罗文莉，陆琪

(上海飞机设计研究院，上海 201210)

0 引言

对于多数常规飞行器建模，采用适当的刚体假设是合理的。但是对于相对厚度较小的活动面，如水平尾翼来说，很容易出现气动/结构耦合的现象，因此刚体假设是不可行的。尤其是随着飞行速度的不断增大，气动弹性的影响已不容忽视。因此，对于全动平尾的气动弹性研究是十分必要的。

关于气动弹性问题的研究从20世纪50年代开始兴起，由于计算能力的限制，那时的研究主要集中于风洞试验以及非定常气动理论。LAUTEN W T等[1]在气动弹性方面对X-15的全动水平尾翼缩比模型进行了风洞试验研究。基于活塞理论计算得到的颤振速度大约是试验得到速度的4倍。HEEG J等[2]对6种全动尾翼模型进行了风洞试验，主要针对翼型、翼轴刚度以及翼面质量分布进行了研究，全部试件的试验颤振速度均低于使用2阶活塞理论计算得到的值。

随着计算能力的不断提高，非定常气动力的计算方法逐渐由依靠理论分析转向了与CFD计算相结合的方法。MCNAMARA J J等[3-4]基于活塞理论、牛顿理论、激波膨胀波等非定常气动力方法计算了一种双楔形翼型的气弹稳定性，并与基于求解N-S方程的CFD方法进行了对比，结果表明使用1阶、2阶活塞理论的误差较大，并说明了黏性效应对于二维楔形薄翼型的影响基本可以忽略。

此后，集合了CFD流场分析和结构有限元计算(FEA)的CAE分析由于其在气弹分析中的先进性成为了一股研究趋势。MCNAMARA J J等[5]对X-33进行了气动弹性分析，使用MSC.NASTRAN进行模态分析。……