CN101509825B - 飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于光固化快速成型的全树脂飞机低速颤振风洞模型的一体化设计及制造方法。该方法首先根据实际飞机结构、风洞试验要求及光固化树脂材料参数，基于光固化树脂材料，进行颤振模型的一体化设计，在对光固化快速工艺进行优化基础上，一体化制造全树脂颤振模型。该方法提出了一种低模量材料的颤振模型的设计及制造新思路，利用光固化快速成型技术精确、快速、低成本的优势、模型材料的统一性和树脂材料低模量及各向同性的特点，消除不必要组装环节，设计和制造满足全动力相似的全树脂颤振风洞模型，克服了传统工艺的缺陷，提高了风洞模型的制造精度、减低了成本、缩短了周期、实现了结构相似，从而提高了飞机的研制速度。

Description

飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法

技术领域

本发明属于快速成型技术和航空工业风洞实验模型制造技术领域，具体涉及一种基于光固化快速成型的全树脂飞机颤振风洞模型的一体化设计及制造方法。

背景技术

飞机的颤振是在气动力、弹性力和惯性力作用下的自激振动，它从空气中吸取能量，一旦飞行速压超过临界值，振幅就迅速增大，导致飞机结构的破坏。颤振是破坏性的振动，所以在飞机的飞行包线内不允许出现颤振现象。为了确保飞行中不出现颤振，需要研究和校核设计结构的颤振性能，飞机模型的颤振风洞实验是研究颤振的重要手段。

为了研究飞机的颤振性能，风洞颤振模型必须精确满足几何相似、质量相似、刚度相似和结构相似，即全动力相似的要求；同时，由于飞机的外形与内部结构复杂，尤其是新型战机(气动、结构超复杂)、大型运输机(展弦比大，容易变形)，给颤振风洞模型的设计和制造带来了巨大困难。

目前，颤振风洞模型的设计与制造一般基于金属材料，通常采用一根或数根金属梁模拟刚度相似，通过航空板或木材制造的维形框架与玻璃纤维毡的组合维持气动外形和满足几何相似，最后采用重金属配重的方式达到质量相似要求。该方法存在的不足有：(1)工艺复杂。传统工艺采用金属梁、维形框、蒙皮等部件分别设计加工再组装的方式，气动外形由维形框和蒙皮保证，刚度由金属梁提供，质量相似通常在模型制造后期通过重金属配重调试完成。这种分散的设计和制造方法，不仅增加了设计难度，也使得工艺过程较复杂。(2)精度难控制。传统工艺采用金属梁、维形框、蒙皮等部件分别设计加工再组装的方式，这种多部件的组装的方法降低了模型的整体精度；而维形框、蒙皮等的加工和整体组装大都基于手工，造成了整体精度的损失。当模型外形和内部结构较复杂时，这个问题更加突出。(3)不能满足结构相似。由于刚度缩比设计中金属材料的刚度过大，在满足刚度相似的前提下无法同时兼顾结构的一致，而且维形框和蒙皮对模型的刚度没有贡献，这与飞机实际情况不符合，因此，传统的设计与制造方法不能满足结构相似的要求。(4)成本高、周期长。分散的多种材料的设计和加工、基于手工的制造工艺、飞机结构的复杂性等使得传统的颤振模型的设计和制造成本较高、周期较长、且不满完全满足颤振试验对全动力相似的要求。综上所述，传统的颤振模型的设计和制造难以满足飞机风洞实验的新要求，制约了飞机设计速度和设计质量的提高。

国内外的航空航天研发机构和部门正在积极探索和研究风洞模型快速制造新技术，其中以快速成型制造技术为中心和重点。美国航空航天局和空军、俄罗斯中央空气动力研究院等单位通过与数控加工的金属模型对比研究，认为快速成型制造技术在风洞模型制造上有明显优势，主要表现在不受形状和结构的复杂程度限制，对于飞机复杂流线外形制造具有很大优势。美国航空航天局马歇尔中心(NASA Marshall)、美国空军研究实验室(AFRL)和美国约翰霍普金斯大学应用物理实验室(JHU/APL)的研究人员以新型UCAVX-45A无人攻击机和导弹风洞模型作为研究对象，对比分析了各种不同的快速成型技术在各种载荷实验条件下的适用性。研究发现，各种快速成型技术都适用于中小气动载荷实验条件，其中由于光固化成型(StereoLithography，SL)制造精度高，模型表面质量好，所以在风洞模型快速成型制造技术中最具前景。以上的研究集中在测力测压等刚性模型制造上，弹性模型方面，日本HONDA公司利用光固化成型工艺制造飞机外壳，与金属梁组装成跨声速颤振模型，将该工艺应用到了工业实际中。国内相关的工作以西安交通大学和中国空气动力研究与发展中心的合作研究为代表，在基于光固化快速成型技术的测力测压风洞模型的设计和制造方面具备较为成熟的基础。北京航空航天大学发展了一种基于低模量复合材料的低速颤振模型设计方法，采用传统复合材料成型工艺，制造了复合材料低速颤振模型。

综上所述，国内外在利用光固化快速成型技术制造测力测压模型方面已有较成熟的研究成果；颤振模型方面，目前集中在飞机外壳的制造上，部分克服了传统工艺的不足，但由于不是一体化的设计与制造，没有充分发挥光固化快速成型技术的优势。另外一方面，虽然已经在全非金属模型的设计与制造方面开展了研究，但由于纤维增强复合材料各向异性，与实际飞机材料的各向同性存在冲突，影响了相似的质量；同时，基于手工的复合材料成型的工艺存在周期较长、工艺过程较复杂、成型精度较低的不足，没有完全摆脱传统工艺的限制。因此，为了提高飞机颤振风洞实验效率，从而提高飞机设计速度和设计质量，亟待开发一种全树脂的一体化设计与制造方法，利用光固化快速成型技术精度高、时间短、成本低、无需模具、整体成型等优势，克服传统工艺的工艺复杂、成本高、周期长等不足，实现飞机低速颤振风洞模型的精确、快速、低成本的设计与制造。

发明内容

本发明的目的在于提供一种精确、快速、低成本的飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：

1)全树脂颤振模型的一体化设计：根据实际飞机结构、尺寸缩比系数、临界风速缩比系数及光固化树脂材料性能参数进行颤振模型的一体化设计，即全树脂梁架结构和蒙皮结构的整体设计，设计完成的颤振模型满足几何相似、刚度相似、结构相似、质量相似的全动力相似要求；

2)全树脂颤振模型的一体化制造：一体化制造是基于光固化快速成型技术的颤振模型梁架结构和蒙皮的整体成型：对设计完成的全树脂颤振模型进行分割，利用光固化快速成型技术一体化成型颤振模型的各部件，经后处理组装、配重完成全树脂颤振模型的制造。

所说的飞机颤振模型的结构包括梁架结构和蒙皮结构两部分，该梁架结构由梁、肋、桁条、墙组成。

全树脂颤振模型的一体化设计具体过程如下：

1)确定缩比系数

根据所模拟实际飞机的结构、颤振风洞试验要求、风洞尺寸、流场特性确定尺寸缩比系数k_l、临界风速缩比系数k_υ及大气密度缩比系数k_ρ。

2)几何相似设计

几何相似指模型与所模拟实际飞机气动外形的相似，包括拓扑关系的一致和尺寸大小的相似。

原则上，模型的外形尺寸由所模拟的实际飞机结构按尺寸缩比系数k_l进行等比例缩比获得，而两者拓扑结构完全一致。在实际设计中，根据所模拟实际飞机的尺寸和尺寸缩比系数k_l进行外形尺寸设计，根据风洞试验国家军用标准GJB 180-86对模型外形进行简化设计。

3)刚度相似设计和结构相似设计

刚度相似包括模型整体刚度与实际飞机整体刚度满足刚度相似比例，以及模型的刚度分布与所模拟的实际飞机一致，即梁架结构和蒙皮对模型的刚度均有贡献，贡献比例视实际飞机比例而定。刚度相似包括弯曲刚度k_EI、扭转刚度和拉伸刚度k_EA的相似。

首先，根据尺寸缩比系数k_l、临界风速缩比系数k_υ及大气密度缩比系数k_ρ计算刚度相似比例(k_EI，

k_EA，其中E，G，I，I_p，A分别为材料的弹性模量，剪切模量，飞机特征惯性矩、极惯性矩和截面面积)；然后，根据所模拟实际飞机的刚度大小及分布和刚度相似比例确定模型的刚度大小及分布(即

)；最后，由刚度大小和光固化树脂的材料性能确定模型梁架结构和蒙皮的尺寸即根据(EI)_模型、(GI_p)_模型、(EA)_模型及材料特性参数E，G，确定模型几何尺寸I，I_p，A；

结构相似指模型的梁架结构和蒙皮的结构与尺寸同所模拟的实际飞机相似，使得模型的传力特性与所模拟的实际飞机近似。

结构相似受两个因素的制约：一是所模拟实际飞机梁架结构和蒙皮的等比例缩比尺寸；二是刚度相似设计获取的尺寸。其过程是根据刚度相似设计获取的几何尺寸I，I_p，A、缩比系数及飞机的原始尺寸得到飞机颤振模型的内部结构尺寸。

4)质量相似设计

质量相似包括模型整体质量大小与实际飞机整体质量满足质量大小相似比例，以及模型的质量分布和质心位置与所模拟的实际飞机一致。

质量相似设计与刚度相似设计流程大体相同。首先，根据大尺寸缩比系数k_l及大气密度缩比系数k_ρ计算质量相似比例k_m $(k_m=k_{\mathrm{\ρ}}{k}_l^3);$ 然后，根据所模拟实际飞机的质量大小及分布和质量相似比例确定模型的质量大小及分布(即

)；最后，由质量大小(m)_模型及分布和光固化树脂质量(m)_树脂((m)_树脂由模型几何尺寸I，I_p，A和树脂密度ρ_树脂确定)，通过重金属(钨等)配重的方式获取需要的质量大小(即(m)_钨＝(m)_模型-(m)_树脂)及分布重心的坐标。

全树脂颤振模型的一体化制造具体流程如下：

1)模型分割设计

根据模型的尺寸、所模拟实际飞机结构特点和光固化快速成型工艺特点，对一体化设计完成的模型整体可进行分割。分割应符合以下原则：1)决定是否分割及分割数量的因素是光固化成型机的最大成型尺寸，如果所设计模型小于该尺寸，则无需分割，否则进行分割并使每一部分均小于该尺寸；2)分割部位要根据试验要求、模型结构特点等选择，避开传力及气动关键部位；3)连接方式应优化设计，以消除分割对模型整体相似质量的影响，一般包括胶接、紧固件连接等方式。

2)模型部件成型

根据颤振模型的结构特点，优化工艺参数，利用光固化快速成型设备成型各模型部件。成型精度必须满足低速风洞飞机模型设计规范(国家军用标准GJB 180-86)要求。成型过程中要兼顾成型质量、时间、成本等因素。

后处理在成型完成后进行，一般包括去支撑、清洗、后固化等环节。

模型组装：对连接部位进行必要处理后，按照模型分割设计要求对成型的各模型部件进行组装。要求组装牢固可靠，对模型整体相似质量的影响尽量小，精度满足低速风洞飞机模型设计规范(国家军用标准GJB 180-86)要求。

3)配重：配重过程应该根据实际情况在模型组装前或组装后进行。配重的大小及安装位置以质量相似设计的质量大小(m)_钨＝(m)_模型-(m)_树脂及分布重心的坐标为准对配重进行安装，安装应该牢固可靠，并且对整体相似质量的影响尽量小。

本发明利用光固化快速成型技术精确、快速、低成本制造复杂飞机模型的优势和光固化树脂材料低模量的特点，消除不必要组装环节，设计和制造满足全动力相似的全树脂颤振风洞模型，提高了风洞模型的制造精度、减低了成本、缩短了周期，从而提高了飞机的研制速度。

附图说明

图1为某飞机机翼框段结构示意图；

图2为某飞机机翼框段模型设计图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

参照图1和图2，本例中的对象是某飞机机翼典型框段结构，由框1、桁条2和蒙皮3组成。框段是飞机结构中的基本单元，可以作为颤振模型的设计的典型案例。采用SPS600B光固化成型机(陕西恒通智能机械有限公司)，光固化树脂材料为SOMOS 14120(DSM)。

参照图1和图2，根据实际飞机结构、尺寸缩比系数、临界风速缩比系数及光固化树脂材料性能参数，基于光固化树脂材料，进行颤振模型的一体化设计；分别经过几何相似设计、刚度相似设计和结构相似设计及质量相似设计，使得颤振模型满足的全动力相似要求。设计结果示意图如图2所示。

本设计中，模型的框1、桁条2和蒙皮3均采用同种材料——光固化树脂，几何外形满足尺寸缩比关系，整体刚度满足刚度相似系数，整体质量满足质量相似系数(配重按照质量相似系数计算而得，材料为钨块，粘接在框的内表面中部)，刚度分布、质量分布及传力路线与所模拟的实际飞机结构一致，框1、桁条2和蒙皮3按各自比例分担刚度和质量。

参照图1和图2，本例中的制造工艺是基于光固化快速成型技术的颤振模型梁架结构和蒙皮的整体成型：对设计完成的模型进行必要分割，利用光固化快速成型技术成型各部件，经后处理后组装完成全树脂颤振模型的一体化制造。

本例中，模型的最大尺寸(100mm)小于的光固化成型机的容量(600mm×600mm×400mm)，最小尺寸(1mm)大于光固化成型机尺寸精度(0.1mm)，因此无需分割，即框1、桁条2和蒙皮3以一个整体一次成型。

为了获取最好的成型质量，本例中，成型方向选择桁条2的方向。

成型后的框段，经过清洗和配重的安装，完成颤振模型的制造。本例中制造过程按照低速风洞飞机模型设计规范(国家军用标准GJB 180-86)操作，保证尺寸精度要求。

本发明的设计与制造方法与传统的方法相比，具有以下优点：

1)光固化快速成型技术的采用、材料的同一性和树脂的低模量特点，为一体化设计和一体化制造提供了基础；

2)一体化设计方法在保证几何相似、刚度相似和质量相似基础上，实现了结构相似，从而完成全动力相似颤振模型的设计；

3)一体化制造方法，显著减少或消除不必要组装环节，提高整体精度；

4)快速成型制造技术成熟，成型尺寸精度和表面粗糙度满足要求，且主要气动外形部件一次成型，保证了飞机风洞模型的制造质量；

5)无需工装，简化了模型的制造工艺，并且能够方便制造复杂气动外形和内部结构的模型，降低了制造成本和制造周期。

Claims (8)

1.飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法，其特征在于：

1)全树脂颤振模型的一体化设计：根据实际飞机的结构、尺寸缩比系数、临界风速缩比系数及光固化树脂材料性能参数进行颤振模型的一体化设计，即全树脂梁架结构和蒙皮结构的整体设计，设计完成的颤振模型满足几何相似、刚度相似、结构相似、质量相似的全动力相似要求；

所说的刚度相似设计包括弯曲刚度k_EI、扭转刚度 

和拉伸刚度k_EA的相似设计：首先，根据尺寸缩比系数k_l、临界风速缩比系数k_υ及大气密度缩比系数k_ρ计算刚度相似比例：K_EI， 

k_EA，其中E，G，I，I_p，A分别为材料的弹性模量，剪切模量，飞机特征惯性矩、极惯性矩和截面面积；然后，根据所模拟实际飞机的刚度大小及分布和刚度相似比例确定模型的刚度大小及分布即： 

最后，由刚度大小和光固化树脂的材料性能确定模型梁架结构和蒙皮的尺寸，即根据(EI)_模型、(GI_p)_模型、(EA)_模型及材料特性参数E，G，确定模型几何尺寸I，I_p，A；

所说的结构相似设计是根据刚度相似设计获取的几何尺寸I，I_p，A、缩比系数及飞机的原始尺寸得到飞机颤振模型的内部结构尺寸；

所说的质量相似设计：首先，根据尺寸缩比系数k_l及大气密度缩比系数k_ρ，计算质量相似比例k_m， 

然后，根据所模拟实际飞机的质量大小及分布和质量相似比例确定模型的质量大小及分布即 

最后，由质量大小(m)_模型及分布和光固化树脂质量(m)_树脂，(m)_树脂由模型几何尺寸I，I_p，A和树脂密度ρ_树脂确定，通过重金属配重的方式获取需要的质量大小即(m)_钨＝(m)_模型-(m)_树脂及分布重心的坐标； 

2)全树脂颤振模型的一体化制造：对设计完成的全树脂颤振模型进行分割，利用光固化快速成型技术一体化成型颤振模型的各部件，经后处理、组装、配重完成全树脂颤振模型的制造。

2.根据权利要求1所述的飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法，其特征在于：所说的飞机颤振模型的结构包括梁架结构和蒙皮结构两部分，该梁架结构由梁、肋、桁条、墙组成。

3.根据权利要求1所述的飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法，其特征在于：确定缩比系数是根据所模拟实际飞机的结构、颤振风洞试验要求、风洞尺寸、流场特性确定尺寸缩比系数k_l、临界风速缩比系数k_υ及大气密度缩比系数k_ρ。

4.根据权利要求1所述的飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法，其特征在于：所说的几何相似设计是根据所模拟实际飞机的尺寸和尺寸缩比系数k_l进行外形尺寸设计，根据风洞试验国家军用标准GJB 180-86对模型外形进行简化设计。

5.根据权利要求1所述的飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法，其特征在于：模型分割设计是根据光固化成型机的最大成型尺寸及模型的大小决定是否分割及分割部件数，如果该模型小于光固化成型机的最大成型尺寸，则无需分割，否则进行分割并使每一部分均小于光固化成型机的最大成型尺寸，分割部位应避开传力及气动关键部位，连接方式应消除分割对模型整体相似质量的影响，包括胶接、紧固件连接。

6.根据权利要求1所述的飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法，其特征在于：模型部件成型是根据颤振模型的结构特点，利用光固化快速成型设备成型各模型部件，成型精度满足国家军用标准GJB 180-86对低速风洞飞机模型设计规范要求。

7.根据权利要求1所述的飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法，其特征在于：所说的后处理是在成型完成后对零部件进行去支撑、清洗、后固 化处理；模型组装是按照模型分割设计要求对成型的各模型部件进行组装，组装精度应满足国家军用标准GJB 180-86低速风洞飞机模型设计规范要求。

8.根据权利要求1所述的飞机颤振风洞模型一体化设计及制造方法，其特征在于：所说的配重的大小及安装位置以质量相似设计的质量大小(m)_钨＝(m)_模型-(m)_树脂及分布重心的坐标为准对配重进行安装。 

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