無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼承載/變形一體化設(shè)計(jì)

孟軍輝， 胡睿， 馬諾， 周健， 劉莉

(1.北京理工大學(xué)宇航學(xué)院， 北京 100081； 2.飛行器動(dòng)力學(xué)與控制教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 北京 100081； 3.西安現(xiàn)代控制技術(shù)研究所， 西安 710076)

常規(guī)飛機(jī)依靠舵面進(jìn)行飛行姿態(tài)控制，存在隱身性低、結(jié)構(gòu)重量大、檢修維護(hù)繁瑣、氣動(dòng)效率低等諸多問題。為改善其氣動(dòng)性能，提高控制效率，研究人員提出了無(wú)舵面飛機(jī)的概念，可通過(guò)改變彎度、調(diào)整翼型前后緣形狀，平滑地改變翼型，提升其氣動(dòng)性能，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)動(dòng)控制[1-2]?？勺冃螜C(jī)翼通常由可變形結(jié)構(gòu)和驅(qū)動(dòng)器組成，可變形結(jié)構(gòu)在驅(qū)動(dòng)器的控制下完成所需的變形，同時(shí)承受相關(guān)的外部載荷。改變翼型形狀所需要的高變形量必須與承載能力和輕量化要求結(jié)合，因此需要設(shè)計(jì)出最佳的機(jī)翼內(nèi)部結(jié)構(gòu)，最有效地利用驅(qū)動(dòng)器以保證所需的形狀變化。因此，無(wú)舵面機(jī)翼前后緣變彎度設(shè)計(jì)需要協(xié)調(diào)承載能力、變形能力和輕量化三者之間的關(guān)系，而同時(shí)滿足三者要求目前仍存在較大難度[3]。根據(jù)前后緣承載特點(diǎn)選擇變形驅(qū)動(dòng)方案，在滿足彎度變化條件下，通過(guò)承載/變形一體化設(shè)計(jì)，更大限度地提高材料利用率以降低結(jié)構(gòu)重量至關(guān)重要。

為實(shí)現(xiàn)無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼的承載/變形一體化設(shè)計(jì)，必須設(shè)計(jì)合適的變形驅(qū)動(dòng)方案，使其在達(dá)到目標(biāo)變形量的同時(shí)兼具一定的承載能力。目前，常見的變形驅(qū)動(dòng)方案主要有機(jī)械機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)方案及智能材料驅(qū)動(dòng)方案。機(jī)械機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)方案驅(qū)動(dòng)力大、輸出位移大，具有很強(qiáng)的承載能力，但通常重量大、傳動(dòng)效率低。智能材料主要包括壓電材料、形狀記憶合金等，具有較輕質(zhì)的結(jié)構(gòu)重量。但如壓電材料輸出位移小、形狀記憶合金產(chǎn)生驅(qū)動(dòng)的溫度輸入變化較為緩慢[4]等不足一定程度上限制了其應(yīng)用。而從驅(qū)動(dòng)點(diǎn)數(shù)量考慮，變形驅(qū)動(dòng)方案可分為集中式變形方案和分布式連續(xù)變形方案[5]。集中式變形方案將機(jī)翼前緣或后緣部分設(shè)計(jì)為整體的剛架式結(jié)構(gòu)，通過(guò)單點(diǎn)驅(qū)動(dòng)可實(shí)現(xiàn)小范圍的變形；分布式連續(xù)變形方案通過(guò)多點(diǎn)連續(xù)驅(qū)動(dòng)，可以在較大范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)機(jī)翼連續(xù)的彎度變化，但是多點(diǎn)協(xié)調(diào)控制難度較大。

Murugan等[6]提出了一種魚骨式結(jié)構(gòu)，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼彎度的連續(xù)變化并改善升阻比；Zhao等[7]提出了一種基于雙筋板結(jié)構(gòu)的新型變彎度機(jī)翼，飛行效率提高了14%。然而，現(xiàn)有研究在承載與重量方面的權(quán)衡仍不足以滿足工程實(shí)際需求，對(duì)于機(jī)翼在輕量化條件下實(shí)現(xiàn)承載/變形一體化設(shè)計(jì)的研究很少。徐鈞恒等[8]提出由柔性后緣機(jī)構(gòu)與剛性連桿驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)組成的機(jī)翼變彎度設(shè)計(jì)方案，提升了起降階段的升力系數(shù)；You等[9]利用大位移柔性機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)了一種宏纖維復(fù)合材料(macro fiber composite, MFC)驅(qū)動(dòng)的變彎度機(jī)翼。但是，現(xiàn)有研究往往只針對(duì)機(jī)械驅(qū)動(dòng)或智能材料驅(qū)動(dòng)進(jìn)行單一設(shè)計(jì)，不能充分利用兩者的優(yōu)勢(shì)。因此，根據(jù)無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼不同承載特點(diǎn)，以降低結(jié)構(gòu)重量為前提，完成機(jī)械驅(qū)動(dòng)、智能材料驅(qū)動(dòng)協(xié)調(diào)配置至關(guān)重要[10]。

針對(duì)上述問題，為使無(wú)舵面飛機(jī)可通過(guò)改變翼型的彎度實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的控制，適應(yīng)更加復(fù)雜的飛行條件，提升飛機(jī)的飛行性能，現(xiàn)綜合考慮無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼在承載、變形和輕量化設(shè)計(jì)3個(gè)方面的需求，建立氣動(dòng)分析模型，分析其在不同工況下的流場(chǎng)特征，利用基于變密度法的拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，在輕量化前提下，根據(jù)機(jī)翼前后緣不同的承載特點(diǎn)完成機(jī)械驅(qū)動(dòng)和智能材料驅(qū)動(dòng)的協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)，并校核其強(qiáng)度，驗(yàn)證承載/變形一體化設(shè)計(jì)的合理性。

1 機(jī)翼氣動(dòng)載荷分析

無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼前后緣變彎度設(shè)計(jì)需要同時(shí)兼顧和權(quán)衡承載能力、變形能力和輕量化三者之間的關(guān)系，如圖1所示。無(wú)舵面變彎度飛機(jī)在不同飛行條件下飛行時(shí)，機(jī)翼承受的氣動(dòng)載荷也不同。氣動(dòng)載荷大小是前后緣拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)和承載/變形一體化設(shè)計(jì)的重要載荷條件，對(duì)整個(gè)無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼的設(shè)計(jì)具有重要意義。本節(jié)通過(guò)計(jì)算流體力學(xué)(CFD)的仿真分析，構(gòu)建氣動(dòng)分析模型，研究不同飛行工況下，機(jī)翼前后緣不同偏轉(zhuǎn)角度時(shí)的氣動(dòng)載荷特點(diǎn)，為承載/變形一體化設(shè)計(jì)提供參考。

圖1 需求三角形Fig.1 The requirement triangle

對(duì)模型劃分四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，并進(jìn)行局部加密以獲得更加精確的結(jié)果。使用基于有限體積法的Fluent耦合隱式求解器進(jìn)行流場(chǎng)仿真和氣動(dòng)載荷計(jì)算，湍流度為5%，參考大氣壓為1個(gè)標(biāo)準(zhǔn)大氣壓，溫度為300 K，馬赫數(shù)為0.6，分析了0～15°典型攻角條件下無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼的氣動(dòng)載荷。圖2為8°攻角條件下無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼在平衡位置時(shí)的上下表面靜壓云圖及流線圖。

圖2 機(jī)翼平衡狀態(tài)下的仿真結(jié)果圖Fig.2 Simulation results in the equilibrium state of the wing

由仿真計(jì)算可知，平衡狀態(tài)下機(jī)翼前緣壓力較大，后緣壓力較小，上下表面均存在低壓區(qū)，且機(jī)翼后緣處出現(xiàn)明顯的氣流分離。當(dāng)機(jī)翼后緣向上轉(zhuǎn)動(dòng)一定角度時(shí)，機(jī)翼前緣壓力依然較大，且后緣壓力明顯增大。當(dāng)機(jī)翼后緣向下轉(zhuǎn)動(dòng)一定角度時(shí)，機(jī)翼前緣壓力依然較大，但后緣壓力相對(duì)于上偏時(shí)有所減小。當(dāng)機(jī)翼前緣向下轉(zhuǎn)動(dòng)一定角度時(shí)，機(jī)翼前緣壓力小幅增大，后緣壓力依舊較小。因此，計(jì)算無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼各種極限變形狀態(tài)下的氣動(dòng)載荷，可為無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼前后緣拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)和承載/變形一體化設(shè)計(jì)提供載荷條件和設(shè)計(jì)依據(jù)。

2 翼肋結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化

無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)中，如何在保證變形和承載的同時(shí)兼顧輕量化設(shè)計(jì)至關(guān)重要。無(wú)舵面飛機(jī)前后緣承載/變形一體化設(shè)計(jì)的前提是載荷和運(yùn)動(dòng)傳遞的統(tǒng)一。為更加清晰地獲取機(jī)翼氣動(dòng)載荷傳遞的路徑，本節(jié)完成了無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼前后緣結(jié)構(gòu)的拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)。

目前，拓?fù)鋬?yōu)化方法主要是變密度法。變密度法可在區(qū)間[0,1]得到材料的相對(duì)密度。如果該單元為空孔，則其相對(duì)密度為0；如果該單元是一個(gè)實(shí)體，則其相對(duì)密度為1；如果相對(duì)密度在0.5附近，則引入冪指數(shù)來(lái)懲罰這個(gè)中間值，并使函數(shù)值盡可能傾向于0或1。變密度法以連續(xù)變量的密度函數(shù)的形式表達(dá)單元相對(duì)密度與材料彈性模量之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系，并尋找將力傳遞到結(jié)構(gòu)上的最佳路徑，在設(shè)計(jì)區(qū)域中實(shí)現(xiàn)材料的最佳分布[11-12]。

基于流場(chǎng)分析，對(duì)于無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)，在給定的工況下，無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼后緣向上偏轉(zhuǎn)到極限位置時(shí)，前緣翼肋表面承受的氣動(dòng)載荷在升力方向上的合力最大，因此將這種情況下的氣動(dòng)載荷以分布力的形式加載到前緣結(jié)構(gòu)上，作為優(yōu)化前緣翼肋結(jié)構(gòu)的載荷條件。為對(duì)無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)并充分考慮蒙皮結(jié)構(gòu)的影響，建立了合適的有限元模型。優(yōu)化區(qū)域?yàn)殪o力分析中所有邊界條件(約束和載荷)以外的區(qū)域，優(yōu)化目標(biāo)為最小柔度，響應(yīng)約束為保留20%質(zhì)量。前緣約束和載荷條件如圖3所示；優(yōu)化結(jié)果如圖4所示。

F1、F2分別為前緣上、下表面氣動(dòng)載荷圖3 前緣拓?fù)鋬?yōu)化的約束條件和載荷條件Fig.3 Constraints and loading conditions for topology optimization of leading edge

基于流場(chǎng)分析，對(duì)于無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)，在給定的工況下，無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼后緣上偏轉(zhuǎn)到極限位置時(shí)，后緣翼肋表面承受的氣動(dòng)載荷在升力方向上的合力最大，因此將這種情況下的氣動(dòng)載荷以分布力的形式加載到后緣結(jié)構(gòu)上，作為優(yōu)化后緣翼肋結(jié)構(gòu)的載荷條件。為對(duì)無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼后緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)，建立了合適的有限元模型。優(yōu)化目標(biāo)為最小柔度(最大剛度)，響應(yīng)約束為保留20%質(zhì)量。后緣約束和載荷條件如圖5所示；優(yōu)化結(jié)果如圖6所示。

F3、F4分別為后緣上、下表面氣動(dòng)載荷圖5 后緣拓?fù)鋬?yōu)化的約束條件和載荷條件Fig.5 Constraints and loading conditions for topology optimization of trailing edge

圖6 后緣翼肋拓?fù)鋬?yōu)化結(jié)果Fig.6 Topology optimization results of trailing edge

根據(jù)結(jié)構(gòu)優(yōu)化結(jié)果，在最大化保留拓?fù)鋬?yōu)化結(jié)構(gòu)形貌的前提下，對(duì)較為粗陋的結(jié)構(gòu)進(jìn)行光順化處理，并對(duì)實(shí)體模型進(jìn)行靜力學(xué)仿真，在保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)氣動(dòng)性能的前提下，實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的輕量化設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)的最佳材料分布，為實(shí)現(xiàn)機(jī)翼前后緣兼顧輕量化的承載/變形一體化設(shè)計(jì)進(jìn)一步奠定了基礎(chǔ)。

3 機(jī)翼前后緣承載/變形一體化設(shè)計(jì)

3.1 一體化方案設(shè)計(jì)

無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)的重點(diǎn)和難點(diǎn)在于兼顧輕量化的前提下，實(shí)現(xiàn)機(jī)翼前后緣承載/變形一體化設(shè)計(jì)。氣動(dòng)載荷分析為實(shí)現(xiàn)一體化設(shè)計(jì)提供了載荷條件，拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)獲取了載荷和運(yùn)動(dòng)傳遞路徑，進(jìn)一步奠定了一體化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。由分析可知，前緣承受氣動(dòng)力較大，因此采用分布式機(jī)械機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)前緣發(fā)生連續(xù)變形。傳遞運(yùn)動(dòng)的連桿分布與拓?fù)鋬?yōu)化所得載荷傳遞路徑保持一致，前緣分布式連桿驅(qū)動(dòng)方案如圖7所示。對(duì)可變彎度的無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼前緣的固定端施加固定約束，鉸支座與前緣翼肋邊框之間為固定連接，鉸支座與連桿、連桿與連桿之間均構(gòu)成旋轉(zhuǎn)副。

圖7 前緣裝配圖Fig.7 Assembly diagram of leading edge

由分析可知，變彎度后緣承受氣動(dòng)力較小，為了進(jìn)一步減重，設(shè)計(jì)了波紋結(jié)構(gòu)[13-14]。將分布式壓電驅(qū)動(dòng)方案與波紋結(jié)構(gòu)相結(jié)合，有效實(shí)現(xiàn)了承載/變形一體化設(shè)計(jì)。后緣分布式壓電驅(qū)動(dòng)的波紋結(jié)構(gòu)方案如圖8所示，主要由波紋結(jié)構(gòu)和壓電陶瓷彎曲片組成，其中壓電陶瓷彎曲片最大驅(qū)動(dòng)電壓為±100 V， 最大位移量為±1 490 mm。對(duì)可變彎度的無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼后緣的固定端施加固定約束，壓電陶瓷彎曲片與后緣翼肋波紋結(jié)構(gòu)之間為固定連接。

圖8 后緣裝配圖Fig.8 Assembly diagram of trailing edge

3.2 運(yùn)動(dòng)和力學(xué)性能分析

在確定變彎度機(jī)翼前后緣承載/變形一體化設(shè)計(jì)方案后，對(duì)其進(jìn)行運(yùn)動(dòng)學(xué)仿真分析。機(jī)翼的固定端為固定約束，翼肋和鉸支座固連，連桿之間為旋轉(zhuǎn)副連接。施加的載荷為旋轉(zhuǎn)角度，機(jī)翼前緣通過(guò)連桿繞地面的旋轉(zhuǎn)而達(dá)到目標(biāo)變形。圖9為前緣分布式連桿驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)的變形效果圖。從圖9可以看出，采用該分布式連桿驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)模型，機(jī)翼前緣的曲率相對(duì)連續(xù)，變形相對(duì)平穩(wěn)，基本可以達(dá)到所需的變形量，具備良好的控制能力，可以驅(qū)動(dòng)前緣變形。

圖9 前緣變形Fig.9 Deformation of leading edge

對(duì)于后緣，由于波紋結(jié)構(gòu)的變形量與波紋數(shù)密切相關(guān)。波紋數(shù)過(guò)少，雖然每一級(jí)能夠產(chǎn)生較大角度的偏轉(zhuǎn)，但總放大級(jí)數(shù)較少，最終傳遞到翼尖部分的偏轉(zhuǎn)量也較少；波紋數(shù)過(guò)多，盡管總放大級(jí)數(shù)變多，但每一級(jí)能夠產(chǎn)生的偏轉(zhuǎn)角度將會(huì)變少，最終傳遞到翼尖部分的偏轉(zhuǎn)量亦較少。為了能產(chǎn)生所需的變形量，需要對(duì)波紋的數(shù)量進(jìn)行優(yōu)化，優(yōu)化后的變形效果如圖10所示?？梢?，采用該壓電片驅(qū)動(dòng)的波紋式翼肋結(jié)構(gòu)，機(jī)翼后緣的曲率相對(duì)連續(xù)，變形相對(duì)平穩(wěn)，基本可以達(dá)到所需的變形量，具備良好的控制能力，可以驅(qū)動(dòng)后緣變形。

圖10 后緣變形Fig.10 Deformation of trailing edge

無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼的承載/變形一體化設(shè)計(jì)需要使機(jī)翼在產(chǎn)生所需變形量的同時(shí)兼顧一定的承載能力。在對(duì)其前后緣變形驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)后，應(yīng)對(duì)其進(jìn)行結(jié)構(gòu)強(qiáng)度校核。不同材料由于強(qiáng)度不足導(dǎo)致的破壞現(xiàn)象有所不同，但主要表現(xiàn)為屈服和斷裂兩種類型。應(yīng)針對(duì)失效的具體形式來(lái)從4種常用的強(qiáng)度理論中選擇合適的強(qiáng)度理論。鑄鐵、石材、混凝土和玻璃等脆性材料，通常以斷裂的形式失效，故它們比較適合采用第一、第二強(qiáng)度理論。碳鋼、銅、鋁等塑性材料，通常發(fā)生的是屈服失效，故它們比較適合采用第三、第四強(qiáng)度理論。馮·米塞斯應(yīng)力(Von Mises stress)以第四強(qiáng)度理論為依據(jù)，考慮了第一、第二、第三主應(yīng)力，可以用以對(duì)疲勞、破壞等的評(píng)估?；跉鈩?dòng)載荷分析結(jié)果，利用Mises應(yīng)力云圖來(lái)評(píng)估無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼前緣的結(jié)構(gòu)力學(xué)性能，仿真結(jié)果如圖11所示。

圖11 前緣應(yīng)力分布Fig.11 Stress distribution of leading edge

與前緣類似，基于氣動(dòng)載荷分析結(jié)果，利用Mises應(yīng)力云圖來(lái)評(píng)估無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼后緣的結(jié)構(gòu)力學(xué)性能，結(jié)果如圖12所示。

圖12 后緣應(yīng)力分布Fig.12 Stress distribution of the trailing edge

由仿真分析可知，前后緣結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力小于材料的屈服強(qiáng)度，結(jié)構(gòu)不僅可以承受指定的載荷，而且可以改變其形狀以承受各種載荷條件，表明無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼前后緣的兼顧輕量化的承載/變形一體化設(shè)計(jì)具有合理性。

3.3 原理樣機(jī)加工及驗(yàn)證試驗(yàn)

根據(jù)可變彎度的無(wú)舵面飛機(jī)機(jī)翼一體化設(shè)計(jì)，完成了翼段的地面試驗(yàn)樣件加工。機(jī)翼前緣包括支撐架、前緣翼肋邊框、電機(jī)固定裝置、電機(jī)以及由若干個(gè)鉸支座和若干個(gè)連桿組成的分布式連桿機(jī)構(gòu)。分布式連桿機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)方式通過(guò)電機(jī)施加到主動(dòng)桿以旋轉(zhuǎn)角度，機(jī)翼前緣其余的連桿通過(guò)主動(dòng)桿繞地面的旋轉(zhuǎn)而旋轉(zhuǎn)，帶動(dòng)各控制點(diǎn)的移動(dòng)，使機(jī)翼前緣達(dá)到目標(biāo)變形。機(jī)翼后緣包括支撐架、后緣翼肋波紋結(jié)構(gòu)、壓電片以及翼肋保持裝置，通過(guò)調(diào)節(jié)電壓控制壓電片驅(qū)動(dòng)后緣翼肋波紋結(jié)構(gòu)變形。

基于上述總體設(shè)計(jì)方案，利用3D打印技術(shù)對(duì)所設(shè)計(jì)的無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼前后緣進(jìn)行了原理樣機(jī)的加工。裝配完成的前后緣原理樣機(jī)如圖13所示。

圖13 前后緣原理樣機(jī)Fig.13 Principle prototype of leading and trailing edge

采用的分布式連桿驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)，機(jī)翼前緣的曲率相對(duì)連續(xù)，變形相對(duì)平穩(wěn)，已經(jīng)具備良好的控制能力，機(jī)翼前緣末端偏轉(zhuǎn)角變化范圍為0～10°，如圖14所示。采用的壓電陶瓷彎曲片驅(qū)動(dòng)的波紋結(jié)構(gòu)，機(jī)翼后緣的曲率相對(duì)連續(xù)，變形相對(duì)平穩(wěn)，已經(jīng)具備良好的控制能力，機(jī)翼后緣末端偏轉(zhuǎn)角變化范圍為-20.0°～+21.0°，如圖15所示。

圖14 前緣變形Fig.14 Deformation of leading edge

圖15 后緣變形Fig.15 Deformation of trailing edge

4 結(jié)論

變彎度飛機(jī)具有機(jī)動(dòng)靈活、對(duì)飛行環(huán)境的適應(yīng)性強(qiáng)、飛行性能良好等獨(dú)特優(yōu)勢(shì)。選擇了合適的翼型，進(jìn)行了總體偏轉(zhuǎn)方案設(shè)計(jì)，確定了前后緣變形的極限狀態(tài)，建立了前后緣偏轉(zhuǎn)變形前后各狀態(tài)下的模型。計(jì)算了其各極限狀態(tài)的氣動(dòng)載荷，為后續(xù)的無(wú)舵面飛機(jī)變彎度機(jī)翼前后緣拓?fù)鋬?yōu)化設(shè)計(jì)和承載/變形一體化設(shè)計(jì)提供了載荷條件。對(duì)前后翼肋結(jié)構(gòu)進(jìn)行了基于變密度法的拓?fù)鋬?yōu)化分析，在給定的工況和約束條件下，在保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)氣動(dòng)性能的前提下，實(shí)現(xiàn)了結(jié)構(gòu)的輕量化設(shè)計(jì)和結(jié)構(gòu)的最佳材料分布。根據(jù)拓?fù)鋬?yōu)化的結(jié)果，針對(duì)機(jī)翼前后緣各自的特點(diǎn)選取了合適的變形驅(qū)動(dòng)方式。針對(duì)機(jī)翼在結(jié)構(gòu)力學(xué)強(qiáng)度方面的要求，選用第四強(qiáng)度理論，對(duì)機(jī)翼前后緣進(jìn)行了結(jié)構(gòu)力學(xué)性能分析。分析結(jié)果表明，結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力小于材料的屈服強(qiáng)度，結(jié)構(gòu)不僅可以承受指定的載荷，而且可以改變其形狀以承受各種載荷條件，表明機(jī)翼前后緣兼顧輕量化的承載/變形一體化設(shè)計(jì)具有合理性，不僅能夠有效地對(duì)飛機(jī)進(jìn)行姿態(tài)控制，而且可以提高飛機(jī)的飛行性能、飛行效率和適應(yīng)飛行環(huán)境的能力，為后續(xù)變體飛機(jī)設(shè)計(jì)提供了新的思路。