zhì)量輕、強(qiáng)度高的特點(diǎn)，具有高周疲勞抗力。

可以在機(jī)翼蒙皮壁板內(nèi)段與中段使用較高的0°鋪層比例，在外段使用較高的±45°鋪層比例，優(yōu)化鋪層比例分布，可以實(shí)現(xiàn)更合適的剛度分布和更優(yōu)的減重效果。

機(jī)翼固定前緣的力學(xué)性能關(guān)系到飛機(jī)飛行時(shí)的穩(wěn)定性和安全性，可對蒙皮采用新型表面處理工藝來提高其綜合性能，加強(qiáng)蒙皮設(shè)計(jì)，改進(jìn)其表面處理方法。