收稿日期:　1997210207第一作者　男　31岁　讲师　100083　北京　1)航空科学基金(97A51038)资助项目

主动气动弹性机翼技术分析1)杨　超 陈桂彬 邹丛青(北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系)

摘　要　以伺服气动弹性(或称气动伺服弹性)技术为出发点,结合国内外研究情况,分析近年来正在发展的、能多方面提高飞机性能的飞机设计新技术———主动气动弹性机翼(也称主动柔性机翼)技术的主要设计思想与特点、关键技术、与传统机翼设计技术的区别、应用前景等,反映该技术的多学科综合和一体化的特点,供飞机设计、气动弹性等研究人员参考.

关键词　气动弹性动力学;柔性机翼;飞行控制;气动伺服弹性;主动控制;

一体化设计分类号　V211.47

未来飞机应具有大柔性、结构与起飞重量比小的特点,在高性能数字式控制系统的支持下,能巧妙地利用气动力与气动弹性效应,具有很好的飞行性能.正在发展的能够将性能、推进系统、结构、气动力和飞控系统等多种学科集成起来的设计方法,可用来解决飞行中飞行控制系统、柔性结构、气动力等的相互作用问题(如伺服气动弹性问题,简称ASE),将在飞机设计中起主要作用.随着主动控制技术(简称ACT)在航空技术领域的发展,逐步使人们认识到结构的柔性在主动控制技术的支持下可以发挥更大的潜力.为了证明ACT与ASE技术的结合在飞机设计中的关键作用,1985年至1992年,由美国空军、NASA兰利研究中心和Rockwell公司共同发起了主动柔性机翼(ActiveFlexibleWing,简称AFW)工程计划[1],验证了AFW概念,证明AFW技术是未来多用途战斗机设计的多功能关键技术之一,技术上已经达到了可以应用于新机而又没有多大风险的程度.1996年已经开始了第2阶段的研究,在美国空军的支持下,怀特试验室、爱德华空军基地、NASA德莱顿研究中心、NASA兰利研究中心联合开展了主动气动弹性机翼(ActiveAeroelasticWing,简称AAW,是AFW的重新命名)技术的飞行试验研究[2],目的是使AAW技术进一步转化到实际工程中.从AAW技术的研究来看,它是ASE技术的拓宽和自然延伸;ASE技术是AAW技术的核心内容,是AAW技术发展的坚实基础.国内ASE

研究始于70年代,相继在多个机型上实施了ASE分析,同时也开展了ASE综合技术的理论研究和实验验证[3],包括气动能量方法[4],线性二

次型调节器(LQR)法[5]和线性二次型高斯(LQG)法

[6]的颤振抑制和阵风减缓的模拟和数

字式控制律的综合,并对多输入2多输出系统的鲁棒稳定控制[7～9]及结构/控制一体化[10]做了研究和探讨.

本文结合国内外ASE、AAW技术的研究情况,介绍这种新机设计技术的设计思想与功能、关键技术以及发展状况等.

1　主动气动弹性机翼的设计思想与功能

AAW技术的设计思想与采用结构的强度和刚度来被动地防止结构柔性引起的气动弹性不良效应的传统设计方法不同,它是通过全权限、快速响应的数字式主动控制系统来主动且有效地利用机翼的柔性.传统的设计方法中由控制面产生控制力,从而控制飞机运动.而机翼的柔性产生的气动弹性效应会减弱控制面的效能,同时使机翼的颤振特性变差.为了避免这种不利情况,只能加强机翼强度和刚度或附加其他控制面,从而使结构重量增加.

国外AAW技术中,机翼带有多个前缘和后缘控制面,在主动控制系统的操纵下,多个控制面

　1999年4月第25卷第2期北京航空航天大学学报JournalofBeijingUniversityofAeronauticsandAstronauticsApril　1999Vol.25　No12协调偏转(如美国AFW工程中的风洞试验模型,共有4对控制面,即内侧前、后缘和外侧前、后缘控制面各1对[1,2]),主动使机翼发生所希望的弹性变形,由变形的机翼产生控制力,使飞机运动特性改变.如果设计合理,控制面只要偏转较小的角度(大约±5°),就能提供足够的控制能力,满足设计要求,而此时的机翼扭转变形比传统设计方法设计的机翼的变形还要小.美国AFW工程及有关验证机试验得到的结论是,AAW技术能获得如下收益:1)显著地增强控制能力;2)在所有飞行范围内减小气动阻力;3)减小机翼结构重量;4)展长和后掠角一定时,拓宽机翼设计的手段;5)抑制颤振和提高颤振临界速度;6)阵风与机动载荷减缓,提高机动性.AAW技术本身涉及结构、控制、气动力等多门学科,是ASE、ACT、结构优化、机翼设计、传感器、测量、风洞试验、计算机等多项技术的集成.其中有些技术已经发展多年,比较成熟;而有些技术需要深化或拓宽,但更重要的是如何将这些技术集成起来,形成一种有效的工程应用技术.ACT技术和ASE技术是AAW技术的关键,而ASE技术是AAW技术的核心内容,ACT技术是AAW技术得以实现的有力工具.AAW技术涉及的控制系统设计是基于ASE系统的问题,较单纯的基于刚体的控制律设计有更大的难度,同时突破了原有ASE问题中颤振主动抑制和阵风减缓的控制律综合问题,还可以包括静态的飞行状态控制与保持、机动飞行控制与载荷减缓等多种飞行控制律的综合等.AAW技术实际上包含2个层面的技术[11].一个层面是针对已存在的机翼设计主动控制系统,在不超出已有结构限制的条件下,对控制面偏转进行优化配置,得到所希望的机翼变形,最大限度地减小阻力,获取机动性等;并以颤振主动抑制和机动载荷减缓控制系统设计为核心内容.另一个层面是采用AAW技术设计一种新机翼,综合结构、气动力、控制系统进行设计,优化机翼结构和控制面位置,在满足结构约束的条件下,使得最小重量、最小阻力等指标得到满足.美国经过1985年以来的AFW工程研究,第1个层面的AAW技术在风洞中得到验证,取得很大进展,已达到实际应用的较成熟水平,目前正开展验证机试验研究.第2个层面的AAW技术在第1个层面技术的基础上还在不断研究之中.Rockwell公司选择了多项技术进行了研究,最后确认,适合于未来多用途战斗机的多功能技术是推力矢量技术、无尾布局技术和AAW技术,

最终选择的飞机是带有主动柔性机翼、推力矢量控制的无尾布局构型.这种构型中,推力矢量技术既能提供多轴推力又能提供俯仰/偏航稳定性和控制,AAW技术和无尾技术均能降低重量和减小阻力.这种构型已被美军方认可,并正在系统地验证中.

2　AAW的关键技术及研究进展从国外AAW技术的发展来看,ACT和ASE

技术是关键,重点是模型建立、一体化设计、分析技术和主动控制系统设计.我国多年来开展的ASE方面的研究工作不但是目前工程的需要,而且是进一步发展AAW技术的重要基础.

2.1　伺服气动弹性系统数学模型气动弹性系统不同,其运动方程也有所不同.

从国内外的研究情况看,有多种建模方法.总的来说有2类性质的建模问题,即线性系统建模和非线性系统建模.

2.1.1　线性模型建立气动弹性系统的线性模型的主要目的是借助成熟和完善的线性系统理论进行稳定性、鲁棒性分析和设计控制律.一般将方程写成一阶线性时不变状态空间方程形式,难点是非定常气动力的处理,同时还要综合考虑精度、模型的阶数和工作量,提高模型的质量.

1)非定常气动力的有理函数近似

此类建模方法把频域的非定常广义气动力延拓至拉氏域的有理函数近似,然后将运动方程转化为状态空间方程.为了获得与减缩频率有关的非定常气动力低阶有理函数近似,减少从频域向时域转换时引入的气动力维数,至今已发展了多种非定常气动力的有理函数近似方法,如目前常用的Roger法、修正矩阵的Pade法、最小二乘法(LS法)和最小状态法(MS法),每种方法都受自

身特点的影响,各有特色,且同等重要,一般视具体问题选用.

以往的科研实践表明,Roger法和修正矩阵的Pade法有较好的精度,但前提是清晰掌握系统的颤振特性,在建模之初就把结构自由度减少到有限的个数.由于LS法的拟合过程是线性优化问题,计算工作量较小,也有较高的精度,但滞后项增加的气动力维数较多.MS法的最大优点是提供尽可能少的非定常空气动力维数,从而使最

271北京航空航天大学学报 1999年终形成的状态空间的阶数较低,以利于降低控制律的阶数,有较高的精度,便于工程应用,这也是该方法被较多采用的原因.文献[12]对MS法进行了深入的研究,分析了不同初值、不同约束点、不同滞后根及加权等因素对空气动力拟合误差和颤振特性的影响结果;采用重要与次要模态的概念进行降阶,使计算工作量大为降低.2)拟合状态空间法这是一种国外近期发展的ASE系统的低阶建模新方法,它与非定常气动力的有理函数拟合方法有本质的区别,无需经过气动力的有理近似,直接对传递函数响应进行拟合来建立状态空间方程,方程中不含气动力状态,模型阶次低.文献[13]针对一个多输入多输出的ASE系统,分别采用Roger法、MS法和拟合状态空间法建立数学模型,进行了颤振特性和动响应特性的计算,并做了鲁棒稳定性分析,对比结果表明,拟合状态空间法较传统的非定常气动力拟合方法具有阶次低、计算速度快、精度相当且稳定、运用简单方便的优点,是一种比较实用的低阶建模方法.但拟合状态空间法建立的状态空间方程是一个数字离散形式,同时,状态矩阵的计算来自p2k法计算结果,精度受到p2k法精度的制约.3)高阶模型降阶技术高阶模型降阶技术是AAW系统建模的重要组成部分.一般来说,对于高柔度的飞机,即使采用低阶建模技术,其状态空间方程的阶数仍然是很高的,应用此模型设计的控制律一般也具有同样高的阶次,这样的高阶控制律是很难在工程中实现的,即使实现,可靠性也很差.为了最终获得低阶控制律,有2条途径.一是针对高阶系统设计满阶控制律,然后采用控制律降阶技术得到低阶控制律;二是先建立一个低阶模型,然后设计低阶控制律.第2种途径在具体实现时往往是低阶建模技术(如MS法和拟合状态空间法等)和高阶模型降阶技术的结合.2.1.2　非线性模型从理论上讲,由线性运动方程设计的控制律和分析结果仅适合于线性运动方程,即适合于非线性运动方程在某处的线性化区域,控制律设计的好坏最终要在实际系统中验证.为了验证控制律,保证模型和风洞试验的安全,试验之前必须通过数值仿真预测试验结果.这里涉及到带有主动控制系统的结构动力学响应问题,所需的气动弹性运动方程应尽可能多地包含非线性因素[1],如气动力非线性、控制环节非线性、结构非线性、惯性耦合等因素;但目前来说,由于主动气动弹性机翼的弹性变形可以有效控制,还未触及结构的几何非线性问题,而仅考虑结构的间隙等非线性环节.

2.2　一体化设计现代高性能的飞行器在结构系统和控制系统之间通过气动弹性效应会产生很强的耦合,而当前工程设计实践中最大的特征是结构设计和控制系统设计之间的分离,最后只能采取补救修改和调整,所付出的代价是昂贵的.随着现代计算技术可信度的增长和优化算法的发展,传统的设计方法总是要被一体化设计方法代替.