詹玖榆 周兴华 黄 锐

(南京航空航天大学机械结构力学及控制国家重点实验室,南京 210016)

引言

近年来,世界航空界正着力发展具有飞行环境(如高度、速度、气候等) 自适应、可执行多种任务(如巡航、盘旋、机动等)的变体飞行器.这类飞行器可根据飞行任务需要自主改变结构和气动布局,在复杂的飞行环境条件下保持良好的飞行性能[1-5].在众多变体飞行器设计方案中,折叠翼变体飞行器因满足多任务作战需求和提高单任务执行效率的优势,受到了广泛的关注.然而,在机翼受控变体过程中,不仅非定常气动力会随着机翼形状改变而发生变化,机翼的惯性、弹性和阻尼特性也同时发生变化,极易诱发不同结构模态参与的参变颤振现象,给变体飞行器的飞行安全带来挑战.针对不同折叠构型下变体机翼的气动−结构耦合动力学系统的参变特性,如何建立以折叠角为参数的参数化气动弹性模型,在全参数空间内实现气动弹性力学行为的高效、高精度预测,是变体飞行器研制过程中亟待解决的动力学问题.

当前变体飞行器动力学建模研究可分为两大类:一类是多刚体动力学模型(如Newton-Euler 方法[6-8]、Lagrange 方法[9-10]、Kane 方法[11-13]等);另一类是柔性体动力学模型(如浮动坐标法[14]、绝对节点坐标法[15-16]等).相较于多刚体动力学模型,柔性体动力学模型更加贴近工程实际状况且能够应用于折叠翼的气动弹性分析,因此受到更广泛的关注.例如Snyder 等[17]研究了Goland 折叠翼的颤振……