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1、复合材料飞机结构低速风洞颤振模型的设计 !第27卷!第2期!2006年!3月航!空!学!报 ACTAAERONAUTICAETASTRONAUTICASINICA Vol.27No.2Mar.!2006 1000-6893 2006 02-0232-04!文章编号! 曾!东1 燕!瑛1 刘兵山1 钱!卫2 1.北京航空航天大学航空科学与工程学院 北京!100083 2.沈阳飞机设计研究所 辽宁沈阳!110035 DesignofLow-velocityWingTunnelflutterModelofaircraftCompositeStructure ZENGDong1 YANYing1 LI
2、UBing-shan1 IANWei2 1.SchoolofAeronauticalScienceandEngineering Bei ingUniversityofAeronauticsand Astronautics Bei ing!100083 China 2.ShenyangAircraftDesignResearchInstitute Shenyang!110035 China 摘!要 金属飞机结构到复合材料结构的颤振模型设计 要求采用刚度等代法来完成 然而一般的设计方法通常需要消耗大量时间 为此 针对飞机结构有限元模型 提出一种基于设计元素的设计方法 对有限元模型进一步离散 以刚度
3、为主要等代依据 工程设计和制造要求等为约束条件 完成金属结构到复合材料结构的等代设计 结合实验结果 验证了该设计方法的可行性与合理性 关键词!复合材料飞机结构 颤振模型 设计元素 有限元中图分类号 V215.3 +4 V214.8!文献标识码 A abstract DesignoffluttermodelfromaircraftmetalstructuretocompositestructurecanbeachievedbyeCua-tionofstiffness yetitmaycostmuchtimeforgeneraldesignmethod.Adesignmethodbasedonde
4、signele-mentforfiniteelementmodelofaircraftstructureisproposedinthispaper.Firstthefiniteelementmodelisdiscretedfurther thenthedesignprocesscanbefinishedbasedoneCuationofstiffnessandwithengineerde-sign-produceasconstraincondition.Combiningexperimentresults thefeasibilityandrationalityofthedesignmetho
5、darevalidated. Keywords compositeaircraftstructure fluttermodel designelement finiteelement !大型飞机结构与全机风洞实验通常需要耗费 大量人力物力 由于实际条件所限 往往不能进行一比一的真实模型实验 因此 需要对模型按相似原理进行一定倍数的缩比 才能在现有条件下通过实验得到比较准确的实验数据 而在缩比之后 结构刚度相应降低 这时 采用金属材料制造已不能满足要求 需要设计和采用低模量的复合 1 目前完成材料才能满足结构的刚度相似条件 2 这样的模型设计工作比较多的是敏度优化 方3!5 法 最近又出现了遗传
6、 敏度混合优化法 在 方法按以下几步完成一比一金属结构件到缩比复合材料结构件的模型设计 最终的设计模型各阶固有频率及其振型要满足结构相似原理 首先 根据结构相似基本原理对模型进行缩比 内容包括结构的几何缩比和质量缩比 其次 依照本文提出的等代设计方法对整个结构划分设计元素 最后 对所有设计元素进行刚度分析计算 得到完整的复合材料梁架结构有限元模型 并可提交给MSC NASTRAN有限元分析软件进 行模态分析 l!结构相似低速风洞颤振模型的设计方法利用Hamilton原理 可得到结构离散后的运动微分方程 x+Cx+Kx= M1 式中 M C K分别为系统的质量 阻尼 刚度矩 x x分别为广义位移
7、 速度 加速度矢量 阵 x 为广义载荷矢量 对于阻尼的自由振动系统 式 1 化为 x+Kx=M I !令x !e ! 层合板结构模型设计时这些方法比较有效 本文主要采用混杂纤维复合材料 其性能接近各向同性材料 采用刚度等代设计法将大大节省设计时间与难度 设计模型的试验结果表明了其合理性 对于基于刚度的设计方法 由于没有一个标准的设计过程 因而需要一些经验性的设计手段来满足刚度的等代 为了避免这种经验性方法的缺陷 本文针对金属飞机结构板杆结构有限元模型 提出了一种基于设计元素的等代设计方法 该 收稿日期!2004-10-18修订日期!2005-03-15基金项目!航空科学基金 02G51080
8、资助项目 2 式中!为与时间无关的振幅矢 23 3 量 !为圆频率 于是方程变为 2 (K-!M>!= 其特征方程为 构 通过板单元和杆单元的一定组合形成有限类 (3> 型的基本结构 而整个有限元模型由这些基本结构组合得到 我们称这些基本结构为设计元素 针对典型的飞机有限元板杆结构 可总结出如图1所示的4种类型的设计元素 2 (4>delt(K-M> 0 得特征值 即得离散振动系统的固4>!求解式( 2 有频率 记特征值为!(1 由每个 2 n>0ii 2 得相应的特征向量!i 即离散振动系特征值!0i2 统的固有振型 在振动系统中 称!为第i阶固0i有频率
9、 i阶固有振型 !i为第 从上述可见 一般动力学系统 涉及质量长度时间等3个基本物理量 因此根据量纲理论 要对原有系统进行动力学相似模拟 只需3个独立相似参数 针对低速风洞模型的设计特点 主要的设计约束为模型尺寸L 临界风速V及风洞大气密度 因此取长度比kL速度比kV和密度比k作为基本相似比 其他的物理量的相似比例均通过这3个基本参数导出 对于金属梁架有限元结构 涉及到的相似物理量包括模型质量M弯曲刚度EI扭转刚度GIp 拉压刚度EA振动频率! 用下标d表示物理量的量纲 长度时间速度密度和质量量纲分别记为L T V 和M Ld=L Td=T d=(5> Vd=V=L/T (6>Md
10、=M=L3 (7>相似物理量的量纲 EdId=/2 L2 > L4=V2L4(8>GdI=/2 L2 >L4=V2L4pd(9>/2 EdAd=> L2L 2 =V2L2(10> !_ =VL_1 d=T 1 (11>根据基本物理量的相似比可导出其它物理量 的相似比如下 k EI =kk2 Vk 4L ;k M =k2 k;kEA=kkVk2L kGI2_1 p=kkVk4L; k!=kVkL(12>按上述相似原理进行缩比之后 全尺寸金属模型与缩比模型各阶固有振动频率比值等于速度比例因子与缩比因子比值振型相等模型的颤振速度与真机的颤振速度比
11、为 V !复合材料结构等代设计 模型缩比后 进入复合材料结构的设计阶段 根据模型的设计要求 将金属材料结构设计成复合材料结构可采用刚度等代设计方法 设计后结构刚度分布应与设计前一致 设计元素的概念:给定离散的板杆有限元结 图1!有限元模型中的4种金属设计元素 Fig.1!Fourkindsofmetaldesignelementsinfiniteelement model 在图1的4种典型设计元素的截面图中 线代表板 小圆代表杆 原板杆结构基本可以用这些代表单元组合而生成 如果出现特殊的结构形式 可以添加新的设计元素类型 刚度等代后要求原结构的4种设计元素变成如图2所示的复合材料结构形式 图中
12、给出的是设计后的元素截面 其中 细实线表示板 粗实线则是由板构成的梁结构 如实际结构中的工字梁桁条等 即新结构为板-桁梁结构 其材料需采用低模量复合材料 本文中采用4GPa左右的混 图2!等代后的4种复合材料设计元素 !Fig.2!Fourkindsofcompositedesignelements afterstiffnesseCuationdesign 2 234!航!空!学!报第27卷 杂纤维复合材料 等代设计过程中主要考虑刚度等代9这4种基本设计元素所考虑的刚度主要有3种:弯曲刚度拉压刚度和扭转刚度 因为飞机模型结构都为簿壁闭室结构9所以9扭转刚度都按闭室来计算 代表单元的弯曲刚度由E
13、I来表征9拉压刚度由EA 2来表征9而扭转刚度则而扭转刚度则表示为 # 分布式的并行设计以减小设计的重复性和设计时间 现设A为机器M1上某次建立的设计元素集合9而B为M2上某次建立的设计元素集合9如果就集合A和B进行等待计算的话9将取A与B的合集9A#B即进行计算 这样就可以同时解决设计过程的可持续性和可分布并行问题9但仍需要合理分配在各个机器上的设计任务才能提高设计效率 3!进气道小型盒段的设计 其中:为材料的弹性模量 为轴惯性矩 EIA GI 为截面积 #为闭室的截面积的2倍 G为材料的剪切模量 I为板的厚度 因在代换前后截面的几 何形状不变9所以#不变9从而在计算时只考虑 GI 9在等代
14、计算时9I 型设计元素须考虑弯扭刚 度9L型设计元素须考虑拉扭刚度9#型设计元素 须考虑弯扭刚度9T型设计元素须考虑弯扭刚度 如果模型比较复杂且规模较大9比如全机模型或者机翼机身模型9那么对模型进行分析元素 的建立将非常复杂9而且会产生很多非常难以发现的错误9导致最终的错误设计结果 因此9如何建立合理的分析元素是获取正确设计结果的关键 为此9作者采用计算机辅助设计的方式9建立了一个交互式等代设计前处理器9该前处理器主要处理以下问题:空间三维模型的渲染及拾取 设计元素拓扑结构验证 根据有限元模型刚度分布9支持区域元素设计 设计过程的可持续性 设计过程的可分布并行 三维模型的渲染及拾取可通过跨平台
15、的OpenGL图形引擎以及相关的图形学技术来实现6j9对于大规模有限元9分区技术是提高拾取速度的一种有效方法5j 在构造设计元素期间9不同类型的设计元素一般均包含数量不等的板单元和杆或者梁单元9根据不同类型的设计元素需求9板杆和梁单元之间必须符合正确的拓扑关系 图1 理论上9对于计算所得到的结果9无论是材料还是几何结构9都可能是连续变化的9但在实际制造过程中9这是不现实的9因此9对于某一局部结构9要求具有相同的蒙皮形式和梁结构9区域元素设计的概念因此而来9在该区域9最终的设计结果必须保证相同的蒙皮桁条和腹板形式9也即材料厚度等均相同 对于全机这样的大规模有限元模型9设计过程往往较长9而且工作量
16、比较大 因此9需要一种机制以提供对可间断设计的支持9并且可以进行 1 含6个加强框的小型盒段 有6个加强框的小型盒段经过金属结构到复合材料结构设计完成后9有限元模型如图3所示 模型中共有479个4节点薄板单元91个杆单元 边界条件为一端固定9一端自由 有两个集中质量元91个质量元为490g9另1个质量元为429g9材料密度为 1.34g cm39模量为4GPa9泊松比为039结构总质量为1.764kg 图3!6个加强框盒段的有限元模型 Fig.3!Finiteelementmodelofboxwithsixstiffenframes 2 含3个加强框的小型盒段 有3个加强框的小型盒段经过金属结
17、构到复合材料结构设计完成后9有限元模型如图4所示 在模型中有204个4节点薄板单元91个杆单元 其它条件和6个加强框的小型盒段有限元模型一样9只是蒙皮为015mm厚 !以上2个模型边界条件均为根部固支9频率 图4!3个加强框盒段的有限元模型 Fig.4!Finiteelementmodelofboxwiththreestiffenframes ! 235 试验及计算结果如表1所示 可以看到试验值与计算值极为接近 最大误差不超过7% 试验中 要尽量消除局部模态的出现 表l!小型盒段试验值与计算值比较 Tablel!Comparisonofresultsbetweenexperimentand c
18、omputationforminitypebox 频率一阶二阶频率6个加强框盒段 计算值 试验值 HZHZ5453.069 3 试验值 计算值 HZHZ误差 %1.7 误差 %设计之后的固有!对于相对复杂的机翼模型 频率误差依然较小 可见 本文所采用的设计方法是合理的 参!考!文!献 燕瑛 钱卫 等.复合材料机翼盒段的设计 模态分1 !刘兵山 析和试验 J .北京航空航天大学学报 2003 29 11 1026-1028. LiuBS YanY ianW eIal.Design modalanalysisandtestsofcompositeswingbox J .JournalofBei i
19、ngU- niversityofAeronauticsandAstronautics 2003 29 11 一阶19.020.246.53二阶60.2558.832.36三阶 62.064.85 4.6 !某机机翼设计 图5为某机金属机翼1 1板杆结构有限元 模型图 取缩比因子为5 风洞风速因子为14 复合材料机翼颤振模型制造过程中 采用室温固化 添加一定的增韧材料 确保模型的强度和刚度 翼根处用金属铝块固支 在实验过程中采用绳索牵拉防止颤振发散 图5!某机金属机翼1 1有限元模型 Fig.5!1 1finiteelementmodelofmetalwingofsomeaircraft !结构
20、相似的复合材料梁架结构有限元模型如图6所示 图6!设计后复合材料机翼有限元模型 Fig.6!Finiteelementmodelofcompositewingafterdesign !频率试验及计算结果如表2所示 表2!机翼试验值与计算值的比较 2!Comparisonofresultsbetweenexperimentand computationforwing 一弯 HZ 扭转 HZ二弯 HZ复合材料模型 3.489.7114.04缩比金属模型 3.7310.1212.95实验值 3.50 11.00 17.10 1026-1028. inChinese 2 !章怡宁 杨旭.复合材料翼面结
21、构综合优化设计技术 J .航空学报 1997 18 6 656-660. ZhangYL YangX.Integratedoptimumdesignofwingstructureswithcompositeskins J .ActaAeronauticaetAstronauticaSinica 1997 18 6 656-660. inChinese 3 !万志强 杨超 郦正能.混合遗传算法在气动弹性多学科 优化中的应用 J .北京航空航天大学学报 2004 30 12 1142-1146. WangZ YangC LiZN.Applicationofhybridgeneticalgorith
22、minaeroelasticmultidisciplinaryoptimiZation J .JournalofBei ingUniversityofAeronauticsandAstronau-tics 2004 30 12 1142-1146. inChinese 4 !W anZ YangC ZouC.Designstudiesofaeroelastictai-loringofforward-sweptcompositeaircraftusinghybridge-neticalgorithm R .AIAAPaper2003-1491 2003. 5 !CuiDG XiuYS.Optim
23、 iZationforcompositewingusinggeneticalgorithmandgridtechnology A .24thInterna-tionalCongressofAeronauticalSciences C .2004. 6 !孙家广 杨长贵.计算机图形学 M .北京 清华大学出版社 1995. SunJG YangCG.Computergraphics M .Bei ing Ts-inghuaUniversityPress 1995. inChinese 作者简介! 曾!东1975-#!男 博士研究生 从事飞机复合材料结构设计与分析 E-mail sceneZd$
24、燕!瑛1963-#!女 教授 博士生导师 从事飞行器结构设计与复合材料结构设计 E-mail yingyan$ 责任编辑!李铁柏# 4Table 作者： 作者单位： 刊名： 英文刊名： 年，卷(期)： 被引用次数：曾东， 燕瑛， 刘兵山， 钱卫， ZENG Dong， YAN Ying， LIU Bing-shan， QIAN Wei曾东,燕瑛,刘兵山,ZENG Dong,YAN Ying,LIU Bing-shan(北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083)， 钱卫,QIAN Wei(沈阳飞机设计研究所,辽宁,沈阳,110035)航空学报ACTA AERONAUTICA ET
25、 ASTRONAUTICA SINICA2006,27(2)8次 参考文献(6条) 1.刘兵山;燕瑛;钱卫 复合材料机翼盒段的设计、模态分析和试验期刊论文-北京航空航天大学学报2003(11) 2.章怡宁;杨旭 复合材料翼面结构综合优化设计技术期刊论文-航空学报 1997(06) 3.万志强;杨超;郦正能 混合遗传算法在气动弹性多学科优化中的应用期刊论文-北京航空航天大学学报2004(12) 4.Wan Z;Yang C;Zou C Design studies of aeroelastic tailoring of forward-swept composite aircraftusing
26、hybrid genetic algorithm 2003 5.Cui D G;Xiu Y S Optimization for composite wing using genetic algorithm and grid technology2004 6.孙家广;杨长贵 计算机图形学 1995 本文读者也读过(10条) 1. 李少华.杨智春.谷迎松.LI ShaoHua.YANG ZhiChun.GU YingSong 一种复合材料跨声速颤振模型的部分结构相似设计方法期刊论文-机械强度2009,31(2) 2. 刘兵山.燕瑛.曾东.钱卫.LIU Bingshan.YAN Ying.ZENG
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29、空学报 2012(3) 2.范石磊.章俊杰.李效法 民用飞机翼面结冰颤振特性研究期刊论文-振动与冲击 2011(1) 3.朱伟军.李涤尘.任科.张征宇 基于3D打印的舵面可调实用化飞机风洞模型的设计与试验期刊论文-航空学报 2014(2) 4.李少华.杨智春.谷迎松 一种复合材料跨声速颤振模型的部分结构相似设计方法期刊论文-机械强度 2009(2) 5.杨睿.刘玚.钱卫.杨绪印 面向机身颤振模型结构设计的拓扑优化方法期刊论文-机械工程学报 2011(11) 6.杨睿.张强.孙士勇.赵博文.郭东明 机翼结构相似颤振模型制造的模态频率误差修正方法期刊论文-机械工程学报 2013(8) 7.朱伟军.李涤尘.张征宇.王炜.孙岩.赵星磊.杨党国.张威 飞行器风洞模型的快速制造技术期刊论文-实验流体力学 2011(5) 8.罗务揆.谭申刚.谢怀强.霍应元 确定颤振模型设计参数的方法研究期刊论文-航空学报 2013(10) 本文链接：http:/