结冰风洞腹撑系统研制及动态特性分析*

申 江，张艳辉，祝长江

(中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000)

结冰风洞腹撑系统研制及动态特性分析*

申 江，张艳辉，祝长江

(中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000)

飞行器在高空飞行时由于外表面结冰而导致的坠毁惨剧多次发生，研制高精度的、用于飞行器大载荷模型结冰试验的结冰风洞腹撑系统对飞行器的防除冰技术的研究具有重要意义。完成了结冰风洞腹撑系统总体结构方案；针对腹撑系统所处的恶劣环境，通过自主创新设计，研制了全新的迎角、侧滑角机构的结构形式。使用大型通用有限元软件MSC.Nastran，对腹撑系统的强度、刚度和动态特性进行了研究，同时总结了设计制造过程中的不足。调试、精度检测、负载性能试验表明该系统达到了初步设计目的。

结冰风洞；腹撑系统；三维建模；动态特性；防除冰技术

Abstract: Aircraft crash tragedy occurred frequently owing to the outer surface icing as flying at high altitude, It′s very important significance that we develop high precision, large load icing wind tunnel ventral strutting system for study aircraft anti-icing and de-icing technology. The overall structure scheme of the icing wind tunnel ventral strutting system was completed. The structure of the the angle of attack and the sideslip angle mechanism was developed through independent innovation design. studied the strength,stiffness and the dynamics characteristics using the finite element software MSC.NASTRAN,and summarized the deficiency of design and manufacturing process. Through debugging, accuracy test, load test, it shows that the system design achieves preliminary objective.

Key words: icing wind tunnel; ventral strutting mechanism; three-dimensional model ; dynamic characteristic; anti-icing and de-icing technology

0 引 言

结冰严重影响飞机的性能和安全[1-2],研制结冰风洞腹撑系统对飞行器的防除冰技术的研究具有重要意义[3]。美国、意大利及俄罗斯在其结冰风洞中均配置有高性能的腹撑系统[4]，意大利的结冰风洞腹撑系统各机构传动精度高达0.02°，据该风洞技术专家介绍，该腹撑系统运行平稳可靠，温度变化对系统的传动精度影响不大。但具体结构形式则对外保密，也未见有公开刊物报道。国内还没有设计建造生产型结冰风洞及其腹撑系统。在结冰风洞中，腹撑系统处于低温、真空、潮湿环境下运行，各机构的运行精度、整体动态特性、低温性能、防腐、散热等问题均对设计带来了新的挑战[5]，这些因素决定了结冰风洞腹撑系统的结构形式将放弃在传统腹撑系统中使用了30年的结构形式，只能采用自主创新研制的、适合其独特运行环境的新结构形式。在结冰风洞腹撑系统的设计中，采用了有限元法对强度、刚度和整体动态特性进行了计算分析，并在调试过程中测量了各机构的运行精度，做了机构负载试验。结果表明，结冰风洞腹撑系统设计达到了初步设计目标，该系统的建成将结束我国依靠国外进行结冰试验的历史。

1 总体方案及结构形式设计

腹撑系统用于试验模型的支撑和模型姿态角的改变[6]，主要由迎角机构、侧滑角机构、上下转盘机构等组成。总体方案如图1所示。

图1 结冰风洞腹撑系统三维总图

上下转盘之间的部分位于试验段内，其余部分位于试验段驻室里。腹撑系统的底座安装在试验段驻室地坑里的升降机构上，更换模型时，将迎角机构、侧滑角机构及支杆随升降机构一起下降，即可实现模型的更换。模型与迎角机构之间采用铰链联接，模型的支撑方式有三支杆和双支杆支撑。模型迎角的变化由迎角机构驱动尾支杆的升降来实现，侧滑角的变化由侧滑角机构带动固定在其上部的迎角机构、模型支杆(转盘机构同步随动)来实现。

1.1 迎角机构设计

迎角机构由龙门架、传动系统、支杆驱动组件、编码器、行程开关、测控系统等组成，如图2所示。此机构传动链为：瑞士INFRANOR特种低温伺服电机、德国高精度ALPHA减速器、美国Duffnorton螺旋升降机、尾连杆、尾支杆的模型。传动系统、支杆驱动组件均固定在龙门架上，模型支杆安装在龙门架上端，龙门架下端安装在侧滑角机构上，前支杆、尾支杆在龙门架上均可以通过丝杠螺母组件移动，以适应不同大小模型的支撑。

该方案具有传动精度高、传动精度受温度影响较小、具备自锁功能、费用较低的优点。

1.2 侧滑角机构设计

侧滑角机构由INFRANOR低温特种电机、ALPHA减速机、小齿轮、转盘轴承、基座、支撑架等零部件组成，其上下端面分别与迎角机构、升降机构采用螺栓联接，见图3所示。转盘轴承为LYC带外齿的四点接触球转盘轴承，模数6，齿数274，此方案的优点是采用直齿轮副驱动，结构简单，转盘轴承已有标准产品，制造精更能保证费用相对较低。

图2 迎角机构 图3 侧滑角机构

1.3 低温及真空和潮湿环境对腹撑系统的影响

本系统运行时处于低温、真空、潮湿环境，对系统的密封、传动精度、防腐有较大影响。笔者采用以下措施解决此问题，采用低温性能较好、线膨胀系数相近的材料(主要材料为16MnDR)及合理的结构设计以减小温度变化对传动精度的影响；采用特殊结构及特制润滑脂，保证抽真空时润滑脂不被吸出；对电器设备进行防水处理；对处于试验段中的风挡和模型支杆采用薄膜电加热片加热进行防除冰；运动表面采用不锈钢材质或油封防腐，非运动表面采用喷锌防腐。

2 系统动态特性和运动学分析

在风洞试验中，由于试验段气流噪声、内流场气流脉动以及气流分离的作用，模型将产生振动。较大的振动将导致试验数据的准度和精度出现较大偏差，甚至导致腹撑系统的结构破坏。为避免模型的振动，在腹撑支撑系统设计过程中，应进行有限元分析，以预估系统的动态特性[7]。因此，设计具有良好动态特性的支撑系统，是力求避免模型在试验时产生较大振动的首要关键技术之一。

试验时要求模型作匀速运动，但迎角机构电机作匀速转动时，模型实际在作变速运动，需要对迎角机构进行运动学分析，找出其运动规律，以实现通过改变电机的转速来确保模型作匀速运动的目的。

2.1 动态特性分析理论基础

结构的动力学问题，很重要的一部分是计算结构的固有频率和振型[8]，同时它也是分析结构动力响应和其它动力特性问题的基础。根据动力学知识可知，结构的动力平衡方程为：

(1)

固有频率与外载无关，结构阻尼对固有频率影响很小。所以在研究固有频率与振型时，可暂时不考虑外载与阻尼。此时，式(1)变为：

(2)

其特征方程为：

([K]-ω2[M]){Φ}=0

(3)

求解该特征方程，就可以得到系统的固有频率和主振型。

2.2 有限元模型的建立

有限元分析结果的准确度依赖于计算模型的正确建立，主要体现在结构单元的采取、载荷及边界条件的处理，尤其是处理组合部件结构的边界联接特性最为重要。为此，分析了腹撑系统的结构形式，从静动态分析的观点出发，对结构采取了以下简化：

(1) 采用四面体实体单元离散整个结构，忽略腹撑系统结构中不致影响计算准度的细小特征，对螺栓联接、锥度配合等结构简化为实体相连；

(2) 对于各转动关节转轴处的滚动轴承简化为实体共面协调网格，并以等效刚度在结合面建立边界约束方程，采用MSC/NASTRAN结构有限元分析软件中同时具有三个平动和转动刚度的CBUSH单元模拟；

(3) 由于无模型和天平的存在，为模拟真实气动力的作用效果，仍将气动力载荷作用于模型力矩中心，简化方法是在模型力矩中心节点与主支杆与模型联接销孔节点建立仅为传递力和力矩的多点约束MPC单元；计算中采用一根梁联接主支杆与尾支杆，以模拟模型对尾支杆的传力；

(4) 边界约束为腹撑系统基座底面的位移完全约束；

(5) 材料参数如下：弹性模量E=2.09E5 MPa ,泊松比μ=0.3，密度ρ=7.85E-9 t/mm2；

(6) 有限元模型如图4所示，划分的单元总数103 319个，节点185 765个。

2.3 动态特性分析结果与评价

在上述简化的基础上，采用国际上通用的大型有限元软件MSC/Nastran对腹撑系统进行了计算分析。分析中采用 Lanczos方法来求解腹撑系统的实特征值。Lanczos方法不会丢根，计算特征值及特征向量很精确，还支持稀疏矩阵方法，可以提高速度，减少对磁盘空间的要求。是大部分中、大型问题的首先方法[9]。对于工程而言 ,只关心结构的前几阶振型，因此，在计算时只提取了腹撑系统的前6阶振型。具体分析结果见表1和图4。

图4 腹撑系统的前6阶结构振型

阶次固有频率/Hz振型方位112．02尾支杆横向弯曲振动217．78尾支杆纵向弯曲振动321．02尾支杆橫向扭曲振动423．59尾支杆前后弯曲振动527．81主支杆纵向弯曲振动632．74尾连杆纵向弯曲振动

如图4所示为腹撑系统的前6阶结构振型,从图4可知：腹撑系统的第1阶频率为12.02 Hz，振形表现为尾支杆横向弯曲振动，模态位移值为0.677～10.2 mm；第2阶频率为17.78 Hz ，振形表现为尾支杆纵向弯曲振动，模态位移值为0.827～12.4 mm；第3阶频率为21.02 Hz ，振形表现为尾支杆橫向扭曲振动，模态位移值为0.557～8.35 mm；第4阶频率为23.59 Hz ，振形表现为尾支杆前后弯曲振动，模态位移值为0.461～6.91 mm；第5阶频率为27.81 Hz，振形表现为主支杆纵向弯曲振动，模态位移值为0.277～4.16 mm。第6阶频率为32.74 Hz，振形表现为尾连杆纵向弯曲振动，模态位移值为0.238～3.57 mm。

综上述数据，腹撑系统振型分布合理，未产生密集现象；目前机构的使用情况良好，验证了机构结构设计的合理性。

2.4 迎角机构运动分析

采用多体动力学软件ADAMS仿真迎角机构的运动规律，其结果如图5所示。

图5 迎角机构运动仿真分析

试验时要求模型作匀速运动，但迎角机构电机作匀速转动时，模型实际在作变速运动，需要对迎角机构进行运动学分析，找出其运动规律，以实现通过改变伺服电机的转速来确保模型作匀速运动的目的。3 腹撑系统调试和精度测量及负载性能试验

系统加工安装完毕后，进行了出厂前的动态性能调试，调试内容包括各机构运动灵活性、运动范围、精度及负载性能试验。

各迎角、侧滑角机构重复定位精度指标为关键指标，必须有可靠的测量数据。为保证测量数据的可靠性，采用了非接触测量方法，在机构运动范围内，每间隔10°测量一个点，重复测量3次，测量仪器为美国生产的高精度激光跟踪仪。最终的精度测量结果如图6～7所示，测量结果表明，机构达到了精度指标要求，其精度比国内现有腹撑系统的精度高了约3倍，是一套高精度的腹撑系统。

图6 侧滑角机构重复定位精度测量值

图7 迎角机构重复定位精度测量值

为检验迎角机构承受气动载荷的能力，进行了负载性能试验，试验方法为在尾连杆上加载重物，重物对迎角机构转动中心的力矩等于最大气动力对迎角机构转动中心的力矩，试验结果表明，机构具备预期负载能力。

调试过程中，发现了较多的设计及加工安装质量问题，比如风挡连杆干涉、主支杆与侧滑角机构不同轴、迎角机构精度测试不合格、部分加工安装工艺设计不够合理等问题。经整改，上述问题都得到了圆满解决。各机构运行灵活顺畅，几乎听不到任何噪声，运行非常平稳，是一套较理想的腹撑系统。

4 结 论

(1) 通过对腹撑系统的三维建模与分析研究表明，机构满足强度与刚度的设计要求，总体应力水平较低，变形符合设计要求；

(2) 腹撑系统总体刚度分布合理,总体模态频率分布良好,未出现模态密集现象；

(3) 机构精度测量、负载性能试验及运行情况表明，机构运行灵活、顺畅、平稳，精度很高，是一套较理想的腹撑系统。

[1] 罗 茜,王亚莉.飞机结冰对于飞行安全的重大危害分析[J]. 科技视界,2012,16(5):45-48.

[2] 刘东亮,徐浩军,李嘉林，等.飞行结冰后复杂系统动力学仿真与风险评估[J].系统仿真学报,2011,24(4):62-67.

[4] Clark C, MacMaster M. Icing Wind Tunnel Tests of a Contaminated Supercritical Anti-Iced Wing Section during Simulated Take-off[R]. AIAA Paper, 2011, 1101.

[5] Irvine TB,Oldenburg JR and Sheldon DW.The New Icing Cloud Simulation System at NASA Lewis Icing Research Tunnel[R].AIAA paper,1998,0143.

[6] 刘政崇.高低速风洞气动与结构设计[M].北京:国防工业出版社,2003.

[7] Waszak M R. Robust Multivariable Flutter Suppression for Benchmark Active Control Technology Wind-tunnel Model[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2001, 24(1): 147-153.

[8] Ouakad H M, Younis M I. Natural Frequencies and Mode Shapes of Initially Curved Carbon Nanotube Resonators Under Electric Excitation[J]. Journal of Sound and Vibration, 2011, 330(13): 3182-3195.

[9] 陈振华.2.4 m风洞大迎角机构结构设计与有限元分析[J].实验流体力学,2008,22 (4):84-8.

The Ventral Strutting System of Icing Wind Tunnel Research and Dynamic Characteristic Analysis

SHEN Jiang， ZHANG Yan-hui， ZHU Chang-jiang

(ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,MianyangSichuan621000,China)

2014-05-04

申 江(1977-)，男，贵州遵义人，工程师，硕士，主要从事风洞结构设计及其动态特性方向的研究工作。

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1007-4414(2014)04-0011-04