CN109724767A - 一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型 - Google Patents
一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型，包括端板，所述端板内侧均匀设置有若干个内六角螺钉，所述端板外侧设置有蒙皮，所述端板右侧水平设置有主钢管，所述主钢管上设置有前斜肋板，所述端板上端右侧水平设置有钢管，所述钢管与主钢管中心位置垂直设置有直肋板，所述直肋板与主钢管连接处设置有测压孔，所述钢管右侧设置有木模盖板，所述主钢管右端设置有模型转轴。本发明在调研国内外相关资料基础上，通过对多种轻质机翼或旋翼的材料、结构和优化方法等方面进行综合分析，利用仿生学原理对常规动态翼型模型进行重新设计，并且通过在气动力加载方式上采用压力场模拟的方法，可以有效反应出模型气动力模拟的连续性和准确性。
Description
技术领域
本发明涉及实验模型设备领域，具体为一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型。
背景技术
众所周知，在研制旋翼飞机过程中，旋翼的风洞实验是研究旋翼飞机必不可少的部分，必须先模拟出旋翼的运动轨迹即俯仰运动和沉浮运动，在俯仰运动和沉浮运动的基础上测得旋翼的气动载荷，进而进行气动分析；因此如何真实的模拟旋翼的俯仰或沉浮的耦合运动是影响动态旋翼试验的重要因素。
风洞实验的动态旋翼模型设计的重要指标是在保证模型尺寸和满足模型刚度和强度的前提下，模型的重量和绕转轴的转动惯量最小；一般情况下，为了具备足够的强度和刚度，常规动态翼型模型存在模型重量和绕转轴转动惯量偏大的问题，所以，减轻模型重量成为设计理想的动态模型的有效方法，因此，我们可以从飞行器设计，尤其是机翼设计中获得启发，因为减重问题一直是航空航天领域的研究重点；在航空航天领域，模型减重一般分为以下几种研究方法：仿生设计、结构优化、新型材料研发、新概念设计等；其中比较成熟的且可行性比较高、研制周期较短的方法为仿生设计和拓扑优化方法；新型材料的研发一般研发周期较长，研发成本较高，难度较大；新概念设计一般是采用新的理念在现有科技基础上提出新的方法和理念，这种方法普及型和应用型比较差，需要较长的时间适应和发展。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型，以解决上述背景技术中提出的风洞实验的动态旋翼模型设计的问题，即在保证模型尺寸和满足刚度和强度的前提下，模型的重量和绕转轴的转动惯量最小；一般情况下，为了具备足够的强度和刚度，常规动态翼型模型存在模型重量和绕转轴转动惯量偏大的问题。
为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型，包括端板，所述端板内侧均匀设置有若干个内六角螺钉，所述端板外侧设置有蒙皮，所述端板右侧水平设置有主钢管，所述主钢管上设置有前斜肋板，所述端板上端右侧水平设置有钢管，所述钢管与主钢管中心位置垂直设置有直肋板，所述直肋板与主钢管连接处设置有测压孔，所述钢管右侧设置有木模盖板，所述主钢管右端设置有模型转轴，所述模型转轴右端接头，所述模型转轴外侧连接设置有后斜肋板，所述模型转轴中心设计在翼型四分之一气动弦长处，并且采用压力场模拟的方法分别进行计算常规模型、仿生设计模型和拓扑优化模型数据；
在Abaqus中根据Abaqus在热力学中的应用例子，借鉴温度场模拟方法，在有限元计算中将旋翼模型放在压力场中进行模拟；旋翼产生升力的原理是上下翼面产生压差，因此根据风洞实验室提供的试验数据进行压力场模拟。用采集系统采集到的原始数据可以得到机翼模型上下翼面的静压，根据上下翼面的静压数据，得到模型上下翼面压差分布，根据坐标点绘制出模型上下表面的压差分布图，再将这些图划分为分段函数，即用近似压差分布的分段函数，其目的是方便在Abaqus中建立压力场解析函数，创建压力场。在Abaqus 中，将模型载荷条件设置为压力场分布，可以更好的模拟旋翼模型在风洞中的真实气动载荷，其中将惯性力作为常量压力分布场进行叠加；
综合分析对比模型最大应力、最大位移、模型重量、转动惯量等参数，如下表1所示。
表1 Q235钢架和碳纤维蒙皮结构
从表1可以看出，模型重量从42.28降到25.9kg，质量下降38.7％；转动惯量从1.641kg·m2下降到0.96kg·m2，下降42％；模型最大应力48.96MPa增加到93.15MPa，增加1.9倍，但不超过材料的许用应力；最大位移从0.215mm 增加到0.987mm，依然在GJB要求范围内。总之，拓扑结构的刚度和强度满足动态翼型模型设计要求；拓扑结构模型转动惯量为1.221kg·m2；模型重量 25.9㎏满足设计要求；但转动惯量接近驱动系统要求的最大值，因此，将模型内部结构材料由钢材更改为7075铝合金；7075铝合金是一种经过冷处理的锻压合金，弹性模量E＝71.7GPa，密度ρ＝7850kg/m3，泊松比为0.3，抗拉强度高达524MPa，屈服强度455MPa，密度仅为Q235钢的35％，强度却是 Q235钢材的1.9倍，7075铝合金广泛应用与航空航天领域中，因此用7075 铝合金代替钢材可以进一步降低模型转动惯量；用有限元方法对使用7075铝合金的3种模型重新进行计算，其结果如表2所示。
表2 7075铝合金和碳纤维蒙皮结构
从表2可见，仿生设计和拓扑结构设计刚度、强度均达到设计要求，但拓扑结构转动惯量小于仿生设计模型转动惯量；在风洞试验中更有利于模型做俯仰运动，提高试验雷诺数。
优选的，所述模型蒙皮中间100㎜区域厚度5毫米，其余部分厚度为2 毫米。
优选的，所述蒙皮选用碳纤维材料。
优选的，模型内部的所述前斜肋板与后斜肋板和外壁整合设计成为V字形肋板结构。
优选的，所述模型内部V字形肋板和转轴中间部分直肋板仍然保持3㎜厚度，端板厚度为10㎜。
优选的，所述模型内部材料选用Q235钢材料。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
1、本发明在调研国内外相关资料基础上，通过对多种轻质机翼或旋翼的材料、结构和优化方法等方面进行综合分析，利用仿生学原理对常规动态翼型模型进行重新设计；
2、本发明根据对自然界树叶叶脉和鱼骨在亿万年的进化结果，大致确定了上斜肋板与钢骨架的夹角为55-70度，下斜肋板与钢骨架的夹角为70-85 度；
3、本发明采用拓扑结构优化方法对模型内部肋板构型进行优化和分析。结果表明，拓扑结构减重明显，转动惯量、刚度和强度均满足动态翼型模型设计要求；
4、本发明通过气动力加载方式方面采用压力场模拟的方法，可以有效反应出模型气动力模拟的连续性和准确性。
附图说明
图1为仿生设计模型正视图；
图2为仿生设计模型侧视图；
图3为中间直肋板横剖面图；
图4为前斜肋板与后斜肋板的上端斜肋板剖面图；
图5为前斜肋板与后斜肋板的下端斜肋板剖面图；
图6为自然界鱼骨构型；
图7为自然界叶脉构型。
图中：1、端板；2、前斜肋板；3、主钢管；4、钢管；5、直肋板；6、测压孔；7、木模盖板；8、接头；9、内六角螺钉；10、蒙皮；11、模型转轴； 12、后斜肋板。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
请参阅图1-7，本发明提供一种技术方案：一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型，包括端板1，所述端板1内侧均匀设置有若干个内六角螺钉9，所述端板1外侧设置有蒙皮10，所述模型蒙皮10厚度和常规模型蒙皮相同，中间100㎜区域厚度5毫米，其余部分厚度为2毫米，所述蒙皮10选用碳纤维材料，所述端板1右侧水平设置有主钢管3，所述主钢管3上设置有前斜肋板2，所述端板1上端右侧水平设置有钢管4，所述钢管4与主钢管3中心位置垂直设置有直肋板5，所述直肋板5与主钢管3连接处设置有测压孔6，所述钢管4右侧设置有木模盖板7，所述主钢管3右端设置有模型转轴11，所述模型转轴11右端接头8，所述模型转轴11外侧连接设置有后斜肋板12，模型内部的所述前斜肋板2与后斜肋板12和外壁整合设计成为V字形肋板结构，所述模型内部V字形肋板和转轴中间部分直肋板5仍然保持3㎜厚度，端板11厚度为10㎜，所述模型转轴中心设计在翼型四分之一气动弦长处，所述模型内部材料选用Q235钢材料，并且采用压力场模拟的方法分别进行计算常规模型、仿生设计模型和拓扑优化模型数据；
在Abaqus中根据Abaqus在热力学中的应用例子，借鉴温度场模拟方法，在有限元计算中将旋翼模型放在压力场中进行模拟；旋翼产生升力的原理是上下翼面产生压差，因此根据风洞实验室提供的试验数据进行压力场模拟。用采集系统采集到的原始数据可以得到机翼模型上下翼面的静压，根据上下翼面的静压数据，得到模型上下翼面压差分布，根据坐标点绘制出模型上下表面的压差分布图，再将这些图划分为分段函数，即用近似压差分布的分段函数，其目的是方便在Abaqus中建立压力场解析函数，创建压力场。在Abaqus 中，将模型载荷条件设置为压力场分布，可以更好的模拟旋翼模型在风洞中的真实气动载荷，其中将惯性力作为常量压力分布场进行叠加；
综合分析对比模型最大应力、最大位移、模型重量、转动惯量等参数，如下表1所示。
表1 Q235钢架和碳纤维蒙皮结构
| 常规模型 | 仿生设计 | 拓扑结构 | |
| 重量(kg) | 42.28 | 32.6 | 25.9 |
| 质量偏心(mm) | 89.89 | 83.1 | 79.67 |
| 最大应力(MPa) | 48.96 | 52.03 | 93.15 |
| 最大位移(mm) | 0.215 | 0.312 | 0.987 |
| 转动惯量(kg·m<sup>2</sup>) | 2.067 | 1.56 | 1.221 |
从表1可以看出，模型重量从42.28降到25.9kg，质量下降38.7％；转动惯量从1.641kg·m2下降到0.96kg·m2，下降42％；模型最大应力48.96MPa增加到93.15MPa，增加1.9倍，但不超过材料的许用应力；最大位移从0.215mm 增加到0.987mm，依然在GJB要求范围内。总之，拓扑结构的刚度和强度满足动态翼型模型设计要求；拓扑结构模型转动惯量为1.221kg·m2；模型重量 25.9㎏满足设计要求；但转动惯量接近驱动系统要求的最大值，因此，将模型内部结构材料由钢材更改为7075铝合金；7075铝合金是一种经过冷处理的锻压合金，弹性模量E＝71.7GPa，密度ρ＝7850kg/m3，泊松比为0.3，抗拉强度高达524MPa，屈服强度455MPa，密度仅为Q235钢的35％，强度却是 Q235钢材的1.9倍，7075铝合金广泛应用与航空航天领域中，因此用7075 铝合金代替钢材可以进一步降低模型转动惯量；用有限元方法对使用7075铝合金的3种模型重新进行计算，其结果如表5-2所示。
表2 7075铝合金和碳纤维蒙皮结构
| 常规模型 | 仿生设计 | 拓扑结构 | |
| 重量(kg) | 21.06 | 17.5 | 14.48 |
| 质量偏心(mm) | 113.25 | 110.097 | 110.647 |
| 最大应力(MPa) | 44.48 | 49.15 | 104.2 |
| 最大位移(mm) | 0.347 | 0.4416 | 1.826 |
| 转动惯量(kg·m<sup>2</sup>) | 1.1288 | 0.926135 | 0.77025 |
从表2可见，仿生设计和拓扑结构设计刚度、强度均达到设计要求，但拓扑结构转动惯量小于仿生设计模型转动惯量；在风洞试验中更有利于模型做俯仰运动，提高试验雷诺数。
工作原理：选用拓扑优化优化的方法对模型内部肋板机型优化，将整个肋板作为优化对象，对肋板进行减重，经过多次循环拓扑优化之后得到新的肋板模型，对CATIA软件重新设计拓扑优化之后的三维模型，用Abaqus进行力学计算，得到模型的重量，转动惯量，最大应力和最大位移，数据表示拓扑结构减重明显，转动惯量、刚度和强度均满足动态翼型模型设计要求。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
Claims (6)
1.一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型，包括端板(1)，其特征在于，所述端板(1)内侧均匀设置有若干个内六角螺钉(9)，所述端板(1)外侧设置有蒙皮(10)，所述端板(1)右侧水平设置有主钢管(3)，所述主钢管(3)上设置有前斜肋板(2)，所述端板(1)上端右侧水平设置有钢管(4)，所述钢管(4)与主钢管(3)中心位置垂直设置有直肋板(5)，所述直肋板(5)与主钢管(3)连接处设置有测压孔(6)，所述钢管(4)右侧设置有木模盖板(7)，所述主钢管(3)右端设置有模型转轴(11)，所述模型转轴(11)右端接头(8)，所述模型转轴(11)外侧连接设置有后斜肋板(12)，所述模型转轴中心设计在翼型四分之一气动弦长处，并且采用压力场模拟的方法分别进行计算常规模型、仿生设计模型和拓扑优化模型数据；
在Abaqus计算软件中，借鉴温度场模拟方法，在有限元计算中将翼型模型放在压力场中进行模拟，压力场是所选翼型在最大升力处对应的上下翼面的压强分布场，由上下翼面的压强数据，得到模型上下翼面压差分布，根据坐标点绘制出模型上下表面的压差分布图，再将这些图划分为分段函数，即用近似压差分布的分段函数，其目的是方便在Abaqus分析软件中建立压力场解析函数，创建压力场；在Abaqus中，将模型载荷条件设置为压力场分布，可以更好的模拟翼型模型在风洞中的真实气动载荷，并将惯性力和翼型模型面积之比作为常量与气动力的压力分布场进行叠加。
2.根据权利要求1所述的一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型，其特征在于：所述模型蒙皮(11)中间100㎜区域厚度5毫米，其余部分厚度为2毫米。
3.根据权利要求1所述的一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型，其特征在于：所述蒙皮(11)选用碳纤维材料。
4.根据权利要求1所述的一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型，其特征在于：模型内部的所述前斜肋板(2)与后斜肋板(12)和外壁整合设计成为V字形肋板结构。
5.根据权利要求1所述的一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型，其特征在于：所述模型内部V字形肋板和转轴中间部分直肋板(5)仍然保持3㎜厚度，端板(11)厚度为10㎜。
6.根据权利要求1所述的一种基于仿生设计的风洞翼型动态试验模型，其特征在于：所述模型内部材料选用Q235钢材料。
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