機(jī)翼的案例
【妙趣力學(xué)|張華】從蜻蜓翅痣談飛機(jī)機(jī)翼顫振及其抑制
【妙趣力學(xué)|張華】從蜻蜓翅痣談飛機(jī)機(jī)翼顫振及其抑制
機(jī)翼顫振風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)與飛行試驗(yàn)錄像
飛機(jī)機(jī)翼尺寸通常較大、剛度有限，飛行中受外力擾動(dòng)可能產(chǎn)生彈性彎曲變形。由于機(jī)翼上氣動(dòng)力及作用點(diǎn)的變化、機(jī)翼扭心和重心位置不同，機(jī)翼會(huì)產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)變形。當(dāng)舵面（如副翼）操縱機(jī)構(gòu)存在縫隙或松弛時(shí)舵面會(huì)發(fā)生偏轉(zhuǎn)。因此機(jī)翼存在兩種典型的耦合變形，即彎曲/扭轉(zhuǎn)變形和彎曲/舵面偏轉(zhuǎn)變形。這些變形和運(yùn)動(dòng)不僅對(duì)應(yīng)著機(jī)翼結(jié)構(gòu)彈性力和慣性力的變化而且會(huì)產(chǎn)生附加氣動(dòng)力的變化。相應(yīng)地，一定速度下機(jī)翼彈性力、慣性力和氣動(dòng)力等耦合作用而形成的振幅不衰減的自激振動(dòng)也包含了兩種典型的顫振，即彎曲/扭轉(zhuǎn)顫振和彎曲/舵面偏轉(zhuǎn)顫振。
以下將討論彎曲/扭轉(zhuǎn)顫振以及彎曲/舵面偏轉(zhuǎn)顫振產(chǎn)生的機(jī)理及其抑制方法。
3. 機(jī)翼彎曲/扭轉(zhuǎn)顫振機(jī)理及其抑制
圖4是機(jī)翼彎曲/扭轉(zhuǎn)顫振原理圖[2]，翼型代表機(jī)翼翼端某翼剖面，其中空心圓圈、叉號(hào)和實(shí)心圓圈分別代表機(jī)翼的焦點(diǎn)、剛心（扭心）和重心，假設(shè)重心位于剛心之后，如圖所示。
圖4. 機(jī)翼彎曲/扭轉(zhuǎn)顫振原理
假設(shè)擾動(dòng)前翼剖面位于位置2，擾動(dòng)去除后其位于位置0，此后翼剖面在機(jī)翼彈性力作用下向上運(yùn)動(dòng)(位置0-4)。由于翼型重心處作用的慣性力Fi靠后，從位置0-4翼型形成順時(shí)針扭轉(zhuǎn)角，翼型迎角始終為正，產(chǎn)生的附加升力始終向上并有加大扭轉(zhuǎn)的趨勢，該氣動(dòng)力與振動(dòng)方向一致是激振力，且該激振力隨速度平方增加。另一方面，翼型從位置0-4向上運(yùn)動(dòng)時(shí)，相對(duì)速度向下傾斜使有效迎角減小，形成向下的負(fù)升力，此力與機(jī)翼振動(dòng)方向相反是減振力，且該力隨速度一次方增加。位置4-8的向下振動(dòng)過程與此類似，也存在上述激振力和減振力。由于隨速度增加氣動(dòng)激振力比氣動(dòng)減振力增加得更快，一旦速度達(dá)到或超過某臨界值就會(huì)發(fā)生顫振甚至造成結(jié)構(gòu)破壞。圖4(c)將彎曲和扭轉(zhuǎn)變形與飛行距離結(jié)合顯示了其臨界顫振過程。
展開 有關(guān)飛機(jī)機(jī)翼的所有問題
飛機(jī)外觀最凸顯的部分就是機(jī)翼，經(jīng)常坐飛機(jī)的朋友一定會(huì)注意到飛機(jī)的機(jī)翼上有很多特別的設(shè)計(jì)，雖然每次都能看到，但是不一定了解這些部分的作用和名稱。這篇文章就是要給大家解答疑問，在下次乘坐飛機(jī)的時(shí)候，可以對(duì)看到的部件有一定的認(rèn)知，順便可以跟旁邊的妹子吹噓一下~（注：以下僅對(duì)民航客機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)作用和設(shè)計(jì)原理進(jìn)行簡單科普）
為什么機(jī)翼不是薄薄的一片？
我們都玩過紙飛機(jī)，紙飛機(jī)就是薄薄的一片機(jī)翼，那么為什么民航客機(jī)的機(jī)翼不是薄薄的一片呢？首先，紙飛機(jī)的機(jī)翼不能夠產(chǎn)生升力，只是保證紙飛機(jī)自身向前滑翔而已，跟滑翔傘是一樣的。其次，飛機(jī)的機(jī)翼需要為飛機(jī)提供升力、控制水平翻轉(zhuǎn)、儲(chǔ)油和懸掛發(fā)動(dòng)機(jī)等復(fù)雜功能。戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)翼非常薄，但也不是薄薄的一片，只是相對(duì)客機(jī)來說很薄，這是因?yàn)閼?zhàn)斗機(jī)飛行的速度會(huì)幾倍于音速，所以所涵蓋的設(shè)計(jì)原理與民航客機(jī)不太一樣，這里我們不討論了。民航客機(jī)的飛行速度是亞音速，也就是接近于音速，因此我們可以看到飛機(jī)的機(jī)翼都是我們見到的這種形狀：
我們?nèi)粘３Ｒ姷拿窈娇蜋C(jī)，包括一些常見的商務(wù)型客機(jī)的飛機(jī)機(jī)翼幾乎都是這兩種形狀設(shè)計(jì)。飛機(jī)的機(jī)翼為什么要設(shè)計(jì)成這種形狀和厚度呢？主要目的就是為了讓機(jī)翼在空中飛行的時(shí)候，將氣流切割成上下兩個(gè)部分，并且讓兩個(gè)部分產(chǎn)生差異。接著我們用一張圖來給大家簡單的演示一下機(jī)翼是如何產(chǎn)生升力的：
▲升力原理圖
這個(gè)原理主要利用的就是壓力差，并不是原力或者龜派氣功。機(jī)翼上下表面形狀是不對(duì)稱的，空氣沿機(jī)翼上表面運(yùn)動(dòng)的距離更長，自然流速更快，根據(jù)伯努利定理，速度越快，氣壓越小，上下表面的壓力差就提供了升力。
展開 基于ANSYS的飛機(jī)機(jī)翼仿真分析模板庫建立
摘 要：飛機(jī)機(jī)翼的力學(xué)性能對(duì)整個(gè)飛機(jī)的飛行影響非常重要。隨著計(jì)算力學(xué)的發(fā)展，飛機(jī)機(jī)翼的有限元性能分析朝著集成化、結(jié)果一致性的方向發(fā)展。本文通過ANSYS的ACT平臺(tái)，建立了基于ANSYS Workbench的飛機(jī)機(jī)翼仿真分析模板庫，可以實(shí)現(xiàn)機(jī)翼參數(shù)化建模、強(qiáng)度分析和模態(tài)分析。通過調(diào)用該模板庫，可以提升仿真分析的效率，同時(shí)可以確保分析結(jié)果的一致性。
關(guān)鍵詞：飛機(jī)機(jī)翼模板庫;ANSYS Workbench;ACT平臺(tái);仿真分析;
一、引言
飛機(jī)機(jī)翼作為關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，對(duì)飛機(jī)的飛行性能影響至關(guān)重要。采用有限元分析對(duì)機(jī)翼進(jìn)行正向設(shè)計(jì)或者設(shè)計(jì)優(yōu)化已成為當(dāng)前機(jī)翼設(shè)計(jì)的通用做法。機(jī)翼的優(yōu)化迭代需要重復(fù)地繪制機(jī)翼幾何模型，降低了設(shè)計(jì)效率。而參數(shù)化的機(jī)翼模型可以快速進(jìn)行建模，減少工作量，提高效率，縮短了設(shè)計(jì)周期，并且方便修改[1]。基于參數(shù)化模型的基礎(chǔ)，整合強(qiáng)度分析、模態(tài)分析性能評(píng)估，形成機(jī)翼仿真分析模板庫，提升效率的同時(shí)，可以確保仿真分析的一致性。
二、機(jī)翼仿真分析模板庫的建立過程及案例展示
2.1機(jī)翼仿真分析模板庫構(gòu)建
ACT平臺(tái)的全稱是ANSYS Customization Tools，是ANSYS Workbench應(yīng)用環(huán)境的客戶化定制開發(fā)工具，主要解決用戶在工程仿真應(yīng)用中遇到的功能自定義和程序擴(kuò)展的問題。借助ACT，用戶可以在ANSYS已有功能的基礎(chǔ)上，定制開發(fā)適合自身專業(yè)特點(diǎn)與特殊業(yè)務(wù)需求的新功能。使用ACT平臺(tái)，可在Workbench Project標(biāo)簽中定制仿真工作流，將仿真工作流集成，過程和腳本組合進(jìn)ANSYS生態(tài)系統(tǒng)。
整個(gè)機(jī)翼仿真分析模板庫在ANSYS ACT平臺(tái)進(jìn)行實(shí)現(xiàn)，建立過程包括搭建用戶輸入界面、機(jī)翼參數(shù)化建模、分析計(jì)算等。
展開 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼動(dòng)特性仿真分析
圖3 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼前三階模態(tài)振型
圖4 鋪層角度對(duì)機(jī)翼固有頻率的影響
機(jī)翼蒙皮鋪層角度影響
基于機(jī)翼有限元模型，采用模態(tài)分析方法研究機(jī)翼蒙皮鋪層角度變化對(duì)機(jī)翼固有頻率的影響。改變機(jī)翼蒙皮第二層鋪層的角度，分別采用以下三種不同的鋪層角度設(shè)計(jì)：0°/90°/45°，研究機(jī)翼蒙皮鋪層角度設(shè)計(jì)對(duì)機(jī)翼動(dòng)特性的影響，結(jié)果如圖4。
結(jié)果顯示，機(jī)翼蒙皮第二層鋪層角度設(shè)計(jì)為0°和90°時(shí)，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼的垂向彎曲、弦向彎曲和扭轉(zhuǎn)模態(tài)頻率相同，未發(fā)生改變，表明復(fù)合材料鋪層角度0°和90°時(shí)，復(fù)合材料鋪層對(duì)于機(jī)翼的各向剛度貢獻(xiàn)一致。機(jī)翼蒙皮第二層鋪層角度設(shè)計(jì)為45°時(shí)，與0°相比，機(jī)翼的垂向和弦向彎曲頻率小幅減小，扭轉(zhuǎn)固有頻率提升了8%，說明復(fù)合材料機(jī)翼蒙皮鋪層角度45°時(shí)，復(fù)合材料鋪層剛度的彎扭耦合特性有效地提高了機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)固有頻率和扭轉(zhuǎn)剛度。可見，利用復(fù)合材料剛度方向可設(shè)計(jì)性和彎扭耦合剛度特性進(jìn)行機(jī)翼鋪層角度優(yōu)化設(shè)計(jì)，可在不改變機(jī)翼質(zhì)量和氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的前提下，增強(qiáng)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)方向的剛度，達(dá)到提高扭轉(zhuǎn)模態(tài)頻率的目的。
機(jī)翼蒙皮鋪層厚度影響
研究機(jī)翼蒙皮厚度對(duì)其固有頻率的影響，結(jié)合上述分析結(jié)果，機(jī)翼局部或整體增厚，具體鋪層方案及相應(yīng)增重如下：
方案1：機(jī)翼整體蒙皮鋪層增加1層，增重9kg;
方案2：機(jī)翼整體蒙皮鋪層增加2層，增重18kg;
方案3：機(jī)翼根部蒙皮鋪層增加3層，增重9kg;
方案4：機(jī)翼根部蒙皮鋪層增加6層，增重18kg。
圖5(a）為四種蒙皮增厚方案下機(jī)翼固有頻率對(duì)比結(jié)果，圖5(b）為機(jī)翼整體和根部分別增厚，機(jī)翼增重18kg的方案與原方案固有頻率對(duì)比結(jié)果。
對(duì)比方案1和方案3，方案2和方案4，結(jié)果顯示，復(fù)合材料機(jī)翼蒙皮增厚可以有效地提高機(jī)翼各階固有頻率。
展開 
層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)現(xiàn)狀與發(fā)展
建立能夠精確模擬吸氣和進(jìn)行穩(wěn)定性分析的轉(zhuǎn)捩預(yù)測分析方法，搭建面向混合層流機(jī)翼的高效、可靠的優(yōu)化設(shè)計(jì)系統(tǒng)，發(fā)展適用于混合層流機(jī)翼的試驗(yàn)方法和測試方法，完善混合層流機(jī)翼生產(chǎn)制造和運(yùn)行維護(hù)手段等是混合層流流動(dòng)控制技術(shù)目前需要解決的重要問題，對(duì)于混合層流技術(shù)早日實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用具有重要意義。
4.3 超聲速自然層流機(jī)翼
超聲速自然層流機(jī)翼是近年來提出的新的概念，旨在研究在巡航速度超過聲速飛機(jī)上應(yīng)用層流機(jī)翼技術(shù)的手段，應(yīng)用方向有先進(jìn)運(yùn)輸機(jī)、長航時(shí)無人機(jī)、臨近空間飛行器等。
NASA通過F-15B飛行驗(yàn)證機(jī)開展了超聲速自然層流機(jī)翼的飛行試驗(yàn)，在馬赫數(shù)2的飛行速度下，試驗(yàn)段外翼幾乎獲得了全范圍層流，內(nèi)翼段層流區(qū)約為75%~80%，如圖20所示。洛馬公司設(shè)計(jì)的超聲速層流機(jī)翼減小10%的黏性阻力。這些結(jié)果極大地鼓舞了航空工業(yè)發(fā)展自然層流超聲速機(jī)翼技術(shù)的信心。
相比低跨聲速層流機(jī)翼，超聲速層流機(jī)翼在流動(dòng)特征上表現(xiàn)為高馬赫數(shù)導(dǎo)致強(qiáng)壓縮性，盡管壓縮性增強(qiáng)帶來的氣動(dòng)阻尼效應(yīng)有利于抑制二維TS擾動(dòng)波的發(fā)展，但大后掠高雷諾數(shù)下橫流不穩(wěn)定性更加強(qiáng)烈，三維TS斜波和橫流行波成為可能主導(dǎo)轉(zhuǎn)捩的不穩(wěn)定模態(tài)。牛海波等開展的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，馬赫數(shù)6時(shí)機(jī)翼前緣轉(zhuǎn)捩主要由橫流主導(dǎo)。因此，傳統(tǒng)的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法不再適用，需要發(fā)展能夠考慮TS斜波和CF行波的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法。此外,超聲速層流機(jī)翼還需要兼顧聲爆特性，開展層流聲爆耦合設(shè)計(jì)。
圖20 F-15飛行試驗(yàn)
5 結(jié)論
通過對(duì)層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)的現(xiàn)狀及可行性進(jìn)行分析，可以得出結(jié)論：層流機(jī)翼是滿足未來綠色航空需求的首選。
展開 飛機(jī)機(jī)翼的工作原理：應(yīng)用航空學(xué)
本文將介紹飛機(jī)機(jī)翼的工作原理——在基礎(chǔ)層面上，解釋飛行原理時(shí)并不涉及復(fù)雜的數(shù)學(xué)計(jì)算；而要進(jìn)一步了解更復(fù)雜的行為，則需要借助 CFD 仿真來計(jì)算和可視化復(fù)雜系統(tǒng)中的流體流動(dòng)。
01
飛機(jī)機(jī)翼的工作原理
所有飛機(jī)機(jī)翼運(yùn)行起來依靠的都是一些簡單的原理，涉及流體在頂部和底部表面的流動(dòng)。在飛行過程中，飛機(jī)機(jī)翼上的氣流將產(chǎn)生四個(gè)主要空氣動(dòng)力中的兩個(gè)。首先，我們需要通過一張簡單的自由體示意圖來介紹作用在機(jī)翼上的力。在下圖中，有兩個(gè)主要的空氣動(dòng)力作用在機(jī)翼上。升力和阻力與迎角（機(jī)翼的方向）、機(jī)翼的形狀以及空氣在機(jī)翼上的流速直接相關(guān)。
機(jī)翼形狀、升力和阻力。
在飛行過程中，共有四種主要的空氣動(dòng)力作用在飛機(jī)上。分別是：
1
升力
升力是由流過機(jī)翼的流體產(chǎn)生的，它抵消了重力，由經(jīng)過機(jī)翼下方的氣流產(chǎn)生。
2
阻力
當(dāng)流體沿著飛機(jī)的機(jī)身流動(dòng)時(shí)，由于沿機(jī)翼表面摩擦，流體產(chǎn)生了阻力。此外還有壓差阻力，它阻礙飛機(jī)向前運(yùn)動(dòng)。
展開 機(jī)翼模型的振動(dòng)模態(tài)分析
圖3 機(jī)翼截面有限元網(wǎng)格劃分
圖4 機(jī)翼有限元網(wǎng)格劃分
對(duì)模型施加約束，由于機(jī)翼一端固定在機(jī)身上所以在機(jī)翼截面的一端所有節(jié)點(diǎn)施加位移和旋轉(zhuǎn)約束，如圖5。
圖5 對(duì)機(jī)翼模型施加約束
◆◆
處理結(jié)果及分析
◆◆
機(jī)翼的各階模態(tài)及相應(yīng)的變形如表1及圖6。
表1 機(jī)翼模態(tài)的各階頻率
(a) 一階振動(dòng)模態(tài)
(b)二階振動(dòng)模態(tài)
(c)三階振動(dòng)模態(tài)
(d)四階振動(dòng)模態(tài)
(e)五階振動(dòng)模態(tài)
圖6
從圖中我們可以看出：
在一階 (14.257Hz) 和二階 (61.447Hz) 振動(dòng)模態(tài)下，機(jī)翼主要發(fā)生彎曲變形，并且離翼根越遠(yuǎn)變形量越大；
在三階 (89.866Hz) 振動(dòng)模態(tài)下，機(jī)翼發(fā)生了彎曲變形和輕微的扭轉(zhuǎn)變形，彎曲變形大，機(jī)翼的外形發(fā)生明顯改變；
在四階 (138.19Hz) 振動(dòng)模態(tài)下，機(jī)翼主要發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形，變形程度近似與機(jī)翼的厚度成反比，在截面A點(diǎn)處發(fā)生最大的變形，變形對(duì)機(jī)翼的外形影響輕微；
在5階 (256.76Hz) 振動(dòng)模態(tài)下，機(jī)翼發(fā)生了嚴(yán)重變形，機(jī)翼變形復(fù)雜，彎曲為主，含有多種變形；中間弦線兩側(cè)發(fā)生方向相反的彎曲變形，外形變形嚴(yán)重。
展開 機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案及強(qiáng)度計(jì)算
機(jī)翼最外層復(fù)合材料的應(yīng)力如圖11所示，最大應(yīng)力只有模型一的65%，而且其他層應(yīng)力也大大減弱了。
圖12為機(jī)翼的變形云圖，最大位移為43.89mm>40mm,雖然還沒有達(dá)到變形要求，但是相對(duì)于模型一67.2mm已經(jīng)小很多了。改模型的雙翼總質(zhì)量為17.9024 Kg。
模型三：
在模型一的基礎(chǔ)上考慮加5個(gè)橫向的肋板，結(jié)構(gòu)如圖所示。肋板的鋪層和梁一樣，也是[-45/0/45/90]s的鋪層方式。
從表3中可以得出，模型的強(qiáng)度在材料的許用強(qiáng)度范圍內(nèi)，該設(shè)計(jì)符合強(qiáng)度要求。根據(jù)設(shè)計(jì)要求，機(jī)翼的最大變形量小于機(jī)翼展長的1%，即40mm。而該模型的最大變形為30.06mm<40mm，該設(shè)計(jì)符合變形要求。單只機(jī)翼的總質(zhì)量為7.67842Kg。
加工工藝的選擇：
根據(jù)之前的設(shè)計(jì)，機(jī)翼外皮采用蒙皮夾心結(jié)構(gòu)，而梁和肋板是復(fù)合材料鋪層而成。目前考慮將梁和肋板一次成型，這樣有利于機(jī)翼的穩(wěn)定性。機(jī)翼外皮用RTM方法單獨(dú)成型，分前后在前梁處將機(jī)翼外皮分成兩個(gè)部分加工成型，如圖16所示。最后采用膠接將梁、肋板和機(jī)翼外皮連接在一起。
考慮到該成型方法的不足，蒙皮和梁、肋板之間容易產(chǎn)生脫膠和分層，在肋條和梁的端頭加防止剝離的緊固件。
機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案及強(qiáng)度計(jì)算.docx
展開 飛機(jī)機(jī)翼那么薄，為什么能承受幾十噸重量！里面是什么結(jié)構(gòu)？
飛機(jī)機(jī)翼是如何承受大重量的？
在給定機(jī)翼自身重量的前提下，能夠安全地承受使用載荷(設(shè)計(jì)中會(huì)放大為設(shè)計(jì)載荷)，靠的是結(jié)構(gòu)材料的正確選擇、結(jié)構(gòu)部件的合理布置以及結(jié)構(gòu)尺寸的精心設(shè)計(jì)分析與優(yōu)化。
①機(jī)翼材料的選擇
機(jī)翼的蒙皮傾向采用復(fù)合材料，承重結(jié)構(gòu)依然采用金屬材料。碳纖維復(fù)合材料的特性是重量輕承重大，非常適合用在飛機(jī)機(jī)翼上。
②機(jī)翼結(jié)構(gòu)部件合理布置及尺寸優(yōu)化
飛機(jī)機(jī)翼之所以能夠承載大部分的重量，主要承重結(jié)構(gòu)就是機(jī)翼翼盒，它由非常輕便結(jié)實(shí)的碳纖維材料構(gòu)成，內(nèi)部由成百上千根骨架組成。
所以我們別看飛機(jī)的機(jī)翼那么薄，其實(shí)內(nèi)部結(jié)構(gòu)和承重是非常厲害的。
在設(shè)計(jì)初始，設(shè)計(jì)人員就會(huì)將機(jī)翼的重量和整個(gè)飛機(jī)將會(huì)承載的最大重量加入設(shè)計(jì)和計(jì)算中，根據(jù)整個(gè)最大重量來進(jìn)行整個(gè)機(jī)翼的設(shè)計(jì)和優(yōu)化。
任何一架新型飛機(jī)在投入市場之前，都會(huì)進(jìn)行無數(shù)次的測試。
飛機(jī)機(jī)翼上下擺動(dòng)
在這里小科也告訴大家一個(gè)小知識(shí)，大部分民航飛機(jī)的油箱都位于機(jī)翼的位置，很多人可能會(huì)好奇，飛機(jī)那么龐大、空間那么多，為什么非要把油箱裝在機(jī)翼上呢？
其實(shí)飛機(jī)看起來非常龐大，但是大部分空間都是預(yù)留給乘客和機(jī)載設(shè)備的，真正留給油箱的空間很少，但是機(jī)翼部分卻成為了裝油的好地方，因?yàn)?em>機(jī)翼承重能力足、空間大，并且在機(jī)翼處裝油還有助于飛機(jī)飛行時(shí)的平穩(wěn)。
總的來說，飛機(jī)機(jī)翼的優(yōu)異性能，主要取決于本身先進(jìn)的材料，再加上獨(dú)特的機(jī)翼設(shè)計(jì)，和有針對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)做出的優(yōu)化，保證了飛機(jī)在飛行過程中的安全穩(wěn)定。
本文來自：電力講壇
展開 創(chuàng)新讓777X機(jī)翼制造創(chuàng)造歷史
777X機(jī)翼的制造，更是因?yàn)椴ㄒ艏捌涔?yīng)商的創(chuàng)新，創(chuàng)造了若干世界之最，以及波音歷史上的數(shù)個(gè)第一。
一、細(xì)數(shù)波音777X機(jī)翼制造的世界之最和史上首次
波音777X機(jī)翼創(chuàng)造了四項(xiàng)世界之最——最大尺寸的復(fù)合材料機(jī)翼，最大尺寸的熱壓罐，最大尺寸的3D打印模具，最大的機(jī)體部件生產(chǎn)建筑。同時(shí)，777X機(jī)翼也創(chuàng)造的波音歷史上的四個(gè)第一——首次采用可折疊翼梢，首次采用整體翼梁，首次采用自動(dòng)絲束鋪放技術(shù)制造機(jī)翼蒙皮、翼梁和桁條部件，首次采用近乎全自動(dòng)化的工藝完成機(jī)翼部件鋪放成形。
1、四項(xiàng)世界之最
機(jī)翼尺寸。波音777X復(fù)合材料機(jī)翼的翼展達(dá)到了創(chuàng)紀(jì)錄的71.8米，比A350WXB的翼展長7米，是世界上最大的復(fù)合材料機(jī)翼，也是世界上最大的雙發(fā)客機(jī)機(jī)翼，翼展甚至超過了777-8型機(jī)身69.8米的長度。波音777X翼根寬度達(dá)6米，機(jī)翼面積467平方米，展弦比超過11，機(jī)翼擁有明顯的翹曲，這對(duì)其蒙皮制造造成了一定的挑戰(zhàn)。
熱壓罐。對(duì)于追求整體成形的復(fù)合材料部件來說，機(jī)翼尺寸直接影響其制造體系的尺度。為了固化尺寸創(chuàng)紀(jì)錄的777X復(fù)合材料機(jī)翼部件，波音供應(yīng)商ASC公司為其打造了世界上最大的熱壓罐。熱壓罐長36.5米，寬6.5米，重達(dá)544噸，僅比世界最大客機(jī)空客A380的最大起飛重量輕了30多噸，僅罐門就有55噸重。為了檢驗(yàn)其密封性和焊接強(qiáng)度，波音還要對(duì)其進(jìn)行壓力測試，注水2578立方米，這將使其總重超過3175噸！
02
熱壓罐在波音進(jìn)行內(nèi)部設(shè)備安裝（波音公司）
3D打印模具。
展開 基于Hypersizer的機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置優(yōu)化設(shè)計(jì)探討
摘要：當(dāng)前大型民用飛機(jī)機(jī)翼多采用雙梁多肋式結(jié)構(gòu)布局形式，選擇合理的肋間距和長桁間距有利于傳遞載荷和減輕 重量。采用 Nastran 與 Hypersizer 進(jìn)行機(jī)翼加筋壁板的布置優(yōu)化分析，可以解決因長桁位置改變帶來的重新建立有限元模 型問題。本文章針對(duì)大型民用飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼，以T型加筋壁板的靜強(qiáng)度和穩(wěn)定性為優(yōu)化約束，以壁板重量最低為優(yōu)化目標(biāo)， 利用 Nastran 與 Hypersizer 對(duì)機(jī)翼的長桁間距進(jìn)行了優(yōu)化，得到了最優(yōu)的長桁間距范圍為 250mm-300mm，壁板主要的失效模 式是最大應(yīng)變失效。
關(guān)鍵詞：復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置；布置優(yōu)化；加筋壁板優(yōu)化；Hypersizer
引言
機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中的重要組成部分，當(dāng) 前大型民用飛機(jī)機(jī)翼重量約占使用空機(jī)重量的 20%~30%。 對(duì)于民機(jī)而言，飛機(jī)結(jié)構(gòu)減重對(duì)減小輪檔油耗、降低運(yùn)營 成本、提升飛機(jī)市場競爭力具有重要意義。
當(dāng)前大型民用飛機(jī)機(jī)翼多采用雙梁多肋式結(jié)構(gòu)布局形 式，沿機(jī)翼展向布置前、后梁和長桁，翼梁之間布置多個(gè) 翼肋。機(jī)翼盒段長桁和翼肋的數(shù)量直接影響了壁板的承載 能力，選擇合理的機(jī)翼布置參數(shù)有利于傳遞載荷和減輕結(jié) 構(gòu)重量。在飛機(jī)初步設(shè)計(jì)階段，機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置的主要設(shè)計(jì) 優(yōu)化目標(biāo)是確定最優(yōu)的長桁間距和肋間距，使得翼盒的結(jié) 構(gòu)重量最小。
本文針對(duì)大型民用飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼，采用有限元前 處理器 Patran 建立了機(jī)翼盒段有限元模型，在 Nastran 求解器中進(jìn)行計(jì)算，并利用復(fù)合材料優(yōu)化設(shè)計(jì)與分析軟件 Hypersizer 對(duì)盒段長桁布置進(jìn)行優(yōu)化分析，得到最優(yōu)的長 桁間距，并對(duì)壁板失效模式進(jìn)行了分析。同時(shí)，傳播相關(guān) 科學(xué)知識(shí)。
展開 
空氣動(dòng)力學(xué)魔法，機(jī)翼的故事
“機(jī)翼的變化貫穿著飛行的歷史。”
形形色色的機(jī)翼
整體概述
長久以來，“翅膀”這一事物始終在緊緊地抓著人類的想象力。每一種人類文明中都有關(guān)于飛行的神話。盡管人類對(duì)飛行如此地迷戀，但直到19世紀(jì)，科學(xué)家們才開始使用精確的數(shù)學(xué)方法來計(jì)算能夠飛上天的機(jī)器的“翅膀”的最佳尺寸和形狀。1903年，奧維爾?萊特和威爾伯?萊特（譯者注：即著名的“萊特兄弟”）在他們的“飛行者”（Flyer）號(hào)飛機(jī)上采用了當(dāng)時(shí)最好的翼型，這迫使他們的競爭對(duì)手們開始嘗試其他各種形狀、風(fēng)格和尺寸的機(jī)翼，以避免侵犯萊特兄弟的專利權(quán)。有些人轉(zhuǎn)向了多翼機(jī)──三翼機(jī)、四翼機(jī)，甚至更多機(jī)翼的飛機(jī)；其他一些人則將機(jī)翼的形狀更改成了后掠翼、串翼（andem wing）、連接機(jī)翼（joined wing）和十字翼（cruciform wing）。
至少在古希臘人創(chuàng)造出伊卡洛斯的神話的時(shí)候，人類就已經(jīng)開始?jí)粝胍@得一雙翅膀了。這里展現(xiàn)的是18世紀(jì)一幅木刻上伊卡洛斯及其翅膀的形象
萊特兄弟的“飛行者1號(hào)”飛機(jī)，采用了當(dāng)時(shí)最好的翼型
在這些機(jī)翼當(dāng)中，絕大多數(shù)因?yàn)樾侍投y以起飛；有些機(jī)翼則能夠產(chǎn)生剛好足夠的升力，如果再配備有功率足夠強(qiáng)大的發(fā)動(dòng)機(jī)的話，那么是能夠讓飛機(jī)在空中蹣跚地飛行的。而且，當(dāng)時(shí)幾乎沒有幾種機(jī)翼能夠兼顧穩(wěn)定性和效率。
當(dāng)時(shí)的某些機(jī)翼的設(shè)計(jì)理念是截然對(duì)立的──要么采用非常低的展弦比（即機(jī)翼翼展和平均幾何弦長之比），要么采用非常高的展弦比；或者是要么采用一種純粹的翼型，要么采用升力體結(jié)構(gòu)──不過，在任何一個(gè)極端上有時(shí)總是會(huì)涌現(xiàn)出成功之作。
從20世紀(jì)20年代到40年代，航空工程方面的進(jìn)步導(dǎo)致了更有力、更復(fù)雜的機(jī)翼的出現(xiàn)，而且在這些機(jī)翼上采用了現(xiàn)在為我們所熟悉的增升裝置和現(xiàn)代化的空氣動(dòng)力學(xué)剖面。盡管如此，機(jī)翼在翼展、安裝角和幾何形狀方面的改變?nèi)栽诓粩嘤楷F(xiàn)。
展開 機(jī)翼的顫振問題!
圖1為彎扭顫振中機(jī)翼吸取能量的示意圖，圖中以1/8振動(dòng)周期為間隔描繪出機(jī)翼某一橫截面在一個(gè)振動(dòng)周期內(nèi)的位移（包括彎曲位移和扭轉(zhuǎn)位移），并示意地表示出氣動(dòng)力在彎曲位移上作的功。其中扭轉(zhuǎn)位移的位相就是氣動(dòng)力的位相。
圖1a表示彎曲位移（即撓度）和氣動(dòng)力同位相的情況，氣動(dòng)力在一個(gè)周期內(nèi)對(duì)機(jī)翼作的正功和負(fù)功相互抵消；圖1b則表示氣動(dòng)力落后于彎曲位移π/2的情況，由于氣動(dòng)力總作正功，機(jī)翼不斷從氣流中吸取能量。
除了能量輸入外，還必須有一定的相對(duì)氣流速度才能發(fā)生顫振。在速度較低的情況下，結(jié)構(gòu)所吸取的能量會(huì)被阻尼消耗而不發(fā)生顫振，只有在速度超過某一值時(shí)，才會(huì)發(fā)生顫振。
若吸取的能量正好等于消耗的能量，則結(jié)構(gòu)維持等幅振動(dòng)，與此狀態(tài)對(duì)應(yīng)的速度稱為顫振臨界速度v（簡稱顫振速度）。當(dāng)氣流速度跨越顫振速度時(shí)，振動(dòng)開始發(fā)散。
a 彎曲位移和氣動(dòng)力同相位
b 氣動(dòng)力落后于彎曲位移π/2
圖1 機(jī)翼從氣流中吸取能量示意圖
機(jī)翼上典型的彎扭顫振的機(jī)理
機(jī)翼因初始干擾而偏離平衡位置后，由于彈性恢復(fù)力作用機(jī)翼以加速度a向平衡位置移動(dòng)，這一加速度使機(jī)翼質(zhì)量m產(chǎn)生慣性力N=ma，它作用在重心上，方向和加速度相反。因機(jī)翼的重心在扭心（見彎心）之后，所以N產(chǎn)生對(duì)扭心的力矩，它使機(jī)翼在彎曲振動(dòng)的同時(shí)產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)振動(dòng)。
當(dāng)機(jī)翼受到迎面氣流的作用而作彎扭振動(dòng)時(shí)，翼面上主要產(chǎn)生兩種附加的氣動(dòng)力：
1. 由于機(jī)翼扭轉(zhuǎn)了θ角，攻角也改變了θ角，這使翼面舉力改變了ΔLθ，它的方向和機(jī)翼運(yùn)動(dòng)方向相同。因此，附加舉力ΔLθ是促進(jìn)機(jī)翼振動(dòng)的激振力。這個(gè)由θ而產(chǎn)生的附加舉力可用公式表示為：
式中，為翼面的舉力系數(shù)曲線斜率；ρ為空氣密度；v為飛行速度；S為翼面面積。
展開 機(jī)翼升力是如何產(chǎn)生的——錯(cuò)誤理論
關(guān)于飛機(jī)機(jī)翼如何產(chǎn)生升力有多種理論，可惜的是，很多百科全書、網(wǎng)站，甚至一些教科書上的理論都是錯(cuò)誤的。
要講的第一個(gè)錯(cuò)誤理論是其中傳播最廣的一個(gè)理論，可稱為“長路徑”理論或“等時(shí)間”理論。
根據(jù)這個(gè)理論，機(jī)翼的上表面長度比下表面長度長，上面的氣流比下面的氣流要走更遠(yuǎn)的路，才能在機(jī)翼末尾匯合。因此，機(jī)翼上面的氣流要走的快一些才能趕得上。因?yàn)樯厦娴臍饬髯叩目欤鶕?jù)伯努利方程，壓力就會(huì)低一些，這樣上下兩個(gè)面就會(huì)有壓力差，就產(chǎn)生了升力。
本著實(shí)事求是的精神，在評(píng)判這個(gè)理論之前，我們先看看機(jī)翼周圍實(shí)際的氣流情況。
下面來逐條批駁一下這個(gè)錯(cuò)誤理論：
1. 機(jī)翼被設(shè)計(jì)成上面長下面短
并不總是這樣。在我們的實(shí)驗(yàn)中，使用對(duì)稱的機(jī)翼（這種機(jī)翼上下兩個(gè)面長度相等）也可以產(chǎn)生可觀的升力。可以想象一個(gè)紙飛機(jī)，它的機(jī)翼只是一個(gè)平板，上下面絕對(duì)相對(duì)，也可以飛的很好。這個(gè)理論的起源可能是因?yàn)樵缙陲w機(jī)的機(jī)翼形狀就是這樣：上面長下面短。這種老式機(jī)翼確實(shí)能產(chǎn)生升力并改變氣流方向。但重要的是氣流方向的改變，而不是上表面更長。現(xiàn)代的一些飛機(jī)，出于降低阻力的原因，它的機(jī)翼下表面設(shè)計(jì)的更長，也能飛起來哦。此外還有一個(gè)事情，這個(gè)理論無法解釋為何飛機(jī)倒過來也能飛，這種情況在航展或空戰(zhàn)情況常常能看到。
2. 上方的氣流比下方的氣流運(yùn)動(dòng)的快
實(shí)驗(yàn)顯示上方的氣流確實(shí)比下方的氣流速度快，但真相是：上方的氣流太快了，下方的氣流根本來不及和上面的氣流匯合。
展開 機(jī)翼的顫振問題概述
圖1為彎扭顫振中機(jī)翼吸取能量的示意圖，圖中以1/8振動(dòng)周期為間隔描繪出機(jī)翼某一橫截面在一個(gè)振動(dòng)周期內(nèi)的位移（包括彎曲位移和扭轉(zhuǎn)位移），并示意地表示出氣動(dòng)力在彎曲位移上作的功。其中扭轉(zhuǎn)位移的位相就是氣動(dòng)力的位相。圖1a表示彎曲位移（即撓度）和氣動(dòng)力同位相的情況，氣動(dòng)力在一個(gè)周期內(nèi)對(duì)機(jī)翼作的正功和負(fù)功相互抵消；圖1b則表示氣動(dòng)力落后于彎曲位移π/2的情況，由于氣動(dòng)力總作正功，機(jī)翼不斷從氣流中吸取能量。除了能量輸入外，還必須有一定的相對(duì)氣流速度才能發(fā)生顫振。在速度較低的情況下，結(jié)構(gòu)所吸取的能量會(huì)被阻尼消耗而不發(fā)生顫振，只有在速度超過某一值時(shí)，才會(huì)發(fā)生顫振。若吸取的能量正好等于消耗的能量，則結(jié)構(gòu)維持等幅振動(dòng)，與此狀態(tài)對(duì)應(yīng)的速度稱為顫振臨界速度v（簡稱顫振速度）。當(dāng)氣流速度跨越顫振速度時(shí)，振動(dòng)開始發(fā)散。
a 彎曲位移和氣動(dòng)力同相位
b 氣動(dòng)力落后于彎曲位移π/2
圖1 機(jī)翼從氣流中吸取能量示意圖
機(jī)翼上典型的彎扭顫振的機(jī)理
機(jī)翼因初始干擾而偏離平衡位置后，由于彈性恢復(fù)力作用機(jī)翼以加速度a向平衡位置移動(dòng)，這一加速度使機(jī)翼質(zhì)量m產(chǎn)生慣性力N=ma，它作用在重心上，方向和加速度相反。因機(jī)翼的重心在扭心（見彎心）之后，所以N產(chǎn)生對(duì)扭心的力矩，它使機(jī)翼在彎曲振動(dòng)的同時(shí)產(chǎn)生扭轉(zhuǎn)振動(dòng)。
當(dāng)機(jī)翼受到迎面氣流的作用而作彎扭振動(dòng)時(shí)，翼面上主要產(chǎn)生兩種附加的氣動(dòng)力：
1. 由于機(jī)翼扭轉(zhuǎn)了θ角，攻角也改變了θ角，這使翼面舉力改變了ΔLθ，它的方向和機(jī)翼運(yùn)動(dòng)方向相同。因此，附加舉力ΔLθ是促進(jìn)機(jī)翼振動(dòng)的激振力。這個(gè)由θ而產(chǎn)生的附加舉力可用公式表示為：
式中，為翼面的舉力系數(shù)曲線斜率；ρ為空氣密度；v為飛行速度；S為翼面面積。
展開 