翼段

出於描述飛翼等特殊佈局的需要，SEACD中認為機翼是一個方案中必須具備的，而其他的任何一種主翼面都可由設計者決定是否採用。儘管如此，各種翼面類部件具有類似的參數化定義方式，即都以翼段為基本組成元素，並且通過平面參數和翼型等對一個翼段進行描述。

由於描述一個翼段的參數具有冗餘性，即某些參數可以由其他多個參數計算得到，所以設計者需要通過GUI輸入的只有系統中設定的“可調參數”部分（某些必要的設計參數）。在一種翼面類部件由多個翼段組成的情況下，可調參數的設定還被用於保證相鄰兩個翼段間的連續性。也就是説，後一個翼段（遠離機身）的某些參數應當自動地從前一個翼段（靠近機身）獲取或算出，從而使得二者在連接處共享一個公共的翼剖面。圖1、圖2中具體地列出了描述一個翼段所需的各種參數，並且按照部件的不同，區分了首翼段和其它翼段中的可調參數（用√標識）。對同一種部件而言，首翼段中可調而其他翼段中不可調的，即為任意兩個相鄰翼段中後一段需要從前一段獲取或算出的參數。在某一翼面類部件發生改變時，系統將根據前一段中這些參數的變化自動重算描述後一段所需的各種參數，從而保持兩翼段間的連續性。 ^[1] 

翼段/舵面顫振試驗室驗證飛機結構氣動彈性穩定性的典型基礎試驗，下面予以介紹。

複合材料結構舵面顫振試驗風洞模型設計和試驗從鉸鏈非線性模擬入手，使用非線性彈簧，然後對具有實際複合材料破壞機理的複合材料結構進行試驗。

由於操縱執行機構行為或複合材料結構局部或整體破壞可能導致舵面發生鉸鏈剛度特性非線性和鉸鏈破壞，因此，操縱執行機構/操縱執行機構連接鉸鏈非線性模擬和實施成為風洞模型設計關鍵技術。

操縱執行機構/操縱執行機構連接鉸鏈非線性涉及以下幾點：

①自由運動/雙線性剛度（剛性非線性）；

②氣動彈性不穩定（失穩）趨向；

③鉸鏈破壞（相伴有舵面轉動/舵面彎曲不穩定）；

④操縱執行機構破壞——非線性鉸鏈損傷導致的非線性行為；

⑤損傷舵面的顫振/極限環振盪。

複合材料翼段/舵面顫振模型設計主要考慮由於舵面（操縱面）鉸鏈剛度非線性導致的極限環振盪和顫振。

複合材料舵面鉸鏈剛度非線性是由於結構損傷和鉸鏈破壞所致。舵面損傷模式有開膠、分層、泡沫芯裂紋/開裂，如圖3所示。

複合材料翼段/舵面顫振試驗模型以及其在3×3風洞中的安裝情況如圖4所示。

複合材料翼段/舵面顫振試驗結果可用於機翼-副翼、尾翼-舵面等的氣動彈性問題。 ^[2]