低速全模颤振试验悬挂支撑系统

唐建平, 杨远志, 梁 鉴

(中国空气动力研究与发展中心 低速空气动力研究所,四川 绵阳 621000)

0 引 言

颤振是飞机飞行中空气动力、结构弹性力和惯性力作用下的自激振动[1-2]。颤振一旦发生，将导致非常严重的后果，因此必须保证在飞机使用包线中不发生颤振。民航条例[3]要求有15%的颤振临界速度裕度，即颤振临界速度要大于1.15倍的最大飞行速度。为此，在型号设计时必须进行颤振风洞试验，以得到飞机的颤振特性[4-5]。

全模颤振试验与常规试验不同，最大的区别在于前者要求模型在试验过程中有多个方向的自由度[6-7]。国外低速风洞全模颤振试验通常都有一套通用的悬挂支撑系统，如美国兰利风洞的双索悬挂支撑系统[8]，俄罗斯的五自由度悬浮支撑系统等。这些通用支撑系统应用于多种全机模型的颤振试验，对于颤振试验的标准化和结果分析具有重要意义。国内低速颤振试验一般根据具体的模型加工一套专用悬挂系统，缺点是没有通用性，对不同颤振试验结果的对比分析不利，也不利于颤振试验技术的发展。

设计通用全模颤振悬挂系统要解决的问题是：(1) 如何减小悬挂系统对颤振模型附加的结构和气动影响，同时能稳定支撑模型。(2) 如何调整模型在风洞中的位置以及模型的姿态角。(3) 如何调整模型沉浮、俯仰和偏航方向的自由度[9-11]。(4) 如何选择模型上的挂点位置，使得风洞试验状态下模型能保持平衡状态。

为发展颤振试验技术，气动中心低速所引进TsAGI(俄罗斯中央流体动力研究院)核心技术，在φ3.2m风洞建立了通用的全模颤振悬挂支撑系统(Floating Suspension System，简称FSS)。

1 FSS的设计方法

针对要解决的问题，设计了一套FSS，设计方案见图1。主要设计方法如下：

(1)材料选择：钢索和弹簧

钢索细，对模型的流场干扰小；钢索轻、柔软，对模型产生的附加质量和刚度小。

弹簧用来使模型具备自由度，可选择不同数目和刚度的弹簧组合，适应不同质量的模型。弹簧置于风洞外，不会影响流场。

(2)自由度分解

(a) 将自由度分解为纵向自由度(沉浮、俯仰和滚转)和横向自由度(侧向运动、偏航和前后运动)两部分。

具体设计为将悬挂系统分解为垂直悬挂系统和水平悬挂系统两部分，两者相互独立。

图1 φ3.2m风洞的FSS设计方案

(b) 纵向自由度控制采用3组垂直悬挂弹簧(前悬挂一组、后悬挂两组)解决。

垂直悬挂系统见图2、3，包括：试验段顶部中央悬挂框架、带刻度尺的横梁、能在横梁上滑动的电葫芦、弹簧组、钢索和垂直悬挂耳片。

图2 φ3.2m风洞的FSS设计图

图3 垂直悬挂中央框架

模型通过耳片悬挂在3根垂直钢索上。前悬挂耳片在模型的对称面上，后两个悬挂耳片对称分布于模型尾部。垂直钢索上方通过弹簧、电葫芦固定于顶部中央框架横梁上。

(c) 将横向自由度再次分解为前后运动自由度、侧向运动自由度和偏航自由度3部分。

水平悬挂系统见图2、4，包括：水平钢索、张紧索、水平悬挂系统的前支撑点、水平悬挂系统的后支撑点、张紧机构和水平悬挂耳片。

前后运动自由度约束，即限制模型前后运动。限制方法为在模型水平前挂点与水平钢索的连接上采用固定连接方式。

将水平悬挂钢索分为水平钢索和张紧索两部分。水平钢索只采用一根，钢索由后支撑点前面开始，从模型一侧耳片上的两个约束孔穿过，绕过水平悬挂系统的前支撑点滑轮，从模型另一侧耳片上的两个约束孔穿出，与钢索起点一起卡紧于一个连接片上。水平钢索通过连接片与张紧索连接。张紧索通过后支撑点的转向滑轮向下穿过洞壁，绕过连接张紧弹簧的动滑轮后与固定在洞壁外的电葫芦连接。水平钢索在机身后端悬挂耳片的两个孔内可自由滑动，只有周向约束。机身前端悬挂耳片可绕着中心轴旋转5°左右，使得模型具有偏航自由度。

(3) 模型姿态和位置调整

见图2和3，通过横梁滑动可调整模型前后位置，通过电葫芦滑动可调整模型左右位置，通过电葫芦操作可调整模型上下位置。这样，可根据模型的大小调整垂直悬挂点的位置，保证垂直悬挂弹簧都处于垂直状态，不给模型带来附加的水平拉力；同时，方便调整模型上下、左右、前后位置。与水平张紧电葫芦一起，还能方便地实现模型从试验段中心到平台上的移动，方便地调整模型的俯仰和滚转。

(4) 模型上的悬挂点设计

设计垂直和水平悬挂两组耳片。两组耳片既可以共用，也可以相互独立，见图1、4。可根据模型特点选择悬挂耳片前后位置和高度。

图4 模型悬挂连接设计

2 FSS的技术特点

这种悬挂的特点是可单独改变模型某一方向的自由度而不影响其它方向的自由度：(1) 改变垂直悬挂弹簧的刚度来改变模型沉浮自由度；(2) 改变垂直或水平悬挂点的前后位置调整俯仰自由度；(3) 改变水平钢索的拉力调整横侧向自由度；(4) 改变水平钢索的长度调整偏航自由度；(5) 改变垂直悬挂耳片的高度或改变后两个悬挂耳片到模型纵向轴的距离调整滚转自由度。

3 FSS的参数选择

3.1符号说明

模型坐标系：原点O位于模型重心，X轴位于模型对称面内，指向机头；Y轴位于模型对称面内，垂直X轴指向上方；Z轴按右手法则确定。

a1、a2：模型前、后水平挂点到重心的距离；b1、b2：模型前、后垂直挂点到重心的距离；d：垂直悬挂后钢索到模型对称面的距离；G：模型的重量；h：垂直悬挂耳片的高度；IX、IY、IZ：模型的转动惯量；k1、k2：前、后垂直悬挂弹簧的刚度；ktotal：垂直悬挂弹簧的总刚度，ktotal=k1+k2；L：垂直悬挂耳片孔到电葫芦挂钩的距离；l1、l2：水平悬挂系统前、后支撑点到模型前、后水平挂点的距离；m：模型的质量；Rz：模型Z向的惯性半径；T：水平钢索的拉力。

3.2FSS悬挂模型系统频率计算

模型沉浮频率:

模型俯仰频率:

模型偏航频率:

模型横侧向频率:

模型滚转频率:

3.3模型挂点及系统参数选择

(1) 水平钢索的拉力应在一个合适的范围，T太小则模型侧向自由度太大，试验中容易发生偏航；T太大则模型侧向自由度太小，会影响试验结果。通常T的范围在0.25G～0.5G。

(2) 悬挂弹簧的刚度应满足受力和承载要求，其静伸长量应处于中间值，使弹簧能够处于最佳的工作状态，且满足k2/k1=b1/b2，以使前后悬挂产生的力矩平衡。

(3)fvert应小于模型最低阶固有频率的1/3，以避免悬挂系统频率影响试验结果。

(4)a1应尽可能地大，以增强水平钢索的约束力；a2可略小，通常使a1/a2=1.2～1.4。

(6)l1应满足l1/l2≥a1/a2，以增大模型的偏航稳定性。

4 FSS的性能验证

4.1FSS设计参数验证

采用一全机颤振模型在φ3.2m风洞进行了颤振试验，见图5。模型为发动机尾置布局民用支线飞机全机颤振模型。模型质量特性和刚度特性取材于一个翼展27～29m、机身长度28～30m、最大起飞重量35～40吨的虚拟支线民航飞机。

模型缩比为1∶14，速度比为1∶5，密度比为3。模型由以下3部分构成：(1) 机身、发动机短舱、T型尾翼；(2) 带有副翼和翼尖小翼的两边固定机翼；(3) 使模型能够悬挂在FSS上的前后耳片。

模型长2.32m、宽1.98m、高0.49m，m=41.5kg，T=200N，IX=2.1kg·m2，IY=5.1kg·m2，IZ=7.2kg·m2，RZ=0.52m。

FSS初始参数：l1=8.245m，l2=5.535m；b1=0.49m，b2=0.49m；a1=0.73m，a2=0.49m；h=0.18m，L=5.1m，d=0.136m。

模型前悬挂点采用3个10kg承载一组的弹簧，每根弹簧的弹性模量为98N/m，则

k1=98×3=294N/m

模型两个后挂点各采用3个5kg承载一组的弹簧，每根弹簧的弹性模量为49N/m，则

k2=49×3×2=294N/m

所以，ktotal=k1+k2=588N/m。

利用上节公式计算得到fvert=0.629Hz、fpitch=0.938Hz、fyaw=0.71Hz、fside=0.292Hz、froll=1.084Hz。试验中实测fvert=0.625Hz、fpitch=1Hz、fyaw=0.75Hz、fside=0.25Hz、froll=1Hz。可见，计算值与实测值非常接近。

4.2颤振试验对比结果

采用同一颤振模型在TsAGI的T-103风洞进行了对比颤振试验(采用T-103风洞的FSS系统悬挂)，见图5。对比试验状态为全机+副翼自由活动状态(无操纵刚度)。

在φ3.2m风洞的试验结果为：风速14m/s时，发生副翼偏转+机翼一阶弯扭颤振，颤振频率6.25Hz。

在T-103风洞的试验结果为：风速14m/s时，发生副翼偏转+机翼一阶弯扭颤振，颤振频率约6.0Hz。

由此可见，同一模型在两个风洞得到的试验结果是一致的(测量频率略有差异与不同测试系统的频率分辨率有关)，因而可以说明，φ3.2m风洞的FSS与T-103风洞的FSS功效一致。

图5 φ3.2m风洞与T-103风洞对比颤振试验

5 结 论

φ3.2m风洞的FSS具有以下特点：

(1) 支撑系统能够提供模型的五个自由度：沉浮、俯仰、偏航、滚转、横侧向；

(2) 支撑系统灵活，可单独改变模型某一方向的自由度而不影响其它方向的自由度；

(3) 可方便地调整模型在风洞中的上下、左右、前后位置；

(4) 可方便地调整模型的迎角和滚转角；

(5) 与T-103风洞的FSS功效一致。

综上，FSS机构设计合理，机构小巧，控制灵活，可以应用于低速全模颤振试验。

参考文献:

[1]陈桂彬, 等. 气动弹性设计基础[M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2004:78.

[2]赵永辉, 等. 气动弹性力学与控制[M]. 北京: 科学出版社, 2007: 109.

[3]中国民用航空局. CCAR-25-R4 中国民用航空规章第25部 运输类飞机适航标准[S]. 2011: 61.

[4]陈奎林. 飞机设计中的颤振综合分析[J]. 南京航空航天大学学报, 1999, 31(6): 686-690.

Chen Kuilin. Synthetic analysis of flutter in aircraft design[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 1999, 31(6): 686-690.

[5]杨超. 飞引器气动弹性原理[M]. 北京: 北京航空航天大学出版社, 2011.

[6]路波, 杨兴华, 罗建国, 等. 跨声速风洞全模颤振试验悬浮支撑系统[J]. 实验流体力学, 2009, 23(3): 90-94, 103.

Lu Bo, Yang Xinghua, Luo Jianguo, et al. Floating suspension system for full model flutter test in transonic wind tunnel[J].

Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2009, 23(3): 90-94, 103.

[7]王勋年. 低速风洞试验[M]. 北京: 国防工业出版社, 2002.

[8]Rainey A G, Abel I. Wind tunnel techniques for the study of aeroelastic effects on aircraft stability, control, and loads[R]. NASA Langley Research Center, 1969.

[9]管德. 气动弹性试验[M]. 北京: 北京航空学院出版社, 1986.

[10] 贺德馨等. 卢奇正论文集. 绵阳: 中国空气动力研究与发展中心, 1998, 08.

[11] 管德. 飞机气动弹性力学手册[M]. 北京: 航空工业出版社, 1994.

[12] 罗时伟. 全机低速颤振模型的全机稳定性分析[J]. 应用力学学报, 2001, 18(SI): 167-177.

Luo Shiwei. A stability approach of the whole aircraft low speed flutter model suspended in the wind tunnel analysis[J]. Chinese Journal of Applied Mechanics, 2001, 18(SI): 167-177.

作者简介:

唐建平(1976-)，男,湖南茶陵人,助理研究员。研究方向：低速气动弹性试验技术。通讯地址: 四川省北川县129信箱41分箱(622762)。E-mail: tjpatgfkd@163.com