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陣的耦合項 ,-，,-為面外載荷 .變形間耦合；而［ +］矩陣為面內(nèi)與面外載荷 .變形
之間的耦合；
翼面氣動彈性剪裁重點是使面外載荷彎一扭耦合剛度 ,-，,-為負值，故可采
用［ +］/0的對稱非均衡鋪層設計。同時，對稱非均衡鋪層層合板的成形工藝變形控
制難度比非對稱非均衡鋪層層合板小而且成形工藝變形小，故目前氣動彈性剪裁采
用對稱非均衡鋪層。
按照氣動彈性要求設計翼面的剛度特性即氣動彈性剪裁，目前已采用計算機設
計程序進行設計。
關于氣動彈性剪裁更詳細內(nèi)容，請閱有關文獻。
最新資料介紹， 1(%(與美國空軍正在試驗主動式氣動彈性機翼（ ((2）。 ((2
技術可使機翼展弦比增大，機翼變薄，以提高飛機速度和航程；滾轉響應速度加快，有
利于無尾飛機設計。
（）翼面結構綜合優(yōu)化設計技術
復合材料翼面結構在靜力、振動、位移、舵面效率、發(fā)散速度、顫振、尺寸限制等多
種約束條件下的最小重量設計是一項綜合優(yōu)化設計技術。在滿足許用應變、尺寸限、
均衡、顫振速度等約束條件下，綜合優(yōu)化設計可獲得最佳鋪層設計結果，最大應變小
于許用應變；按許用應變設計的復合材料翼面蒙皮構件可滿足耐久性 .損傷容限要
求；顫振速度提高，結構重量減輕。
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綜合優(yōu)化設計技術所涉及的主要分析計算內(nèi)容與方法簡要介紹如下以供參考。
結構靜、動響應分析———位移有限元法；
"非定常氣動力計算———亞音速升力面理論中的空間偶極子—
—馬蹄渦格網(wǎng)法； 顫振速度計算————法； %氣動力影響系數(shù)計算———核函數(shù)法，..； &約束處理———對尺寸限、應力、應變、位移、振頻、舵面效率、發(fā)散速度、顫振速度等約束條件規(guī)范化及篩選；
’求解策略———解析法為主、差分法為輔的敏度求解策略；
(優(yōu)化模型簡化措施—
—采用變量耦合、敏感元素、約束臨時刪除、一階臺勞級數(shù)近似等措施簡化優(yōu)化模型； )優(yōu)化計算———數(shù)學規(guī)劃法（"%&’(）特別需要說明，翼面結構綜合優(yōu)化設計涉及內(nèi)容廣泛，約束條件選取多寡由設計
單位、設計師和可能的計算工具條件決定，各有其長，不盡相同。
二、復合材料前掠翼設計技術簡介
復合材料前掠翼設計是復合材料氣動彈性剪裁設計重要應用之一。美國 )—*+和俄羅斯 ,—-.復合材料前掠翼技術驗證機相繼試飛成功，驗證了復合材料前掠翼技術的可行性和前掠翼飛機具有的優(yōu)異氣動特性。復合材料前掠翼有望在新一代戰(zhàn)斗機上獲得應用。現(xiàn)將復合材料前掠翼設計中的基本問題簡要分析闡述如下，以進一步對復合材料氣動彈性剪裁設計加深理解和認識。
（/）前掠翼獨特氣動力優(yōu)勢和難題
機翼按其剛軸與機身軸線關系分為平直翼、后掠翼和前掠翼。剛軸是機翼各翼剖面的剛心連線。目前，平直翼主要用于亞聲速飛機，后掠翼在超聲速飛機中廣泛應用，而具有優(yōu)良的大迎角氣動特性的前掠翼應用極少。因為在前掠翼設計中遇到了致命的扭轉發(fā)散問題，即靜氣動彈性不穩(wěn)定問題，為此各向同性金屬材料機翼要付出沉重的重量代價。
扭轉發(fā)散現(xiàn)象
扭轉發(fā)散簡稱發(fā)散是氣動彈性靜力學的一個重要問題。扭轉發(fā)散現(xiàn)象是在一個完全確定的臨界風速下，翼面彈性升力系統(tǒng)受定常升力作用，使其扭轉變形直到破壞的現(xiàn)象。靜氣動彈性問題有兩個基本關系式，一個是機翼迎角及其引起的空氣動力的關系，另一個是作用在機翼上的載荷及其所產(chǎn)生的彈性變形之間的關系：
"后掠翼氣動力特點與問題
后掠翼是現(xiàn)今超聲速飛機廣泛采用的機翼平面形狀，機翼后掠不僅可以有效地
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第三篇 ;復合材料飛機結構設計
 
提高飛機臨界馬赫數(shù)，而且可以降低超聲速飛機的波阻。
剛軸與飛機對稱平面有一個夾角、后掠角 （掠角向后為正）。后掠翼與直機翼不同，多了一個根部三角形盒段。分析簡化時引出一個有效根部來代替真實根部，把后掠翼轉化為一個相當?shù)闹睓C翼，但其剛軸與飛機對稱平面夾角為后掠角。與直機翼相比，后掠翼氣動彈性行為出現(xiàn)以下特點：
剛心軸后掠，不僅機翼扭轉會引起各翼剖面迎角變化，而且機翼彎曲也會引起順氣流翼剖面的迎角變化，使迎角減小。因為當剛軸向上彎曲時，垂直剛軸剖面 "，月兩點撓度大于 點的撓度。因此，順氣流剖面 的迎角減小了，自然會引起升力減小。所以，后掠翼彎曲產(chǎn)生了與扭轉相反的順氣流迎角影響。
從氣流考慮，機翼后掠使氣流速度 %在展向有流向翼尖方向的外流分量 &’()*，稱為外洗。當機翼彎曲時（彎曲斜率用 +, -+%表示， ,為機翼撓度），氣流 &’()引
起下洗分量（ +, ）&’()，從而使 "剖面的有效迎角減小了（ +, ）./)，這也就減小了
+%+%
彈性變形附加的氣動力，因此起到了穩(wěn)定的作用。當后掠角 "分別為 012，342，512和 662時，臨界馬赫數(shù)提高百分比分別為 78， 98，708和 508。大后掠角明顯地提高了飛機臨界馬赫數(shù)。
但是，從另一個方面看，大后掠角帶來翼尖“失速”的壞處。后掠翼外洗氣流 &’()使得機翼附面層從翼根到翼尖逐漸變厚，在翼尖處造成氣流分離。氣流分離后，升力大大降低而造成失速現(xiàn)象。翼尖失速發(fā)生后，會不斷從翼尖向機翼中部和根部擴展，失速的面積越來越大，可能使副翼效率大大降低，影響操縱穩(wěn)定。為此，通常采用的方法是在翼面上增加有一定高度的順氣流方面“翼刀”，以減小外洗氣流影響。此外，后掠翼高速和低速性能要求相互矛盾，低速性能差，起飛和著陸滑跑距離加長。
以上關于后掠翼優(yōu)點和問題的簡要討論是為了更好地理解前掠翼氣動彈性行為特點。
前掠翼獨特氣動力優(yōu)勢和難題
與后掠機翼相比，前掠機翼具有較低的機翼型阻，在跨音速下可維持較高升力系數(shù)；可減小對翼根彎矩；允許較高展弦比和在大迎角時翼尖保持不失速等獨特氣動力優(yōu)勢，難題是扭轉發(fā)散速度明顯下降。
從氣流考慮，機翼前掠使氣流速度 &在展向有指向翼根方向的分量 &’()，稱為內(nèi)洗。內(nèi)洗效應與外洗相反，一方面使氣流流向翼根，從而消除了翼尖失速，另一方面當機翼彎曲時，
　
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