分布式支撐風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ吞炱较到y(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)

張彩成

（中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，黑龍江 哈爾濱 150001）

對(duì)于飛翼類飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)而言，采用分布式支撐技術(shù)的優(yōu)勢(shì)在于將支撐和測(cè)力天平置于機(jī)身兩側(cè)，使支撐機(jī)構(gòu)產(chǎn)生的尾流避開(kāi)機(jī)翼尾部，減弱對(duì)機(jī)身后部流場(chǎng)的干擾，提高尾翼選型試驗(yàn)的精準(zhǔn)度，同時(shí)，避免天平安裝位置與飛機(jī)彈艙沖突，使在開(kāi)艙狀態(tài)下彈艙區(qū)域模擬相對(duì)真實(shí)。

本文以飛翼類飛機(jī)為研究對(duì)象，開(kāi)展模型和天平的設(shè)計(jì)，并對(duì)模型、天平及支撐系統(tǒng)進(jìn)行一體化有限元分析。

1 分布式支撐技術(shù)設(shè)計(jì)原理

本文研究的分布式支撐技術(shù)是指支桿從左右機(jī)翼下方伸入模型內(nèi)部，通過(guò)兩個(gè)支桿同步俯仰或偏航轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)模型姿態(tài)角變化，通過(guò)支桿上豎直安裝于翼下的兩臺(tái)天平進(jìn)行測(cè)力試驗(yàn)的支撐形式，結(jié)構(gòu)原理見(jiàn)簡(jiǎn)圖1所示。

圖1 分布式支撐技術(shù)原理簡(jiǎn)圖

考慮到飛翼類飛機(jī)為扁平布局，機(jī)身厚度比較小，翼下天平之間間距較大，試驗(yàn)時(shí)中央連接板會(huì)存在變形，給模型天平系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來(lái)困難，須重點(diǎn)考慮中央連接板和模型主體之間的相對(duì)變形狀況以及翼下天平、中央連接板連接處天平浮動(dòng)端的受載情況。

2 模型設(shè)計(jì)輸入

模型擬在FL-51風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)中的迎角機(jī)構(gòu)和吊籃采用的是FL-51低速風(fēng)洞單支桿腹撐系統(tǒng)運(yùn)行機(jī)構(gòu)。該機(jī)構(gòu)運(yùn)行迎角范圍為-4°～20°。模型的主要參數(shù)如下：模型縮比為1：24，模型展長(zhǎng)為3125mm，兩V尾外端間距為758.5mm，試驗(yàn)時(shí)迎角范圍為-4°～20°，側(cè)滑角范圍為-18°～18°?？紤]到模型V尾的布置位置，選擇主支桿及天平軸線間距為1200mm，支桿直徑為58mm。見(jiàn)圖2所示 。模型的氣動(dòng)載荷見(jiàn)表1所示。

3 翼下天平設(shè)計(jì)量程的確定和接口形式

圖2 模型+支撐+迎角機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)圖

表1 模型極限氣動(dòng)載荷（模型體軸）（單位：N或N·m）

翼下天平采用雙四柱截面梁作為彈性元件測(cè)量除升力外的五個(gè)分量，阻力X采用T字形軸向力元件測(cè)量模型升力。天平的設(shè)計(jì)量程的確定，須模型體軸系載荷經(jīng)兩心距轉(zhuǎn)換和軸系轉(zhuǎn)換得到兩臺(tái)天平各自的氣動(dòng)力分量，疊加模型反裝試驗(yàn)運(yùn)行時(shí)模型重力的影響，且須預(yù)留一定的安全余量。模型重量按350kg預(yù)估。天平初步的設(shè)計(jì)量程見(jiàn)表2所示。

表2 天平設(shè)計(jì)量程（天平體軸）（單位：N或N·m）

天平初步設(shè)計(jì)樣式采用桿式外形，直徑φ46mm，長(zhǎng)度260mm，天平兩端采用法蘭式接口與模型和支桿連接，見(jiàn)圖3。

圖3 翼下天平示意圖

4 模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

（1）模型設(shè)計(jì)需考慮支架干擾試驗(yàn)中模型各部件的設(shè)計(jì)和安裝需求，由于翼下天平所處位置及安裝方式，天平與模型及鏡像支桿連接，無(wú)法采用翼下天平系統(tǒng)直接測(cè)量模型的氣動(dòng)力。故支架干擾試驗(yàn)時(shí)，需借助模型內(nèi)置桿式天平進(jìn)行測(cè)量，在模型主體部分需要預(yù)留同內(nèi)式天平組件的接口。此時(shí)，模型主體部分和內(nèi)式天平為反裝狀態(tài)，以現(xiàn)有支桿作為背撐支桿使用，通過(guò)帶、不帶鏡像支桿狀態(tài)氣動(dòng)力結(jié)果差量得到支架干擾量。支架干擾試驗(yàn)?zāi)Ｐ透鞑考陌惭b見(jiàn)簡(jiǎn)圖4、5。

圖4 模型(反裝)不帶鏡像假支桿結(jié)構(gòu)原理簡(jiǎn)圖

圖5 模型(反裝)帶鏡像假支桿結(jié)構(gòu)原理簡(jiǎn)圖

內(nèi)置桿式天平的量程根據(jù)表1選擇，采用現(xiàn)有桿式天平18-DN6-96A，直徑φ96mm，長(zhǎng)度610mm，內(nèi)置桿式天平組件如圖6所示。

圖6 內(nèi)式天平組件示意圖

（2）核心件需要兼顧多種不同部件安裝。中央連接板是模型設(shè)計(jì)中的核心件，在正常試驗(yàn)狀態(tài)下，同翼下天平連接，此時(shí)，該件同模型之間通過(guò)中央連接板連接件同模型連接，在彈倉(cāng)開(kāi)啟狀態(tài)下，該件需與彈艙艙形互不干涉。在支架干擾試驗(yàn)時(shí)，該件除與主支桿和鏡像假支桿連接外，還需同內(nèi)置桿式天平組件連接，此時(shí)，不安裝中央連接板連接件，以保證核心件同模型之間相互無(wú)接觸（見(jiàn)圖1、圖4和圖5）。核心件的設(shè)計(jì)質(zhì)量關(guān)乎整個(gè)系統(tǒng)設(shè)計(jì)的成敗。為此，在實(shí)際設(shè)計(jì)時(shí)，將核心件設(shè)計(jì)成為“幾”字型，預(yù)留同各部件之間的接口。核心件和不同部件之間的連接如圖7所示。

（3）合理設(shè)置間隙?？紤]飛翼模型的布局，中央連接板和模型殼體之間無(wú)法留太大間隙。間隙量的設(shè)置既要保證試驗(yàn)時(shí)不發(fā)生刮碰，又要兼顧模型內(nèi)部的迎角傳感器和應(yīng)變天平的信號(hào)線引到模型外部而不同模型發(fā)生刮碰，因此，間隙量的設(shè)置是分布式支撐模型設(shè)計(jì)的一個(gè)難點(diǎn)；在初始設(shè)計(jì)中，中央連接板同模型之間預(yù)留的間隙量為10mm，主支桿及鏡像支桿四周同模型之間預(yù)留5mm間隙。

圖7 中央連接板與不同部件連接示意圖

（4）保證翼下天平系統(tǒng)測(cè)量的是模型的氣動(dòng)力。為防止氣流直接作用于天平，對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)產(chǎn)生干擾，需對(duì)天平外表面增加一層保護(hù)罩且保護(hù)罩與支桿系統(tǒng)連接，保護(hù)罩與天平之間預(yù)留3mm間隙。這樣保護(hù)罩的氣動(dòng)力并不計(jì)算入模型氣動(dòng)力內(nèi)。見(jiàn)簡(jiǎn)圖8所示。

圖8 天平+保護(hù)罩示意圖

（5）減少模型重量，降低加工成本。模型自重的大小直接影響天平各元的測(cè)量精度，但使用復(fù)合材料制作模型將提高模型制作成本，使用樹(shù)脂等輕質(zhì)材料又會(huì)降低模型的剛強(qiáng)度。故在滿足模型剛、強(qiáng)度前提下，模型除核心件、內(nèi)式天平組件及角度片材質(zhì)選擇為合金鋼外，模型主體部分選擇鋁合金來(lái)加工各部件且盡量將部件設(shè)計(jì)成空腔結(jié)構(gòu)；考慮到現(xiàn)有機(jī)床的加工能力，需要將模型主體部分按照前機(jī)頭、中機(jī)身、后機(jī)身、機(jī)翼等部分劃分，各部分盡量設(shè)計(jì)減重蓋板，便于加工空腔。前機(jī)頭、后機(jī)身伸出圓形止口同中機(jī)身連接，機(jī)翼和中機(jī)身采用和梯形止口，為便于后續(xù)安裝，梯形止口同中機(jī)身設(shè)計(jì)成為一體，模型可拆卸件設(shè)計(jì)對(duì)應(yīng)堵塊，具體見(jiàn)圖9所示。

圖9 模型主體示意圖

圖10 系統(tǒng)設(shè)計(jì)三維結(jié)構(gòu)圖

（6）安裝調(diào)整方便。在設(shè)計(jì)中采用將支桿與翼下天平連接，在不同的試驗(yàn)狀態(tài)下，將中機(jī)身、中央連接板及相應(yīng)不同部件在地面組裝后一同與翼下天平進(jìn)行安裝，具體見(jiàn)圖1、圖4和圖5，之后將機(jī)翼從兩側(cè)推入，最后，安裝前機(jī)頭與后機(jī)身的方法，保證系統(tǒng)安裝調(diào)整方便；整個(gè)系統(tǒng)初步的設(shè)計(jì)如圖10所示。

5 剛強(qiáng)度計(jì)算

本文采用有CAE軟件ANSYS Workbench集成平臺(tái)對(duì)模型、天平及支撐系統(tǒng)進(jìn)行一體化分析。分析的主要內(nèi)容包含四種工況：分布式支撐正裝時(shí)模型帶載荷計(jì)算，迎角分別為0°和20°，支架干擾試驗(yàn)時(shí)模型帶載荷計(jì)算，迎角分別為0°和20°。分析內(nèi)容為模型主體部分的應(yīng)力計(jì)算，中央連接板和模型主體之間的相對(duì)變形結(jié)果和天平浮動(dòng)端的約束反力。為保證計(jì)算結(jié)果的安全性，所有計(jì)算工況模型氣動(dòng)載荷均按照最大載荷施加，數(shù)值見(jiàn)表1。重力的加載方法為在相應(yīng)迎角方向上施加重力加速度。

分析過(guò)程對(duì)計(jì)算模型做了以下簡(jiǎn)化：（1）所有的螺栓連接、銷連接形式為綁定連接；（2）忽略結(jié)構(gòu)上不致影響結(jié)構(gòu)力學(xué)特性的釘孔等細(xì)小特征；（3）計(jì)算模型的邊界條件均為支座底部完全固定約束。圖11為四種工況下模型的最大應(yīng)力和最大相對(duì)變形結(jié)果，表3為四種工況下翼下兩臺(tái)天平浮動(dòng)端的各元的最大約束反力。

分析圖11（a）可知，模型部分總體應(yīng)力水平一般，模型最大應(yīng)力為443MPa，屬于集中應(yīng)力，位于中機(jī)身，大于材料許用應(yīng)力值(156.7MPa)，需要對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行局部?jī)?yōu)化。結(jié)構(gòu)的其他部位應(yīng)力水平較低，結(jié)構(gòu)尚具有較大減重空間。

分析圖11（b）可知，在進(jìn)行支架干擾試驗(yàn)時(shí)，模型主體與模型中央連接板之間相對(duì)位移已超過(guò)預(yù)留的間隙量10mm，模型容易碰撞，這是由于模型反裝，中央連接板與模型之間安裝方式改變，模型重力和氣動(dòng)力疊加，此時(shí)，須增加中央連接板的剛度。

對(duì)比表3和表2可知，在模型反裝的情況下，天平的側(cè)力和偏航力矩均超量程，這是由于支撐結(jié)構(gòu)兩臺(tái)天平間距較大，造成中央連接板變形引發(fā)。此時(shí)，需要增加中央連接板的剛度，將表3作為新的量程重新設(shè)計(jì)天平。

圖11 有限元計(jì)算結(jié)果

6 模型優(yōu)化設(shè)計(jì)

根據(jù)有限元計(jì)算的結(jié)果，對(duì)模型的中央連接板和翼下天平進(jìn)行重新設(shè)計(jì)，并將中央連接板與模型之間預(yù)留的間隙量增大至12mm。經(jīng)過(guò)反復(fù)優(yōu)化設(shè)計(jì)，最終確定中央連接板在原有件基礎(chǔ)上加厚3mm，并且左右兩側(cè)各設(shè)置兩條加強(qiáng)筋，翼下天平采用表4的量程進(jìn)行設(shè)計(jì)。具體設(shè)計(jì)樣式見(jiàn)圖12。

圖12 中央連接板及天平優(yōu)化后結(jié)構(gòu)示意圖

表3 翼下天平浮動(dòng)端最大約束反力（天平體軸，換算至天平校心）

表4 天平新設(shè)計(jì)量程（天平體軸）（單位：N或N·m）

表5 翼下天平浮動(dòng)端最大約束反力（天平體軸，換算至天平校心）

經(jīng)過(guò)重新計(jì)算，在進(jìn)行支架干擾試驗(yàn)時(shí)，模型主體與模型中央連接板之間相對(duì)位移為8.1mm，小于預(yù)留的間隙量12mm，模型不會(huì)碰撞。重新設(shè)計(jì)后，四種工況下翼下天平浮動(dòng)端的各元的最大約束反力見(jiàn)表5所示。

通過(guò)表5和表4的對(duì)比可知，重新設(shè)計(jì)后的天平所有測(cè)量單元均在天平的量程范圍內(nèi)，解決了超量程的問(wèn)題。

7 結(jié)語(yǔ)

本文以飛翼類飛機(jī)模型為例，介紹了分布式支撐風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ吞炱较到y(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)。通過(guò)對(duì)模型、天平及支撐系統(tǒng)一體化有限元分析發(fā)現(xiàn)，中央連接板與模型主體之間容易碰撞，翼下天平部分測(cè)力元件存在超量程的問(wèn)題，這是由于飛翼類飛機(jī)模型自身存在的模型空間不足，分布式支撐結(jié)構(gòu)兩臺(tái)天平間距較大，導(dǎo)致中央連接板自身剛強(qiáng)度較弱，設(shè)計(jì)時(shí)，須針對(duì)這些問(wèn)題，經(jīng)過(guò)設(shè)計(jì)和計(jì)算反復(fù)迭代，最終得到合理的結(jié)構(gòu)，這樣能夠更好地匹配模型和天平載荷。