李思潭 白婧 韓晨興

摘要：針對(duì)試飛過(guò)程中需在機(jī)頭加裝空速校準(zhǔn)系統(tǒng)的要求，本文提出了一種前支桿結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)方法。通過(guò)數(shù)值計(jì)算分析了前置桿結(jié)構(gòu)對(duì)原機(jī)氣動(dòng)特性的影響，同時(shí)應(yīng)用PATRAN/NASTRAN對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了強(qiáng)度分析，最后針對(duì)前支桿結(jié)構(gòu)的受力特性對(duì)復(fù)合材料進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。研究結(jié)果表明，該設(shè)計(jì)方法合理可行，設(shè)計(jì)結(jié)果滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，同時(shí)其優(yōu)化方法可以為機(jī)頭前支桿結(jié)構(gòu)提供設(shè)計(jì)參考。

關(guān)鍵詞：空速校準(zhǔn)；前支桿；復(fù)合材料；數(shù)值分析

中圖分類(lèi)號(hào)：V221文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.08.002

航空器大氣系統(tǒng)為飛行控制、導(dǎo)航、火控、動(dòng)力和環(huán)控等系統(tǒng)提供關(guān)鍵控制參數(shù)，大氣系統(tǒng)的校準(zhǔn)精度直接關(guān)系到飛機(jī)各系統(tǒng)操控的準(zhǔn)確性、可靠性、作戰(zhàn)/經(jīng)濟(jì)效能、空中交通管制和飛行安全[1]。

空速管作為飛機(jī)上一種重要的大氣數(shù)據(jù)傳感器，用來(lái)準(zhǔn)確探測(cè)飛機(jī)在飛行條件下周?chē)髿猸h(huán)境的靜壓和總壓。這些測(cè)量的壓強(qiáng)（壓力）數(shù)據(jù)可以轉(zhuǎn)換成飛機(jī)的飛行馬赫數(shù)、氣壓高度以及升降速度等飛行參數(shù)信息在儀表上顯示和輸出[2]。迎角、側(cè)滑角傳感器可實(shí)時(shí)掌握飛機(jī)試飛過(guò)程中的飛行姿態(tài)。因此，原機(jī)的空速系統(tǒng)最關(guān)鍵的就是要能夠準(zhǔn)確地測(cè)量飛機(jī)在所有飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)的大氣環(huán)境。

為了保持相對(duì)干凈的流場(chǎng)以保證測(cè)量精度，原機(jī)空速系統(tǒng)的測(cè)量傳感器一般布置在飛機(jī)頭部。因此試飛過(guò)程中的空速校準(zhǔn)系統(tǒng)的安裝須在保證本身測(cè)量精度的同時(shí)盡可能減小對(duì)原機(jī)空速系統(tǒng)的測(cè)量影響。

100510型組合式傳感器集成了總壓、靜壓、迎角和側(cè)滑角傳感器，是如今比較常用的空速校準(zhǔn)系統(tǒng)測(cè)量傳感器。該傳感器一般安裝在機(jī)頭前部（伸出機(jī)頭一段距離），且與機(jī)頭對(duì)稱(chēng)軸線一致，伸出機(jī)頭距離越遠(yuǎn)，該處氣流受機(jī)身的影響越小，探測(cè)到的大氣數(shù)據(jù)也就越準(zhǔn)確，同時(shí)對(duì)原機(jī)氣動(dòng)影響也最小，但是越長(zhǎng)的結(jié)構(gòu)就越難保證其剛度。因此，本文給出一種空速校準(zhǔn)系統(tǒng)的安裝結(jié)構(gòu)，以滿(mǎn)足試驗(yàn)機(jī)的試飛需求。

1前支桿結(jié)構(gòu)

1.1金屬拉桿式前支桿

目前，金屬拉桿前支桿主要采用金屬撐桿及其斜撐桿結(jié)構(gòu)，由機(jī)頭連接至機(jī)頭前端，再連接至空速校準(zhǔn)系統(tǒng)測(cè)量傳感器，如圖1所示。但金屬桿系結(jié)構(gòu)自身重量（質(zhì)量）較重，一般需要對(duì)原機(jī)機(jī)頭結(jié)構(gòu)進(jìn)行加強(qiáng)，工程繁瑣；其次，金屬桿系結(jié)構(gòu)會(huì)對(duì)氣流產(chǎn)生較大擾動(dòng)，改變?cè)瓩C(jī)流場(chǎng)，不利于原機(jī)空速系統(tǒng)的測(cè)量精度。

為了解決上述問(wèn)題，本文設(shè)計(jì)了一種碳纖維復(fù)合材料前支桿結(jié)構(gòu)作為空速校準(zhǔn)系統(tǒng)測(cè)量傳感器的支撐結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)自重輕、比強(qiáng)度高、剛度好，外形與原機(jī)機(jī)頭采取平滑過(guò)渡的方式，可以有效避免使用金屬撐桿及其斜撐桿結(jié)構(gòu)對(duì)機(jī)身氣流的擾動(dòng)，將對(duì)原機(jī)空速系統(tǒng)測(cè)量精度的影響降至最低。

1.2復(fù)合材料前支桿結(jié)構(gòu)

以某型飛機(jī)為對(duì)象，碳纖維復(fù)合材料前支桿結(jié)構(gòu)外形與機(jī)頭機(jī)構(gòu)融合為一體結(jié)構(gòu)，如圖2所示。設(shè)計(jì)總長(zhǎng)3282mm，1框位置的最大口面約為1360mm×1086mm，原機(jī)機(jī)頭位置處等效直徑為450mm，前端部直徑80mm，前支桿結(jié)構(gòu)加裝后，傳感器靜壓孔距機(jī)頭的理論距離為3500mm，設(shè)計(jì)外形滿(mǎn)足不小于一倍機(jī)身最大直徑的技術(shù)指標(biāo)要求[3]。

為滿(mǎn)足100510型傳感器的加裝要求，拆除位于原機(jī)機(jī)頭1框前的天線罩，換裝一套新研的碳纖維復(fù)合材料前支桿結(jié)構(gòu)。前支桿結(jié)構(gòu)主要包括三部分，分別是碳纖維復(fù)合材料前支桿、金屬環(huán)框轉(zhuǎn)接結(jié)構(gòu)和傳感器轉(zhuǎn)接環(huán)。傳感器以螺接形式與傳感器轉(zhuǎn)接環(huán)連接，傳感器轉(zhuǎn)接環(huán)通過(guò)沉頭螺栓連接至碳纖維復(fù)合材料前支桿，碳纖維復(fù)合材料前支桿外形與機(jī)頭外形平滑過(guò)渡，并通過(guò)沉頭螺栓連接L形金屬環(huán)框，最后金屬環(huán)框通過(guò)快卸鎖、鉸鏈與原機(jī)天線罩安裝結(jié)構(gòu)相連接，前支桿結(jié)構(gòu)如圖3所示。

1.3材料及鋪層設(shè)計(jì)

前支桿結(jié)構(gòu)中，金屬環(huán)框與傳感器轉(zhuǎn)接環(huán)材料均為7050-T7451鋁合金，其主要性能見(jiàn)表1，罩體結(jié)構(gòu)為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，材料選取3238A/CF3031織物碳纖維復(fù)合材料，其主要力學(xué)性能見(jiàn)表2，物理性能見(jiàn)表3。

層合板設(shè)計(jì)為對(duì)稱(chēng)鋪層18層[（±45）/（0，90）/（±45）/（0， 90）/（±45）/（0，90）/（±45）/（0，90）/（±45）]S，厚度約4.14mm。

2對(duì)原機(jī)空速系統(tǒng)的影響

應(yīng)用ANSYS CFX軟件，采用三維雷諾平均N-S方程，采用切應(yīng)力傳輸（SST）湍流模型，利用有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散。以機(jī)身+機(jī)翼+翼身整流包+前支桿計(jì)算構(gòu)型（見(jiàn)圖4），邊界條件為物面無(wú)滑移條件、遠(yuǎn)場(chǎng)處為自由流條件。

基于該模型，計(jì)算了馬赫數(shù)Ma=0.5，高度H=6000m，迎角α=0°與馬赫數(shù)Ma=0.64，高度H=6000m，迎角α=4°兩種狀態(tài)。計(jì)算結(jié)果表明馬赫數(shù)0.5，高度6000m狀態(tài)下帶前支桿對(duì)阻力系數(shù)最大增量為1.24counts（1count=0.0001），巡航點(diǎn)升阻比減小量約為0.065；馬赫數(shù)0.64，高度6000m狀態(tài)下帶前支桿對(duì)阻力系數(shù)最大增量為0.69counts，升阻比減小量最大值約為0.15?？梢钥闯?，加裝前支桿對(duì)飛機(jī)升力及阻力影響較小。

圖5、圖6為兩種狀態(tài)下機(jī)頭壓力分布及表面極限流線對(duì)比，可以看出，前支桿的加裝對(duì)機(jī)頭表面的壓力系數(shù)影響極小，且機(jī)頭表面流線基本保持不變，故對(duì)原機(jī)空速系統(tǒng)基本無(wú)影響。

3強(qiáng)度計(jì)算

為保證復(fù)合材料前支桿結(jié)構(gòu)的可靠性，本文基于PATRAN/NASTRAN中LINEAR STATIC模塊對(duì)復(fù)合材料前支桿進(jìn)行強(qiáng)度分析以驗(yàn)證其能否滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求[4-7]。

3.1有限元建模

依據(jù)CATIA模型，將復(fù)合材料前支桿簡(jiǎn)化為二維殼單元（CQUAD4，CTRIA3），以四邊形單元為主，局部采用三角形單元過(guò)渡。在復(fù)合材料前支桿最前端用集中質(zhì)量單元（CONM2）模擬重約2.5kg的傳感器與傳感器轉(zhuǎn)接件，并用MPC單元與端部節(jié)點(diǎn)連接。前支桿結(jié)構(gòu)網(wǎng)格如圖7所示。

3.2約束及載荷

前支桿通過(guò)兩把鎖、兩把鉸鏈與原機(jī)天線罩安裝接口連接，故在下側(cè)鎖的位置約束相應(yīng)節(jié)點(diǎn)的x、y、z平動(dòng)及轉(zhuǎn)動(dòng)位移，在上側(cè)鉸鏈的位置約束相應(yīng)節(jié)點(diǎn)的x、y、z平動(dòng)位移及x方向轉(zhuǎn)動(dòng)位移。

根據(jù)所提供的飛行工況，選取最嚴(yán)重工況進(jìn)行強(qiáng)度分析。由于傳感器重量通過(guò)集中質(zhì)量進(jìn)行模擬，故復(fù)合材料前支桿所受到的載荷主要為慣性載荷和氣動(dòng)載荷。慣性載荷以過(guò)載的形式進(jìn)行施加，氣動(dòng)載荷利用CFD軟件計(jì)算得到相應(yīng)工況的壓力分布，并基于Inverse-distance差值方法將氣動(dòng)壓力差值到結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上。圖8給出了差值后結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上的壓力分布云圖。

對(duì)于復(fù)合材料的失效準(zhǔn)則選取二維Hashin強(qiáng)度準(zhǔn)則。

3.3變形分析

為了保證飛機(jī)的飛行安全以及空速校準(zhǔn)系統(tǒng)的測(cè)量精度，前支桿結(jié)構(gòu)需要保證足夠的剛度，本文計(jì)算了上述載荷作用下的變形結(jié)果，圖9給出了復(fù)合材料前支桿的變形云圖。由結(jié)果可知，復(fù)合材料前支桿變形連續(xù)合理，最大位移發(fā)生在前支桿最前端，大小為2.58mm，小于最大變形不超過(guò)8.59mm的設(shè)計(jì)要求，變形結(jié)果不會(huì)影響飛行安全及空速校準(zhǔn)系統(tǒng)的測(cè)量精度。

3.4應(yīng)力分析

由于復(fù)合材料罩體在設(shè)計(jì)時(shí)，是以剛度優(yōu)先設(shè)計(jì)的，故在上述載荷下每一層單向板的應(yīng)力是很小的，在此不一一列出每一層單向板的應(yīng)力，只給出0°、90°和±45°中最大應(yīng)力的單向板應(yīng)力云圖（見(jiàn)圖10、圖11）。由計(jì)算結(jié)果可知，±45°單向板最大應(yīng)力為8.74MPa，0°、90°單向板最大應(yīng)力為9.55MPa，遠(yuǎn)小于強(qiáng)度極限，因此也未出現(xiàn)失效單元，復(fù)合材料前支桿滿(mǎn)足強(qiáng)度要求。

4鋪層優(yōu)化

考慮到該前支桿受力形式類(lèi)似于懸臂梁同時(shí)受均布載荷與端部集中載荷（見(jiàn)圖12），由懸臂梁的受力特點(diǎn)可知在該載荷作用下梁的最大彎矩Mmax、最大剪力Fs，max以及撓曲線方程，見(jiàn)式（5）～式（7）。

可以看出，隨著L的增大，梁截面的彎矩和剪力都在增大，所以越靠近根部，梁截面受力越大?；诖耸芰μ匦?，考慮復(fù)合材料前支桿采用變厚度鋪層，在結(jié)構(gòu)質(zhì)量基本保持不變的前提下，提高復(fù)合材料前支桿的承載能力。

現(xiàn)將前支桿根部670mm范圍內(nèi)鋪層數(shù)提高至22層，中間1520mm范圍內(nèi)鋪層數(shù)保持不變，前端1080mm區(qū)域內(nèi)鋪層數(shù)減少至14層，鋪層示意如圖13所示。優(yōu)化前復(fù)合材料前支桿重量為21.3kg，優(yōu)化后復(fù)合材料前支桿重量為21.7kg，重量基本保持不變，具體鋪層為：14層：[45°/0°/-45°/90°/45°/ 0°/-45°]S，厚度約3.22mm；18層：[45°/0°/-45°/90°/45°/ 0°/-45°/90°/45°]S，厚度約4.14mm；22層：[45°/0°/-45°/90°/ 45°/0°/-45°/90°/45°/0°/-45°]S，厚度約5.06mm。

在同等載荷作用下，優(yōu)化前與優(yōu)化后的復(fù)合材料前支桿變形如圖14所示，0°、90°和±45°中最大應(yīng)力的單向板應(yīng)力云圖如圖15、圖16所示。

由計(jì)算結(jié)果可知對(duì)復(fù)合材料前支桿鋪層進(jìn)行優(yōu)化后，在結(jié)構(gòu)重量基本不變的同時(shí)，前支桿最大位移和單向板的最大應(yīng)力均有所降低，見(jiàn)表4。

5結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了一種飛機(jī)試飛過(guò)程中空速校準(zhǔn)系統(tǒng)的復(fù)合材料前支桿結(jié)構(gòu)，應(yīng)用CFX軟件計(jì)算了前支桿結(jié)構(gòu)的加裝對(duì)原機(jī)氣動(dòng)特性的影響；應(yīng)用PATRAN/NASTRAN軟件分析了復(fù)合材料前支桿結(jié)構(gòu)的剛度強(qiáng)度特性；最后基于懸臂梁的受力特點(diǎn)對(duì)復(fù)合材料前支桿的鋪層進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)。

結(jié)果表明復(fù)合材料前支桿結(jié)構(gòu)對(duì)原機(jī)阻力增量很小，且不影響機(jī)頭表面的流場(chǎng)，故對(duì)原機(jī)空速系統(tǒng)的測(cè)量精度基本無(wú)影響；前支桿結(jié)構(gòu)在已知載荷下變形連續(xù)協(xié)調(diào)，受力合理，滿(mǎn)足剛度、強(qiáng)度要求；優(yōu)化后的復(fù)合材料前支桿結(jié)構(gòu)在重量基本不變的前提下，變形減小，承載特性有所提高。此復(fù)合材料前支桿結(jié)構(gòu)及其優(yōu)化方法合理可行，可以為后續(xù)飛機(jī)改裝提供參考。

參考文獻(xiàn)

[1]鄭智濤，韓銘，韓瑞義，等.軍用飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)通用規(guī)范[S].北京：國(guó)防科工委軍標(biāo)出版發(fā)行部，1991. Zheng Zhitao，Han Ming，Han Ruiyi. General specification for air data system of military aircraft[S]. Beijing： Military Standard Publication Department， 1991.（in Chinese）

[2]鄭劉，陳志敏.飛機(jī)機(jī)頭氣動(dòng)補(bǔ)償空速管的設(shè)計(jì)[J].航空學(xué)報(bào)， 2011，32（7）：1189-1194. Zheng Liu， Chen Zhimin. Design of an aircraft nose aerodynamiccompensationpitotstatictube[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2011，32（7）：1189-1194.（in Chinese）

[3]MIL-P-26292C（3）NOT 2 Pitot and static pressure systems，installation and inspection of（no s/s document）[S]. US NAVY，1988.

[4]郗超，成婷婷，劉靜.基于GPS的側(cè)風(fēng)影響下的空速校準(zhǔn)方法研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2015，26（5）：53-56. Xi Chao， Cheng Tingting， Liu Jing. Research on airspeed calibration method under the influence of crosswind based on GPS [J]. Aeronautical Science & Technology， 2015，26（5）：53-56.（in Chinese）

[5]劉華勇，劉莉，曹放華.大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)的基準(zhǔn)空速管法[J].試驗(yàn)流體力學(xué)，2013，27（4）：91-94. Liu Huayong， Liu Li， Cao Fanghua. Reference-air-date-boom methodforairdatesystemcalibrations[J]. Journalof Experiments in Fluid Mechanics，2013，27（4）：91-94.（in Chinese）

[6]蒲賽虎，郭毅，雷廷萬(wàn).基于CFD計(jì)算的機(jī)表凸出物對(duì)大氣數(shù)據(jù)測(cè)量的影響研究[J].航空計(jì)算技術(shù)，2019，49（5）：32-35. Pu Saihu， Guo Yi， Lei Tingwan. Study on the influence of aircraft surface protrusion on atmospheric data measurement based on CFD calculation [J]. Aeronautical Computing Technology， 2019，49 （5）： 32-35.（in Chinese）

[7]張甲奇，劉朝君，多瑞楠.基于探空氣球系統(tǒng)的高空高速飛行器空速校準(zhǔn)方法研究[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2018， 29（1）：32-36. Zhang Jiaqi， Liu Chaojun， Duo Ruinan. Research on the calibration method of high-speed air vehicle airspeed based on the sounding balloon system [J]. Aeronautical Science & Technology， 2018，29 （1）： 32-36.（in Chinese）

（責(zé)任編輯陳東曉）

作者簡(jiǎn)介

李思潭（1990-）男，碩士研究生，工程師。主要研究方向：試驗(yàn)機(jī)改裝機(jī)械設(shè)計(jì)。

Tel：15991750244E-mail：604597675@qq.com

白婧（1986-）女，學(xué)士，工程師。主要研究方向：試驗(yàn)機(jī)改裝電氣設(shè)計(jì)。

Tel：18729266601

E-mail：235003982@qq.com

韓晨興（1986-）男，學(xué)士，技師。主要研究方向：試驗(yàn)機(jī)機(jī)械改裝。

Tel：15929773675

E-mail：362711694@qq.com

Numerical Analysis and Optimization of Composite Front Strut

Li Sitan*，Bai Jing，Han Chenxing

Chinese Flight Test Establishment，Xian 710089，China

Abstract： Based on the requirement of the airspeed calibration system， this paper describes a design method of composite front strut. The influence of the front strut on the aerodynamic characteristics of the original aircraft is analyzed by numerical analysis and the strength is analyzed by using software PATRAN/NASTRAN. Finally， according to the mechanical characteristics of the front strut， the composite layer is optimized. The results verify that the design method is reasonable and feasible. Meanwhile， the optimization can provide reference for the design of the front strut.

Key Words： airspeed calibration； front strut； composite； numerical analysis