李思潭 白婧 韓晨興

摘要：針對試飛過程中需在機頭加裝空速校準系統(tǒng)的要求，本文提出了一種前支桿結構的設計方法。通過數值計算分析了前置桿結構對原機氣動特性的影響，同時應用PATRAN/NASTRAN對結構進行了強度分析，最后針對前支桿結構的受力特性對復合材料進行了優(yōu)化設計。研究結果表明，該設計方法合理可行，設計結果滿足設計要求，同時其優(yōu)化方法可以為機頭前支桿結構提供設計參考。

關鍵詞：空速校準；前支桿；復合材料；數值分析

中圖分類號：V221文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.08.002

航空器大氣系統(tǒng)為飛行控制、導航、火控、動力和環(huán)控等系統(tǒng)提供關鍵控制參數，大氣系統(tǒng)的校準精度直接關系到飛機各系統(tǒng)操控的準確性、可靠性、作戰(zhàn)/經濟效能、空中交通管制和飛行安全[1]。

空速管作為飛機上一種重要的大氣數據傳感器，用來準確探測飛機在飛行條件下周圍大氣環(huán)境的靜壓和總壓。這些測量的壓強（壓力）數據可以轉換成飛機的飛行馬赫數、氣壓高度以及升降速度等飛行參數信息在儀表上顯示和輸出[2]。迎角、側滑角傳感器可實時掌握飛機試飛過程中的飛行姿態(tài)。因此，原機的空速系統(tǒng)最關鍵的就是要能夠準確地測量飛機在所有飛行馬赫數范圍內的大氣環(huán)境。

為了保持相對干凈的流場以保證測量精度，原機空速系統(tǒng)的測量傳感器一般布置在飛機頭部。因此試飛過程中的空速校準系統(tǒng)的安裝須在保證本身測量精度的同時盡可能減小對原機空速系統(tǒng)的測量影響。

100510型組合式傳感器集成了總壓、靜壓、迎角和側滑角傳感器，是如今比較常用的空速校準系統(tǒng)測量傳感器。該傳感器一般安裝在機頭前部（伸出機頭一段距離），且與機頭對稱軸線一致，伸出機頭距離越遠，該處氣流受機身的影響越小，探測到的大氣數據也就越準確，同時對原機氣動影響也最小，但是越長的結構就越難保證其剛度。因此，本文給出一種空速校準系統(tǒng)的安裝結構，以滿足試驗機的試飛需求。

1前支桿結構

1.1金屬拉桿式前支桿

目前，金屬拉桿前支桿主要采用金屬撐桿及其斜撐桿結構，由機頭連接至機頭前端，再連接至空速校準系統(tǒng)測量傳感器，如圖1所示。但金屬桿系結構自身重量（質量）較重，一般需要對原機機頭結構進行加強，工程繁瑣；其次，金屬桿系結構會對氣流產生較大擾動，改變原機流場，不利于原機空速系統(tǒng)的測量精度。

為了解決上述問題，本文設計了一種碳纖維復合材料前支桿結構作為空速校準系統(tǒng)測量傳感器的支撐結構，該結構自重輕、比強度高、剛度好，外形與原機機頭采取平滑過渡的方式，可以有效避免使用金屬撐桿及其斜撐桿結構對機身氣流的擾動，將對原機空速系統(tǒng)測量精度的影響降至最低。

1.2復合材料前支桿結構

以某型飛機為對象，碳纖維復合材料前支桿結構外形與機頭機構融合為一體結構，如圖2所示。設計總長3282mm，1框位置的最大口面約為1360mm×1086mm，原機機頭位置處等效直徑為450mm，前端部直徑80mm，前支桿結構加裝后，傳感器靜壓孔距機頭的理論距離為3500mm，設計外形滿足不小于一倍機身最大直徑的技術指標要求[3]。

為滿足100510型傳感器的加裝要求，拆除位于原機機頭1框前的天線罩，換裝一套新研的碳纖維復合材料前支桿結構。前支桿結構主要包括三部分，分別是碳纖維復合材料前支桿、金屬環(huán)框轉接結構和傳感器轉接環(huán)。傳感器以螺接形式與傳感器轉接環(huán)連接，傳感器轉接環(huán)通過沉頭螺栓連接至碳纖維復合材料前支桿，碳纖維復合材料前支桿外形與機頭外形平滑過渡，并通過沉頭螺栓連接L形金屬環(huán)框，最后金屬環(huán)框通過快卸鎖、鉸鏈與原機天線罩安裝結構相連接，前支桿結構如圖3所示。

1.3材料及鋪層設計

前支桿結構中，金屬環(huán)框與傳感器轉接環(huán)材料均為7050-T7451鋁合金，其主要性能見表1，罩體結構為復合材料結構，材料選取3238A/CF3031織物碳纖維復合材料，其主要力學性能見表2，物理性能見表3。

層合板設計為對稱鋪層18層[（±45）/（0，90）/（±45）/（0， 90）/（±45）/（0，90）/（±45）/（0，90）/（±45）]S，厚度約4.14mm。

2對原機空速系統(tǒng)的影響

應用ANSYS CFX軟件，采用三維雷諾平均N-S方程，采用切應力傳輸（SST）湍流模型，利用有限體積法對控制方程進行離散。以機身+機翼+翼身整流包+前支桿計算構型（見圖4），邊界條件為物面無滑移條件、遠場處為自由流條件。

基于該模型，計算了馬赫數Ma=0.5，高度H=6000m，迎角α=0°與馬赫數Ma=0.64，高度H=6000m，迎角α=4°兩種狀態(tài)。計算結果表明馬赫數0.5，高度6000m狀態(tài)下帶前支桿對阻力系數最大增量為1.24counts（1count=0.0001），巡航點升阻比減小量約為0.065；馬赫數0.64，高度6000m狀態(tài)下帶前支桿對阻力系數最大增量為0.69counts，升阻比減小量最大值約為0.15?？梢钥闯?，加裝前支桿對飛機升力及阻力影響較小。

圖5、圖6為兩種狀態(tài)下機頭壓力分布及表面極限流線對比，可以看出，前支桿的加裝對機頭表面的壓力系數影響極小，且機頭表面流線基本保持不變，故對原機空速系統(tǒng)基本無影響。

3強度計算

為保證復合材料前支桿結構的可靠性，本文基于PATRAN/NASTRAN中LINEAR STATIC模塊對復合材料前支桿進行強度分析以驗證其能否滿足設計要求[4-7]。

3.1有限元建模

依據CATIA模型，將復合材料前支桿簡化為二維殼單元（CQUAD4，CTRIA3），以四邊形單元為主，局部采用三角形單元過渡。在復合材料前支桿最前端用集中質量單元（CONM2）模擬重約2.5kg的傳感器與傳感器轉接件，并用MPC單元與端部節(jié)點連接。前支桿結構網格如圖7所示。

3.2約束及載荷

前支桿通過兩把鎖、兩把鉸鏈與原機天線罩安裝接口連接，故在下側鎖的位置約束相應節(jié)點的x、y、z平動及轉動位移，在上側鉸鏈的位置約束相應節(jié)點的x、y、z平動位移及x方向轉動位移。

根據所提供的飛行工況，選取最嚴重工況進行強度分析。由于傳感器重量通過集中質量進行模擬，故復合材料前支桿所受到的載荷主要為慣性載荷和氣動載荷。慣性載荷以過載的形式進行施加，氣動載荷利用CFD軟件計算得到相應工況的壓力分布，并基于Inverse-distance差值方法將氣動壓力差值到結構網格上。圖8給出了差值后結構網格上的壓力分布云圖。

對于復合材料的失效準則選取二維Hashin強度準則。

3.3變形分析

為了保證飛機的飛行安全以及空速校準系統(tǒng)的測量精度，前支桿結構需要保證足夠的剛度，本文計算了上述載荷作用下的變形結果，圖9給出了復合材料前支桿的變形云圖。由結果可知，復合材料前支桿變形連續(xù)合理，最大位移發(fā)生在前支桿最前端，大小為2.58mm，小于最大變形不超過8.59mm的設計要求，變形結果不會影響飛行安全及空速校準系統(tǒng)的測量精度。

3.4應力分析

由于復合材料罩體在設計時，是以剛度優(yōu)先設計的，故在上述載荷下每一層單向板的應力是很小的，在此不一一列出每一層單向板的應力，只給出0°、90°和±45°中最大應力的單向板應力云圖（見圖10、圖11）。由計算結果可知，±45°單向板最大應力為8.74MPa，0°、90°單向板最大應力為9.55MPa，遠小于強度極限，因此也未出現(xiàn)失效單元，復合材料前支桿滿足強度要求。

4鋪層優(yōu)化

考慮到該前支桿受力形式類似于懸臂梁同時受均布載荷與端部集中載荷（見圖12），由懸臂梁的受力特點可知在該載荷作用下梁的最大彎矩Mmax、最大剪力Fs，max以及撓曲線方程，見式（5）～式（7）。

可以看出，隨著L的增大，梁截面的彎矩和剪力都在增大，所以越靠近根部，梁截面受力越大。基于此受力特性，考慮復合材料前支桿采用變厚度鋪層，在結構質量基本保持不變的前提下，提高復合材料前支桿的承載能力。

現(xiàn)將前支桿根部670mm范圍內鋪層數提高至22層，中間1520mm范圍內鋪層數保持不變，前端1080mm區(qū)域內鋪層數減少至14層，鋪層示意如圖13所示。優(yōu)化前復合材料前支桿重量為21.3kg，優(yōu)化后復合材料前支桿重量為21.7kg，重量基本保持不變，具體鋪層為：14層：[45°/0°/-45°/90°/45°/ 0°/-45°]S，厚度約3.22mm；18層：[45°/0°/-45°/90°/45°/ 0°/-45°/90°/45°]S，厚度約4.14mm；22層：[45°/0°/-45°/90°/ 45°/0°/-45°/90°/45°/0°/-45°]S，厚度約5.06mm。

在同等載荷作用下，優(yōu)化前與優(yōu)化后的復合材料前支桿變形如圖14所示，0°、90°和±45°中最大應力的單向板應力云圖如圖15、圖16所示。

由計算結果可知對復合材料前支桿鋪層進行優(yōu)化后，在結構重量基本不變的同時，前支桿最大位移和單向板的最大應力均有所降低，見表4。

5結論

本文設計了一種飛機試飛過程中空速校準系統(tǒng)的復合材料前支桿結構，應用CFX軟件計算了前支桿結構的加裝對原機氣動特性的影響；應用PATRAN/NASTRAN軟件分析了復合材料前支桿結構的剛度強度特性；最后基于懸臂梁的受力特點對復合材料前支桿的鋪層進行了優(yōu)化設計。

結果表明復合材料前支桿結構對原機阻力增量很小，且不影響機頭表面的流場，故對原機空速系統(tǒng)的測量精度基本無影響；前支桿結構在已知載荷下變形連續(xù)協(xié)調，受力合理，滿足剛度、強度要求；優(yōu)化后的復合材料前支桿結構在重量基本不變的前提下，變形減小，承載特性有所提高。此復合材料前支桿結構及其優(yōu)化方法合理可行，可以為后續(xù)飛機改裝提供參考。

參考文獻

[1]鄭智濤，韓銘，韓瑞義，等.軍用飛機大氣數據系統(tǒng)通用規(guī)范[S].北京：國防科工委軍標出版發(fā)行部，1991. Zheng Zhitao，Han Ming，Han Ruiyi. General specification for air data system of military aircraft[S]. Beijing： Military Standard Publication Department， 1991.（in Chinese）

[2]鄭劉，陳志敏.飛機機頭氣動補償空速管的設計[J].航空學報， 2011，32（7）：1189-1194. Zheng Liu， Chen Zhimin. Design of an aircraft nose aerodynamiccompensationpitotstatictube[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2011，32（7）：1189-1194.（in Chinese）

[3]MIL-P-26292C（3）NOT 2 Pitot and static pressure systems，installation and inspection of（no s/s document）[S]. US NAVY，1988.

[4]郗超，成婷婷，劉靜.基于GPS的側風影響下的空速校準方法研究[J].航空科學技術，2015，26（5）：53-56. Xi Chao， Cheng Tingting， Liu Jing. Research on airspeed calibration method under the influence of crosswind based on GPS [J]. Aeronautical Science & Technology， 2015，26（5）：53-56.（in Chinese）

[5]劉華勇，劉莉，曹放華.大氣系統(tǒng)校準的基準空速管法[J].試驗流體力學，2013，27（4）：91-94. Liu Huayong， Liu Li， Cao Fanghua. Reference-air-date-boom methodforairdatesystemcalibrations[J]. Journalof Experiments in Fluid Mechanics，2013，27（4）：91-94.（in Chinese）

[6]蒲賽虎，郭毅，雷廷萬.基于CFD計算的機表凸出物對大氣數據測量的影響研究[J].航空計算技術，2019，49（5）：32-35. Pu Saihu， Guo Yi， Lei Tingwan. Study on the influence of aircraft surface protrusion on atmospheric data measurement based on CFD calculation [J]. Aeronautical Computing Technology， 2019，49 （5）： 32-35.（in Chinese）

[7]張甲奇，劉朝君，多瑞楠.基于探空氣球系統(tǒng)的高空高速飛行器空速校準方法研究[J].航空科學技術， 2018， 29（1）：32-36. Zhang Jiaqi， Liu Chaojun， Duo Ruinan. Research on the calibration method of high-speed air vehicle airspeed based on the sounding balloon system [J]. Aeronautical Science & Technology， 2018，29 （1）： 32-36.（in Chinese）

（責任編輯陳東曉）

作者簡介

李思潭（1990-）男，碩士研究生，工程師。主要研究方向：試驗機改裝機械設計。

Tel：15991750244E-mail：604597675@qq.com

白婧（1986-）女，學士，工程師。主要研究方向：試驗機改裝電氣設計。

Tel：18729266601

E-mail：235003982@qq.com

韓晨興（1986-）男，學士，技師。主要研究方向：試驗機機械改裝。

Tel：15929773675

E-mail：362711694@qq.com

Numerical Analysis and Optimization of Composite Front Strut

Li Sitan*，Bai Jing，Han Chenxing

Chinese Flight Test Establishment，Xian 710089，China

Abstract： Based on the requirement of the airspeed calibration system， this paper describes a design method of composite front strut. The influence of the front strut on the aerodynamic characteristics of the original aircraft is analyzed by numerical analysis and the strength is analyzed by using software PATRAN/NASTRAN. Finally， according to the mechanical characteristics of the front strut， the composite layer is optimized. The results verify that the design method is reasonable and feasible. Meanwhile， the optimization can provide reference for the design of the front strut.

Key Words： airspeed calibration； front strut； composite； numerical analysis