某風(fēng)洞模型支撐框架結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析

李廣良

摘 要

傳統(tǒng)高速風(fēng)洞模型通常采用優(yōu)質(zhì)鋼進(jìn)行減材加工制造，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度預(yù)留了很大的安全裕度，進(jìn)而導(dǎo)致模型過重引發(fā)諸多問題。隨著大型尺寸和復(fù)雜型面的飛行器不斷涌現(xiàn)，其風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛯p量化和剛強(qiáng)度的需求日益迫切。針對某大型復(fù)雜飛行器模型的真實(shí)氣動性能無法評估，采用了框架結(jié)構(gòu)支撐風(fēng)洞模型的方法，在優(yōu)化風(fēng)洞模型氣動載荷傳遞路徑的基礎(chǔ)上，通過天平參考值反求結(jié)構(gòu)載荷極限值并對框架支撐結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度分析，滿足模型的試驗(yàn)要求。

關(guān)鍵詞

風(fēng)洞模型;輕量化設(shè)計(jì);強(qiáng)度分析

中圖分類號： V211.74 ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ?文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2020.19.024

0 引言

在飛行器研制過程中，通過對飛行器縮比后的風(fēng)洞模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)是飛行器選型定型的重要依據(jù)。風(fēng)洞模型是飛行器通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲取真實(shí)氣動性能的重要環(huán)節(jié)之一，傳統(tǒng)的高速風(fēng)洞模型通常采用優(yōu)質(zhì)鋼進(jìn)行減材加工制造，根據(jù)經(jīng)驗(yàn)對結(jié)構(gòu)強(qiáng)度預(yù)留了很大的安全裕度，很容易導(dǎo)致模型過重引發(fā)諸多問題，尤其是隨著大型復(fù)雜型面的飛行器不斷涌現(xiàn)，對風(fēng)洞模型的輕量化及其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析需求愈來愈強(qiáng)烈[1-2]。為了滿足風(fēng)洞試驗(yàn)對模型的減重要求，國內(nèi)外相關(guān)研究機(jī)構(gòu)開展了許多有關(guān)模型材料輕量化的試驗(yàn)研究[3-4]，但甚少對輕量化后的模型結(jié)構(gòu)結(jié)合天平設(shè)計(jì)載荷進(jìn)行強(qiáng)度校核。

隨著先進(jìn)飛行器的不斷涌現(xiàn)，其復(fù)雜型面通過CFD數(shù)值仿真獲取的氣動載荷與真實(shí)載荷往往相差比較大，因而在飛行器的研制選型階段，往往給出設(shè)計(jì)載荷的極限值，通過選定滿足載荷極限值的天平對飛行器模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，對飛行器的氣動性能進(jìn)行摸底并與數(shù)值仿真進(jìn)行對比分析。在風(fēng)洞試驗(yàn)中，為了保證模型外形的高精度無變形，模型結(jié)構(gòu)必須具備足夠的剛強(qiáng)度，因此在輕量化設(shè)計(jì)中對模型結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元分析，能顯著提高設(shè)計(jì)質(zhì)量和設(shè)計(jì)效率。本文采用了框架結(jié)構(gòu)支撐復(fù)合材料風(fēng)洞模型的輕量化設(shè)計(jì)方法，在優(yōu)化風(fēng)洞模型氣動載荷傳遞路徑的基礎(chǔ)上，通過天平設(shè)計(jì)載荷反求結(jié)構(gòu)載荷極限值并對框架支撐結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度校核，確保了結(jié)構(gòu)的合理性。

1 支撐框架的結(jié)構(gòu)組成

針對某大型復(fù)雜飛行器的風(fēng)洞試驗(yàn)需要，為了避免模型在吹風(fēng)過程中產(chǎn)生共振，對風(fēng)洞模型的重量提出了限制要求，因而對風(fēng)洞模型采取了輕量化設(shè)計(jì)，模型外蒙皮采用復(fù)合材料制造，為玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合塑料（GFRP）結(jié)構(gòu)，根據(jù)型面復(fù)雜程度通過一次成型或二次膠接合模成型，并結(jié)合后期外形面修型實(shí)現(xiàn)表面輪廓滿足風(fēng)洞試驗(yàn)精度和粗糙度需要。支撐框架結(jié)構(gòu)采用口字型框架的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)形式，包括上下桁架和兩側(cè)桁架，兩兩通過定位臺階進(jìn)行定位，并通過圓柱銷定位和螺釘拉緊的方式進(jìn)行固連。為保證飛行器外形面所受氣動載荷能夠較為均勻地傳遞到天平-支桿系統(tǒng)，優(yōu)化傳力路徑，其口字型框架的四個(gè)角處通過螺釘和膠合與模型蒙皮內(nèi)表面緊密貼合，且內(nèi)置天平錐套與天平-支桿系統(tǒng)進(jìn)行固定連接，使得模型在各種試驗(yàn)工況下保持穩(wěn)定。支撐框架結(jié)構(gòu)采用LY12材料，總長約2m，末端最大橫截面寬高約為0.3m×0.3m，其結(jié)構(gòu)如圖1所示

2 仿真建模的計(jì)算簡化

為了更為快速和精確地對支撐框架結(jié)構(gòu)進(jìn)行強(qiáng)度分析，需要對支撐框架結(jié)構(gòu)進(jìn)行計(jì)算簡化假設(shè)：（1）由于支撐框架各部件及天平錐套通過螺釘把緊，故將其固結(jié)簡化;（2）氣動載荷對模型外蒙皮的作用全部轉(zhuǎn)化到支撐框架與蒙皮的接觸面上;（3）實(shí)際氣動載荷無法預(yù)估，僅參考天平設(shè)計(jì)載荷進(jìn)行單獨(dú)和全部加載;（4）模型外蒙皮的重量相對所受氣動載荷值很小，可忽略不計(jì)。

3 工況介紹及載荷分析

為了模擬風(fēng)洞試驗(yàn)過程中模型的氣動載荷，將作用于外蒙皮的氣動載荷直接加載到支撐框架結(jié)構(gòu)上面，故需對天平設(shè)計(jì)載荷進(jìn)行逐項(xiàng)分解。所選的天平其設(shè)計(jì)載荷如表1所示，通過采用單獨(dú)組合加載和聯(lián)合全部加載方式對支撐框架結(jié)構(gòu)進(jìn)行一系列的數(shù)值仿真分析，其中單獨(dú)組合加載包括Y+Mz、Z+My、Q和Mx等四種方式，其載荷計(jì)算過程如下所示。

3.1 Y+Mz

天平設(shè)計(jì)法向力Y=6500N，俯仰力矩Mz=1000Nm，通過分析，模型受到法向力的部位主要分布在模型的頭部及進(jìn)入進(jìn)氣道后上壁面，因此，法向力主要加載在支撐框架下部接觸面。根據(jù)天平力矩參考點(diǎn)以及力和力矩的靜力平衡，可得：

F1/A1=F2/A2

F3*cos8°+F1+F2=6500

F3*cos8°*0.85343+F1*0.34422-F2*0.47075=1000

其中，F(xiàn)1作用在天平力矩參考點(diǎn)前部的進(jìn)氣道上壁面（面積A1=30856.7mm2），F(xiàn)2作用在天平力矩參考點(diǎn)后部的進(jìn)氣道上壁面（面積A2=35560.6mm2）;而F3作用在進(jìn)氣道頭部的斜面上，其作用力的分布圖如下圖2所示。通過計(jì)算，模型俯仰力矩為正的情況時(shí)，F(xiàn)1=2234.8N，F(xiàn)2=2574.6N，F(xiàn)3=1707.6N;模型俯仰力矩為負(fù)的情況時(shí)，F(xiàn)1=3217.5N，F(xiàn)2=3706.8N，F(xiàn)3=-428.7N，由于F3出現(xiàn)負(fù)值，情況較為少見，故在后面的聯(lián)合全部加載分析中不予考慮。

3.2 Z+My

天平設(shè)計(jì)側(cè)向力Z=3000N，偏航力矩My=150Nm，通過分析，簡化為在支撐框架結(jié)構(gòu)側(cè)面天平力矩參考點(diǎn)前后受F4和F5的側(cè)向力，其作用力的分布圖如下圖3所示。根據(jù)力及力矩靜力平衡得到如下公式：

F4+F5=3000

0.46975*F5-0.47885*F4=150

通過計(jì)算，模型的偏航力矩為正時(shí)，F(xiàn)4=1327.5N，F(xiàn)5=1672.5N;模型偏航力矩為負(fù)的情況時(shí)，F(xiàn)4=1643.7N，F(xiàn)5=1356.3N。

3.3 Q

天平設(shè)計(jì)軸向力Q=1000N，通過分析，模型受到軸向力的部位主要分布在模型頭部的上下斜面;考慮到在軸向力加載下俯仰力矩為0，故可將軸向力受力分布分為天平中面上下部受力，其分布圖如下圖4所示。根據(jù)力及力矩靜力平衡，可得：

F6=sin8°*F3

F6+F7+F8=1000

F6*0.05087+F7*0.0066-F8*0.03215=0

通過計(jì)算可得F6=237.66N，F(xiàn)7=320.41N，F(xiàn)8=441.94N。

3.4 Mx

天平設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)力矩Mx=100Nm，通過分析，提出了三種加載假設(shè)模型，均將加載力分布在支撐框架結(jié)構(gòu)的兩側(cè)面，僅是側(cè)面加載的位置和面積大小不同而已。其中一種是加載到整個(gè)側(cè)面，在天平力矩參考點(diǎn)的前后面分別施加F9和F10，如圖5所示;其他兩種是分別加載到頭部部分面積和尾部部分面積，其加載不考慮其他力矩為0。對于第一種加載情況，根據(jù)力及力矩靜力平衡得到如下公式：

（F9+F10）*0.146=100

0.46975*F10-0.47885*F9=0

通過計(jì)算可得F9=339.2N，F(xiàn)10=345.75N。對于第二和第三種情況，直接在頭部部分面積和尾部部分面積分別加載F9+F10=684.93N的力。

對于上述所有加載情況，其邊界條件為天平錐套后錐面固定，下圖6為一種聯(lián)合全部加載方式及邊界條件的示意圖。

4 計(jì)算結(jié)果

4.1 強(qiáng)度分析結(jié)果

通過有限元數(shù)值仿真分析，得到各支撐框架結(jié)構(gòu)CAE模型的位移變形和受力情況如下表2所示。

其中，（負(fù)）代表偏航力矩為負(fù)時(shí)的加載力，Mx1、Mx2和Mx3分別代表第一、二和三種加載情況的滾轉(zhuǎn)力矩。由表3可知，在天平設(shè)計(jì)載荷量程內(nèi)，支撐框架結(jié)構(gòu)的最大變形約為2.5mm，滿足《高速風(fēng)洞模型設(shè)計(jì)規(guī)范》對剛度的要求;另外，支撐框架結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力值約為95MPa，安全系數(shù)在3以上，滿足風(fēng)洞試驗(yàn)的強(qiáng)度要求。

4.2 模態(tài)分析結(jié)果

由于風(fēng)洞吹風(fēng)的氣動脈動頻率比較小，如果模型及支撐框架結(jié)構(gòu)和天平的自振頻率與其接近，就可能產(chǎn)生共振，進(jìn)而導(dǎo)致模型的破壞和試驗(yàn)的失敗。由于天平設(shè)計(jì)的自振頻率大于50Hz，故僅對支撐框架結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動模態(tài)分析，其邊界條件為天平錐套后錐面固定，計(jì)算可得支撐框架結(jié)構(gòu)的前兩階頻率分別115Hz和117Hz，遠(yuǎn)大于吹風(fēng)的氣動脈動頻率，遠(yuǎn)離了共振破壞區(qū)域。

5 結(jié)論

在天平設(shè)計(jì)載荷范圍內(nèi)，支撐框架結(jié)構(gòu)的最大位移變形為2.5mm以內(nèi)，滿足《高速風(fēng)洞模型設(shè)計(jì)規(guī)范》對模型剛度的要求;支撐框架結(jié)構(gòu)的最大應(yīng)力值約為95MPa，滿足LY12材料屈服強(qiáng)度3倍的安全裕度;另外，支撐框架結(jié)構(gòu)的第一階振動頻率為115Hz，遠(yuǎn)大于吹風(fēng)氣流脈動頻率（<50Hz），遠(yuǎn)離了產(chǎn)生共振的危險(xiǎn)區(qū)域。綜上所述，支撐框架結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)合理，能夠滿足模型的風(fēng)洞試驗(yàn)要求。

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