【文章內(nèi)容簡介】 定?？諝鈩恿Φ姆蔷€性給飛行器的氣動彈性問題帶來了巨大挑戰(zhàn)。近些年來，非線性氣動彈性力學(xué)的發(fā)展，主動氣動彈性機翼以及基于功能材料的自適應(yīng)機翼等新技術(shù)的出現(xiàn)，標(biāo)志著經(jīng)典的氣動彈性力學(xué)正沿著非線性和多學(xué)科交叉的方向發(fā)展。 課題目的 根據(jù)教研室的課題《夢想一號公務(wù)機設(shè)計》，本文負責(zé)其中《夢想一號公務(wù)機氣動特性分析》。詣在計算出某一工況下飛機機翼受力情況以及該公務(wù)機的發(fā)散速度情況和顫振速度情況，并給出合理化的建 議。通過這個畢業(yè)設(shè)計熟悉自己所學(xué)知識，應(yīng)用自己所北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 6 頁 學(xué)知識。并且在畢業(yè)設(shè)計的整個過程中能夠?qū)W到一些新的知識新的處理問題的方法。學(xué)會解決一個課題的處理程序。最后給出結(jié)果報告。 國內(nèi)外研究狀況 飛行載荷這一塊國內(nèi)外都比較成熟，都有編寫好的手冊供查詢，大部分是根據(jù)理論公式加以實際情況進行修改的經(jīng)驗公式，根據(jù)經(jīng)驗公式進行計算，算出相應(yīng)載荷大小，然后傳給強度組進行強度校核。 氣動彈性力學(xué)概念是在 20 世紀(jì) 30 年代首先由航空工程師提出來的，它概括的表達了實踐中遇到的各種工程科學(xué)問題。其中關(guān)于顫振問題的研究已經(jīng)有七八十年 的歷史了，但現(xiàn)代飛機并沒有完全擺脫顫振問題的困擾。近年來，國際上出現(xiàn)的主動氣動彈性機翼以及自適應(yīng)機翼等新技術(shù)給經(jīng)典的氣動彈性力學(xué)賦予了新的內(nèi)涵。由于計算機的出現(xiàn)，誕生了許多氣動力計算方法，一些亞音速和超音速非定常氣動力計算方法應(yīng)運而生。20 世紀(jì) 50 年代后，隨著飛機設(shè)計的需要，基于線化理論的三維亞音速非定常氣動力計算被提上了日程。 50 年代中期 Watkins 提出了計算亞音速三維諧震蕩非定?？諝鈩恿Φ暮撕瘮?shù)法。 Albano 等人在 60 年代末又提出計算三維亞音速諧振蕩非定?？諝鈩恿Φ呐紭O子網(wǎng)格法。大型通用軟件包 。進入 70 年代，計算機技術(shù)進一步發(fā)展。 課題研究方法 1 利用環(huán)量導(dǎo)致的下洗推導(dǎo)出環(huán)量積分 — 微分方程，根據(jù)片條理論簡化計算機翼展向環(huán)量分布，有環(huán)量分布計算推導(dǎo)出機翼展向升力系數(shù)分布，切面升力分布，弦向升力系數(shù)分布，利用空氣動力學(xué)公式計算壓力中心位置，氣動中心位置等。利用片條理論加上合理的線化簡化，求解某一危險工況下的機翼翼根彎矩大小。 2 發(fā)散問題根據(jù)《氣動彈性設(shè)計基礎(chǔ)》等參考資料提供的理論公式，利用片條理論，結(jié)合相關(guān)力學(xué)公式進行計算。 顫振問題的 求解是借助 MSC 的 Patran 和 Nastran 來實現(xiàn)，求解顫振行列式，導(dǎo)出結(jié)果文件，通過繪制 Vg 圖來求得顫振速度。 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 7 頁 論文的構(gòu)成以及研究內(nèi)容 1 公務(wù)機載荷分析 確定載荷裝填 選定某一工況進行載荷分析 2 氣彈分析 發(fā)散理論分析 計算發(fā)散速度 顫振理論分析 建立顫振結(jié)構(gòu)模型和氣動模型 計算顫振速度 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 8 頁 2 飛行載荷的計算 飛行載荷計算用到的主要計算數(shù)據(jù) 1 重量與重心 飛行載荷計算要求從設(shè)計最小質(zhì)量到設(shè)計最大質(zhì)量之間的每一種重量 民用飛機設(shè)計手冊中，對民用飛機重量重心等均有限制 [1] 2 氣動構(gòu)型 在飛行載荷計算中，必須考慮飛機實際可能具有的各種氣動構(gòu)型 3 速度與高度 飛行載荷計算時，選擇的高度必須包括海平面和一些特定的高度。在海平面和最大高度之間再選足夠多的高度，然后與各種速度組合形成各個計算狀態(tài)。 規(guī)定了設(shè)計速度。下文有敘述。 4 氣動力數(shù)據(jù)與壓力分布數(shù)據(jù) 可通過以下方式獲得： 理論計算及工程估算 Ⅱ風(fēng)洞試驗 Ⅲ飛行試驗 Ⅳ與類似飛機的分析和實驗結(jié)果比較 5 其它數(shù)據(jù) [2] 飛機機翼半翼展展向升力系數(shù)分布 理論分析 由翼型理論知識可知，求解大展弦比直機翼的升力和阻力問題，歸結(jié)為確定環(huán)量沿展向的分布。 跟據(jù)翼型理論知識有： 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 9 頁 可得給定迎角和機翼幾何形狀條件下確定環(huán)量的微分 積分方程，見式 ()： [3] () 這種方程只有在少數(shù)特殊情況下才有解。一般利用三角級數(shù)解法求解： 令 z= 并將環(huán)量分布寫成如下形式，見式 ()： () 將其帶入上述微分 積分方程經(jīng)行求解， 得到式 () () 解算時，保留幾項級數(shù)即可，一般取四項即可近似表示實際的環(huán)量分布。 由此可以得到大展弦比直機翼展向環(huán)量分布情況。 如下圖 所示： 圖 有了環(huán)量的展向分布，就可以求出機翼剖面升力系數(shù)沿展向的分布規(guī)律 得到式 ()： () 其畫出的圖如圖 所示： 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 10 頁 圖 展弦比為 6 的機翼環(huán)量沿展向分布 本機計算：巡航狀態(tài) 實際上求解時只需要保留前幾項級數(shù)即可。取三角級數(shù)的四項已可近似表示實際的環(huán)量分布。 本機巡航狀態(tài)高度 15000m，速度為 ，可得空氣密度 ,空速 c=295m/s,機翼面積 本機起飛重量為，可得升力系數(shù)為： ，則 根據(jù)迎角 — 升力系數(shù)曲線得到巡航狀態(tài)機翼迎角為 根據(jù)翼型的迎角 — 升力系數(shù)曲線，得到 =。 = 在之間取四個值，分別取，，得到相關(guān)數(shù)據(jù)如表 所示： 表 機翼相關(guān)數(shù)據(jù)匯總 1 2 3 4 Z 0 b 1. 3938 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 11 頁 帶入下列方程 ,如式 ()： （ n 為偶數(shù)時，） () 得到的四個方程： 解得： 帶入得： 則可以計算出在幾個剖面的環(huán)量值分別為： =0 = = = 圖像如圖 所示： 圖 機翼剖面環(huán)量 展向位置分布圖 再將所得到的環(huán)量分布帶入下式可得到升力系數(shù)的展向分布 ,如式 ()： () 得到如圖 結(jié)果： 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 12 頁 圖 機翼剖面升力系數(shù) 展向位置分布圖 有上面結(jié)果可以得到一下結(jié)論： 本公務(wù)機巡航狀態(tài)時所設(shè)計梯形機翼的最大剖面升力系數(shù)靠近翼尖，大概在半展長的 75%左右。 沿機翼展向壓力中心線的確定 壓力中心確定的一般方法 機翼所有各個切面的壓力中心位置按下式 ()式 ()計算 [4]： () ] () 為后掠影響的修正值，其計算如下： 是考慮壓縮性的影響系數(shù)，根據(jù)下表 確定： 表 影響系數(shù)匯總 [5] 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 13 頁 是有效馬赫數(shù)，其計算如下： 本機機翼壓力中心線的確定 仍然如上述 部分那般考慮右半機翼情況，將機翼分成四段，取出包括翼尖和翼根的 5 個翼型剖面，分別計算壓心。從內(nèi)往外分別標(biāo)為 1， 2， 3， 4， 5 號翼型。列表 如下：（取 ） 表 機翼各段數(shù)據(jù)匯總 1 2 3 4 5 0 1 0 壓力中心線沿翼展分布如下圖 所示： 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 14 頁 圖 壓力中心線相對位置沿展向分布圖 由此可以看出：本機的機翼在翼展方向上，靠近翼根部位的壓力中心靠后，翼尖部分的壓力中心靠前，這主要是由于機翼后掠和空氣的壓縮性造成的。機翼后掠會造成翼根效應(yīng)和翼尖效應(yīng)，使得靠近翼根部分升力系數(shù)小而靠近翼尖部分升力系數(shù)大，而理論上，由此引起壓力中心的相應(yīng)的變化?？諝鈮嚎s性的影響反映在有效馬赫數(shù)上，考慮壓縮性影響后，根據(jù)普朗特 葛勞渥法則，升力系數(shù)會變大。 弦向載荷分布 任然選取右半機翼的四個翼型切面（除去翼尖的切面）進行分析，根據(jù)上述分析，在巡航狀態(tài)帶入迎角，動壓進行分析，結(jié)果圖 所示： 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 15 頁 a） 分圖 a 一號切面 b）分圖 b 二號切面結(jié)果 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 16 頁 c）分圖 c 三號切面 d）分圖 d 四號切面 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 17 頁 圖 右半機翼四個切面翼型弦向載荷矢量圖 飛行包線的確定 過載系數(shù) n n 越大，飛機的機動性就越好，但過載系數(shù) n 的增加，空氣動力載荷增加，結(jié)構(gòu)重力隨之增加，從而導(dǎo)致機動性降低。 n 受諸多因素影響，如最大升力系數(shù) ,飛行速度，高度等。人員的生理因素也是最主要的影響因素之一。 本次設(shè)計的公務(wù)機屬于第三類飛機，是不能做特技飛行的飛機，其最大使用過載=。 [6] 飛機受載包線的確定 飛機載荷計算所使用的受載包線，包括過載 速度包線和速度 高度包線。 飛行速度對載荷計算結(jié)果的影響是最大的，要確定飛行包線。首先必須確定幾個特定的空速。 對此都有相關(guān)要求。選定的設(shè)計空速均為當(dāng)量空速。其換算式為： 其中：是高度 H 處的空氣密度 是海平面空氣密度 則為相對密度 為 H 高度上的飛行速度 飛行設(shè)計空速的確定 （ a）設(shè)計巡航速度 [7] 根據(jù) 23 部要求，采用下列規(guī)定： （）對于正常類、實用類和通勤類飛機，分別不得小于 ， ， 33 。 （Ⅱ）在值大于 958 牛 /時，上述的系數(shù)可以隨線性下降到等于 4790 牛 /的 （ ） 本次公務(wù)機按通勤類飛機進行核算， ,則系數(shù)為 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 18 頁 本公務(wù)機的性能指標(biāo)要求是巡航 M=， H=15000m，進行當(dāng)量空速的換算就是 （ b）設(shè)計俯沖速度 采用以下規(guī)定： （Ⅰ）不得小與 倍的 （Ⅱ）對于要求的最小設(shè)計巡航速度，不得小于下列數(shù)值： 1 （對正常類和通勤類飛機） 2 （對實用類飛機） 3 （對特技類飛機） （Ⅲ）在值大于 958牛 /時，上述的系數(shù)可以隨線性下降到等于 4790牛 /的 。 =，所以 =（ c）設(shè)計機動速度 采用一下規(guī)定： （Ⅰ）不得小于 1 是飛機失速速度， 對于民用飛機，適航條例把失速速度定義為無動力、前重心條件下的最小穩(wěn)態(tài)飛行速度，通常是在過載小于 1 的機動中獲得這一速度的。所以，在初步設(shè)計中，可用下式來確定民用飛機的失速速度： （式中為法向過載，根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)，可取 =） 可得 2 n 是用于設(shè)計的限制機動載荷系數(shù) （Ⅱ） 值不必超過用于設(shè) 計的值 所以根據(jù)以上要求有 限制機動載荷系數(shù) （ a）正限制機動載荷系數(shù) n 不得小于下列數(shù)值： 1 對于正常類和通勤類飛機 + （ + 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 19 頁 但是 n 不必大于 2 對于實用類飛機， 3 對于特技類飛機， 所以對于本次設(shè)計的公務(wù)機有： n 所以定 = （ b）負限制機動載荷系數(shù)不得小于下列數(shù)值： 1 對于正常類、實用類和通勤類為 倍正載荷系數(shù)； 2 對于特技類為 倍正載荷系數(shù)； 3 如果飛機具有的設(shè)計特征使其在飛行中不可能超過本條規(guī)定的機動載荷系數(shù)，則可采用小于本條規(guī)定的值 所以對于本機設(shè)計情況負機動載荷系數(shù)，所以要取。 飛行包線的繪制 典型的飛行包線圖如圖 所示： 圖 典型飛行包線圖 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 20 頁 其中飛行包線圖上個各點狀態(tài)含義如表 所示： 表 飛行包線上個點對應(yīng)的各機動飛行狀態(tài) Q（或 v） 對應(yīng)機動狀態(tài) A A 小速度，大迎角的曲線飛行，載荷系數(shù)最大 B 飛機以最大允許空速飛行時改出俯沖或下滑，載荷系數(shù)最大 點 B 在最大允許空速飛行時，副翼偏轉(zhuǎn)作特技和滾轉(zhuǎn)機動，載荷系數(shù)為最大值的一半 G C 0 0 垂直俯沖，在最大允許空速是偏轉(zhuǎn)副翼 D 在最大允許空速時，以最小負載荷系數(shù)作機動 E D 小速度、負迎角進入俯沖，載荷系數(shù)最小 1 OA 段 有繪出 OA 段曲線 其中 根據(jù)前述載荷系數(shù)要求，取。即可求得 A 點速度。 由于 k 也是速度的非連續(xù)函數(shù)，所以 OA 段我用差值計算，選取四個速度點進行計算，再將這點計算點進行擬合近似曲線?？煞謩e選擇當(dāng)量速度為 m/s , m/s,m/s,m/s,分別帶入上式計算，然后擬合，畫出 n= 的直線，其與曲線的交點即是 A 點結(jié)果如表 北京航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 第 21 頁