基于協同仿真的柔性機翼動力學建模及應用

摘要：利用多領域協同仿真技術，應用氣動彈性分析理論和方法，對柔性機翼進行結構有限元建模、動力學特性分析、固有振動分析，并針對垂直陣風載荷減緩進行討論。仿真結果驗證了該方法在工程中是有效的。

關鍵詞：多領域協同仿真； 氣動彈性； 陣風減緩

中圖分類號：TP391文獻標志碼：A

文章編號：1001－3695(2007)05－0231－03

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大展弦比飛機在飛行載荷作用下，機翼會產生很大的彎曲和扭轉變形，因此不能將其簡單視為剛體，而應視為彈性體。由于結構彈性改變飛機氣動參數和飛機的特性，氣動特性改變可能加劇機體變化引起扭轉變形發散、顫振；另一方面，彈性變形會引起載荷重新分布，也會使飛機的操縱效率降低，甚至發生操縱反效；同時飛機彈性彎曲與控制系統耦合，傳感器不僅感受機體剛體運動，同時感受機體彈性彎曲運動。當彈性彎曲與舵機控制耦合時，可能導致飛機失穩或被破壞[1]。因此，柔性機翼的氣動彈性工程化建模和動力學分析是飛機設計需要考慮的內容。

雖然現有的仿真工具可以很好地解決大部分單領域的分析評估問題，但是對于這種涉及到機械、電子、氣動、強度、結構、控制等多領域知識的復雜系統時，僅靠傳統的單領域仿真已經很難滿足對整個過程功能和行為的分析。因此仿真工具之間相互協同的需求就變得愈加迫切。

1協同仿真平臺的建立

1．1多領域協同仿真技術

現實世界中的復雜產品通常都是多領域的，一般是由不同的工具設計出來的屬于不同領域的多個分系統組成。雖然現有的仿真工具可以有效地輔助產品某個功能單元的設計開發，能夠很好地解決大部分單領域的分析評估問題，但對于涉及到多領域知識的復雜系統(整個產品或其某個復雜子系統) 仿真支持還不夠。隨著產品規模和復雜程度的不斷增大，產品設計過程中涉及到的學科領域越來越多，分系統間的關系也越來越復雜，僅靠傳統的單領域仿真，已經很難滿足對整個產品或其某個復雜子系統的功能/行為進行分析。仿真工具之間相互協同的需求開始逐漸變得強烈。多領域協同仿真技術將與面向不同學科領域的仿真工具結合，共同構成一個統一的仿真系統，以便進行針對整個系統的仿真。這樣，不僅可以充分發揮仿真工具各自的優勢，還可以加強不同領域開發人員之間的協調與合作。協同仿真技術充分發揮了多領域仿真工具的優勢，體現了不同分系統間的聯系；它較單領域仿真方式更具有系統性和合理性，仿真結果的置信度也更高。協同仿真技術的出現和發展，將會對復雜產品的設計過程提供更加強大的支持，從而促進產品設計能力的提高。

1．2協同仿真模式分類

根據不同的指導思想，可將協同仿真模式分為基于統一語言和基于接口兩大類。前者旨在通過提供一種統一的仿真語言，來實現面向不同應用領域的建模、仿真、控制和驗證。這種方法雖具有一定的理論研究價值，但由于它無法很好地兼容既有的模型和軟件，缺乏必要的商業支持，目前還不適合應用到復雜產品設計過程中。后者通過提供統一的接口標準，來實現不同仿真應用之間的信息交互，現有的仿真軟件只需要對自身的信息交互接口進行改造和封裝， 無須對內部具體算法和實現機制進行改動。這種模式以仿真運行過程中實時的信息交互為出發點，突出了對現有仿真資源的繼承和重用，比第一種模式具有更好的適用性和可行性[2]。

1．3基于多領域協同仿真平臺的體系結構

協同仿真平臺是一個基于高層體系結構HLA ，具備通用性、開放性和可擴展性，支持異地協同工作的集成框架。它可集成多學科領域涉及的設計仿真分析工具及模型庫/數據庫等系統，對協同仿真相關過程、數據、模型進行有效的管理，提供一個集成的協同建模、調試、仿真運行、仿真結果評估的一體化建模仿真環境。根據工程設計協同仿真平臺的特征，以成熟的商品化軟件作為協同仿真平臺的支持環境，可充分借助其完善的結構、網絡通信功能實現協同仿真建模/分析/交互；應用系統集成機制實現仿真工具的集成；文檔管理及產品結構管理功能實現仿真數據、文檔、資源的統一管理和共享；工作流管理和人員組織管理功能實現協同仿真運行管理、協同平臺管理、協同仿真建模、協同仿真運行、仿真結果評估等功能。圖1為多領域協同仿真平臺的體系結構。

2柔性機翼動力學模型協同仿真系統

2．1協同仿真系統協作模式

柔性機翼的動力學建模，具有結構復雜、運行復雜、影響因素復雜、技術難度大等特點。其設計過程涉及機械、控制、電子、液壓和空氣動力學等多學科知識，是航空領域中典型的涉及多領域知識的復雜產品。本文研究了柔性機翼多領域協同仿真過程中涉及到的建模、協同仿真運行、仿真結果分析、數據庫/模型庫管理、過程管理等相關技術。 具體設計過程中涉及機翼機械結構、結構動力學、多體動力學、控制系統、空氣動力學等多個學科領域。在協同仿真系統中，采用CATIA V5軟件進行模型建立，MSC.Adams 軟件進行機翼的多體動力學分析，MSC.Nastran軟件進行機翼結構動力學分析，MATLAB軟件進行控制系統分析，Fluent 軟件進行空氣動力學分析，Sim￣Manager軟件進行仿真運行管理及動態數據采集。圖2為柔性機翼動力學協同仿真系統主要協作模式。

2．2協同仿真及分析過程

針對大展弦比柔性機翼氣動彈性問題，進行氣動彈性工程化建模和結構動力學分析。應用氣動彈性分析理論和方法，對柔性機翼進行結構有限元建模、動力學分析及結構彈性振動特性分析，并針對垂直陣風進行載荷減緩研究。圖3為仿真運行的流程圖。

（1）模型的建立

真實的機翼結構具有無限的自由度，并且由各種不同力學特性的構件所組成，要對結構進行分析計算必須將真實結構簡化為有限自由度的計算模型。

結構模型化：根據結構的承力特性，采用梁元、板元、桿元，以及剛體元素等基本的有限元元素對機翼進行離散化。

模型參數化：機翼的氣動外形參數用一個F(x，y，z)函數表示，通過另外一個函數G[L（展長）、Λ（后掠角）、μ（后緣后掠角）、λ（展弦比）、η（根梢比）、S（機翼面積）…]來描述外形坐標參數F(x，y，z)，就可以通過上述參數方便地得到機翼的氣動外形。表1為機翼主要的參數。圖4為機翼的模型。

(2)受力及變形分析

采用有限元解算的方法對柔性機翼進行受力及變形分析。圖5為有限元模型圖。

根據機翼與機身的連接方式，將模型在根部連接點位置固支，施加垂直向下均布載荷。圖6主應力和位移分布圖（顏色代表大小，豎軸越往上值越大）。表2為最大位移和應力。

機翼在受到垂直載荷作用時，翼根處應力最集中，翼尖處發生了最大的變形。在分析柔性機翼振動問題時，可以采用飛行控制方案，以減輕翼根應力的集中。在翼尖處，應著重考慮其過大的彈性變形。

（3）模態分析

依據機翼與機身的連接方式，將模型在根部連接點位置固支，彎曲和扭轉情況如圖7所示。固有模態計算結果如表3所示。

大展弦比柔性機翼以彎曲變形為主，而扭轉變形相對較小。由表3可知，一階振動頻率較小，對于計算中可能會出現的局部模態可以通過對有限元模型進行修正，以改善其動力學特性。

（4）運動仿真

大型柔性機翼在飛行中受到各種環境因素的影響，動態地顯示出其運動狀態，對分析和設計飛行控制系統是很有意義的。陣風對飛機的影響，通常通過測量機翼法向載荷的大小，設計相應的反饋控制，并按照設計的控制律偏轉相應的副翼、擾流板及內側襟翼等操縱面，抑制陣風載荷產生的振動，以改變機翼載荷分布，減輕結構疲勞，從而改善乘坐舒適性[3]。

利用MSC.Adams軟件，模擬垂直均勻陣風載荷3 000 N/m2，并根據在MATLAB中設計的控制律而偏轉副翼。圖8為副翼運動的截圖。翼根處應力最大值對比如表4所示。

仿真結果表明，采用反饋控制，通過調節副翼偏轉，可以有效減緩陣風的影響，降低結構疲勞應力，消除可能由此而引起的顫振。

3結束語

本文采用多領域協同仿真的方法，以氣動彈性工程化建模思想為指導，以多學科協同設計為核心，以各領域仿真軟件為工具對大展弦比柔性機翼進行設計開發；并集成各領域的分析模型，以實現柔性機翼從結構、控制、動力學等多個領域的協同仿真。其仿真結果表明，該方法具有很好的先進性和實用性。

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注：“本文中所涉及到的圖表、注解、公式等內容請以PDF格式閱讀原文”