【儀表網(wǎng) 研發(fā)快訊】飛翼布局飛行器是新一代戰(zhàn)略轟炸機、高空無人偵察機首選的氣動布局。然而，這類飛行器的機體俯仰轉(zhuǎn)動慣量小、機翼彎曲頻率低，導(dǎo)致其剛體短周期俯仰模態(tài)與機翼低階彈性模態(tài)在氣流作用下相互耦合，誘發(fā)剛-彈耦合顫振，嚴(yán)重限制飛行器的飛行包線和任務(wù)執(zhí)行能力。如何突破剛-彈耦合顫振屏障已成為新一代飛翼布局飛行器研制亟待解決的核心難題。
 

　　近日，由胡海巖院士、黃銳教授領(lǐng)導(dǎo)的團(tuán)隊在飛翼布局飛行器的剛-彈耦合顫振抑制技術(shù)研究方面取得突破。飛行試驗表明，該團(tuán)隊成功實現(xiàn)結(jié)構(gòu)強度極限內(nèi)的剛-彈耦合顫振屏障突破，將安全飛行速度提高62.5%，創(chuàng)造了該領(lǐng)域的世界記錄。相關(guān)研究成果以“Breaking Through Flutter Barrier of Rigid-Elastic Coupling Aircraft”為題發(fā)表于力學(xué)領(lǐng)域頂刊《ASME Applied Mechanics Reviews》(影響因子：16.1)。論文第一作者為我校航空學(xué)院博士生鄒奇彤，通訊作者為南京航空航天大學(xué)黃銳教授和北京理工大學(xué)胡海巖院士，航空航天結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制全國重點實驗室為論文第一完成單位。該研究工作獲得國家自然科學(xué)基金委員會優(yōu)秀青年科學(xué)基金、國家自然科學(xué)基金青年基金A類項目資助，是近20年來我國動力學(xué)與控制領(lǐng)域?qū)W者在該期刊發(fā)表的唯一論文。
 

　　剛-彈耦合顫振抑制技術(shù)可在不改變原始飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計、不增加冗余質(zhì)量與剛度的前提下，通過飛行器自身傳感系統(tǒng)的監(jiān)測數(shù)據(jù)，依據(jù)預(yù)設(shè)的強魯棒性控制律實時調(diào)節(jié)氣動力分布，進(jìn)而增加等效剛度與等效阻尼，抑制剛-彈耦合顫振。由于該技術(shù)具有拓寬隱身飛行器飛行包線、降低研發(fā)成本等優(yōu)勢，新世紀(jì)以來美國國家航空航天局(NASA)、航空業(yè)巨頭洛克希德?馬丁公司等投入巨資開展技術(shù)攻關(guān)。但由于技術(shù)難度大，一直未取得實質(zhì)性突破。該團(tuán)隊針對我國航空科技發(fā)展需求，勇于挑戰(zhàn)世界難題。
 

　　該團(tuán)隊歷時5年時間，在飛翼布局飛行器的剛-彈耦合顫振機理認(rèn)知、剛-彈耦合氣動伺服彈性理論、剛-彈耦合顫振抑制策略及剛-彈耦合顫振抑制飛行試驗技術(shù)等方面取得了突破性進(jìn)展。
 

　　團(tuán)隊提出僅含四個自由度的剛-彈耦合動力學(xué)模型，探明了剛-彈耦合顫振中飛行力學(xué)的短周期模態(tài)、沉浮模態(tài)與結(jié)構(gòu)彎曲模態(tài)、扭轉(zhuǎn)模態(tài)間的耦合效應(yīng)，揭示了敏感參數(shù)對剛-彈耦合顫振特性的影響規(guī)律。
 

剛-彈耦合顫振作用機理
 

　　針對國內(nèi)飛行器剛-彈耦合動力學(xué)建模專用軟件缺乏、國外禁售這一“卡脖子”境況，團(tuán)隊創(chuàng)建了一種飛行力學(xué)與氣動彈性相互融合的剛-彈耦合建模方法，開發(fā)了我國第一套具有完全自主知識產(chǎn)權(quán)的剛-彈耦合飛行力學(xué)建模軟件。該方法在一般體軸系下統(tǒng)一描述剛體運動、結(jié)構(gòu)彈性振動與操縱面偏轉(zhuǎn)的耦合關(guān)系，數(shù)值仿真結(jié)果與真實飛行試驗結(jié)果高度吻合，并具有較高的精度。
 

剛-彈耦合氣動伺服彈性建模方法及顫振飛行試驗
 

　　該團(tuán)隊攻克了超臨界飛行條件下受控對象的“天地一致性”建模、考慮彈性效應(yīng)的定速增穩(wěn)控制、剛-彈耦合顫振抑制系統(tǒng)設(shè)計等關(guān)鍵技術(shù)。自主研制了展弦比超過10的柔性飛翼布局無人機，成功完成了具有極高風(fēng)險的剛-彈耦合顫振抑制飛行試驗，將剛-彈耦合顫振臨界速度提升62.5%，在世界上首次突破結(jié)構(gòu)強度極限內(nèi)的剛-彈耦合顫振屏障。
 

剛-彈耦合顫振抑制飛行試驗實測數(shù)據(jù)
 

　　上述研究成果既是南航人仰望星空，腳踏實地的科研成就，也是該團(tuán)隊攀登未來航空科技高峰的新起點。