淺析飛機「氣動彈性」與「氣動伺服彈性」設計

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以下文章來源於公眾號：民用飛機——小柚子William

一、引言

飛行器的結構不可能是絕對剛體，在氣動力作用下會發生一定程度的彈性變形。這種彈性變形反過來又使氣動力隨之改變，從而加劇彈性變形。

這就構成了結構變形與氣動力的交互作用，即所謂氣動彈性現象。

二、什麼是「氣動彈性」和「氣動伺服彈性」？

氣動彈性：慣性力、彈性力和氣動力的相互作用。

氣動伺服彈性（Aero-Servo-Elasticity, ASE）：慣性力、彈性力、氣動力和控制力的相互作用。

氣動彈性力學，是空氣動力學和彈性結構力學的一個分支，主要研究飛行器飛行時的彈性特點。而氣動伺服彈性，則是氣動彈性的一個分支，其主要考慮飛控系統與結構和氣動的交互影響。

氣動彈性對飛行器的結構、操縱性和穩定性會產生顯著影響，如果設計的不好，變形會呈發散趨勢，嚴重時會造成結構破壞，導致飛行事故。

20 世紀初，飛機設計師對氣動彈性一無所知。20 世紀 30 年代英國「蛾」號飛機連續發生顫振而導致失事，引發航空工業界對氣動彈性問題的嚴重關注，顫振試驗從那時起成為飛機設計必須要考查的試驗項目。

三、氣彈會帶來什麼問題？

氣動彈性問題，在自然界中無處不在。典型的，1940年11月7日，美國塔科馬大橋（Tacoma）由於結構設計問題而產生坍塌。

人們對產生這次事故的機理有多種看法，一種主流說法是：大橋遭遇臨界風速，其結構模態阻尼由正變為負，導致結構失穩，引發顫振。

這種現象與飛機的機翼顫振，非常相似。

從飛機誕生以來，結構變形發散、操縱反效、顫振等氣動彈性問題已成為影響飛機穩定性及飛行性能的重要因素。

在傳統的飛行器設計過程中，氣動彈性工作通常是對已有的設計方案或原型機進行分析，然後提出設置配重、增加阻尼、增加陷波器等補救措施。

現代大型飛機一般採用大展弦比的氣動外形、全時全權限的電傳飛控系統、使用佔比日益提高的複合材料。使得飛機呈現輕結構、低阻尼、大柔性的特點，飛控系統頻帶變寬、權限增大，這些均導致了氣動彈性及氣動伺服彈性問題日益突出。

下圖反映了波音787飛機，在極限載荷情況下的機翼彎曲情況。

對於現代飛機設計，以氣動彈性和氣動伺服彈性性能為約束的結構設計與優化，貫穿於飛機設計的各個階段。涉及結構、強度、氣動、飛控等多個專業，採用單純的結構優化或飛控改進都難以達到最優，而必須將設計領域拓寬為多學科的條件約束和協同設計。

其中，飛控系統也越來越多的採用載荷減緩、陣風緩和、結構模態抑制等主動控制技術，以平衡升力分布、減少翼根彎矩、減輕結構重量、改善氣彈穩定性。

四、氣彈有關的三個典型問題

下面針對氣彈導致的三個典型問題，逐個說明。

4.1 變形發散

在結構變形與氣動力交互作用下，結構變形出現非周期性的單調發散現象，稱為變形發散。

例如，機翼升力一般作用在機翼結構扭轉中心之前，將產生抬頭扭矩使迎角增大，迎角的增大使氣動力進一步加大，又引起更大的彈性變形迎角。

而結構變形與氣動力的交互作用，通常在某一高度和速度下，會達到一個平衡狀態。當空速增加時，氣動力隨空速增加而增大，而彈性力則與空速無關。因此平衡狀態將對應越來越大的彈性變形。

當達到臨界速度時，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。即為變形發散，此臨界速度稱為變形發散速度。

4.2 操縱反效

在結構變形與氣動力交互作用下，導致操縱面效能降低以至喪失甚至反效的現象，稱為操縱反效。

例如，左右副翼差動偏轉，使飛機產生滾轉力矩。但是氣動力的作用使副翼變形，導致滾轉力矩下降，從而降低副翼效率。

當速度增大到臨界速度時，偏轉副翼根本產生不了滾轉力矩，於是副翼失效。

超過臨界速度後，偏轉副翼會產生相反的滾轉力矩，飛機違背飛行員意願而反向滾轉，造成副翼反效。

其他操縱面也有類似現象，統稱為操縱反效。為了防止操縱反效，應採取提高結構剛度等各種措施，降低氣動彈性對操縱面效率的不利影響。

4.3 顫振

在結構變形與氣動力交互作用下，結構出現自激振動現象，稱為顫振。

顫振是結構強度設計中最重要的氣動彈性問題。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。這種變形與氣動力的交互作用，使變形進一步變化。

低速飛行時，機翼振動會不斷衰減。隨著空速增大到某一數值，機翼振動就會保持等幅，這就是顫振臨界情況，與此對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。因此，設計時一般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。

顫振的基本因素是氣動力、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，顫振也就不會發生。

例如對於傳統飛機，通常採用增加配重，使操縱面重心前移到轉軸之前，來防止舵面顫振的發生。

此外，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的所謂壁板顫振。這種顫振雖不致蒙皮立即撕裂，但卻會造成疲勞影響。

五、氣彈設計的要求是什麼？

氣動彈性設計的主要依據是 25.629 條款及其諮詢通告。

民用飛機應符合氣動彈性穩定性要求，應避免發生因顫振、發散、操縱反應及其他因結構變形原因，引起的穩定性和操縱性的過度喪失。

在規定的氣動彈性穩定性標線內，飛機都不能發生氣動彈性的不穩定。這裡提到的「穩定性包線」，在 25.629 條款中有明確界定，不再贅述。

特別的，對於氣動伺服彈性，需要確保不同飛控構型狀態下滿足以下要求：在飛機氣動彈性穩定性包線內，幅值裕度大於 6 dB、相位裕度大於 ±60º。

六、氣彈穩定性要求如何驗證？

通常可通過理論分析、風洞試驗、地面共振試驗（包括地面結構模態耦合試驗）、飛行試驗等，來表明對適航條款的符合性。

例如：

• 採用縮比模型進行風洞試驗，以確定飛機的顫振特性和顫振臨界速度。
• 開展地面共振試驗，獲得飛機結構重要模態的振動頻率、振動形態和結構阻尼值。
• 開展地面結構模態耦合試驗，分析飛機在飛控系統工作情況下（各類控制模式均需考慮），結構與系統耦合的地面伺服彈性穩定性。
• 開展顫振飛行試驗（包括氣動伺服彈性試飛），證明包線內具有合適的穩定性餘量，接近速度邊界時穩定性不得大幅減小。
• 開展作動器設備級剛度試驗，表明各操縱面（副翼、升降舵和方向舵等）作動器，具有足夠的剛度和阻尼，可滿足顫振抑制要求。

文章來源於公眾號：民用飛機——小柚子William

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