一種新型顫振激勵器的強度校核分析

劉鵬+尹念杰

摘 要：隨著民用飛機技術的進步，全電傳飛機逐步成為民機主流。然而，全電傳技術在帶來技術革命的同時，卻對顫振試飛帶來了諸多的難題，例如飛控主頻的限制會使得在飛控系統中注入激勵信號的傳統激勵方法無法激勵高階模態。為解決該項難題，中國商飛民用飛機試飛中心強度聲學專業設計里一種新型的顫振外部激勵器。本文在結構設計的基礎上，結合CFD初步仿真的激勵器受力結果，對該激勵器進行了強度校核分析。

關鍵詞：顫振 結構 強度校核

1.引言

中國商飛民用飛機試飛中心在總結國內外相關技術的基礎上，設計了一種新型的顫振外部激勵設備。總體設計上采用一個小翼，并在其后緣帶一個開縫旋轉圓柱。通過驅動機構使得圓筒進行轉動，改變激勵器附近的流場特性，產生所需要的激勵力。本文將在次機構設計的基礎上，進行合理的簡化及建模，并結合其在真實工作環境下的受力情況，進行強度校核分析。

2.結構設計及簡化

激勵器結構總體設計為一個對稱翼面結構作為受力單元，翼面后部為帶有對稱90°開縫的同心圓筒（分為內筒及外筒）。為固定圓筒及保證同心度，設計了左右兩個端肋。

進行強度校核時，對模型進行適當簡化，忽略內筒，只分析小翼、外筒和它們之間的連接件的組合結構，計算模型如圖1所示。

3.校核分析

3.1網格劃分及材料屬性

使用ansa13.2軟件進行有限元前處理，采用四面體體網格，將整個模型劃分成146013個網格。整體翼面使用航空鋁，內、外筒使用材料鋼，均為均勻各向同性材料。

3.2模態計算

進行模態分析時，將激勵系統靠近機翼的一端設置為固定邊界條件。采用lanczos模態求解器，進行激勵系統前5階固有頻率計算，計算結果分別為265.72Hz、350.71Hz、706.00Hz、832.09Hz、1494.30Hz。

由于激勵系統的設計頻率為1-50Hz（內筒轉動頻率為0.5-25Hz，氣動力變化頻率為1-50Hz），而從計算結果可以看出，系統最低固有頻率為265.72Hz，遠遠大于氣動力變化頻率，因此系統本身不存在發生顫振的風險。

3.3應力分析

將連接邊上耳片一端定義為固定位移的邊界條件，，在整個計算域中定義重心加速度，作為體積力條件，在激勵系統上下表面施加均布載荷，定義航向載荷合力為1500N，翼面垂向載荷力為2000N。圖2、圖3分別是結構的應力云圖和位移云圖。激勵系統的固定耳片端部上下表面以及兩耳片連接部位的應力較大，最大應力出現在耳片與小翼的連接部位，為64.4971MPa。激勵系統的自由端部位移最大，最大位移為1.25309mm。

單獨拿出外筒進行靜力分析，圓筒一端固定位移為0，整個筒承受航向上的風阻，以最大風速0.9馬赫為例，風速取300m/s，風力壓載=1/2ρν2=0.13MPa，航向上給圓筒另一端載荷1500N，翼面垂向上2000N，并固定另一端航向上的位移。可以得到位移圖如圖4。

通過單獨取出鋼制圓筒進行受力分析，可以看出最大位移為0.046353mm，變形系數為2.318%，滿足工程上變形系數控制在5%以內。最大應力發生在開孔邊角上，最大應力為60MPa滿足鋼的許用應力。

4.結論

本文采用ansys有限元軟件，對激勵系統氣動部分進行了初步的模態分析和應力、位移計算，通過分析，得出如下結論：

a）激勵系統的一階固有頻率遠遠高于顫振激勵時的氣動力變化頻率，激勵系統自身不存在發生顫振的風險，無需另外進行系統的防顫振設計；

b）激勵系統大部分位置的應力都非常小，在固定端部和支撐處存在集中應力，且最大應力值也小于材料的許用應力，即材料應力滿足設計要求。

參考文獻：

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