1. 引言
复合材料层合板,由于其比强度高,比刚度高,疲劳性能好、耐腐蚀、减震好、热稳定性优良、和材料性能可设计等一系列优点,被广泛用于各行各业中,在汽车,船舶、风电、航空航天中应用尤其广泛。机翼是飞机的主要承力部件,为飞机提供飞行所需的升力。机翼在飞机工作中由于有外界气流对其激励,此时机翼可能就会面临振颤问题,所以对机翼结构的振动特性分析就显得非常有必要。
基于复合材料已广泛应用到飞机结构中,其中对复合材料结构优化设计较多。如采用等效有限元模型的进行复合材料机翼结构优化 [1] ;无人机复合材料机身结构梁选型 [2] ;大展弦比复合材料机翼气动剪裁和减重优化设计 [3] ;复合材料结构优化技术在飞机设计中的应用 [4] ;另外万志强等研究了复合材料机翼气动弹性优化 [5] ;JH Starnes Jr,RT Haftka等进行了用于屈曲,强度和位移约束的复合材料机翼的初步设计 [6] ;AK Noor研究了高阶刻面壳复合材料层和板的自由振动 [7] 。而以上的研究均是针对简单复合材料层合板,未对实际的复合材料机翼进行研究,本文首先对某一无人机的复合材料机翼进行有限元分析,其次就机翼的振动特性进行测试试验分析。介绍了一种小型复合材料机翼的仿真方法,建立了机翼结构模型,并对机翼的固有频率和模态进行了仿真,着重利用非接触激光测振仪实验测定了机翼的固有频率和振型。
2. 机翼结构
本文研究一个小型无人机的梯形机翼,其外形如图1所示。机翼中半翼展为822.6 mm,弦长290.1 mm,
厚度45 mm,如图2所示。
机翼材料全复合材料T300-N5082层合板,铺层角度为[0˚, 45˚, −45˚, 90˚],结构参数分别如下:纵向弹性模量 = 135,000 MPa,横向弹性模量 = 10,800 MPa,泊松比0.268,剪切弹性模量12/23/13/ = 8200 MPa,密度1760 kg/m3。
机翼几何结构尺寸如表1:
Table 1. Geometry dimensions of wings
表1. 机翼几何结构尺寸
3. 机翼固有频率数值仿真
机翼模型的准确性直接决定计算的可靠性,将模型的蒙皮,翼梁,翼肋均简化为壳单元,根据机翼不同位置的受力不同,对每一部件的单层厚度进行尺寸优化。
机翼由翼梁、翼肋和蒙皮组成,翼肋共有5条,分布如图3所示。
机翼蒙皮如图4所示,上下蒙皮均为壳单元,蒙皮无开口。翼梁和翼肋如图5所示,实际翼根处的翼肋有两孔,用于连接机身,但仿真模型中近似视作无开口。
为了得到比较精确的结果,将模型网格布置的较为密集,网格边长设置为1 mm。
为了简化有限元模型,将蒙皮与翼梁,蒙皮与翼肋,翼梁与翼肋的连接处视作一个共有的面有限元
Figure 5. Flange and rib finite element model
图5. 翼梁和翼肋有限元模型
模型共有4562个顶点,4764个单元,其中蒙皮个4213个,翼梁和翼肋共551个。网格封闭,无自由边。
为了对比后面试验结果,消除边界条件对实验结果造成的干扰,仿真过程中取机翼的边界条件为自由边界。机翼固有频率的仿真结果如表2所示。
4. 机翼的振动特性试验
为验证仿真计算的可靠性,对机翼进行固有频率测定实验。
Table 2. Results of wings natural frequency simulation
表2. 机翼固有频率仿真结果
本次实验使用的是箱架式系统,频率范围DC~25 Hz,振动速度范围0.01~30 m/s。能够满足本次实验的要求。
由于夹具过大的压力可能对机翼造成破坏,且夹具的安装可能会为振动试验造成较大误差,选择了自由作为边界条件。为了尽可能模拟自由边界条件,同时固定机翼使扫描仪能够进行扫描,选择使用绳子吊起机翼的安装方式,如图7所示。
实验所用的激光振动实验分析系统由数据采集分析仪(计算机)、测振系统(激光扫描头)、功率放大器,惯性作动器,固定支架组成。
惯性作动器配合功率放大器,连接在机翼上,为振动测量提供激励。
激光扫描头为二极管激光器,固定于支架上,用于测量机翼的振动。
数据采集分析仪连接激光扫描仪,用于采集分析扫描仪测的数据并输出结果。
实验方案如图6,实验系统安装图7所示。
Figure 6. Non-contact vibration test protocol of wing
图6. 机翼非接触测振实验方案
Figure 7. System of the wing structure experience
图7. 机翼结构实验安装图
测振实验结束后,实验结果如表3所示:
Table 3. Natural frequency of laser vibration test
表3. 激光测振实验各阶固有频率
前4阶振型如图8~图11所示:
由于仿真与试验结构参数和形状基本一致(实际翼根处的翼肋有两孔),为此对比有限元计算与实验对比结果,如表4所示。
Table 4. Results comparison of simulation and experience
表4. 仿真与实验结果对比
由表3可知,在第1和第2阶,仿真结果差异较小,不超过1%,在第3阶和第4阶,仿真与实验结果差异较大,超过5%。两者差异首先是边界条件的设置影响,试验中利用吊绳固定的机翼并不是完全6自由度的状态,这可能会带来一定误差,其次高阶振动特性测试带来一定误差。
5. 结论
通过采用有限元仿真和试验测试了复合材料机翼结构的振动特性,可得到以下结论:
1) 针对大型复合材料机翼结构,采用惯性作动器可有效驱动结构。
2) 为了避免边界条件对结构测试的影响,采用自由边界进行测试可较精确测量得到结构振动特性。
3) 利用激光测振仪进行结构非接触式振动测试,可获得较为准确的测量结果。