CN112270043B - 一种飞机气动噪声风洞模型设计方法 - Google Patents

一种飞机气动噪声风洞模型设计方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种飞机气动噪声风洞模型设计方法。所述方法包括根据相似准则量纲分析法保证飞机气动噪声风洞模型与原型飞机之间的几何相似、流动相似和动力相似；将所述飞机气动噪声风洞模型划分为飞机表面气动外形与飞机内部骨架结构两方面单独设计；根据模型表面受风洞内流场影响程度，选取流场影响相对较小的部位作为所述飞机表面气动外形的部件分割位置；构建所述飞机气动噪声风洞模型的机翼、襟翼、副翼、安定面、升降舵、发动机短舱和机身模型；对所述飞机气动噪声风洞模型进行配重。本申请的气动噪声风洞模型设计方法，对飞机风洞模型设计考虑更为精细，极大的缩短了研制周期，达到了试验考核的目的。

Description

一种飞机气动噪声风洞模型设计方法
技术领域
本申请属于飞机设计技术领域，特别涉及一种飞机气动噪声风洞模型设计方法。
背景技术
风洞模型是指在飞机型号研制过程中，以真实飞机的三维数模为基础，根据相似理论设计生产的物理实验模型。风洞模型是一种用来测量飞机各个组成部件的气动力特性，其设计必须满足风洞安装要求，并进行强度校核计算，同时满足加工、装配精度要求的模型。
风洞模型试验的重点和难点通常体现在风洞模型的设计与规划上。风洞模型的设计与规划直接影响风洞试验的数据效率、质量和成本。在飞机进行气动噪声风洞试验前，亟需建立一种飞机风洞模型设计方法，确保风洞模型设计考虑更为精细，而且极大缩短研制周期、成本和达到试验考核目的。
发明内容
为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种飞机气动噪声风洞模型设计方法，包括：
步骤S1、根据相似准则量纲分析法保证飞机气动噪声风洞模型与原型飞机之间的几何相似、流动相似和动力相似，从而确定所述飞机气动噪声风洞模型与所述原型飞机之间的各参数相似比的比值；
步骤S2、将所述飞机气动噪声风洞模型划分为飞机表面气动外形与飞机内部骨架结构两方面单独设计，确定两者的材料选取及设计要求，其中，采用树脂件构建所述飞机表面气动外形，采用金属构建所述飞机内部骨架结构；
步骤S3、根据模型表面受风洞内流场影响程度，选取流场影响相对较小的部位作为所述飞机表面气动外形的部件分割位置；
步骤S4、构建所述飞机气动噪声风洞模型的机翼、襟翼、副翼、安定面、升降舵、发动机短舱和机身模型；
步骤S5、根据步骤S1的各参数相似比的比值对所述飞机气动噪声风洞模型进行配重，通过对所述飞机气动噪声风洞模型的各部件进行配重计算，得到各部件所需配重的重量以及配重加装位置。
优选的是，步骤S1之前进一步包括选取用于声学试验的开口可更换试验段，且该试验段包含背景噪声小于77dB(A)的全消音室。
优选的是，步骤S1中，确定所述飞机气动噪声风洞模型与原型飞机之间的各参数相似比的比值至少包括：
依次确定所述飞机气动噪声风洞模型与原型飞机之间的长度比、密度比、速度比、频率比以及脉动压力功率谱密度比。
优选的是，步骤S2中，所述飞机内部骨架结构设置有减重孔。
优选的是，步骤S3中，采用水滴试验确定模型表面受风洞内流场影响的程度，其中，所述流场影响相对较小是指水滴流线沿气流方向偏离距离相对较小。
优选的是，步骤S4中，进一步包括：
步骤S41、机翼及襟翼模型设计：采用维形框和维形条来模拟机翼及襟翼外形，所述维形框通过加强肋与机翼主梁连接，机翼及襟翼的蒙皮采用夹层结构，其中，维形框和维形条是指纵横交错的肋条；
步骤S42、副翼模型设计：主梁选用金属结构，维形材料为树脂结构，表面裱糊玻璃钢，副翼和主翼面之间采用两点铰接的方式连接；
步骤S43、升降舵模型设计：主梁为金属层板，维形材料为树脂结构，表面裱糊玻璃钢，升降舵和垂尾安定面之间采用三点铰接的方式连接；
步骤S44、发动机短舱模型设计：在内部设置金属梁及连接肋板，并采用玻璃布材料进行外表面维形，短舱维形采用可拆卸式分段设计；
步骤S45、机身模型设计：机身刚度由材料为铝合金的矩形截面梁模拟，机身框模拟机身外形，与机身梁通过环氧树脂胶结。
优选的是，步骤S5之后，进一步包括：
步骤S6、采用有限元分析法对风洞模型各部件进行强度校核，得到最大抗拉应力和安全系数，并根据有限元分析结果对风洞模型各部件进行结构优化设计。
优选的是，所述飞机表面气动外形的树脂件采用立体光固化快速成型技术加工。
优选的是，进一步包括选取支撑点对所述飞机气动噪声风洞模型进行支撑，其中，风洞模型质量≤100Kg采用尾部支撑；风洞模型质量≤200Kg采用腹部支撑。
本申请从风洞选型出发，通过明确飞机风洞模型相似比例尺、划分模型部件并定义设计方法原则、校核模型强度并进行结构优化，最后通过对飞机主要部件材料进行结构和材料设计、加工方法选取等提供了一种详细的设计方法，极大缩短了飞机研制周期，并为飞机气动噪声试验提供了可靠的支撑。
附图说明
图1是本申请飞机气动噪声风洞模型设计方法的流程图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请飞机气动噪声风洞模型设计方法，如图1所示，主要包括：
步骤一：选取声学风洞：应具有用于声学试验的开口可更换试验段，且该开口试验段应包含背景噪声小于77dB(A)的全消音室(减小背景噪声带来的噪声测量影响，同时实现声学试验所要求的无反射自由声场环境)，并明确试验段截面尺寸、试验段长度、试验段截面积、试验段平均湍流度以及试验段最大风速等主要参数。
本实施例中，选取某型单回流式低速低湍流度声学风洞。具有开口和闭口两个可更换试验段，风洞开口试验段主要用于声学试验，横截面为矩形，长14米、宽5m，最大风速100m/s，包含着背景噪声为75.5dB(A)的全消声室,开口试验段模型中心区域气流湍流度ε≤0.2％，气流偏角|Δα|≤0.3°。
步骤二：根据相似准则量纲分析法保证飞机气动噪声风洞模型与原型飞机之间的几何相似、流动相似和动力相似，依次确定长度比λL、密度比λρ、速度比λV、频率比λf、脉动压力功率谱密度比λφ等相似比。
该步骤中，风洞模型的长度比通过以下要求计算：
I.堵塞度δ(即飞机气动噪声风洞模型最大迎风面积与步骤一中声学风洞开口试验段横截面积的比值)≤5％；
II.①若飞机全尺寸构型展弦比3<μ<8，则气动噪声风洞模型机翼翼展与步骤一中声学风洞开口试验段宽度比值λb≤[50％,65％]；
②若飞机全尺寸构型展弦比μ≥8，则λb≤70％；
III.风洞模型长度与步骤一中声学风洞开口试验段长度比值的λc≤60％；
根据上述I、II、III确定长度比λL(即风洞模型与原型飞机几何尺寸比值)。
已知飞机飞行速度(表速)ν1，高度h1，此飞行状态下标准大气密度为ρ1，真空速为ν2；气动噪声风洞试验风速ν3，速压p2，则气流密度
Figure BDA0002753108370000041
风洞模型的质量比计算公式如下
λm＝λL 3
速度比计算公式如下：
Figure BDA0002753108370000042
频率比计算公式如下：
λf＝λL -1λV
密度比计算公式如下：
Figure BDA0002753108370000043
脉动压力功率谱密度比计算公式如下：
λφ＝λLλρ2λV3。
举例来说，已知飞机全尺寸构型展弦比为6，某任务剖面下飞行速度为300km，高度为3000m，此飞行状态下标准大气密度为0.9g/m3，真空速为90m/s；风洞试验风速80m/s，速压3000pa，则：
展弦比μ＝6∈(3，8)，则风洞模型机翼翼展b与步骤一中声学风洞开口试验段宽度(5m)比值λb≤[50％,65％]，可得风洞模型机翼翼展b≤[2.5m，3.25m]。
风洞模型长度与步骤一中声学风洞开口试验段长度(14m)比值的λc≤60％，可得风洞模型长度c≤8.4m。
选取a)和b)中合适比例尺得到风洞模型最大迎风面积，并与步骤一中声学风洞开口试验段横截面积(5m×14m)相比看是否满足堵塞度δ≤5％的要求，若不满足返回a)和b)重新选取比例尺，若满足则确定长度比λL，此例子λL＝6。
则质量比λm＝λL 3＝216；
速度比
Figure BDA0002753108370000051
频率比λf＝λL -1λV＝3/16；
密度比
Figure BDA0002753108370000052
脉动压力功率谱密度比λφ＝λLλρ2λV3＝151875/16384。
步骤三：定义全机坐标系便于飞机主要部件的定位和设计以及试验阶段传感器布置，坐标原点为飞机机头前端点在构造水平线上的垂直投影，X轴沿构造水平线向后为正，Y轴垂直对称面向右为正，Z轴按右手法则确定，向上为正。
步骤四：建立气动噪声风洞模型，主要分为两部分：一是飞机表面气动外形部分，二是飞机内部骨架结构。
步骤五：风洞模型材料的选取：一般采用树脂件作为气动外形部分，内部采用金属骨架强化解决风洞模型制造普遍存在的强度和刚度不足的问题。
步骤六：树脂气动外形不同风洞模型部件之间分割位置应选择对模型表面流场影响较小的部位，且分割数目应尽可能少。
该步骤之前，包括进一步确定模型表面受风洞内流场影响较小的部位，该步骤通过水滴试验获得，所述流场影响较小是指水滴流线沿气流方向偏离距离相对较小。
步骤七：金属骨架尽可能设计较多的减重结构(例如减重孔)同时需给测试仪器安装提供足够的空间。
步骤八：机翼、襟翼模型设计：采用维形框和维形条(纵横交错的肋条)来模拟外形，维形框通过加强肋与主梁连接，蒙皮采用夹层结构。
该步骤具体设计为：机翼框段设计采用发泡玻璃布金属层板的形式，机翼前、后肋为金属层板，通过连接件与环氧胶结合的方式连接到机翼主梁上，表面覆盖玻璃布维形。襟翼梁为金属层板，通过襟翼悬挂接头连接到机翼主梁上。
步骤九：副翼模型设计：主梁选用一定厚度的金属结构，维形材料为树脂结构，表面裱糊玻璃钢，副翼和主翼面之间采用两点铰接的方式连接。
步骤十：安定面模型设计：主要以金属梁架+金属层肋板，外覆玻璃布维形。
步骤十一：升降舵模型设计：主梁为金属层板，维形材料为树脂结构，表面裱糊玻璃钢，升降舵和垂尾安定面之间采用三点铰接的方式连接。
步骤十二：发动机短舱模型设计：在内部设置金属梁和必要的连接肋板，并采用玻璃布材料进行外表面维形。为了便于安装，短舱维形采用可拆卸式分段设计。
步骤十三：机身模型设计：机身刚度由材料为铝合金的矩形截面梁模拟，机身框模拟机身外形，与机身梁通过环氧树脂胶结。
该步骤中机身框段设计采用金属层板和发泡玻璃布的维形的形式。在各个部件连接的位置，框段上设置有开口，以方便机身模型和其他各部件的连接和拆卸。每一单个的机身框通过前后加强框上连接件连接到机身梁上，每一个框段内的机身蒙皮上还有长桁等加强件。各机身框段分为上、下两部分，通过角片连接在一起，可以在必要时拆卸。
步骤十四：风洞模型各部件的重量特性需符合飞机各部件质量缩比之后的理论值，因此，在此之前需要对各部件进行配重计算，得到各部件所需配重的重量以及配重加装位置，根据步骤二中风洞模型各部件的理论重量与实际重量、重心计算配重重量和位置。
重量、重心计算公式：
W＝∑Wi
Figure BDA0002753108370000061
Figure BDA0002753108370000062
Figure BDA0002753108370000071
Wi是计算单元重量，单位kg，W是组合单元重量，单位kg，Xi、Yi、Zi是计算单元重心坐标，单位m；X、Y、Z是组合单元重心坐标，单位m；
举例如下：
模型各部件理论缩比质量表
部件名称 理论缩比质量(Kg) X(m) Y(m) Z(m)
左机翼 10 1.1 2.1 1.2
机身 20 2.7 -1 2.3
垂尾 5 3.4 0.6 1.5
总计 35 2.3 0.1 1.9
模型各部件质量实际值及所需配重质量
Figure BDA0002753108370000072
步骤十五：模型的强度校核及结构优化：采用有限元分析法对风洞模型主要部件进行强度校核，得到最大抗拉应力和安全系数，并根据有限元分析结果对风洞模型各部件进行结构优化设计。
该步骤进行优化设计时，是基于风洞模型各部件参数化敏感性分析，选定关键参数进行目标优化。
步骤十六：风洞模型加工方法的选取：采用传统的车、铣、刨、磨、钳等制造工艺加工金属骨架，气动外形树脂件则用立体光固化快速成型技术加工。
步骤十七：风洞模型加工一般要求：
①模型各部件表面粗糙度Ra0.8μm,各部件配合面粗糙度Ra1.6μm，部件装配缝隙0.1mm；
②销孔配合均按H7/h6执行；
③未特别注明的尺寸和形位公差按照以下标准执行：尺寸公差选取IT10级加工，形位公差选取K级加工。
步骤十八：选取风洞模型支撑形式：风洞模型质量100Kg宜采用尾部支撑；风洞模型质量200Kg宜采用腹部支撑。
本例子中质量为178kg，宜采用腹部支撑。
步骤十九：装箱及运输要求：
①风洞模型箱采用铝合金材质，箱体转角处应加强包裹，底部带有两根方枕以方便叉车装卸；
②风洞模型分部件装箱，箱内填充硬泡沫抠型固定；
③每个风洞模型箱内箱盖内侧贴有装箱清单和装箱照片；
④风洞模型箱内固定有金属铭牌，铭牌上打印有模型名称、生产日期、模型比例、共几箱第几箱等字样，名牌大小约150mm×100mm；
⑤风洞模型箱外部有“向上”、“防潮”、“易碎”等必要标识；
⑥风洞模型箱外部有“共×箱第×箱”字样；
⑦风洞模型箱内应有模型三坐标计量报告和模型合格证。
本发明从风洞选型出发，通过明确飞机风洞模型相似比例尺、划分模型部件并定义设计方法原则、校核模型强度并进行结构优化，最后通过对飞机主要部件材料进行结构和材料设计、确定加工方法选取、加工一般要求以及装箱机运输要求，提供了一种飞机气动噪声风洞模型详细设计方法，极大缩短了飞机研制周期，并为飞机气动噪声试验提供了可靠的支撑。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种飞机气动噪声风洞模型设计方法，其特征在于，包括：
步骤S1、根据相似准则量纲分析法保证飞机气动噪声风洞模型与原型飞机之间的几何相似、流动相似和动力相似，从而确定所述飞机气动噪声风洞模型与所述原型飞机之间的各参数相似比的比值；
步骤S2、将所述飞机气动噪声风洞模型划分为飞机表面气动外形与飞机内部骨架结构两方面单独设计，确定两者的材料选取及设计要求，其中，采用树脂件构建所述飞机表面气动外形，采用金属构建所述飞机内部骨架结构；
步骤S3、根据模型表面受风洞内流场影响程度，选取流场影响相对较小的部位作为所述飞机表面气动外形的部件分割位置；
步骤S4、构建所述飞机气动噪声风洞模型的机翼、襟翼、副翼、安定面、升降舵、发动机短舱和机身模型；
步骤S5、根据步骤S1的各参数相似比的比值对所述飞机气动噪声风洞模型进行配重，通过对所述飞机气动噪声风洞模型的各部件进行配重计算，得到各部件所需配重的重量以及配重加装位置；
其中，步骤S4中，进一步包括：
步骤S41、机翼及襟翼模型设计：采用维形框和维形条来模拟机翼及襟翼外形，所述维形框通过加强肋与机翼主梁连接，机翼及襟翼的蒙皮采用夹层结构，其中，维形框和维形条是指纵横交错的肋条；
步骤S42、副翼模型设计：主梁选用金属结构，维形材料为树脂结构，表面裱糊玻璃钢，副翼和主翼面之间采用两点铰接的方式连接；
步骤S43、升降舵模型设计：主梁为金属层板，维形材料为树脂结构，表面裱糊玻璃钢，升降舵和垂尾安定面之间采用三点铰接的方式连接；
步骤S44、发动机短舱模型设计：在内部设置金属梁及连接肋板，并采用玻璃布材料进行外表面维形，短舱维形采用可拆卸式分段设计；
步骤S45、机身模型设计：机身刚度由材料为铝合金的矩形截面梁模拟，机身框模拟机身外形，与机身梁通过环氧树脂胶结。
2.如权利要求1所述的飞机气动噪声风洞模型设计方法，其特征在于，步骤S1之前进一步包括选取用于声学试验的开口可更换试验段，且该试验段包含背景噪声小于77dB（A）的全消音室。
3.如权利要求2所述的飞机气动噪声风洞模型设计方法，其特征在于，步骤S1中，确定所述飞机气动噪声风洞模型与原型飞机之间的各参数相似比的比值至少包括：
依次确定所述飞机气动噪声风洞模型与原型飞机之间的长度比、密度比、速度比、频率比以及脉动压力功率谱密度比。
4.如权利要求1所述的飞机气动噪声风洞模型设计方法，其特征在于，步骤S2中，所述飞机内部骨架结构设置有减重孔。
5.如权利要求1所述的飞机气动噪声风洞模型设计方法，其特征在于，步骤S3中，采用水滴试验确定模型表面受风洞内流场影响的程度，其中，所述流场影响相对较小是指水滴流线沿气流方向偏离距离相对较小。
6.如权利要求1所述的飞机气动噪声风洞模型设计方法，其特征在于，步骤S5之后，进一步包括：
步骤S6、采用有限元分析法对风洞模型各部件进行强度校核，得到最大抗拉应力和安全系数，并根据有限元分析结果对风洞模型各部件进行结构优化设计。
7.如权利要求1所述的飞机气动噪声风洞模型设计方法，其特征在于，所述飞机表面气动外形的树脂件采用立体光固化快速成型技术加工。
8.如权利要求1所述的飞机气动噪声风洞模型设计方法，其特征在于，进一步包括选取支撑点对所述飞机气动噪声风洞模型进行支撑，其中，风洞模型质量≤100Kg采用尾部支撑；风洞模型质量≤200Kg采用腹部支撑。
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大展弦比柔性机翼气动弹性风洞模型设计与试验验证;谢长川等;《工程力学》;20161125(第11期);全文 *
静不安定飞机缩比模型跨声速颤振试验技术;冉玉国等;《四川理工学院学报(自然科学版)》;20170220(第01期);全文 *

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