彈性全模突風動載荷風洞試驗技術研究

摘要： 目前，歐美等世界主要航空大國已經具備較為成熟的突風風洞試驗技術，但中國突風風洞試驗技術相對落后，特別是缺少大型風洞全機級突風試驗裝置和相關技術。本文研制了突風發生器、五自由度支撐系統和全機彈性模型，并進行了全機模型突風動載荷風洞試驗驗證。試驗結果表明：突風流場穩定，葉片兩端與風洞中心位置突風速度偏差小于25%；全機支撐系統支持剛度小而穩定性好，能夠滿足突風動載荷試驗模型懸掛要求；采用非均勻突風場仿真計算結果與風洞試驗實測結果接近，翼根彎矩誤差小于15%，翼尖過載絕對值誤差小于0.2g。

關鍵詞： 風洞試驗； 突風發生器； 懸掛系統； 彈性全模； 突風動載荷

中圖分類號： V211.7 文獻標志碼： A 文章編號： 1004-4523（2024）10-1775-08

DOI：10.16385/j.cnki.issn.1004-4523.2024.10.016

引 言

突風動載荷是飛機飛行過程中經常遭遇的典型動載荷問題。飛機可能在嚴重的突風環境中由于超載而損壞，而普遍情況下的中等突風則是飛機結構疲勞損傷的主要來源［1］。隨著翼展的提高和碳纖維等新材料的廣泛使用，機體結構的柔性不斷增大，彈性模態固有振動頻率逐漸降低，突風更易激起機翼等部件的低階彎曲振動，導致機體結構承受很大的附加動態載荷［2］。目前，突風載荷工況已經成為大型運輸類飛機結構強度設計必須考慮的載荷工況，彈性機體突風動載荷的高精度預測對飛行安全和飛行品質有著非常重要的影響。

現代飛機設計通常利用主動控制技術來控制操縱面偏轉，進而改變氣動力的分布從而抑制飛機在突風環境中的機體響應，達到降低機體載荷、提高乘坐舒適度和延長疲勞壽命［3］的目的。美國從20世紀60年代起就開始進行突風動載荷減緩設計和試驗驗證工作，已經發展了比較成熟的突風風洞試驗技術，一些飛機上也已經開始采用突風動載荷減緩控制技術，如美國在B?52，C?5A，L1011?55等飛機上采用突風動載荷減緩控制技術完成了飛行試驗驗證工作［4?8］，而現代大型民用飛機，如波音B787和空客A380等均成功應用了突風動載荷減緩控制技術［9］。

中國在突風動載荷風洞試驗技術研究方面起步較晚，20世紀80年代，北京航空航天大學等高校開始開展突風動載荷和減緩控制及相關風洞試驗技術的研究［10?11］。進入21世紀，隨著民機產業的爆發性發展，突風動載荷減緩技術的應用需求在工程型號研制中逐漸顯露出來，出現了研究熱潮［12?15］。目前中國突風動載荷減緩技術的成熟度還不高，主要還是集中在方法研究和理論驗證方面，而且已有方法的突風動載荷減緩效果和適用性并不理想，只是在某些速度和某些頻率下的個別目標減緩量較大，無法實現寬頻域突風場所有關心參數的減緩。

目前，中國低速風洞突風試驗技術已經得到了一定的發展［16?17］，對于部件級突風動載荷風洞試驗開展了較多的探索和研究，但是在全機突風動載荷風洞試驗方面，積累還是較少，也缺少相應的大型風洞突風試驗設備。因此，迫切需要研制一套能夠滿足未來型號設計和試驗驗證要求的大型低速風洞突風試驗裝置，并開展彈性全模突風動載荷風洞試驗技術研究。

1 突風發生器研制

1.1 突風發生器結構設計

為了得到滿意的突風流場品質，在突風發生器設計時需綜合考慮風洞的幾何參數、流場特性、風洞結構以及突風發生器性能需求等。在構型選擇上需考慮風洞特點、阻塞度要求、空間限制、安裝要求等。在結構設計上需考慮剛度、強度、疲勞及可靠性要求。特別要重點解決葉片更大剛度和更小質慣量之間的矛盾，這樣才能提高葉片彈性模態頻率以避免與試驗模型和風洞洞體產生共振現象。此外，葉片和驅動/傳動機構在使用過程中要承受高頻運動所產生的交變動載荷，零部件易發生疲勞失效，設計時需重點關注。另外，突風發生器的設計還需綜合考慮洞體因素的影響，要進行突風發生器?洞體的流固耦合穩定性分析，并避免突風發生器與洞體的頻率與突風場耦合。

世界上現有風洞普遍采用葉柵式突風發生器，為了保證運動同步性，主要采用連桿機構或凸輪機構來驅動［18?19］。這種驅動形式由于傳動機構環節多，突風發生器工作時振動響應大、系統共振點多、可靠性差，大大限制了試驗能力可用頻率。為了提升試驗可用頻率范圍，這里采用單個葉片獨立驅動的方案以減少傳動環節，并通過聯合控制系統來保證運動的同步性。

考慮大型風洞的幾何尺寸，突風發生器的葉片翼型采用NACA0015，該翼型失速攻角大，翼型空間大，適合硬件安裝。葉片結構采用復合材料結構，在設計過程中進行了復合材料鋪層數和鋪層方向的優化設計，最終使葉片滿足剛度和強度等綜合設計要求。考慮到風洞寬8 m以及模型展長70%的限制要求，葉片展長設計為6 m，且為了便于加工制造及風洞安裝，將葉片沿展向分為3段，每段長度為2 m。同時為了提高葉片剛度，在葉片對接處設計了2個豎向支撐，具體結構形式如圖1所示。

根據突風發生器結構參數建立包含豎向支撐以及4組葉片的結構動力學有限元模型，如圖2所示。葉片蒙皮、肋采用正應力板單元模擬；葉片主梁及豎向支撐采用梁單元模擬；填充泡沫采用體單元模擬；鎢粉配重采用集中質量單元模擬；質量單元與結構的連接、主梁與肋的連接以及葉片與豎向支撐的連接采用剛體單元。在葉片兩端通過旋轉軸支撐，放開軸向旋轉自由度，豎向支撐上、下兩端采用固支約束。采用MSC.Nastran軟件中Lanczos法進行固有振動模態分析，其中第一階彈性模態頻率為23.5 Hz，振型如圖3所示。突風發生器結構固有頻率遠高于突風頻率設計指標10 Hz，避免了共振。

1.2 突風發生器流固耦合分析

在結構動力學有限元模型基礎上，需要仿真計算突風發生器的剛體運動和彈性變形運動。通過動網格技術可以實現葉片表面彈性變形運動的模擬。而對于葉片整體的剛體運動，可采用的方法包括動網格法、滑移網格法和嵌套網格法［20?22］。動網格計算需要局部網格的變形，而突風發生器葉片和其支撐結構之間的距離非常小，葉片又需要與支撐結構之間產生相對旋轉運動且旋轉幅度非常大，因此僅使用動網格技術很難實現?；凭W格方法對網格尺寸和時間步長有嚴格要求，并且滑移邊界需要包含整個計算物面且不能相互干涉，而突風發生器葉片間的尺寸不滿足建立滑移網格的要求，因此無法采用滑移網格方法實現對葉片剛性運動的模擬。

嵌套網格技術將復雜的流動區域分成幾何邊界較為簡單的子區域（一個背景網格和多個前景網格），各個子區域中的計算網格獨立生成，彼此存在重疊關系，流場信息通過插值在重疊區邊界進行匹配和耦合。因此，需要插值計算的網格只需包圍物面且對形狀無要求，每個區域均可生成高質量網格。對于復雜輪廓加多體相對運動的問題，尤為適合采用嵌套網格技術。通過幾何外形拓撲關系，繪制六面體網格，網格數量共計1500萬，網格質量0.3以上，建立的突風發生器嵌套網格如圖4所示。從圖中可以看到，所繪制的計算網格從正交性、網格尺度、疏密變化等均可以滿足計算要求。

采用嵌套網格技術建立突風發生器葉片及風洞洞體結構內部流體計算網格，其中突風發生器的葉片和轉軸為前景網格，風洞洞體內部為背景網格，通過結合嵌套網格技術以及剛性動網格技術對由葉片偏轉形成的突風流場進行數值仿真。同時，對初始狀態的結構模態進行坐標變換，得到葉片不同偏轉角下的結構模態。

在此基礎上，采用CFD/CSD時域松耦合求解算法，在突風發生器葉片所在的前景網格上采用動網格技術實現壁面邊界彈性變形的模擬，其中CFD/CSD數據交換和動網格通過徑向基函數（RBF）方法進行一體化實現。在每一個時間步內，首先求解前景網格剛性運動產生的網格位移，然后再求解葉片彈性變形產生的網格位移，兩者疊加，從而實現葉片的剛性?彈性耦合運動的求解。其中，每一步的剛性網格運動均是基于初始網格進行求解，而每一步的彈性變形是根據這一步的剛性網格變化后的位置和坐標變化后的模態進行求解。

通過CFD/CSD時域耦合求解，計算突風發生器的結構動態響應以及試驗段內突風流場變化，分析結構動態響應特性以及突風發生器的彈性效應對突風流場品質的影響。

風洞試驗段尺寸為8 m×6 m×20 m，突風發生器葉片水平放置于試驗段上游距入口7.6 m處，采用電機驅動葉片陣列正弦偏轉。在突風發生器下游設置27個計算點，用于監控該處Z方向突風速度的變化，具體坐標如圖5所示。

突風發生器整體變形最大值（三個方向）隨時間變化曲線如圖6所示，在一個葉片轉動周期內，所有葉片的最大彈性變形量不超過1.2 mm。沿Z方向的變形占主導地位，呈現出非正弦型周期變化，這是因為這里統計的是所有葉片的最大變形，每一時刻最大變形所處的坐標不一定相同。沿X方向的變形幾乎不會小于0，并且周期是Z方向變形的一半，這是因為X方向的變形所需的力為空氣阻力，而阻力在X方向的分量一直為正。Y方向的變形可以忽略。

由于突風發生器在工作過程中彈性變形小，因此對產生的突風剖面影響也很小，突風幅值會略微減小，而突風頻率基本不變，如圖7所示，將葉片作為剛性結構而不考慮彈性變形與考慮葉片彈性變形所產生的突風剖面形狀基本一致。

1.3 風洞實測突風場

根據設計的突風發生器葉片和支撐裝置形式，生產制造了相應的結構件，如圖8所示；并在風洞中進行了安裝調試，通過控制系統給電機發送指令來驅動葉片按照設定的頻率和角度擺動。其中葉片擺動角度的偏轉規律可以設置為正弦波、階躍波或三角波等，從而產生相應形態的突風場。通過煙流激光手段顯示了突風流場，如圖9和10所示，葉片按照不同的規律擺動可以產生形態穩定的正弦波形突風和三角波形突風。來流速度為20 m/s，葉片擺動幅度為2°時，五孔探針測得的突風速度和仿真計算突風速度值對比如圖11所示。由于突風發生器中間豎向支撐和結構間隙等對氣流的影響，以及各葉片獨立擺動頻率之間的微小差別等因素，會導致實測突風速度與計算值之間有一定偏差，目前實測突風速度與計算值相差小于10%，葉片兩端與中心位置突風速度相差小于25%，遠優于俄羅斯T104風洞［23］。在風速為40 m/s情況下，葉片不同頻率和偏轉角度下風洞中心位置實測突風速度如圖12所示，最大突風頻率可達10 Hz，最大風速為12 m/s，能夠滿足工程單位的需求。

2 全機模型懸掛系統研制

2.1 五自由度雙索懸浮支撐系統

風洞試驗中目前常用的彈性模型支撐系統包括源于俄羅斯的五自由度張緊力懸浮支撐系統和美國的雙索懸掛系統［24?26］。鑒于五自由度張緊力懸浮支撐系統機構復雜且對風洞試驗阻塞度較大，雙索懸掛系統輔助鋼索較為復雜，需要風洞上下洞壁提供較多結構接口和滑輪機構，且在模型重量較大情況下難以實現支撐，本文設計了一套全機模型五自由度雙索懸浮支撐系統。

全模五自由度雙索懸浮支撐系統包括兩部分：彈簧懸吊系統和雙索支撐系統，如圖13所示。其中彈簧懸吊系統是由垂直鋼索和彈簧系統構成，在模型的對稱面上，用兩根鋼索懸掛全機模型，每根鋼索的上端連有彈簧（風洞上洞壁外），通過彈簧與風洞固定頂部的吊掛點相連，鋼索的下端直接吊掛在機身上，吊掛點在機身梁上的位置通常選在機身一階垂直彎曲的兩個節線處，它們豎直放置。雙索支撐系統由兩組鋼索支持：一組位于風洞的上游位置（前端鋼索），且在風洞垂向平面內，鋼索通過滑輪連接到風洞固定頂部和固定底部，也可拓展為彈性支撐；另一組位于風洞的下游位置（后端鋼索），且在風洞水平面內，鋼索通過連接在機身梁上的滑輪（一般選擇與機身重心等高）以及固定在風洞側壁的滑輪引到風洞外，鋼索的兩個自由端連接砝碼，通過調節砝碼重量以實現全機模型的穩定控制。

2.2 懸掛系統振動特性分析

彈簧懸吊系統是全機模型五自由度雙索懸浮支撐系統的主要組成部分，懸吊系統具體參數設計主要包含吊掛點位置和彈簧尺寸。模型吊掛點的位置一般選在機身一階垂直彎曲的兩個節點上，這樣對機身模態頻率影響較小。由于彈簧對模型的升降運動產生了彈性約束，因此彈簧剛度至關重要。彈簧剛度不能太小，否則彈簧在模型重力作用下的伸長量太大。同時，彈簧剛度也不能太大，盡量滿足模型支持系統的最高頻率低于模型最低階彈性模態頻率的1/3的要求。全機模型最低階彈性模態頻率為3.07 Hz，為滿足1/3要求時，支持系統的最高階頻率為1.02 Hz。根據公式，計算得到彈簧總剛度為799 N/m，并按照彈簧位置和變形一致要求計算前后彈簧剛度。

為了準確分析吊掛系統對結構動力特性的影響，需要在全機有限元縮比模型的基礎上建立吊掛系統有限元模型。這里采用彈簧單元來模擬吊掛系統中鋼索頂端所連接的彈簧，并采用剛體單元來模擬吊掛系統中的兩根垂直鋼索。

雙索支撐系統是全模五自由度雙索懸浮支撐系統的主要組成部分，雙索支撐系統設計需要確定兩個關鍵因素：一是位置，二是狀態。位置的確定是指前、后端滑輪到重心的距離（e和a值），以及鋼索在風洞壁上的幾何位置。前后端鋼索位置可以參考機身一彎節點位置，從而保證剛體模態低頻要求，而且要求a值盡量靠后，這樣才能保證系統的穩定性。鋼索在風洞壁上的幾何位置，要求前端鋼索盡量往前，后端鋼索盡量往后；狀態的確定包括鋼索和滑輪之間的摩擦系數，以及鋼索后端砝碼重量的選取。鋼索和滑輪摩擦系數在低速風洞試驗中是越低越好。鋼索后端張力要求與重力相當，最好在重力的1～2倍范圍內，太小不能滿足系統穩定性要求，太大模型的自由運動又受到限制。本文前后端鋼索在機身上位置選取與彈簧懸吊位置一致，鋼索在風洞壁上的位置要選擇合理以實現前端上、下鋼索之間和后端左右鋼索之間的夾角分別達到90°以上，鋼索后端砝碼選取1倍模型重量。下面對本項目設計的雙索懸浮支撐系統進行多體動力學建模分析，建立的模型如圖14所示。在模型重心處施加強迫激勵力，檢查系統的動態穩定性，如圖15所示，當懸掛系統設計不合理時將發生傾覆現象。通過模型速度響應的頻響分析，得到剛體運動頻率為1.3 Hz，如圖16所示，與前面理論分析結果基本一致，說明鋼索和砝碼系統對系統剛體頻率影響較小。

3 突風動載荷風洞試驗

3.1 突風動載荷模型研制

在風洞試驗中，目前常用的彈性模型為顫振模型［27?28］，突風動載荷模型與顫振模型類似，需要滿足質量和剛度設計要求。在模型研制中，采用了金屬梁+維形框+配重的結構形式，并使用了鋁合金、鎢鎳鐵、玻璃布、德固賽、輕木、棉紙等多種材料，如圖17所示，最終實現了氣動外形和結構動力學特性的模擬。

3.2 模型地面試驗

對于突風動載荷模型，在進行風洞試驗前，需要進行地面共振試驗以確定模型的結構動力學特性。全機地面共振試驗實測頻率與計算頻率對比如表1所示，主要振動模態頻率的誤差在5%以內。

3.3 模型風洞試驗

在突風動載荷風洞試驗方面，俄羅斯和美國研究較早，形成了較為成熟的突風試驗裝置和技術，而中國的相關研究主要集中在彈性機翼或半翼展模型突風風洞試驗，多為一些原理性的研究［29］。本文在前述研制的突風發生器、雙索懸浮支撐系統和彈性模型基礎上，進行了彈性全模突風動載荷風洞試驗。全機試驗系統較為復雜，如圖18所示，涉及彈性模型、懸掛系統、測量線、風速測量裝置等方面。

4 風洞試驗結果分析

在突風葉片相同偏轉角和不同擺動頻率下，通過模型機翼翼尖加速度傳感器和根部應變片測得機翼翼尖振動響應以及翼根載荷變化。這里對比分析了來流速度分別為20和30 m/s，葉片偏轉角為2°和不同擺動頻率下的模型動載荷變化，如圖19～22所示。仿真計算所采用的突風模型數學公式為：

式中 為突風速度幅值；為突風尺度；為突風場距離模型機頭的距離；為自由來流速度；為展向分布函數：

式中 m為突風速度幅值在風洞中心與風洞側邊的比值；b為風洞寬度；y為風洞中任意位置點與風洞中心的距離；n為展向分布因子。

圖19～22中曲線顯示，考慮了風洞中沿模型機翼展向突風速度非均勻性分布的計算結果與實測情況更為符合，這與圖11中實測突風場葉片兩端與中心位置突風速度有接近25%偏差的規律相一致，其中翼根彎矩計算值與風洞試驗實測值誤差小于15%，而翼尖過載相對誤差基本都小于20%，除了在1～2 Hz低頻范圍，由于機翼翼尖過載絕對值較小，導致在信號傳輸等系統誤差影響下相對誤差較大，但絕對值差別也都小于0.2g。

5 結 論

（1）通過對突風發生器葉片剛度、質量和強度的綜合優化設計，可以實現葉片彈性變形的控制，且第一階彈性模態頻率為23.5 Hz，從而能夠產生穩定的寬頻域寬速域突風場，葉片兩端與風洞中心位置突風速度偏差較小；

（2）五自由度雙索懸浮支撐系統可以通過彈簧剛度、懸掛位置和砝碼重量的調整，實現風洞試驗過程中的靜動穩定性，并且支撐剛度小，能夠滿足彈性全模突風動載荷試驗的要求；

（3）本文設計的突風發生器、支撐系統和試驗模型測試效果良好，能夠較好地滿足大型風洞突風動載荷試驗的要求，且突風風洞試驗實測結果與仿真計算結果非常接近。

參考文獻：

［1］Woods-Vedeler J A，Pototzky A S，Hoadley S T. Rolling maneuver load alleviation using active controls［J］. Journal of Aircraft，1995，32（1）： 68-76.

［2］楊超，黃超，吳志剛，等. 氣動伺服彈性研究的進展與挑戰［J］. 航空學報，2015，36（4）： 1011-1033.

Yang C，Huang C，Wu Z G，et al. Progress and challenges for aeroservoelasticity research［J］，Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2015，36（4）： 1011-1033.

［3］Fuller J R. Evolution of airplane gust loads design requirements［J］. Journal of Aircraft，1995，32（2）： 235-246.

［4］Mckenzie J R. B-52 control configured vehicles ride control analysis and flight test： AIAA-1973-782［R］. 1973.

［5］Dempster John B，Arnold James I. Flight test evaluation of an advanced stability augmentation system for the B-52 aircraft［C］//5th Aunual meeting and Technical Display Philadelphia. USA，1968.

［6］JamisonGene S. C-5A flight control system［C］. Aerospace Systems Conference and Engineering Display. 1967.

［7］Disney T E. C-5A active load alleviation system［J］. Journal of Spacecraft and Rockets，1977，14（2）：81-86.

［8］RudyThoren. Recent engineering advances on the lockheed L-1011［C］//AIAA 3rd Aircraft Design and Operations Meeting. Los Angeles，USA，1969.

［9］Regan C D，Jutte C V. Survey of applications of active control technology for gust allevation and new challenges for ligher-weight aircraft： NASA/TM-2012-216008［R］. Edwards： NASA Dryden Flight Research Center，2012.

［10］宗捷，鄒叢青，孫慶民. 氣動彈性系統的陣風減緩與顫振主動抑制［J］. 飛行力學，1995，13（4）： 76-82.

Zong J，Zou C Q，Sun Q M. Study of gust alleviation and active flutter suppression for aeroelastic system［J］. Flight Dynamics，1995，13（4）：76-82.

［11］蕭秋庭. 直升機旋翼陣風響應研究［J］. 飛行力學，1994，12（4）： 8-13.

Xiao Q T. The present actuation of gust response research of helicopter rotor［J］. Flight Dynamics，1994，12（4）： 8-13.

［12］費玉華. 陣風減緩直接升力控制方案的仿真研究［J］. 飛行力學，2000，18（1）： 69-73.

Fei Y H. Direct lift force control plan about gust load alleviation modeling and simulation［J］. Flight Dynamics，2000，18（1）： 69-73.

［13］章衛國，孫遜，王偉，等. 一種基于MIMO系統動態漸進解耦的陣風減緩方法［J］. 西北工業大學學報，2006，24（1）： 23-25.

Zhang W G，Sun X，Wang W，et al. An improved gust alleviation method［J］，Journal of Northwestern Polytechnical University，2006，24（1）： 23-25.

［14］吳志剛，陳磊，楊超，等. 彈性飛機陣風響應建模與減緩方案設計［J］. 中國科學：技術科學，2011，41（3）： 394-402.

［15］陳洋，王正杰，郭士鈞. 多控制面柔性翼飛行器陣風減緩研究［J］. 北京理工大學學報，2017，37（12）： 1229-1234.

Chen Y，Wang Z J，Guo S J. Gust alleviation of flexible wing aircraft with multiple control surfaces［J］. Transactions of Beijing Institute of Technology，2017，37（12）： 1229-1234.

［16］劉曉燕，吳志剛，楊超，等. 陣風發生器流場特性分析與試驗驗證［J］. 北京航空航天大學學報，2010，36（7）： 803-807.

Liu X Y，Wu Z G，Y C，et al. Flow field analysis and experimental investigation on gust generator［J］. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2010，36（7）： 803-807.

［17］金華，王輝，張海酉，等. FL-13風洞突風發生裝置研究［J］. 空氣動力學學報，2016，34（1）： 40-46.

Jin H，Wang H，Zhang H Y，et al. Investigation on gust response test apparatus in FL-13 wind tunnel［J］. Acta Aerodynamic Sinica，2016，34（1）： 40-46.

［18］梁鑒，唐建平，楊遠志，等. FL-12風洞突風試驗裝置研制［J］. 實驗流體力學，2012，26（3）： 95-100.

Liang J，Tang J P，Yang Y Z，et al. The development of gust generators in FL-12 wind tunnel［J］. Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2012，26（3）： 95-100.

［19］蔡清青. 大型風洞突風響應裝置研制與分析［D］. 重慶： 重慶大學，2018.

Cai Qingqing. Development and analysis of gush response device in a carge wind tunnel［D］. Chongqing： Chongqing University，2018.

［20］史忠軍，徐敏，陳士櫓. 動網格生成技術［J］. 空軍工程大學學報（自然科學版），2003，4（1）： 61-64.

Shi Z J，Xu M，Chen S L. Analysis of moving mesh generation technology［J］. Journal of Air Force Engineering University（Natural Science Edition），2003，4（1）： 61-64.

［21］Zhang B，Liang C，Yang J，et al. A 2D parallel high-order sliding and deforming spectral difference method［J］. Computers and Fluids，2016，139： 184-196.

［22］徐敏，劉振. 基于多塊嵌套結構動網格的攔截彈防熱保護罩的二維分離模擬［J］. 計算力學學報，2007，24（3）： 375-378.

Xu M，Liu Z. Two-dimensional simulations about the separation of the interceptor missile shroud covers based on moving multi-block chimera structure grids［J］. Chinese Journal of Computational Mechanics，2007，24（3）： 375-378.

［23］庫茲涅佐夫. 飛機動載荷［M］. 唐長紅，等，譯. 北京： 航空工業出版社，2017.

［24］路波，楊興華，羅建國. 2.4米風洞全模顫振試驗技術研究［C］//首屆全國航空航天領域中的力學問題學術研討會. 成都，2004： 132-135.

［25］吳太歡，林麒，何升杰，等. 全模顫振雙索懸掛系統剛體模態頻率研究［J］. 航空學報，2020，41（9）： 67-69.

Wu T H，Lin Q，He S J，et al. Rigid body modal frequencies of two cables suspension system for full-mode flutter［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2020，41（9）： 61-69.

［26］Thompson Nancy，Farmer Moses. Stability analysis of an F/A-18E/F cable mount model： NASA-TM-108989，NAS1.15：108989［R］. 1994.

［27］Redd L T，Gilman J，Cooley D E，et al. A wind-tunnel investigation of a B-52 model flutter suppression system ： AIAA Paper 74-401［R］. 1974.

［28］管德. 飛機氣動彈性力學手冊［M］. 北京： 航空工業出版社，1994.

Guan D. Aircraft Aeroelasticity Manual［M］. Beijing： Aviation Industry Press，1994.

［29］楊希明，劉南，郭承鵬，等. 飛行器氣動彈性風洞試驗技術綜述［J］. 空氣動力學報，2018，36（6）： 995-1008.

Yang X M，Liu N，Guo C P，et al. A survey of aeroelastic wind tunnel test technology of flight vehicles［J］. Acta Aerodynamica Sinica，2018，36（6）： 995-1008.

Study on gust wind tunnel test for a full elastic aircraft model

ZHAO Dong-qiang1，2，YANG Zhi-chun2，YU Jin-ge3，ZENG Xian-ang1，HUANG Guo-ning1

（1.The First Aircraft Institute of AVIC，Xi’an 710089，China； 2.School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China；3.AVIC Aerodynamics Research Institute，Harbin 150001，China）

Abstract： At present，the big aviation countries already have mature gust wind tunnel test technology，but which is relatively backward in China，especially the gust wind tunnel tests equipment and technology of full aircraft model are lack. In this paper，a gust generator，a five-degree-of-freedom suspension system and a full elastic aircraft model are developed，and the wind tunnel tests of the whole model are carried out. The test results show that the gust field is stable，and the deviation of the gust velocity between the two ends and the center of the wind tunnel is less than 25%. The support stiffness of the model suspension system is small and the stability is good，which can meet the requirements of the gust wind tunnel test. The simulation results of the non-uniform gust field are close to those of the wind tunnel test，and the error of the moment of the wing root is less than 15%，and the error of wing tip overload is less than 0.2g.

Key words： wind tunnel test； gust generator；suspension system； full elastic aircraft model； gust load

作者簡介： 趙冬強（1982―），男，博士，研究員。電話：（029）86833077； E-mail： 1215allan@163.com。