基于三點支撐支架干擾試驗的某翼身融合體模型研制

張彩成

（中國航空工業(yè)空氣動力研究院，黑龍江 哈爾濱 150001）

對于增壓風洞試驗模型設計而言，模型承受的載荷較大，模型主體材料需要選擇鋼材制作，模型重量較大。目前，對于增壓風洞試驗中使用的常規(guī)單支桿支撐這種支撐方式，應用單支桿鏡像法進行支架干擾試驗過程中，涉及模型反裝。在支架干擾試驗中，使用三點支撐這種支撐方式可以解決模型的反裝問題。除此以外，使用該支撐方式還具有以下幾點優(yōu)點：（1）支撐的橫向剛度得到提高，可以降低模型試驗時的振動，提高試驗精度；（2）采用分散的支撐點，使支桿分布于模型氣動特性不敏感的區(qū)域，對精準度的提高有幫助；（3）通過精細設計模型與支桿的連接件，很大程度地消除了上下翼面之間的串流，提高試驗的準度。目前，國內(nèi)外對模型的研究，多集中于增材制造、復合材料的應用方面，對于使用三點支撐進行支架干擾試驗的增壓風洞模型設計，尚無相關文獻可供參考。

本文以某翼身融合體模型為研究對象，研制了一套基于三點支撐方式進行支架干擾試驗的模型，該模型用于增壓試驗，需要兼顧單支桿支撐和三點支撐兩種支撐方式，考慮到模型重量的大小直接影響天平各元的測量精度，因此，模型的設計中需要在滿足模型剛強度要求的前提下，盡量減少模型重量，并對最終的結(jié)構(gòu)進行整體的剛強度校核。

1 模型設計輸入

模型擬進行增壓試驗，試驗中正常試驗時，采用單支桿支撐，支架干擾試驗采用三點支撐，其中三點支撐系統(tǒng)的三個支桿位置均可調(diào)。模型的主要參數(shù)如下：模型縮比為1：24，模型展長為3125mm，力矩參考點距機頭1167.667mm，在機身水平面以下40mm，試驗時迎角范圍為-6°～26°，側(cè)滑角范圍為-18°～18°，試驗風速為70m/s，試驗壓力范圍為1～3.8bar。模型數(shù)模和接口連接見圖1所示。模型的氣動載荷見表1所示。

2 三點支撐簡介

本文使用的三點支撐是單支桿腹撐風洞試驗中進行支架干擾試驗的一種支撐方式，通過左、右兩側(cè)支桿和可伸縮尾支桿對模型起到支撐作用，左右兩側(cè)支桿和尾支桿與轉(zhuǎn)盤內(nèi)部外式天平進行同步偏航轉(zhuǎn)動，通過尾支桿的伸縮長度變化實現(xiàn)模型俯仰姿態(tài)角變化。

圖1 某翼身融合體模型+接口數(shù)模

表1 模型體軸系極限氣動載荷

三點支撐機構(gòu)見圖2所示。

圖2 三點支撐機構(gòu)示意圖

圖3 模型(正裝)+單支桿腹撐

圖4 模型(正裝)+點支撐+安裝腹撐假支桿

圖5 模型(正裝)+三點支撐+不安裝腹撐假支桿

圖6 法宇航現(xiàn)有天平示意圖

3 模型詳細設計

（1）模型設計需考慮支架干擾修正試驗中模型與三點支撐及天平的設計和安裝需求。通過三點支撐這種方式進行支架干擾試驗時，模型為正裝狀態(tài)，模型腹部安裝一根假支桿。通過外式壁面天平測量整個模型、假支桿及支撐系統(tǒng)的氣動力，通過安裝在模型內(nèi)置的桿式天平測量假支桿的氣動力，此時，天平前端為固定端，后端為測量端。通過帶、不帶假支桿狀態(tài)下氣動力差量獲得支架對模型的干擾量和支桿氣動力，再減去內(nèi)式天平測得的支桿氣動力，獲得支架干擾量。正常試驗時，安裝單支桿腹撐的系統(tǒng)見圖3，支架干擾試驗模型安裝見圖4、5。

單支桿試驗和支架干擾試驗內(nèi)式天平的量程根據(jù)表1選擇，均采用現(xiàn)有桿式天平，分別為直徑φ92mm和直徑φ120mm天平，設計中，將天平安裝在力矩參考點位置。具體見圖6所示。

圖7 模型減重設計與連接設計示意圖

圖8 三點支撐走線示意圖

（2）減少模型重量。在滿足模型剛、強度前提下，模型除一些非承力部件如前機頭、海貍尾及蓋板選擇7075鋁合金外，模型主要承力部件如中機身、機翼、后機身及后機身口蓋等選擇合金鋼30CrMnSiA來加工各部件，但盡量將各部件設計成加強筋加空腔結(jié)構(gòu)；考慮到現(xiàn)有機床的加工能力，需要將模型主體部分將按照前機頭、中機身、后機身、機翼等部分劃分，前機頭、中機身、后機身部分盡量設計減重蓋板，便于加工減重空腔；在前機頭設置平面以便于傳感器安裝；前機頭、后機身伸出圓形止口同中機身連接；機翼和中機身采用和梯形止口，梯形止口同中機身設計成為一體，模型可拆卸件設計對應堵塊。見圖7（a）、（b）所示。

（3）協(xié)調(diào)不同接口。在結(jié)構(gòu)設計之初，需要考慮兩種不同支撐之間接口的匹配。設計中將單支桿及天平安裝在中機身腹部空腔內(nèi)；將三點支撐左右兩支桿分別安裝在左右兩側(cè)機翼上，而將尾支桿直接與模型海貍尾角度片連接，在機翼和海貍尾角度片上，設計凸出模型表面的接口與該支撐連接，并在三點支撐機構(gòu)的接口位置預留一定的，可左右串動的調(diào)整量，以厚度方便調(diào)整的墊片作為固定左右移動的工具，便于模型后續(xù)的安裝。見圖7（b）（c）（d）所示。

（4）方便金屬導線引出。在模型內(nèi)部，安裝有角度測量傳感器和應變天平，在進行三點支撐支架干擾試驗時，這些導線需要從模型和天平之間的間隙引出，導線不能和天平產(chǎn)生刮碰，這樣引起力的傳遞，使天平測力不準。在設計時考慮支架干擾試驗中將天平導線和各種傳感器線由三點支撐系統(tǒng)的尾支桿將導線引出，具體見圖8。

（5）支座反力求取。在設計過程中，需要對支架干擾試驗時關鍵部位如機翼與中機身和后機身與前機身之間的螺栓組進行強度校核，以保證模型在三點支撐試驗時的可靠性，需要精準的支座反力數(shù)據(jù)。

（6）整體剛強度校核。結(jié)構(gòu)剛度一定程度上影響著試驗數(shù)據(jù)的精準度，而結(jié)構(gòu)強度則決定著風洞試驗的安全性，因此，模型的剛強度是設計過程中最重要的一個考量點。在設計過程中，需要進行包含模型、天平及支撐接頭在內(nèi)的整體剛、強度計算。

整個系統(tǒng)初步的設計具體見圖9。

圖9 單支桿支撐試驗模型示意圖

4 有限元計算

本文采用有CAE軟件ANSYS Workbench集成平臺的內(nèi)置解算器Static structural對模型結(jié)構(gòu)進行有限元分析。計算的主要內(nèi)容包含兩種計算工況：單支桿支撐時模型的受載計算，三點支撐支架干擾試驗時模型的受載計算。等效作用于天平校心的模型氣動載荷數(shù)值見表1所示。重力的加載方法為在特定方向上施加重力加速度。

分析過程對計算模型做了以下簡化：（1）所有的螺栓連接以及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)力學特性的釘孔等細小特征；（3）兩種計算模型的邊界條件均為支座底部完全固定約束；（4）銷軸與三點支撐及模型接口之間的接觸以旋轉(zhuǎn)副（Revolute）的形式模擬。具體結(jié)果見圖10和表2。

圖10 有限元計算結(jié)果

表2 支架干擾試驗支座反力計算結(jié)果

（1）分析圖10（a）（c）可知，結(jié)構(gòu)總體應力水平一般，兩種計算工況下最大應力為258MPa，位于后機身，小于材料許用應力值(278.3MPa)，結(jié)構(gòu)的其他部位應力水平較低，滿足強度要求，結(jié)構(gòu)仍具有一定的減重空間。

（2）兩種工況下結(jié)構(gòu)最大變形量為3.62mm，位于前機頭前端。

（3）通過表2可見，支架干擾試驗時，三組支桿的支座反力反向，其中尾支桿接頭承受10266N的壓力，兩側(cè)支桿承受拉力，因此，對于尾支桿接頭，除了必要的剛強度校核外，還需要進行受壓失穩(wěn)的計算。

對尾支桿接頭進行線性屈曲分析，施加的載荷為尾支桿的支座反力，尾支桿接頭的載荷系數(shù)為32.337，換算后的臨界壓力為載荷與載荷系數(shù)的乘積，為331.9kN，由此可知，尾支桿接頭在承受10266N的壓力情況下，不存在受壓失穩(wěn)問題。分析結(jié)果見圖11所示。

5 模型優(yōu)化設計

模型仍具有一定的減重空間，通過更改部分模型部件的材料、減小模型主要承力部件的壁厚的方式繼續(xù)對模型進行減重設計。通過多輪優(yōu)化設計，最終將后內(nèi)襟、方向舵、發(fā)房及后機身上蓋板的材料選擇用鋁合金材料來加工，機翼上設置減重薄殼，外部安裝鋁制減重口蓋，優(yōu)化后模型與初始設計的模型相比，重量減輕了60.84kg。對優(yōu)化后的結(jié)構(gòu)進行有限元分析，兩種計算工況下最大應力為273MPa，仍位于后機身，滿足強度要求。優(yōu)化后的機翼數(shù)模見圖12所示。

圖11 尾支桿接頭屈曲分析計算結(jié)果

6 結(jié)語

優(yōu)良的模型設計是能夠在風洞試驗中進行氣動力精準測量的必要條件。本文針對復雜的翼身融合體布局飛機，通過介紹模型輸入條件，相關支架干擾數(shù)據(jù)修正方法，并詳細處理這類模型設計中的一些細節(jié)，設計了試驗模型。該模型能夠兼顧單支桿支撐和三點支撐兩種支撐方式，為今后設計此類模型提供了現(xiàn)實經(jīng)驗。