氣動彈性力學

氣動彈性力學

氣動彈性力學,是研究空氣動力與飛行器結構彈性變形相互作用及其對飛行的影響的學科。

氣動彈性力學

它的研究內容涉及空氣動力學飛機結構力學大氣層飛行動力學等方面。飛行器的結構不可能是絕對剛硬的,在空氣動力作用下會發生彈性變形。這種彈性變形反過來又使空氣動力隨之改變,從而又導致進一步的彈性變形,這樣就構成了一種結構變形與空氣動力互動作用的所謂氣動彈性現象。氣動彈性對飛行器的操縱性和穩定性會產生顯著影響,嚴重時會使結構破壞或造成飛行事故。因此氣動彈性問題是飛行器(特別是一些剛度較小而速度較高的飛機飛彈)設計中需要考慮的一個重要問題。
發展概況 20世紀初,飛機設計師對氣動彈性尚一無所知,飛機剛一試飛,原先認為強度足夠的機翼結構因變形發散而折斷,飛行遂告失敗。第一次世界大戰期間,飛機急劇發展,除了變形發散仍有發生之外,顫振型式的氣動彈性現象至遲在1916年已經出現。隨著飛行速度提高,空氣動力增大,而重量小的結構型式使機翼抵抗變形的能力下降,所以氣動彈性問題變得嚴重起來。30年代初英國“蛾”號飛機連續發生顫振失事,促使航空工程界對氣動彈性問題嚴重關注。氣動彈性力學作為一個分支學科大體上可以認為就是在這個年代形成的,顫振驗證也由此時起成為設計飛機必須考查的項目而載入強度規範。以後針對高速飛行器設計的需要,又發展了涉及氣動加熱效應的氣動熱彈性力學。60~70年代以來,由於自動控制系統在飛行器上的廣泛套用,又出現計入伺服機構作為動態環節的氣動伺服彈性力學。
研究內容 氣動彈性對飛行影響的問題,主要是從結構強度和飛行器的動態特性(操縱性、穩定性)兩個方面進行研究的。常遇到的有變形發散、操縱反逆和靜穩定性影響等氣動彈性靜力學問題以及顫振、陣風回響、抖振、動穩定性和操縱反應等氣動彈性動力學問題。
變形發散 在結構變形與空氣動力互動作用下結構變形的非周期性的單調發散現象。例如,機翼升力一般作用在機翼結構扭轉中心(簡稱扭心)之前,故產生一抬頭扭矩使迎角增大,迎角的增大使空氣動力進一步加大,這又引起更大的彈性變形迎角。結構變形與空氣動力的互動作用,通常達到一穩定平衡狀態為止。在一定高度上平飛時,空氣動力將隨飛行速度增加而增大,而彈性力矩則與飛行速度無關,因此飛行速度增加時,上述平衡狀態將對應于越來越大的彈性變形。一般存在著一個臨界飛行速度,達到這一速度時,迎角的任何偶然擾動都會引起彈性變形不斷擴大,導致機翼破壞。這叫作變形發散,與此相應的飛行速度稱為變形發散速度。1903年S.P.蘭利的單翼機失敗,其原因一般認為是機翼的扭轉變形發散。通常較高的結構剛度對應於較大的變形發散速度,為了保證變形發散速度大於最大飛行速度且留有一定安全裕度,強度規範對結構剛度規定了相應的要求。
操縱反逆 由於結構變形與空氣動力互動作用引起操縱面效能降低以至喪失甚至反逆的現象。例如,左右副翼相反偏轉的效能是使飛機產生滾轉力矩,但是空氣動力的作用使副翼變形,原來所產生的滾轉力矩下降,從而降低副翼效率。當動壓增大,即當定高飛行的速度增大到臨界的所謂反逆速度時,偏轉副翼就根本產生不了滾轉力矩,於是副翼失效。超過這一臨界速度後,偏轉副翼會產生反向的滾轉力矩,使飛機違背操縱者意願而反向滾轉。這種設計上不允許出現的情況稱為副翼反逆。對於其他操縱面也有類似現象,統稱為操縱反逆。第二次世界大戰期間,日本零式戰鬥機開始曾以輕巧靈活取勝,但機翼抗扭剛度小、副翼反逆速度低,不能快速滾轉,這一弱點被對方掌握後,就失去了它的作戰優勢。為了防止操縱反逆,應採取各種有效措施(包括結構要滿足一定的剛度要求)以降低氣動彈性對操縱面效率的不利影響。
靜穩定性影響 氣動彈性對飛行器靜穩定性的影響首先表現在它改變了飛行器平衡狀態(或基準飛行狀態)的壓力分布,引起焦點位置的變化,從而改變飛行器的靜穩定性。
顫振 翼面在結構變形與空氣動力互動作用下發生的自激振動現象,是飛行器結構動強度中最重要的氣動彈性問題。有記載的第一次顫振事故是1916年英國一架雙發動機轟炸機因水平尾翼顫振而失事。最基本的顫振是機翼彎扭顫振。機翼振動時,一般都伴有彎曲和扭轉變形。這種變形與空氣動力的互動作用,使變形進一步變化。飛機低速飛行時,機翼振動會不斷衰減。隨著飛行速度增大到某一數值時,機翼振動就會保持等幅,這就是顫振臨界狀況,與此相應的飛行速度稱為顫振臨界速度。飛行速度超過顫振臨界速度以後,振動將不斷擴大以至機翼破壞。顫振的基本因素是空氣動力、彈性力和慣性力三者的耦合作用,若機翼重心前移到扭心處,則會破壞機翼彎曲振動伴隨扭轉的機制,平直氣流就無從產生激勵振動的作用,顫振也就不會發生。強度規範要求顫振臨界速度高於最大飛行速度並留有一定的安全裕度。飛行器的顫振型式很多,可按所涉及的振動型態加以區分。例如涉及機翼彎曲和副翼偏轉的稱為彎曲-副翼型顫振。凡屬這類涉及操縱面的顫振,通常採用加配重使操縱面重心前移到它的轉軸之前的辦法來防止。高速飛行器的蒙皮在超音速氣流作用下會發生類似旗幟隨風飄揚型的所謂壁板顫振。這種顫振雖不致使蒙皮立即破裂,但卻會引起疲勞破壞。
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抖振 飛行器結構某些部分由於氣流中的紊流擾動所引起的強迫振動。紊流可能是由發生抖振的部件自身或另一部件上的氣流分離引起的。例如,機翼前緣的跨音速氣流分離引起機翼本身的抖振;機翼機身聯接處氣流分離引起尾翼的抖振。抖振有時難以預計,常在試飛時發現後再設法排除。解決途徑主要是改善氣動外形設計,以避免、減弱或延緩氣流分離;改變尾翼位置,以避開從機翼流來的分離氣流;採取適當的減振措施等。
陣風回響 飛行器遇陣風而產生附加的變形和應力等回響。在飛行器結構設計中,一般僅對機動載荷相對較低的大型飛行器考慮陣風回響,主要是進行靜強度校核和疲勞強度校核等。
動穩定性和操縱反應 氣動彈性對動穩定性和操縱反應的影響表現在它改變了飛行器的擾動運動特性(見飛行器動態特性)。彈性飛行器受擾後的擾動運動可分解為附加的移動、轉動和變形三部分。前兩者合稱為剛體運動(或總體運動),後者稱為彈性運動。這兩種運動的相互影響,形成了彈性飛行器不同於剛性飛行器的擾動運動的一些特點。
飛行器彈性振動的自振頻率是由飛行器的剛度和質量分布決定的。一般來說,結構剛度越大,各階振型對應的自振頻率也越高,反之則越低。
如果飛行器結構最低階自振頻率比剛體運動的頻率高得較多,則在研究彈性飛行器的動態特性時可採用準靜彈性假設,用修正氣動導數的辦法以計入氣動彈性的影響。如果飛行器結構最低階自振頻率與剛體運動頻率比較接近,則彈性運動與剛體運動之間將出現較強的耦合。此時必須計入彈性運動自由度,並根據給定的初始條件或控制規律等求解完整的彈性飛行器運動方程組,來計算彈性飛行器的動態特性。
小變形假設下,可以認為飛行器的彈性運動與剛體運動之間不存在慣性耦合。但氣動力的耦合卻總是存在的。氣動彈性對於飛行器動態特性的影響正是由於飛行器受擾後所發生的彈性振動使得作用在飛行器上的氣動力發生變化,從而使飛行器的總體運動的動穩定性和操縱反應特性也發生變化。
發展趨勢 隨著飛行器日益廣泛地採用各種類型的自動器和在稠密大氣層中高速飛行的發展,60年代以來,在古典氣動彈性力學的基礎上又發展了若干新的學科和研究內容,如氣動熱彈性力學、氣動伺服彈性力學、主動控制技術的套用、噪聲激勵、隨機擾動以及新的研究方法等。
氣動伺服彈性問題 在一些裝有自動控制系統的飛行器中,在一定的情況下,結構彈性振動與控制系統的相互作用會使控制系統的工作受到嚴重的干擾,對飛行器的穩定性和操縱性產生不利影響。改善自動控制系統的工作條件,降低彈性振動對控制系統的不利影響,是這類飛行器設計工作中必須研究的課題。
主動控制技術的套用 70年代末期以來,主動控制技術有了很大的發展。在一些飛行器上,可採用主動控制系統來抑制某些不利的彈性振動,以改善飛行器的動態特性。這是氣動彈性力學領域中一個新的值得重視的研究方向。
數值計算和實驗研究方法 隨著高速電子計算機的出現和計算空氣動力學等學科的發展,可採用數值計算的方法來研究氣動彈性對穩定性和操縱性的影響。同時,由於測試技術的發展,採用實驗方法研究飛行器動態特性問題也取得很大進展。例如用風洞實驗測量模型的非定常壓力分布,套用動力相似模型在風洞中測量飛行器的氣動導數,進行模型自由飛試驗和飛行試驗以測量彈性飛行器的動態特性等。
參考書目
 埃特肯著,何植岱等譯:《大氣飛行動力學》,科學出版社,北京,1979。(B.Etkin,Dynamics of Atmospheric Flight, John Wiley & Sons,New York,1972.)
 伏欣著,沈克揚譯:《氣動彈性力學原理》,上海科學技術文獻出版社,上海,1982。(H. W. F╂rsching, Grundlagen der Aeroelastik, Springer-Verlag,Berlin,Heidelberg,New York,1974.)
 R.L.Bisplinghoff et al.,Aeroelasticity,Addison Wesley Publ.Co.,Cambridge,Mass.,1955.

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