0   引言

风洞试验是飞行器选型定型的重要依据。风洞试验模型的设计和制造直接关系到风洞试验数据的准确性，对飞行器研制的周期和成本具有重要的影响。目前，国内常规测力测压风洞试验模型通常采用金属制造。高速风洞试验模型尺寸较小，采用金属制造对后续风洞试验运行的影响较小。而低速风洞试验模型尤其是大尺寸低速风洞(8m×6m)试验模型, 如果完全采用金属制造会造成模型重量过大，带来诸多问题。因此，对模型进行轻量化设计，会带来以下好处：(1)模型重量减轻，天平设计量程必然降低，从而提升天平灵敏度和试验数据的精准度^[1]；(2)重量减轻会增加模型和支杆系统振动频率，避免引发共振；(3)模型重量减轻会降低支撑系统的设计难度；(4)模型重量减轻会缩短模型准备及更换时间，提升风洞运行效率。在风洞中更换重量较大的模型部件或将模型进行反装时，需要在洞内采用辅助工装安装或在模型架车上更换试验条件的方式，这一过程花费时间较长，增加了风洞试验运行成本。因此，对大尺寸低速风洞试验模型进行轻量化设计成为获得可靠风洞试验数据和降低风洞试验成本的关键环节。先进制造技术(复合材料制造、增材制造等)的发展和成熟应用使模型的轻量化设计制造成为可能，这为风洞试验提供了便利条件，同时对飞行器的低成本短周期研制产生了重要影响。

复合材料具有质量轻、比强度高等优点，已广泛用于飞机型号研制。在风洞试验模型领域，动态试验模型要求完全动力相似，即几何外形、质量、刚度及阻尼与飞行器相似，而采用常规金属模型无法同时满足这些相似准则。20世纪70年代，美国通用动力公司将复合材料用于弹性机翼模型制造^[2]，随后俄罗斯中央气动研究所(TsAGI)^[3]、中国大连理工大学^[4]等也将其应用于颤振动态试验模型研制。而在大尺寸低速常规测力风洞试验模型方面，还未见复合材料应用报道。

近年来，国内外相关研究机构开展了增材制造非金属风洞试验模型的可行性研究。美国^[5]、伊朗^[6]、加拿大^[7]和俄罗斯^[8]等国家从20世纪90年代开始探索快速成型增材制造技术在风洞试验模型中的应用，证明了该技术用于风洞试验模型设计制造的可能性。美国空军将快速成型技术用于E-8C预警机^[9]、X-45A无人机^[10]的风洞试验中，取得了较好的效果。中国西安交通大学、中国空气动力研究与发展中心等研究机构开展了基于光固化快速成型(SLA)增材制造风洞试验模型的研究，SLA技术可用于测力、测压和静弹性模型制造，可显著缩短模型制造周期并降低生产成本^[11-14]。非金属增材制造已被证明可用于风洞试验模型制造，但是金属增材制造用于风洞试验模型的相关文献报道较少。金属增材制造相对于非金属增材制造零件性能大幅提升，且制造周期短，可满足高速模型气动载荷要求，是未来风洞试验模型制造的趋势。

采用以上先进制造技术手段，以某民机模型为研究对象，开展整体化、轻量化低速风洞模型的优化设计，并对设计结果进行强度校核。

1   设计输入

设计输入条件如表 1所示。该模型舵面无偏转，采用多功能尾撑支撑方式。模型总长约为5.5m，机翼展长约为5.1m。试验最大气动载荷如表 2所示。

表  1  模型设计输入条件

Table  1  Design input of model

Input	Value
Model scaling	1:7
Model weight	< 500kg
Testing wind speed	70m/s

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表  2  最大气动载荷

Table  2  Maximum aerodynamic load

Aerodynamic load	Y /N	X /N	Z /N	Mx /(N·m)	My /(N·m)	Mz /(N·m)	Y /N
Value	9400	900	2740	2670	1540	2270	9400

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2   总体方案设计

某飞机轻量化模型整体结构如图 1(a)所示。模型由4个部件组成：前机身、中机身、后机身和机翼。模型外表面主要采用复合材料制造，主承力部分如中机身和后机身内部由铝合金整体框梁装配而成。前机身、机翼、发房、平尾和垂尾由复合材料框梁和蒙皮固化而成，各部件间采用铝合金件连接，异形零件(如滑轨)采用激光选区熔化增材制造方式制造。经优化设计，模型总重量为460kg，满足设计输入要求。图 1(b)为铝合金金属模型，模型的设计重量为1130kg，优化设计后的模型重量小于金属模型重量的二分之一。

图  1  模型整体结构

Fig.  1  Model structure

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3   详细设计

3.1   机翼设计

机翼是产生升力的主要部件，对刚度和型面精度要求较高。考虑到机翼及其附件的安装、使用和存储方便，将机翼设计为3部分结构：机翼安装座、蒙皮和翼梢小翼。其中机翼安装座和翼梢小翼为铝合金结构，蒙皮为碳纤维复合材料结构。蒙皮厚度按其展长等分为3个区域，翼根部分厚7mm，翼梢部分厚4mm，中间区域厚度从7mm光滑过渡至4mm，蒙皮由织物铺叠而成。同时在机翼展向和弦向各均布2根复合材料加强筋，加强筋宽40mm，厚10mm，采用单向带铺叠。机翼安装座和蒙皮通过高温固化的形式形成一个整体，翼梢小翼粘接在蒙皮梢部预留的安装孔内。

由于机翼型面精度要求较高，复合材料一次成型很难保证，因此在蒙皮设计时预留一定加工牺牲层，通过后续机加实现高精度表面轮廓。

在满足机翼外形精度、结构刚度的前提下，机翼部分的重量由全铝合金材料的70kg(见图 2(b))降低至40kg(见图 2(a))，减重42%。

图  2  机翼结构

Fig.  2  Wing structure

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3.2   前机身设计

前机身整体(见图 3(a))为复合材料中空结构，主要由蒙皮、3个环向加强筋、4个纵向加强筋和后端法兰连接件组成，蒙皮为泡沫夹芯结构，厚度为6mm，环向加强筋、左右两侧纵向加强筋与蒙皮共固化而成，上下纵向加强筋与蒙皮二次胶接而成。前机身左右半侧分别成型，通过二次胶接合模成型。法兰连接件与蒙皮胶粘后通过螺钉连接。为了方便安装风洞试验所用测量设备，在前机身左后下方设计开口盖板，考虑频繁拆装，盖板由铝合金框和碳纤维复合材料泡沫夹芯结构组成。前机身设计重量为40kg，远远小于金属结构前机身(见图 3(b))重量，减重约70%。

图  3  前机身结构

Fig.  3  Fuselage structure

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3.3   发房设计

发房主体为碳纤维复合材料泡沫夹芯结构，内埋金属连接座，与机翼发房挂架相连接。采用抽芯式模具进行复合材料成型，模具结构如图 4所示，分为内模具与外模具2部分。采用内模具和外模具分别成型发房部件的内腔型面和外型面，将内腔型面和外型面通过粘接角胶接固化为一体，粘接时定位预埋发房内的金属连接座。发房设计重量为14kg，与金属结构发房相比减重65%。

图  4  抽芯式发房模具

Fig.  4  Draw-out mould of engine cabin

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3.4   滑轨设计

滑轨结构设计如图 5所示，设计重量280g，为面向激光选区熔化增材制造的等壁厚全铝合金(AlSi10Mg)结构，内部辅以网状支撑，用来加强滑轨刚度。图 6为采用铝合金骨架和复合材料蒙皮结构设计的滑轨，重量为350g。与复合材料滑轨相比，增材制造滑轨省去铝合金内部骨架部分，减重20%，制造周期缩短50%以上。

图  5  增材制造滑轨结构

Fig.  5  Slider rail structure built by additional manufacturing

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图  6  复材制造滑轨结构

Fig.  6  Composite slider railstructure

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4   结构刚强度分析

根据CFD计算结果及模型安装状态可知，该模型机翼和中机身承受了80%以上的气动载荷，因此需要对机翼和中机身进行强度校核。

图 7为中机身承力构件的应力分析及变形分析云图。其中，最大应力出现在中机身与天平连接部位，为53MPa，中机身尾部最大变形3.7mm。由图 7可知，最大应力小于7075铝合金屈服极限的1/3，因此中机身构件满足强度要求。

图  7  中机身有限元分析

Fig.  7  Finite element analysis of uselage

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使用Abaqus软件对机翼结构进行有限元分析，采用壳单元建模。表 3为T300碳纤维单向带和平纹织物材料属性。

表  3  T300碳纤维单向带和平纹织物材料属性

Table  3  Material property of unidirectional prepreg and fabric for T300 composite

	E1/GPa	E2/GPa	G/GPa	ν
Unidirectional prepreg	108	40	3.8	0.285
Fabric	46	46	2.3	0.064
注：E1，E2分别为0°、90°方向弹性模量；G为剪切模量；ν为泊松比。

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图 8为机翼应力分析及变形分析云图。其中，最大应力出现在接近机翼根部，为67.3MPa，最大变形出现在翼梢，为40.4mm。最大应力远小于复合材料屈服极限，因此该结构满足强度要求。

图  8  机翼有限元分析

Fig.  8  Finite element analysis of wing

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5   振动模态分析

在风洞试验中，模型重量增加会降低模型-支撑系统的固有频率，从而接近风洞试验段气流脉动的较低峰值频率，使模型-支撑系统出现低频振动。

表 4为简化金属模型与轻量化模型及风洞支撑系统的振动模态对比分析，结果表明轻量化模型的各阶固有频率均有所提高，更容易避开风洞试验段气流脉动的较低峰值频率。

表  4  金属模型与轻量化模型振动分析

Table  4  Vibration analysis for metal model and lightweight model

	金属 模型	轻量化 模型	振动 形式	固有频率 增加百分比
一阶固有频率/Hz	3.3	4.9	侧向摆动	48%
二阶固有频率/Hz	5.2	8.4	侧向弯曲	61%
三阶固有频率/Hz	5.8	8.6	法向摆动	48%
四阶固有频率/Hz	10.1	13.4	法向弯曲	33%

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6   结论

采用复合材料蒙皮加框梁及增材制造结构，以某民机模型为研究对象，开展整体化、轻量化设计，应用有限元分析软件对设计结果进行强度校核和振动分析。主要得出以下结论：

(1) 基于复合材料制造和增材制造技术，与传统金属模型相比设计重量降低50%以上，机身类或桶段类部件(如发房)采用复合材料制造减重效果明显。

(2) 机翼采用复合材料蒙皮和复合材料加强筋结构，其强度可满足设计要求。

(3) 对小尺寸异形零件进行面向增材制造的轻量化设计，与基于复合材料制造的设计相比，可减重20%，制造周期缩短50%以上。由于成本原因，现有增材制造技术不适用于较大模型部件(如机翼)制造。

(4) 对轻量化模型进行振动分析，系统各阶固有频率均有所提高，更容易避开风洞试验段气流脉动的较低峰值频率。

采用复合材料制造和增材制造技术手段，对低速风洞试验模型进行轻量化设计，模型重量降低可提高天平灵敏度和试验数据的精准度，提升风洞试验效率，降低运营成本，同时对飞行器的低成本短周期研制产生重要影响。