CN112611539B - 一种全机跨音速颤振风洞模型及其设计方法 - Google Patents

一种全机跨音速颤振风洞模型及其设计方法 Download PDF

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Abstract

本申请属于跨音速颤振试验领域，特别涉及一种全机跨音速颤振风洞模型及其设计方法。模型包括：机身模型部件，以及分别安装在机身模型部件对应位置的机翼模型部件、垂尾假件、平尾假件将机身模型部件分为机身承力结构以及附加维形两部分，机身承力结构采用铝合金梁架、PMI泡沫以及复合材料蒙皮的结构；附加维型包括PMI泡沫以及复合材料蒙皮，附加维型安装在机身承力结构上。机翼模型部件同样采用铝合金梁架、PMI泡沫以及复合材料蒙皮的结构，机翼模型部件的外挂点处通过挂架安装有外挂物金属模型。本申请使全机模型传力特性更反映真实情况，重量和机身刚度控制更加精确，同时提高模型强度和承载能力，更适用于重外挂状态的全机跨音速颤振风洞试验。

Description

一种全机跨音速颤振风洞模型及其设计方法
技术领域
本申请属于跨音速颤振试验领域，特别涉及一种全机跨音速颤振风洞模型及其设计方法。
背景技术
跨音速颤振试验是在跨音速范围内证实飞机的设计颤振特性和颤振速度余量的一个有效手段，也是确定颤振边界的有效手段。试验可以用来验证和修正在飞机颤振计算中使用的颤振计算方法以及跨音速非定常空气动力，并通过修正给出飞机的颤振边界。而模型设计技术就是跨音速颤振试验的瓶颈技术之一。
目前现有的全机跨音速颤振风洞模型通常采用金属+发泡维形的设计方法，近期也发展几种模型设计方法，例如全复合材料模型设计方法、金属芯板+复材蒙皮设计方法等，但这些方法都不能完美得解决颤振试验中的问题。对于金属+发泡维形的设计方法而言，存在传力特性模拟不够准确，并且模型超重等问题；对于全复合材料设计方法而言，存在由于复合材料的易损性以及加工精度问题导致模型机身刚度偏差大，模型强度、承载能力较差的情况；对于金属芯板+复材蒙皮设计方法而言，存在由于复合材料工艺不稳定性以及加工精度问题导致模型蒙皮加工性差，同时也存在超重的情况，不适用全机带重外挂装置跨音速颤振风洞试验。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种全机跨音速颤振风洞模型及其设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
本申请的第一个方面提供了一种全机跨音速颤振风洞模型，包括：机身模型部件，以及分别安装在所述机身模型部件对应位置的机翼模型部件、垂尾假件、平尾假件，其中，
所述机身模型部件包括机身承力结构以及附加维形；
所述机身承力结构包括铝合金梁架、PMI泡沫以及复合材料蒙皮，所述PMI泡沫通过粘接埋入所述铝合金梁架内部，所述复合材料蒙皮套设在所述铝合金梁架上；
所述附加维型包括PMI泡沫以及复合材料蒙皮，所述复合材料蒙皮套设在所述PMI泡沫上，所述附加维型安装在所述机身承力结构上；
所述机翼模型部件包括铝合金梁架、PMI泡沫以及复合材料蒙皮，所述PMI泡沫通过粘接埋入所述铝合金梁架内部，所述复合材料蒙皮套设在所述铝合金梁架上，所述机翼模型部件设置有外挂点，外挂点处通过挂架安装有外挂物金属模型。
可选地，所述机身承力结构的外形远低于飞机真实外形，且横截面变化连续。
可选地，所述机翼模型部件的铝合金梁架上开设有凹槽，所述凹槽的一侧开设有螺纹孔，所述机身承力结构的铝合金梁架上设置有对接接头，所述对接接头插入所述凹槽中并通过螺栓固定，从而实现所述机翼模型部件与所述机身模型部件的连接。
可选地，还包括机翼机身连接盖板，所述机翼机身连接盖板通过螺栓安装在所述机身模型部件与所述机翼模型部件的连接处。
可选地，所述机翼模型部件的铝合金梁架上设置有内埋式振动加速度传感器。
可选地，所述机翼模型部件的铝合金梁架上设置有多个配重块。
可选地，所述机翼模型部件的外挂点处设置有与所述机翼模型部件等高的金属接头，所述外挂物金属模型通过挂架与所述金属接头连接。
可选地，所述垂尾假件与所述机身承力结构螺栓连接。
可选地，所述平尾假件与所述机身承力结构螺栓连接。
本申请的第二个方面提供了一种全机跨音速颤振风洞模型设计方法，基于如上所述的全机跨音速颤振风洞模型，包括：
步骤一：将PMI泡沫埋入机身构型的铝合金梁架中并粘接，制成第一支撑组件，再将复合材料蒙皮套设在第一支撑组件外部，装配金属连接件后经中温固化制成机身承力结构；
步骤二：按照三维数模加工具有所需外形的PMI泡沫，在其外侧套设复合材料蒙皮，经中温固化工艺制成附加维形，将机身承力结构、附加维形通过金属连接件装配好后进行二次中温固化，制成机身模型部件；
步骤三：将PMI泡沫埋入机翼构型的铝合金梁架中并粘接，制成第二支撑组件，再将复合材料蒙皮套设在第二支撑组件外部，装配金属连接件后经中温固化制成机翼模型部件；
步骤四：将机身模型部件与机翼模型部件、垂尾假件、平尾假件、外挂物金属模型进行装配，得到全机跨音速颤振风洞模型。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的全机跨音速颤振风洞模型，传力特性更能反映真实情况，重量和机身刚度控制更加精确，同时提高了模型强度和承载能力，更适用于重外挂状态的全机跨音速颤振风洞试验。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的全机跨音速颤振风洞模型整体示意图；
图2是本申请一个实施方式的机身承力结构整体示意图；
图3是本申请一个实施方式的机身承力结构爆炸示意图；
图4是本申请一个实施方式的机身模型部件整体示意图；
图5是本申请一个实施方式的机身模型部件爆炸示意图；
图6是本申请一个实施方式的机翼模型部件整体示意图；
图7是本申请一个实施方式的机翼模型部件爆炸示意图；
图8是本申请一个实施方式的机翼模型部件与机身模型部件的连接示意图；
图9是本申请一个实施方式的机翼机身连接盖板安装示意图；
图10是本申请一个实施方式的垂尾假件及平尾假件的安装示意图。
其中：
1-机身承力结构；2-附加维形；3-机翼模型部件；31-内埋式振动加速度传感器；32-配重块；4-垂尾假件；5-平尾假件；6-外挂物金属模型；7-铝合金梁架；8-PMI泡沫；9-复合材料蒙皮；10-机翼机身连接盖板。
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例中的附图，对本申请实施例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。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，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例，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例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图10对本申请做进一步详细说明。
本申请的第一个方面提供了一种全机跨音速颤振风洞模型，模型包括：机身模型部件，以及分别安装在机身模型部件对应位置的机翼模型部件3、垂尾假件4、平尾假件5。
具体的，如图1所示，为实现机身刚度的精确控制，将机身模型部件分为机身承力结构1以及附加维形2两部分，机身承力结构1包括铝合金梁架7、PMI泡沫8以及复合材料蒙皮9，铝合金梁架7作为主承力结构，PMI泡沫8通过粘接埋入铝合金梁架7内部，复合材料蒙皮9套设在铝合金梁架7上，共同为机身模型部件提供刚度模拟；附加维型2包括PMI泡沫8以及复合材料蒙皮9，复合材料蒙皮9套设在PMI泡沫8上，附加维型2安装在机身承力结构1上，用于维持模型气动外形。机翼模型部件3同样采用铝合金梁架7、PMI泡沫8以及复合材料蒙皮9的结构，PMI泡沫8通过粘接埋入铝合金梁架7内部，复合材料蒙皮9套设在铝合金梁架7上，机翼模型部件3设置有外挂点，外挂点处通过挂架安装有外挂物金属模型6。
在本申请的一个实施方式中，如图2至3所示，机身承力结构1的外形远低于飞机真实外形，且横截面变化连续，以避免蒙皮到横截面形心距离过大造成机身刚度过高影响模型频率，同时通过内部的铝合金梁架7尺寸变化模拟模型刚度分布，外部复合材料蒙皮9采用等厚度设计，降低模型设计加工难度的同时，保证了模型强度和疲劳寿命，使模型在风洞试验中不易损坏。
在本申请的一个实施方式中，如图8所示，机翼模型部件3的铝合金梁架7上开设有凹槽，凹槽的一侧开设有螺纹孔，机身承力结构1的铝合金梁架7上设置有对接接头，对接接头插入凹槽中并通过螺栓固定，从而实现机翼模型部件3与机身模型部件的连接，本实施例中，可以采用铝合金梁架7模拟机翼机身的对接接头。有利的是，本实施例中，在机身模型部件与机翼模型部件3的连接处还通过螺栓安装有机翼机身连接盖板10，采用金属盖板取代连接处的复合材料蒙皮9和PMI泡沫8，通过机翼机身连接盖板10维形，在提高模型强度的同时，还可通过更改金属盖板厚度分布的形式，对机翼机身连接刚度进行一定程度的调整。
在本申请的一个实施方式中，机翼模型部件3的铝合金梁架7上设置有内埋式振动加速度传感器31。另外，本实施例中，在机翼模型部件3的铝合金梁架7上还可以设置有多个配重块32。
在本申请的一个实施方式中，机翼模型部件3的外挂点处设置有与机翼模型部件3等高的金属接头，外挂物金属模型6通过挂架与金属接头连接。
在本申请的一个实施方式中，如图10所示，垂尾假件4以及平尾假件5与机身承力结构1均采用螺栓连接。
本申请的第二个方面提供了一种全机跨音速颤振风洞模型设计方法，基于如上所述的全机跨音速颤振风洞模型，包括以下步骤：
步骤一：将PMI泡沫8埋入机身构型的铝合金梁架7中并粘接，制成第一支撑组件，再将复合材料蒙皮9套设在第一支撑组件外部，装配金属连接件后经中温固化制成机身承力结构1；
步骤二：按照三维数模加工具有所需外形的PMI泡沫8，在其外侧套设复合材料蒙皮9，经中温固化工艺制成附加维形2，将机身承力结构1、附加维形2通过金属连接件装配好后进行二次中温固化，制成机身模型部件；
步骤三：将PMI泡沫8埋入机翼构型的铝合金梁架7中并粘接，制成第二支撑组件，再将复合材料蒙皮9套设在第二支撑组件外部，装配金属连接件后经中温固化制成机翼模型部件3；
步骤四：将机身模型部件与机翼模型部件3、垂尾假件4、平尾假件5、外挂物金属模型6进行装配，得到全机跨音速颤振风洞模型。
本申请的全机跨音速颤振风洞模型及其设计方法，将机身模型部件分为机身承力结构1以及附加维形2结构两部分，机身承力结构1采用铝合金梁架7、PMI泡沫8以及复合材料蒙皮9结构，附加维形2采用PMI泡沫8以及复合材料蒙皮9结构，能够实现机身刚度的精确控制，保证了模型强度和疲劳寿命；附加维形2结构本身刚度很小，通过二次中温固化工艺，将机身承力结构1与附加维形2结构连接到一起，将附加刚度降低到最小；由于机身模型部件分成两个部分，中温固化工艺使用的模具可以各自单独设计，在实现模型外形对实物的精确模拟同时，降低了模型的加工难度，提高了模型成品率。机翼模型部件3同样采用铝合金梁架7、PMI泡沫8、复合材料蒙皮9的结构，提高了模型的强度和疲劳寿命，更适合重外挂跨音速颤振风洞试验。机翼模型部件3与机身模型部件同采用金属梁架作为承力结构，可以更精确的模拟真实飞机的传力路线，连接处使用金属盖板维形，在提高模型强度的同时，还可通过更改金属盖板厚度分布的形式，对机翼机身连接刚度进行一定程度的调整。
本申请使全机模型传力特性更反映真实情况，重量和机身刚度控制更加精确，同时提高模型强度和承载能力，更适用于重外挂状态的全机跨音速颤振风洞试验。
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 (9)

1.一种全机跨音速颤振风洞模型设计方法，其特征在于，包括：
步骤一：将PMI泡沫（8）埋入机身构型的铝合金梁架（7）中并粘接，制成第一支撑组件，再将复合材料蒙皮（9）套设在第一支撑组件外部，装配金属连接件后经中温固化制成机身承力结构（1）；
步骤二：按照三维数模加工具有所需外形的PMI泡沫（8），在其外侧套设复合材料蒙皮（9），经中温固化工艺制成附加维形（2），将机身承力结构（1）、附加维形（2）通过金属连接件装配好后进行二次中温固化，制成机身模型部件；
步骤三：将PMI泡沫（8）埋入机翼构型的铝合金梁架（7）中并粘接，制成第二支撑组件，再将复合材料蒙皮（9）套设在第二支撑组件外部，装配金属连接件后经中温固化制成机翼模型部件（3）；
步骤四：将机身模型部件与机翼模型部件（3）、垂尾假件（4）、平尾假件（5）、外挂物金属模型（6）进行装配，得到全机跨音速颤振风洞模型；
所述机身承力结构（1）包括铝合金梁架（7）、PMI泡沫（8）以及复合材料蒙皮（9），所述PMI泡沫（8）通过粘接埋入所述铝合金梁架（7）内部，所述复合材料蒙皮（9）套设在所述铝合金梁架（7）上；
所述附加维型（2）包括PMI泡沫（8）以及复合材料蒙皮（9），所述复合材料蒙皮（9）套设在所述PMI泡沫（8）上，所述附加维型（2）安装在所述机身承力结构（1）上；
所述机翼模型部件（3）包括铝合金梁架（7）、PMI泡沫（8）以及复合材料蒙皮（9），所述PMI泡沫（8）通过粘接埋入所述铝合金梁架（7）内部，所述复合材料蒙皮（9）套设在所述铝合金梁架（7）上，所述机翼模型部件（3）设置有外挂点，外挂点处通过挂架安装有外挂物金属模型（6）。
2.根据权利要求1所述的全机跨音速颤振风洞模型设计方法，其特征在于，所述机身承力结构（1）的外形远低于飞机真实外形，且横截面变化连续。
3.根据权利要求1所述的全机跨音速颤振风洞模型设计方法，其特征在于，所述机翼模型部件（3）的铝合金梁架（7）上开设有凹槽，所述凹槽的一侧开设有螺纹孔，所述机身承力结构（1）的铝合金梁架（7）上设置有对接接头，所述对接接头插入所述凹槽中并通过螺栓固定，从而实现所述机翼模型部件（3）与所述机身模型部件的连接。
4.根据权利要求3所述的全机跨音速颤振风洞模型设计方法，其特征在于，还包括机翼机身连接盖板（10），所述机翼机身连接盖板（10）通过螺栓安装在所述机身模型部件与所述机翼模型部件（3）的连接处。
5.根据权利要求1所述的全机跨音速颤振风洞模型设计方法，其特征在于，所述机翼模型部件（3）的铝合金梁架（7）上设置有内埋式振动加速度传感器（31）。
6.根据权利要求1所述的全机跨音速颤振风洞模型设计方法，其特征在于，所述机翼模型部件（3）的铝合金梁架（7）上设置有多个配重块（32）。
7.根据权利要求1所述的全机跨音速颤振风洞模型设计方法，其特征在于，所述机翼模型部件（3）的外挂点处设置有与所述机翼模型部件（3）等高的金属接头，所述外挂物金属模型（6）通过挂架与所述金属接头连接。
8.根据权利要求1所述的全机跨音速颤振风洞模型设计方法，其特征在于，所述垂尾假件（4）与所述机身承力结构（1）螺栓连接。
9.根据权利要求1所述的全机跨音速颤振风洞模型设计方法，其特征在于，所述平尾假件（5）与所述机身承力结构（1）螺栓连接。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113092053B (zh) * 2021-04-15 2022-09-06 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种绳索悬挂全机颤振试验支撑装置
CN113465874A (zh) * 2021-06-01 2021-10-01 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于纤维材料的颤振模型防护结构
CN115541174B (zh) * 2022-11-29 2023-04-07 中国航空工业集团公司哈尔滨空气动力研究所 一种大尺寸动导数试验模型结构

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4310043B2 (ja) * 2000-12-05 2009-08-05 本田技研工業株式会社 フラッタ試験用模型
CN203758719U (zh) * 2013-12-30 2014-08-06 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种夹芯式结构机身颤振模型
CN105881922A (zh) * 2014-12-31 2016-08-24 航天神舟飞行器有限公司 一种新型高抗冲击型无人机机体结构
CN106184697B (zh) * 2016-09-14 2019-02-05 北京航空航天大学 一种直线贯穿构架式复合材料机身结构
CN207550540U (zh) * 2017-10-11 2018-06-29 中国商用飞机有限责任公司 颤振模型

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