王碧玲, 劉傳輝, 孫鵬飛, 周 睿, 張彩成, 韓松梅, 趙長輝,*

(1. 中國航空工業(yè)空氣動力研究院, 沈陽 110034; 2. 哈爾濱航科技術開發(fā)有限責任公司, 哈爾濱 150001)

0 引 言

風洞試驗是飛行器選型定型的重要依據(jù)。風洞試驗模型的設計和制造直接關系到風洞試驗數(shù)據(jù)的準確性，對飛行器研制的周期和成本具有重要的影響。目前，國內(nèi)常規(guī)測力測壓風洞試驗模型通常采用金屬制造。高速風洞試驗模型尺寸較小，采用金屬制造對后續(xù)風洞試驗運行的影響較小。而低速風洞試驗模型尤其是大尺寸低速風洞(8m×6m)試驗模型,如果完全采用金屬制造會造成模型重量過大，帶來諸多問題。因此，對模型進行輕量化設計，會帶來以下好處：(1) 模型重量減輕，天平設計量程必然降低，從而提升天平靈敏度和試驗數(shù)據(jù)的精準度[1]；(2) 重量減輕會增加模型和支桿系統(tǒng)振動頻率，避免引發(fā)共振；(3) 模型重量減輕會降低支撐系統(tǒng)的設計難度；(4) 模型重量減輕會縮短模型準備及更換時間，提升風洞運行效率。在風洞中更換重量較大的模型部件或將模型進行反裝時，需要在洞內(nèi)采用輔助工裝安裝或在模型架車上更換試驗條件的方式，這一過程花費時間較長，增加了風洞試驗運行成本。因此，對大尺寸低速風洞試驗模型進行輕量化設計成為獲得可靠風洞試驗數(shù)據(jù)和降低風洞試驗成本的關鍵環(huán)節(jié)。先進制造技術(復合材料制造、增材制造等)的發(fā)展和成熟應用使模型的輕量化設計制造成為可能，這為風洞試驗提供了便利條件，同時對飛行器的低成本短周期研制產(chǎn)生了重要影響。

復合材料具有質量輕、比強度高等優(yōu)點，已廣泛用于飛機型號研制。在風洞試驗模型領域，動態(tài)試驗模型要求完全動力相似，即幾何外形、質量、剛度及阻尼與飛行器相似，而采用常規(guī)金屬模型無法同時滿足這些相似準則。20世紀70年代，美國通用動力公司將復合材料用于彈性機翼模型制造[2]，隨后俄羅斯中央氣動研究所(TsAGI)[3]、中國大連理工大學[4]等也將其應用于顫振動態(tài)試驗模型研制。而在大尺寸低速常規(guī)測力風洞試驗模型方面，還未見復合材料應用報道。

近年來，國內(nèi)外相關研究機構開展了增材制造非金屬風洞試驗模型的可行性研究。美國[5]、伊朗[6]、加拿大[7]和俄羅斯[8]等國家從20世紀90年代開始探索快速成型增材制造技術在風洞試驗模型中的應用，證明了該技術用于風洞試驗模型設計制造的可能性。美國空軍將快速成型技術用于E-8C預警機[9]、X-45A無人機[10]的風洞試驗中，取得了較好的效果。中國西安交通大學、中國空氣動力研究與發(fā)展中心等研究機構開展了基于光固化快速成型(SLA)增材制造風洞試驗模型的研究，SLA技術可用于測力、測壓和靜彈性模型制造，可顯著縮短模型制造周期并降低生產(chǎn)成本[11-14]。非金屬增材制造已被證明可用于風洞試驗模型制造，但是金屬增材制造用于風洞試驗模型的相關文獻報道較少。金屬增材制造相對于非金屬增材制造零件性能大幅提升，且制造周期短，可滿足高速模型氣動載荷要求，是未來風洞試驗模型制造的趨勢。

采用以上先進制造技術手段，以某民機模型為研究對象，開展整體化、輕量化低速風洞模型的優(yōu)化設計，并對設計結果進行強度校核。

1 設計輸入

設計輸入條件如表1所示。該模型舵面無偏轉，采用多功能尾撐支撐方式。模型總長約為5.5m，機翼展長約為5.1m。試驗最大氣動載荷如表2所示。

表2 最大氣動載荷Table 2 Maximum aerodynamic load

2 總體方案設計

某飛機輕量化模型整體結構如圖1(a)所示。模型由4個部件組成：前機身、中機身、后機身和機翼。模型外表面主要采用復合材料制造，主承力部分如中機身和后機身內(nèi)部由鋁合金整體框梁裝配而成。前機身、機翼、發(fā)房、平尾和垂尾由復合材料框梁和蒙皮固化而成，各部件間采用鋁合金件連接，異形零件(如滑軌)采用激光選區(qū)熔化增材制造方式制造。經(jīng)優(yōu)化設計，模型總重量為460kg，滿足設計輸入要求。

(a) 輕量化模型

(b) 金屬模型

圖1(b)為鋁合金金屬模型，模型的設計重量為1130kg，優(yōu)化設計后的模型重量小于金屬模型重量的二分之一。

3 詳細設計

3.1 機翼設計

機翼是產(chǎn)生升力的主要部件，對剛度和型面精度要求較高。考慮到機翼及其附件的安裝、使用和存儲方便，將機翼設計為3部分結構：機翼安裝座、蒙皮和翼梢小翼。其中機翼安裝座和翼梢小翼為鋁合金結構，蒙皮為碳纖維復合材料結構。蒙皮厚度按其展長等分為3個區(qū)域，翼根部分厚7mm，翼梢部分厚4mm，中間區(qū)域厚度從7mm光滑過渡至4mm，蒙皮由織物鋪疊而成。同時在機翼展向和弦向各均布2根復合材料加強筋，加強筋寬40mm，厚10mm，采用單向帶鋪疊。機翼安裝座和蒙皮通過高溫固化的形式形成一個整體，翼梢小翼粘接在蒙皮梢部預留的安裝孔內(nèi)。

由于機翼型面精度要求較高，復合材料一次成型很難保證，因此在蒙皮設計時預留一定加工犧牲層，通過后續(xù)機加實現(xiàn)高精度表面輪廓。

在滿足機翼外形精度、結構剛度的前提下，機翼部分的重量由全鋁合金材料的70kg(見圖2(b))降低至40kg(見圖2(a))，減重42%。

(a) 輕量化機翼

(b) 金屬機翼

3.2 前機身設計

前機身整體(見圖3(a))為復合材料中空結構，主要由蒙皮、3個環(huán)向加強筋、4個縱向加強筋和后端法蘭連接件組成，蒙皮為泡沫夾芯結構，厚度為6mm，環(huán)向加強筋、左右兩側縱向加強筋與蒙皮共固化而成，上下縱向加強筋與蒙皮二次膠接而成。前機身左右半側分別成型，通過二次膠接合模成型。法蘭連接件與蒙皮膠粘后通過螺釘連接。為了方便安裝風洞試驗所用測量設備，在前機身左后下方設計開口蓋板，考慮頻繁拆裝，蓋板由鋁合金框和碳纖維復合材料泡沫夾芯結構組成。前機身設計重量為40kg，遠遠小于金屬結構前機身(見圖3(b))重量，減重約70%。

(a) 輕量化前機身

(b) 金屬前機身

3.3 發(fā)房設計

發(fā)房主體為碳纖維復合材料泡沫夾芯結構，內(nèi)埋金屬連接座，與機翼發(fā)房掛架相連接。采用抽芯式模具進行復合材料成型，模具結構如圖4所示，分為內(nèi)模具與外模具2部分。采用內(nèi)模具和外模具分別成型發(fā)房部件的內(nèi)腔型面和外型面，將內(nèi)腔型面和外型面通過粘接角膠接固化為一體，粘接時定位預埋發(fā)房內(nèi)的金屬連接座。發(fā)房設計重量為14kg，與金屬結構發(fā)房相比減重65%。

圖4 抽芯式發(fā)房模具

3.4 滑軌設計

滑軌結構設計如圖5所示，設計重量280g，為面向激光選區(qū)熔化增材制造的等壁厚全鋁合金(AlSi10Mg)結構，內(nèi)部輔以網(wǎng)狀支撐，用來加強滑軌剛度。圖6為采用鋁合金骨架和復合材料蒙皮結構設計的滑軌，重量為350g。與復合材料滑軌相比，增材制造滑軌省去鋁合金內(nèi)部骨架部分，減重20%，制造周期縮短50%以上。

圖5 增材制造滑軌結構

圖6 復材制造滑軌結構

4 結構剛強度分析

根據(jù)CFD計算結果及模型安裝狀態(tài)可知，該模型機翼和中機身承受了80%以上的氣動載荷，因此需要對機翼和中機身進行強度校核。

圖7為中機身承力構件的應力分析及變形分析云圖。其中，最大應力出現(xiàn)在中機身與天平連接部位，為53MPa，中機身尾部最大變形3.7mm。由圖7可知，最大應力小于7075鋁合金屈服極限的1/3，因此中機身構件滿足強度要求。

圖7 中機身有限元分析

使用Abaqus軟件對機翼結構進行有限元分析，采用殼單元建模。表3為 T300碳纖維單向帶和平紋織物材料屬性。

表3 T300碳纖維單向帶和平紋織物材料屬性Table 3 Material property of unidirectional prepreg and fabric for T300 composite

圖8為機翼應力分析及變形分析云圖。其中，最大應力出現(xiàn)在接近機翼根部，為67.3MPa，最大變形出現(xiàn)在翼梢，為40.4mm。最大應力遠小于復合材料屈服極限，因此該結構滿足強度要求。

圖8 機翼有限元分析

5 振動模態(tài)分析

在風洞試驗中，模型重量增加會降低模型-支撐系統(tǒng)的固有頻率，從而接近風洞試驗段氣流脈動的較低峰值頻率，使模型-支撐系統(tǒng)出現(xiàn)低頻振動。

表4為簡化金屬模型與輕量化模型及風洞支撐系統(tǒng)的振動模態(tài)對比分析，結果表明輕量化模型的各階固有頻率均有所提高，更容易避開風洞試驗段氣流脈動的較低峰值頻率。

表4 金屬模型與輕量化模型振動分析Table 4 Vibration analysis for metal model and lightweight model

6 結 論

采用復合材料蒙皮加框梁及增材制造結構，以某民機模型為研究對象，開展整體化、輕量化設計，應用有限元分析軟件對設計結果進行強度校核和振動分析。主要得出以下結論：

(1) 基于復合材料制造和增材制造技術，與傳統(tǒng)金屬模型相比設計重量降低50%以上，機身類或桶段類部件(如發(fā)房)采用復合材料制造減重效果明顯。

(2) 機翼采用復合材料蒙皮和復合材料加強筋結構，其強度可滿足設計要求。

(3) 對小尺寸異形零件進行面向增材制造的輕量化設計，與基于復合材料制造的設計相比，可減重20%，制造周期縮短50%以上。由于成本原因，現(xiàn)有增材制造技術不適用于較大模型部件(如機翼)制造。

(4) 對輕量化模型進行振動分析，系統(tǒng)各階固有頻率均有所提高，更容易避開風洞試驗段氣流脈動的較低峰值頻率。

采用復合材料制造和增材制造技術手段，對低速風洞試驗模型進行輕量化設計，模型重量降低可提高天平靈敏度和試驗數(shù)據(jù)的精準度，提升風洞試驗效率，降低運營成本，同時對飛行器的低成本短周期研制產(chǎn)生重要影響。

參考文獻:

[1]李周復. 風洞試驗手冊[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2015.

[2]Mccullers L A, Naberhaus J D. Automated structural design and analysis of advanced composite wing models[J]. Computers & Stuctures, 1973(3): 925-935.

[3]Vasily V C, Fanil Z I, Mikhail C Z, et al. Optimization approach to design of aeroelastic dynamically-scaled models of aircraft[R]. AIAA-2004-4642, 2004.

[4]閆子彬, 楊睿, 孫士勇, 等. 高性能風洞顫振模型的性能精確制造研究[J]. 機械工程學報, 2016, 52(9): 72-78.

Yan Z B, Yang R, Sun S Y, et al. Precise manufacturing of functional parameters of advancing wind-tunnel flutter model[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2016, 52(9): 72-78.

[5]Springer A. Evaluating aerodynamic characteristics of wind-tunnel models produced by rapid prototyping methods[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 1998, 35(6): 755-759.

[6]Aghanajafi C, Daneshmand S, Nadooshan A A. Influence of layer thickness on the design of rapid-prototyped models[J]. Journal of Aircraft, 2009, 46(3): 981-987.

[7]Chuk R N, Thomos V J. A comparison of rapid prototyping techniques used for wind tunnel model fabrication[J]. Rapid Prototyping Journal, 1998, 4(4): 185-196.

[8]Azarov Y A, Vermel V D, Kornushenko A V, et al. Experience in laser stereolithography and its application in manufacturing wind-tunnel aerodynamic models of various purposes[C]. 7th International Conference on Laser and Laser-Information Technologies, Suzdal, Russia, 2002: 433-440.

[9]Reeder M F, Allen W, Phillips J M, et al. Wind-tunnel measurements of the E-8C modeled with and without winglets[J]. Journal of Aircraft, 2008, 45(1): 345-348.

[10]Tyler C, Braisted W, Higgins J. Evaluation of rapid prototyping technologies for use in wind tunnel model fabrication[R]. AIAA-2005-1301, 2005.

[11]李滌塵, 曾俊華, 周志華, 等. 光固化快速成形飛機風洞模型制造方法[J]. 航空制造技術, 2008, 8: 26-29.

Li D C, Zeng J H, Zhou Z H, et al. Fabrication of aircraft wind tunnel model using stereolithography[J]. Aeronautic Manufacturing Technology, 2008, 8: 26-29.

[12]張威, 李滌塵, 趙星磊, 等. 基于光固化快速成型技術的測壓風洞模型孔道制造與性能評價[J]. 航空學報, 2011, 32(12): 2335-2340.

Zhang W, Li D C, Zhao X L, et al. Fabrication and performance evaluation of micro-channels in aircraft wind-tunnel-models for pressure measurements using stereolithography[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011, 32(12): 2335-2340.

[13]王超, 張征宇, 殷國富, 等. 一種基于光固化快速成型的飛機靜彈性風洞試驗模型設計方法[J]. 航空學報, 2014, 35(5): 1193-1199.

Wang C, Zhang Z Y, Yin G F, et al. A design method of the static aeroelastic aircraft model based on stereolithgraphy for wing tunnel test[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(5): 1193-1199.

[14]楊黨國, 張征宇, 孫巖, 等. 復合型跨聲速風洞AGARD-B標模設計與加工制造方法[J]. 實驗流體力學, 2010, 24(2): 88-92.

Yang D G, Zhang Z Y, Sun Y, et al. A method of design and manufacturing on hybrid AGARD-B calibration model for transonic-speed wind tunnels[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2010, 24(2): 88-92.