确定颤振模型设计参数的方法研究

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1、航空学报ActaAerOnauliCaetAstronauticaSinicaOct252013V01．34No．102383．2390ISSN1000．6893ON11-1929／Vhttp：／／hkxb．buaa．eduCRhkxb@buaaedu．C13确定颤振模型设计参数的方法研究罗务揆1一，谭申刚2，谢怀强1，霍应元11．中航工业第一飞机设计研究院强度设计研究所，陕西西安7100892．中航工业第一飞机设计研究院总师办，陕西西安710089摘要：在飞机颤振模型设计和试验工作中，往往因设

2、计参数不合理导致试验受影响或设计进度被拖延，而国内外关于颤振模型设计参数选取方面公开的资料很少。本文研究了颤振风洞试验模型设计的基本比例尺和其他设计因素(包括超重比、主梁截面形状、当量质量比等)的关系，提出了飞机基准模型梁架的当量质量比概念和截面尺度比概念，为颤振风洞试验模型设计比例尺和其他设计因素的评估带来了很大便利。将本文方法应用于某飞机颤振风洞试验模型的设计中，在设计之初解决了许多后续潜在的问题，某颤振风洞试验模型设计加工周期也从预定的6个月降低到3个月，提高了研制效率。关键词：颤振模型；

3、当量质量比；截面尺度比；超重比；截面形状系数中图分类号：V2l6．2—4文献标识码：A文章编号：1000—6893(2013)10—2383—08在飞机气动弹性设计工作中，完全采用真实飞机进行颤振试验危险性太大，成本过高，因此，模型颤振风洞试验在颤振分析中仍占重要地位口]。为了后续研究方便，将颤振风洞试验模型称为缩比模型，如何在缩比模型设计初始阶段合理选取模型形式及设计参数，避免在设计中出现反复，是个值得研究的问题，可惜目前国内外相关资料较少。以美俄为代表的西方国家，依托性能优良的风洞(如美国N

4、ASALangley研究中心的TDT风洞12j和俄罗斯TsAGI的T128风洞)，降低了设计工作的难度。国内风洞在近些年有了长足的发展[3]，但与美俄的风洞性能还有一定的差距，缩比模型的设计难度依然存在。国内一般根据飞机颤振特性和风洞参数及工程经验确定模型形式和设计缩比比例尺，进而进行缩比模型设计工作，这种方法的潜在问题是如果模型形式和设计比例尺选择不合适，其性能会受到影响，甚至可能会导致重新设计。本文分析了对缩比模型性能有影响的设计因素及相互关系，列出了可能出现的问题及解决办法。本文最大的创新

5、点在于提出了飞机基准模型梁架的当量质量比概念和梁架截面尺度比概念，为缩比模型设计参数的估算带来了便利，避免了设计中可能出现的反复，保证了设计周期。1颤振风洞试验模型设计概述缩比模型可分为两类——低速颤振模型和高速颤振模型。低速风洞尺寸较大，低速颤振模型所受空气动力载荷较小，便于设计、制造和调参且费用较低，适合于研究参数影响。高速风洞则恰恰相反，高速颤振模型适用于校核性试验或专门研究马赫数效应的试验[4]。为了后续研究方便，本文根据梁架所在位置收稿日期：2012—12—07；退修日期：2012-1

6、2-25；录用日期：2013-01—21；网络出版时间：2013—01—2515：21网络出版地址：WWW．cnki．net／kcms／detail／111929V．201301251521．002．htmI*通讯作者．Tel．：029．86832313E-mail：luowukui@126．corn引用椿武lLuoWK．TanSG．XieHQ．etalResearchOnmethodsusedtodeterminefluttermodeldesignfactors．ActaAeronautic

7、aetAs-tronauticaSinica．2013．34(10)：2383-2390j多务揆．谭申鼬．谶怀强．等。确定彀振模型设计参数的方法研究。靛空学掇．2013，34(10)：2383-2390航空学报Oct．252013VoI．34No．10的不同，将常用的缩比模型分为两类：第1类缩比模型的主承力梁架位于模型内，不与模型表面贴合；第2类缩比模型的主承力梁架与模型表面切合，类似于真实飞机的主承力结构。1．1飞机基准梁架模型飞机的基准梁架模型反映了飞机的动力特性，其一般形式如图1所示。同样

8、为了后续研究方便，将飞机的基准梁架模型称为基准模型，它包含了飞机或其部件的质量和刚度分布信息，包括质量点位置(用三角点表示)和质惯量大小，这里用m。表示其总质量；梁架由图中处于刚心线上的梁表示，其截面信息反映了真实飞机部件切面的两向弯曲刚度特性研，、町，和扭转刚度特性GJ，这里用(口)。表示其切面刚度。图1某飞机机翼基准梁架模型图Fig．1Wingbasicbeammodelofacertainaircraft1．2相似比例尺缩比模型的设计要求动力相似，对于低速颤振模型和高速颤振模型分别有3个基