一种新型颤振激励器的强度校核分析

刘鹏+尹念杰

摘 要：随着民用飞机技术的进步，全电传飞机逐步成为民机主流。然而，全电传技术在带来技术革命的同时，却对颤振试飞带来了诸多的难题，例如飞控主频的限制会使得在飞控系统中注入激励信号的传统激励方法无法激励高阶模态。为解决该项难题，中国商飞民用飞机试飞中心强度声学专业设计里一种新型的颤振外部激励器。本文在结构设计的基础上，结合CFD初步仿真的激励器受力结果，对该激励器进行了强度校核分析。

关键词：颤振 结构 强度校核

1.引言

中国商飞民用飞机试飞中心在总結国内外相关技术的基础上，设计了一种新型的颤振外部激励设备。总体设计上采用一个小翼，并在其后缘带一个开缝旋转圆柱。通过驱动机构使得圆筒进行转动，改变激励器附近的流场特性，产生所需要的激励力。本文将在次机构设计的基础上，进行合理的简化及建模，并结合其在真实工作环境下的受力情况，进行强度校核分析。

2.结构设计及简化

激励器结构总体设计为一个对称翼面结构作为受力单元，翼面后部为带有对称90°开缝的同心圆筒（分为内筒及外筒）。为固定圆筒及保证同心度，设计了左右两个端肋。

进行强度校核时，对模型进行适当简化，忽略内筒，只分析小翼、外筒和它们之间的连接件的组合结构，计算模型如图1所示。

3.校核分析

3.1网格划分及材料属性

使用ansa13.2软件进行有限元前处理，采用四面体体网格，将整个模型划分成146013个网格。整体翼面使用航空铝，内、外筒使用材料钢，均为均匀各向同性材料。

3.2模态计算

进行模态分析时，将激励系统靠近机翼的一端设置为固定边界条件。采用lanczos模态求解器，进行激励系统前5阶固有频率计算，计算结果分别为265.72Hz、350.71Hz、706.00Hz、832.09Hz、1494.30Hz。

由于激励系统的设计频率为1-50Hz（内筒转动频率为0.5-25Hz，气动力变化频率为1-50Hz），而从计算结果可以看出，系统最低固有频率为265.72Hz，远远大于气动力变化频率，因此系统本身不存在发生颤振的风险。

3.3应力分析

将连接边上耳片一端定义为固定位移的边界条件，，在整个计算域中定义重心加速度，作为体积力条件，在激励系统上下表面施加均布载荷，定义航向载荷合力为1500N，翼面垂向载荷力为2000N。图2、图3分别是结构的应力云图和位移云图。激励系统的固定耳片端部上下表面以及两耳片连接部位的应力较大，最大应力出现在耳片与小翼的连接部位，为64.4971MPa。激励系统的自由端部位移最大，最大位移为1.25309mm。

单独拿出外筒进行静力分析，圆筒一端固定位移为0，整个筒承受航向上的风阻，以最大风速0.9马赫为例，风速取300m/s，风力压载=1/2ρν2=0.13MPa，航向上给圆筒另一端载荷1500N，翼面垂向上2000N，并固定另一端航向上的位移。可以得到位移图如图4。

通过单独取出钢制圆筒进行受力分析，可以看出最大位移为0.046353mm，变形系数为2.318%，满足工程上变形系数控制在5%以内。最大应力发生在开孔边角上，最大应力为60MPa满足钢的许用应力。

4.结论

本文采用ansys有限元软件，对激励系统气动部分进行了初步的模态分析和应力、位移计算，通过分析，得出如下结论：

a）激励系统的一阶固有频率远远高于颤振激励时的气动力变化频率，激励系统自身不存在发生颤振的风险，无需另外进行系统的防颤振设计；

b）激励系统大部分位置的应力都非常小，在固定端部和支撑处存在集中应力，且最大应力值也小于材料的许用应力，即材料应力满足设计要求。

参考文献：

[1] LURA VERNON. In-flight investigation of a ratating cylinder-based structural excitation system for flutter testing [R]. AIAA Paper， 93-1573-CP， 1993.