折疊翼飛機有限元和流固耦合ANSYS分析*

徐 偉，段富海

（大連理工大學機械工程學院，遼寧大連 116023）

0 引言

近年來，隨著飛行任務的復雜化和多樣化，傳統固定翼飛機已無法滿足不同飛行條件對飛行性能的需求。變體飛機工作環境主要為天空和近海面，其機翼工作在強氣流環境下，折疊機翼可以實時感知外部環境并自適應變形，保證優良的飛行性能。機翼是飛機飛行的關鍵部件，優良的機翼應該具有隨飛機飛行狀態提升飛機升力的重要作用，而變形機翼由于機翼形態的改變，對其結構性能的要求更高。優良的折疊機翼應該具有高壽命，并且能夠承受空域和海域等極端風載，因此設計一種能承受這種極端條件的機翼尤為關鍵。

本文首先構建了折疊翼飛機三維模型；其次考慮到折疊翼飛機在折疊與展開過程中會產生振動，對設計機翼進行基于ANSYS的有限元模態分析；最后為保證設計出的機翼能滿足強度和剛度要求，對飛機整體進行了流固耦合分析，以期驗證該機翼能否在規定條件下長期運行，為進一步的疲勞分析和結構優化設計等提供參考和依據。

1 構建折疊翼飛機三維模型

1.1 飛機各部分幾何外觀設計

由于主要研究機翼部分受力情況，因此其他部分可適當簡化設計。下面展示部分結構設計。圖1 所示為后翼幾何參數圖。

圖1 后翼幾何參數圖

圖2 飛機后翼三維模型

根據飛機后翼幾何參數，構建出飛機后翼的三維模型，如圖2所示[1]。

參考現有飛機機身幾何參數，設計出如圖3 所示的飛機機身幾何參數。

圖3 機身幾何參數圖

圖4 機身三維模型圖

根據飛機機身幾何參數，構建飛機機身部分的三維模型，如圖4所示。

飛機整體分為前機身、中央翼和后機身。為滿足飛機飛行和折疊翼折疊與展開要求，設計一種雙開縫增升機翼襟翼，機翼靠近翼尖部分有副翼， 前翼的偏轉角度為-70°～+7°，縱向安定度放寬到15%平均氣動弦長。整體機翼結構采取全金屬半硬殼結構，距離翼根處7.4 m折疊，如圖5所示。

圖5 機翼幾何外形設計圖

查閱相關資料并借鑒蘇-33戰機的相關技術參數，給出表1所示的機翼其他參數。

表1 機翼幾何參數

基于上述參數，用放樣和放樣切割指令完成機翼建模，模型如圖6所示[2-3]。

圖6 半機翼展開與折疊圖

由機翼設計手冊知，機翼重量載荷為270 kg/m2，機翼質量Ww的經驗估算如下：

式中：WT0為飛機總質量；Nz2為設計過載；A為展弦比；Λ為1/4 弦線后掠角；Sw為機翼面積；λ為機翼跟稍比；t/c為機翼最大相對厚度；vm為最大平均速度。

查閱相關資料預估WT0＝18 400 kg ，將表1中相關參數數值代入式（1）中，可估算得飛機機翼質量Ww＝4 552 kg[4-6]。

1.2 構建用于ANSYS分析模型

考慮到機翼折疊與展開是一個動態過程，而在轉動過程中機翼折疊速度很小，折疊過程緩慢，所以可認為是不同角度下的一個準靜態過程，因此對機翼在折疊過程中折疊不同角度的狀態進行模態分析，故構建只能用于ANSYS分析飛機模型，如圖7所示。

圖7 機翼不同角度模型

2 折疊翼飛機模態分析

研究彈性體振動問題旨在避免共振，而飛機機翼的共振則會給飛行中的飛機帶來滅頂之災，因此對折疊翼飛機機翼進行共振分析很有必要。折疊翼機械結構可看成是多自由度的共振系統，具有多個固有頻率，在阻抗試驗中表現多個共振區，這種在自由振動時結構所具有的基本振動特性稱為結構模態。結構模態是由結構本身的特性和材料特性所決定的，與外載荷等條件無關[7]。

折疊翼是承受風力載荷直接作用以及提供升力的部件。對大型的折疊翼，機翼的自身重量是一個不可忽略的載荷，再加上一些外載荷的影響，如機翼上所掛彈藥等，折疊機翼在運行過程中，很容易發生振動，而導致機翼的破壞。為避免機翼發生共振而造成破壞就是對機翼進行模態分析，確定其固有頻率和振型，從而分析出機翼在外載荷作用下的結構動力特性，從而判定機翼工作穩定性[8-9]。

2.1 機翼材料參數選擇

選擇的單元類型為SOLID45。參考我國航空設計手冊，選擇基體材料為復合材料T300/N5208，該材料的比強度、比模量、耐久性和耐腐蝕性能滿足運行的環境要求。復合材料的相關參數如表2所示[10]。

表2 復合材料T300/N5208參數

2.2 有限元網格劃分

為方便有限元仿真分析，且使分析結果接近實際工作狀態，網格劃分方式如圖8 所示，機翼劃分模型放大圖如圖9所示[11]。

2.3 機翼折疊不同角度模態分析

在機翼界面上加全約束，邊界約束的施加和實際情況相同，從而求解出機翼折疊0°、30°、60°、90°時機翼模態頻率，并分析計算出幾階機翼振型，本文只列舉了30°的第7階到第12 階振型圖，如圖10所示。

圖8 機翼折疊不同角網格模型

圖9 飛機機翼網格模型放大圖

通過ANSYS 有限元分析得到本文設計的飛機折疊翼折疊模型的前12階固有頻率。為能直觀分析出不同角度下的機翼振動情況，對前文的仿真結果進行整理與列表，進而分析出飛機機翼在不同角度下機翼不同階級模態下的振型[12]，模態頻率數值如表3 所示。由表可知，隨著折疊角度增大，機翼第1階固有頻率均為0，不發生明顯變化；第2、3、4階呈現先減小后增大趨勢；第5階呈現先增大后減小的趨勢；第6、7、8、9、10、11、12階呈現先減小后增大的趨勢[13]。

表3 機翼不同折疊角度模態頻率值

3 折疊翼飛機流固耦合分析

采用ANSYS Workbench 做流體計算，然后將Fluent 的風力載荷通過耦合界面傳遞到ANSYS 中進行結構靜力學分析，分析流程如圖11所示。

圖11 ANSYS分析流程圖

3.1 幾何模型處理

將SolidWorks 模型導入到Workbench。模型處理過程的任務是建立一個旋轉域和一個外流場，需要注意：旋轉域（圓盤形）必須將該折疊翼模型全部包圍，并且應盡量與機翼表面相貼近。為能夠消除尺寸上對分析結果的影響，外流場（長方體）需適當大一點。模型處理完成后的模型如圖12 所示，其中流場計算域邊界：長120 m、寬50 m、高40 m。

圖12 流場模型圖

13 流場網格劃分模型

3.2 流暢網格劃分

流體計算并不需要結構體，所以劃分網格前，先將機翼模型suppress，即只保留流體域。由于折疊翼模型與外流場尺寸相差大，所以在機翼模型附近做細化，其他區域相應粗化[14]，網格劃分模型如圖13所示。

3.3 流場域邊界條件設置

流體分析前，需要先設置邊界條件。在這里風載屬性為25 ℃空氣，一個大氣壓強，進風面和出風面的相對壓強為0，額定風速vn＝13 m/s。四周均設為壁面，并且光滑無滲透。本文對于流域邊界條件的設置采用k-e方程，考慮到飛機飛行速度，設置流場域進出口速度為800 km/h，出口邊界采用自由流出方式，壁面采用標準壁面函數，迭代步驟設為250步[15]。

3.4 流體分析結果云圖

ANSYS 分析求解完成后，可以查看一些對流體分析有意義的結果，本文分別給出了飛機中心平面與飛機中心垂直平面的速度云圖、壓力云圖和軌跡線圖。

（1）飛機水中心平面

飛機仿真分析的中心平面速度云圖、壓力云圖和軌跡線圖如圖14所示。

圖14 飛機中心平面云圖

（2）飛機中心垂直平面

飛機仿真分析的中心垂直平面速度云圖、壓力云圖和軌跡線圖如圖15所示。

圖15 飛機中心垂直平面云圖

3.5 結構靜力學分析

該分析即求解機翼在上述風載作用下，機翼表面的受力和變形情況。也可以說是流固耦合分析的固體求解階段。將Fluent求解出的風載應力通過傳遞面（傳遞面為機翼外表面）導入ANSYS，作為載荷施加到機翼上，飛機飛行的速度為800 km/h。其求解和普通靜力分析相同[16]，總變形云圖與應力云圖如圖16所示。

圖16 總變形云圖與應力云圖

4 結束語

（1）在靜力學模塊通過加載飛機在工況800 km/h 時，整個飛機受到氣動阻力和升力，通過分析可知飛機最大變形處于兩端機翼最外邊，這是因為機翼承受空氣對它產生的升力造成的變形，最大變形量5.59 mm，相比于整個飛機的尺寸，這變形量很小，可以忽略不計。

（2）通過應力分析，最大引力出現在尾端機翼模塊，最大應力為8.35 MPa；在尾翼部分也出現應力集中部位，不過數值很小，亦可忽略。

通過以上分析可知，設計的飛機折疊翼可很好地應對在極限工況下的環境，該飛機模型滿足強度和剛度設計要求。