先进战斗机气动弹性设计综述

中国新一代战斗机的研发引领了飞机设计领域各项技术的创新和发展。针对研制总要求和任务特殊性，中国航空工业成都飞机设计研究所气动弹性专业建立了精益气动弹性设计与验证技术体系。基于多学科优化设计流程，开展了旨在提高飞机气动弹性品质的关键技术攻关、气弹优化设计和分析工作。完成了考虑含全动翼面结构非线性的全机动力学特性地面试验、亚跨超声速颤振模型风洞试验和气动弹性飞行试验验证。在较短的研发周期内，成功实现气动弹性设计目标，为新一代战斗机的成功研制提供了技术保障。描述了该飞机气动弹性设计历程、主要技术工作以及在此基础上取得的技术进步、能力提升以及具有研究所特色的气动弹性设计知识工程建设。     

飞机结构与气动力及飞控系统耦合分析技术

结合工程实践对飞机的气动伺服弹性稳定性检查的设计思想、理论及试验方法进行了探讨。内容包括理论背景、频率响应分析、伺服颤振分析、状态方程法以及地面耦合试验、风洞稳定性试验和飞行试验验证介绍等。在此基础上用某型飞机作为实例验证了气动伺服弹性的工程设计方法,进一步证实了本文所描述的分析和试验技术的有效性和实用性。最后提出了未来气动伺服弹性研究应开展的工作。     

热环境下结构固有振动特性试验及分析

高超声速飞行器在气动热环境中,其固有频率和振型会受温度升高的影响而发生变化,从而其颤振特性也要发生改变。本文建立了适用于工程应用的飞行器翼面结构热模态试验方法及试验装置,为验证该方法的有效性,针对高超声速飞行器翼面结构特征,设计和制造了钛合金翼面盒段试验件,测试了高温环境翼面热模态。开展了单面加热、双面加热、温度呈梯度分布加热和随时间变化加热等几种加热方式对比试验,试验结果表明,温度升高对结构模态特性影响明显;且该试验方法具有很高的工程实用价值,可应用于飞行器翼面结构热模态试验;同时,建立了试验件有限元模型,开展了热模态分析,对试验结果和分析结果进行了对比分析和讨论,结果具有较高的一致性。     

全动翼面间隙非线性气动弹性响应分析

战斗机全动翼面操纵系统中普遍存在间隙，其非线性特性不但影响系统地面振动试验数据的有效性，而且可能导致飞行器气动弹性稳定性边界产生偏差，因此有必要开展考虑间隙非线性的气动弹性响应分析研究。以全动翼面旋转方向间隙为研究对象，基于虚拟质量法线化模态振型，建立一组可以表达整个响应域变形的统一模态振型；采用有理函数拟合，将频域非定常气动力转换到时域；研究分析不同间隙参数对应的极限环响应特性。结果表明：当全动翼面结构系统中存在间隙时，在低于线性颤振边界的特定飞行区域，翼面会出现非线性极限环振荡现象，间隙参数会影响极限环振荡幅值、频率以及限环振荡的进入临界速压和发散临界速压。