为中国飞机制造插上双翼——专访中国气动弹性力学专家管德院士

文／ 朱梅梅

为中国飞机制造插上双翼
——专访中国气动弹性力学专家管德院士

文／ 朱梅梅

“在逆境中不放弃追求，不能有个风吹草动就改变初衷。做任何事得不怕困难，得学会坚持。”——管德

前言：一份至高无上的荣誉，一份如履薄冰的责任，他在自己的专业领域辛勤的耕耘，他用不平凡的人生经历折射出智慧的光芒……

管德（1932.6.9－）飞机气动弹性力学专家，北京市人。高级工程师、教授、博士生导师、中国工程院院士。1952年9月毕业于清华大学航空工程学院。曾任沈阳飞机设计所副所长，沈阳飞机制造公司副总经理、总工程师、航空工业部总工程师、科学技术委员会主任、中国民航总局副局长。管德院士是我国气动弹性专业的奠基者和带头人，曾主持建立了我国第一套可用于超音速飞机设计的气动弹性计算和试验方法。他主持的《高速歼击机的气动弹性分析》、《航空结构分析系统》，分别荣获1978年全国科学大会奖和国家科技进步二等奖；他对歼八的研制作出了重要贡献，荣获国家科技进步特等奖、航空工业部新机首飞一等功。出版了《非定常空气动力学》、《飞机气动弹性力学手册》等重要专著。

1932年农历6月9日，管德在北京出生。他的父亲早年毕业于日本陆军士官学校，当过张作霖部下的中将军官。父亲看到了北洋政府的腐败无能，军阀内部的派系林立，无心陷于政治利益的争夺之中。北伐战争以后父亲退出军界，靠出租房产为生。

父亲不愿子女去读日伪统治下的学校，就给他们请了四位家庭教师（古文、英语、数理化、地理历史），因此管德的小学和初中都是在家里念完的。抗战胜利后，1946年，管德走进北京第五中学念高中。

管德从小喜欢飞机，每年春节买灯笼他总是要飞机灯笼。童年时期开始，他收集了第二次世界大战时各种飞机的图片，整整两大本，后来文革时期遗失了，这让老先生很是惋惜。高中毕业后，管德考入清华大学航空工程系。在报高考志愿时，他的父亲希望他搞土木工程去考清华建筑系，这样至少以后不会因为各种变化没有饭吃，而且学土木可以自己干，不一定依靠外界，而学航空不一样，必须依靠国家，才能发挥所长。但管德主意已定，执意要学航空，最后父亲没有再做阻拦，他终于成为了清华航空系的一员。已故的原中国科协副主席高镇宁、原航空工业部副部长何文治、飞机强度专家冯钟越，以及现中国工程院院士陈一坚都是管德的同班同学。

大学毕业前夕管德加入了中国共产党。1952年由于国家急需航空人才，管先生所在班级将四年课程压缩为三年学完，提前一年毕业。大学毕业后几经周折，管德被分配到当时的第二机械工业部第四局（航空工业部的前身），在调查研究科做局机关刊物的编辑工作。这里除了领导之外，几乎全是当年分配的大学毕业生。当时的局领导很喜欢这批年轻人，可是，管德无法割舍自己一直喜欢的技术工作，他说搞文字工作不是他的专业，他就像个“门外汉”。1955年，管德被任命为局指令检查室主任，组织上做了大量的工作，他才勉强接受任命，留了下来。

1956年10月，国家决定成立飞机设计室，徐舜寿被任命为该室的第一把手—主任设计师。徐舜寿是我国当时少数几位从国外归来的飞机设计专家之一。他1937年毕业于清华大学机械系航空工程组，l944年赴美，在麦克唐纳飞机公司实习，参加了FD1、FD2飞机设计工作。新中国成立前夕，他冒着生命危险，越过封锁线，来到解放区，参加航空工程建设。1951年8月，他奉调到航空工业局任技术科副科长、科长。从此徐舜寿一直为筹建新中国飞机设计事业而默默准备。

气动弹性是研究空气动力对弹性体影响的学科，是在飞机设计领域中相当重要的专业。在飞机设计中经常遇到静态、动态气动弹性问题。静态气动弹性如变形发散，是飞机在外部空气动力载荷作用下引起的变形扩大；动态气动弹性问题就更为复杂，它包括颤振、抖振、嗡鸣、动力响应等。颤振是飞机飞行中较常见且可能会带来灾难性后果的一种气动弹性现象，是飞机各部分在一定的飞行速度下产生的足以导致飞机解体的自激振荡。1967年，法国“幻影F.l”超音速战斗机就因颤振事故而坠毁。1972年，联邦德国与荷兰联合研制的VF－W614型短程运输机亦因颤振而失事。

1956年，管德离开北京，前往沈阳飞机制造厂设计室报到。终于如愿以偿，他开始参加自行设计喷气教练机歼教一。设计室主任著名飞机设计师徐舜寿给他的第一份工作是计算歼教一飞机的外形数据。这项工作就是没完没了地用手摇计算机解三元一次方程式。由于管德比较好地完成了这项工作，之后徐舜寿决定给他一个既新颖、又陌生的课题：飞机气动弹性专业。徐舜寿老师为管德收集了当时可能找到的三本专业书籍，还为他请了老师，即国内外知名的专家曹鹤苏、张桂联、黄玉珊。并且请陈基建等教授作为顾问工程师，为飞机设计室年轻设计人员讲课、辅导。毋庸置疑，徐舜寿是管德从事气动弹性研究的领路人。

自此之后，管德把全部精力都用到从头学习这个新的专业领域上。也就是从那时起，他便与飞机气动弹性专业结下了不解之缘。

管德介绍说，大气不是平稳的，就相当于马路不是平的，有坑坑洼洼的地方，所以汽车在路上走的时候肯定要颠，飞机也是一样，气流坑坑洼洼我们是看不见，但飞机在天空中飞和汽车在坑坑洼洼的路上跑是一样，也会颠簸。在飞机设计里面应该考虑五个气动弹性问题：第一个是颤振，第二是紊流响应，第三是抖振，第四是发散，第五是操纵反效。

气动弹性是保证飞行安全是很重要的一个专业，因为飞机涉及好多专业，几十个专业，它是几十个专业里头的一个，它也是保证飞机安全飞行的一个很重要的问题。特别是现在飞机因为要轻，所以相对材料就用得少。所以飞得慢的飞机，像“运武”或者是教练级飞行速度是两三百公里一个钟头，那个气动性没有多大问题，因为为了保障强度，它的结构已经足够了。但是为了速度增高，保证强度没有气动弹性要增加的材料快。到速度到了700公里，800公里，900公里的时候，保证气动弹性的安全就没有颤振，没有发散，没有附翼反效，保证这些东西要的材料比保证净强度要多，这样很多现代飞机它的结构的材料设计不完全是按强度设计的，有一部分是按照气动弹性的要求。

通过设计歼教一和歼八飞机，管先生摸索出一套适合我国计算机和试验能力的超音速歼击机气动弹性计算和试验方法，成为我国飞机气动弹性专业的奠基人和带头人之一。须知这个试验方法可是来之不易，仅管德本人在低速风洞、高速风洞作试验的累计时间就超过一万小时，更不要说他花在分析、计算上的时间了。管先生诙谐地说，他钻研气动弹性专业，基本上是在泡风洞、泡计算机中完成的。但是，他认为：比这些更重要的是，在飞机设计的实践中摔打，积累直接经验。例如，在设计歼八飞机之前，一位非常有经验的专家反复告诫他：要特别注意操纵刚度。因为根本算不准，而关键是注意受力形式是否合理。对此，先生当然不敢忽视，但是，他没有直接经验，看不出受力形式是否合理。结果，歼八飞机的全动平尾和副翼的操纵刚度，只有预计值的几分之一。结果使设计工作耽误了不少时间。先生深有感慨地说，没有直接实践，别人的经验成不了自己的。飞机设计师队伍要成熟，要不犯“初等错误”，关键是连续不断地设计飞机，一代人多积累经验，两代人共同工作，把经验代代相传。

歼八飞机的性能指标在当时是比较先进的，但他们设计所使用的计算和试验手段则非常有限，所以不能照搬国外的方法。为了保证达到预定的飞机性能指标，管先生领导一班人进行了创造性的工作：

（1）非定常空气动力计算。亚声速飞机大都采用大展弦比平直翼面，可以用二维理论。对超声速飞机，翼面的展弦比较小，必须使用三维非定常空气动力理论。国外计算任意翼面形状和振动模态的三维非定常空气动力计算方法，五十年代也才问世。由于计算工作量特别大，必须采用先进的数字计算机进行。当时国内数字计算机刚刚投入使用，最好的也仅是每秒1万次。于是管德先生领导的气动弹性专业组于六十年代中率先在我国第一代电子管数字计算机上进行超声速三维非定常空气动力的计算。

（2）高速风洞颤振试验。颤振模型同实物不但要有空气动力外形的相似，而且要有相似的刚度分布和质量分布。这使得模型的设计制造相当复杂。如果有大尺寸的高速风洞或低弹性模量材料，可以用“结构相似”模型。就是说，翼面的主要受力构件—梁，主要的肋和蒙皮，都能在模型上按相似比例得到模拟。但是，当时国内这两种条件都没有。当时国内能用于颤振试验的高速风洞尺寸很小，实验段剖面尺寸为0.6米×0.6米，可用的模型宽度（展长）不过0.3米左右。对于尺寸这样小的模型，按相似比例模拟下来，蒙皮已经薄得无法制造。为了克服这个困难，管德提出了“半结构相似”模型的概念和具体的设计方法，并成功地进行了歼八飞机机翼动相似模型的高速颤振试验。后来这种方法还推广到低速颤振试验和其他型号上去。

（3）静气动弹性影响。由于飞机外形和流动特性的复杂，完全依靠计算，是有困难的。完全用静气动弹性模型试验，由于风洞尺寸太小，模型承载能力不够等原因，也难以实施。对此，管德采取了以刚体模型风洞试验结果为基础，通过静气动弹性计算和必要的静气动弹性试验，推求弹性飞机空气动力的基本思路，并且提出了对于各种不同的空气动力载荷情况和操纵性、安定性导数的具体推求方法。经过歼七、歼八两种飞机的飞行试验验证，除操纵效率导数外，结果是良好的。

管德在歼八飞机上的重大贡献在于：在歼八飞机总体刚度水平低于歼七原准机的情况下，前者最大马赫数和低空最大速度均高于后者。在他主持气动弹性专业研究期间，沈阳飞机设计所的气动弹性专业，始终处于全行业的领先水平。他主持的《高速歼击机的气动弹性分析》，获1978年全国科学大会奖。歼八飞机荣获国家科技进步特等奖，他是主要获奖人之一。《航空结构分析系统》获国家科技进步二等奖，他是受奖者之一。

管先生不但是一位优秀的飞机设计师，同时也是一位出色的系统工程管理者和实践者。1982年他调到沈阳飞机工业公司任总工程师、副经理，在主持歼八II飞机研制上做出了重大贡献。

关于歼-8B和改型的照片不少，这里有一张比较罕见的歼-8早期的照片对比

歼八II是在歼八原型机上改进发展的新机种，改进的重点是武器、火力控制系统、机载电子设备和动力装置。飞机变机头过气为两侧进气，全机更改率达70%以上。飞机具有全天候拦射能力兼有对地攻击能力，实际上歼八II是一个全新的机种。

对这种重大改进的新飞机，在航空工业部副部长、型号研制总指挥何文治的领导下，实行了系统工程管理，推行了技术、经济、进度三座标论和技术。经济、进度、质量四座标管理。而飞机研制中的负责人，何文治归纳为“唐管顾顾”，即沈飞公司经理唐乾三，副经理、现场总指挥管德，总设计师顾诵芬，总工程师顾元杰。管先生身兼数职：型号研制现场总指挥、型号副总设计师、试飞领导小组组长。在他们和有关部门领导互相配合下，使歼八II飞机从设计开始，三年半首飞；从设计部门发结构图开始，一年零五个月首飞；首飞之后，一百天完成不带外挂物的调整试飞。在歼八II飞机研制上，管先生荣立航空工业新机首飞一等功。

1985年以后，先生虽然离开了飞机设计工作，但他仍然舍不得气动弹性专业。他开始兼任北京航空航天大学教授、博士生导师，并在那时写出了《非定常空气动力》一书，主编了《飞机气动弹性力学手册》，带出了五位气动弹性专业的博士，和他们完成了采用分布式压电驱动器的颤振主动抑制风洞试验。

管先生常年坚持亲手记载，从1950年到2000年间，国内外有关飞机气动弹性技术文献的目录还依旧保存。早期的笔记，页面已经泛黄，但苍劲的字迹清晰如昔。五十年间，不管人事变迁，职务调动，管先生坚持记载从不间断，这种精神实为难得。先生说，飞机气动弹性专业是他毕生从事的事业，他与它形影不离。

1991年，管先生因病动了手术，手术后还坚持工作，直到1993年底离开领导岗位。此后，管德先生继续在北京航空航天大学任兼职教授、博士生导师，进行他所钟爱的气动弹性研究。1994年管先生被选为中国工程院院士。他还是第八、九届全国政协委员，中国航空学会第四、五、六届理事会副理事长。今天，年近耄耋的管先生，依然辛勤耕耘在中国飞机气动弹性这片热土上，为中国航空事业奉献着毕生精力。

后记

作为中国气动弹性力学的专家，管先生长期从事着飞机设计中的气动弹性研究工作。他不仅主持建立了我国第一套用于超声速歼击机设计的气动弹性计算和试验方法，并应用于歼八及歼八II飞机的设计。最为重要的是先生在担任歼八II飞机研制现场总指挥期间，他采用的系统工程方法，使歼八II飞机的首飞时间大大提前。可是面对这些成就先生却很平和、淡然。在采访过程中，管先生平易近人的态度和严谨的工作作风一直深深地触动着我们，同时也让我们深深感受到中国老一代航空人为我国航空事业发展而奋斗的艰辛历程。生活之余管先生坚持书写小楷，修身养性，先生与夫人相互搀扶已走过金婚，其实，人生还有什么比这更珍贵的呢？五十年相濡以沫，执子手，风雨同舟。

中国空军部队歼八II战机升空

飞机结构具有无限个自由度，由力学特性很不相同的各种构件组成，而且还有许多不连续的区域。

要对结构进行计算分析，必须首先将真实结构简化成有限自由度的计算模型。这种简化过程通常称为结构模型化。

结构模型化有各种方法。目前使用最多的是有限元素法，就是将结构离散化为有限个结点和连接这些结点的有限个元素。这是一个相当复杂的过程。

结构模型化合理与否，直接影响分析工作量和结果的精度，甚至影响分析的成败。结构模型化的原则是，在满足精度要求的前提下，尽量使模型简化，以减小分析工作量。

结构模型化必须抓住的主要矛盾即分清主要因素和次要因素，区别对待，确定必须进行详细分析和可以从简的部件（或部位）。例如，分析机翼的振动特性时，机翼结构就应该进行详细的模拟，而机身、垂直尾翼和水平尾冀的结构就可以进行较大的简化。

结构模型化的方法与分析目的有关。用于静力分析的结构有限元模型（简称静力模型）和用于气动弹性分析的结构有限元模型（简称气动弹性模型）主要有以下差异：

(1)静力分析的严重情况是大载荷情况，对于受压部件，必须考虑失稳问题。气动弹性分析的临界情况一般是非高载情况下的微幅振动，因而可以不考虑受压部件的失稳问题。

(2)气动弹性分析着眼于飞机的总体特性，而不是结构的细节特性。

因而气动弹性模型可以在静力模型的基础上进行简化。但随着计算能力的提高，有时会认为，新建立一个气功弹性模型还不如直接用静力模型节省人力，所以有时并不进行大的简化。一般来说，对于小展弦比翼面，气动弹性模型和静力模型比较接近；而对于大展弦比翼面，气动弹性分析往往采用单梁模型，它和静力模型迥然不同。

在气动弹性分析中，静气动弹性分析和动气动弹性分析所用的结构模型一般是大体相同的。静气动弹性分析模型可以略为简化。动气动弹性分析中要考虑惯性特性，包括燃油的惯性特性以及随频率变化的环节，如伺服系统。本章的讨论主要针对动气动弹性分析模型。

结构离散化有两种方法：第一种是直接将结构根据其特点分解成杆元、梁元、钣元、弹簧元以及刚性元等。这些元素的参数可以直接根据结构图纸计算，但所生成的模型，自由度往往较高。当然这种离散化模型也可以有相当大的差别，可以详细到每个结构件都对应一个元素，也可以简化，把几个纵向构件（如桁条）或横向构件（如肋）合并为一个元素。第二种方法是先将结构简化为一维或二维弹性体，如梁、梁架、钣等，再分别分解成若干梁元、杆元、钣元等。这样生成的模型自由度较前者为低。但元素参数需根据真实结构的特性进行细致的当量化处理。为了验证简化的合理性，最好将模型的若干结点处的柔度影响系数或刚度影响系数与原结构进行对比，对模型及其元素的参数进行必要的调整。

飞机结构固有动力特性计算的基本内容是，选用适当的方法，通过数值计算，获得满足工程应用精确度要求的前若干阶固有频率和相应固有模态的近似解。本章简要介绍针对飞机结构特点，便于在数字式电子计算机上实现，所归结的线性代数特征值问题已有可靠的数值计算方法，保证不遗漏特征解，在飞机研制中应用较广的结构固有动力特性计算方法。

飞机结构固有动力特性计算，主要采用的方法是数值求解以积分方程形式表达的或者基于能量原理建立的运动方程。柔度影响系数方法应用影响函数的概念，建立积分方程形式的运动方程，用配置法将积分方程离散化，佐以其它近似处理，化为矩阵标准特征值问题。该方法将边界条件体现在影响函数中，包含在运动方程内，无需单独处理。在需要同时计算固有动力特性，分析静变形，例如进行静气动弹性分析时，采用这种方法比较方便。但是，计算复杂结构饰的柔度影响系数相当困难，限制了该方法的应用范围。柔度影响系数方法的另一缺点是所归结的动力矩阵不对称。

假设模态方法、有限元方法和动态子结构方法均构造近似描述全结构固有模态的基底，将连续的结构离散化为有限自由度系纯，基于能量原理导出运动方程，最后归结为求解实对称矩阵的线性广义特征值问题。它们具有能量法只从结构的总体能量状态研究运动状态，不必分析内部具体的惯性力，适应性强的优点，便于统一处理刚体件、弹簧件和连续弹性体的各种组合。

假设模态方法构造假设模态集作为综合全结构固有模态的基底。假设模态集由满足全结构的几何边界条件，线性独立且完备的假设函数（容许函数）或假设列阵（容许向量）或两者的组合构成。在易于构造上述假设模态的场合，采用该方法可选取较其它方法少的自由度，求解规模较小的特征问题，以同样的精确度和少得多的计算量提取同阶次的固有模态。

位移法有限元方法通常简称为有限元方法，是经典假设模态方法的推广。该方法原则上可处理任何复杂的几何外形和边界条件，精确度可根据需要通过细化有限元的划分得到改善，因而适应性很强。有限元方法所归结的特征值问题规模往往很大，需要用专门发展的高效数值方法求解或者采取降阶措施减缩其规模。

动态子结构方法将复杂的结构化整为零，修改为彼此独立的若干子结构，分别进行固有动力特性计算，利用各子结构的固有动力特性信息构造综合全结构固有模态的基底，再将经修的结构复原，计算其固有的动力特性。该方法有三个优点。

第一，将求解大型矩阵特征值问题化为求解若干个小型矩阵特征值问题，显著减少了计算量。第二，修改飞机某部件的参数时，不必重新计算其余部件的固有动力特性。当某一部件的参数需根据全机固有动力特性确定时，这一优点更有价值。第三，可以采用不同来源的部件固有动力特性信息计算全机固有动力特性。便于使用试验得到的不易计算的复杂部件的结构固有动力特性。

结构固有动力特性计算通常归结为求解线性代数特征值问题的特征值和特征向量，常涉及对各种线性约束的处理。本章也简单介绍了飞机结构固有动力特性计算中常用的求解矩阵特征值问题和齐次线代数方程组的数值方法。