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Nastran软件在某型号飞机颤振模型中的应用

摘要：飞机颤振模型高速风毛巾架洞试验由于高动压、高频率和有限防护雪纺上衣等原因，在接近颤振点时，稍有不慎就会破坏模型，具有极大的风险。用有限元方法对试验颤振点进行预估是降低风险的手段之一。本文借助某型飞机T 尾构型高速颤振模型，利用Nastran 软件亚音速颤振分析模块来预测试验中0.7 马赫颤振点，为风洞参数设置提供依据、确保获取试验数据及保证模型安全。

关键词：Nastran，颤振，预测，亚音速

1 前言

飞机在飞行过程中，到达某一速度时，由于气动力与惯性力、弹性力相互耦合，引起结构运动发散，导致颤振破坏。颤振一旦发生，会造成机毁人亡的灾难性结果，因此在飞机设计过程中，需要通过理论计算、风洞试验以及颤振试飞相结合的办法来保证飞机在颤振包线内不发生颤振。

颤振模型高速风洞试验作为手段之一，主要研究气流压缩性影响，由于其高风险的特点，为保证试验时模型不发生颤振破坏，一般采用亚临界吹风方法，而亚临界吹风的一个要点是，在试验前需对模型的颤振点有一个预估。在0.7 马赫附近，气动力跨音速效应较小，压缩性修正一般不大于5%，本文以某型号飞机T 尾构型颤振模型为例，利用Nastran 软件0.7 和0.05马赫的颤振解分别来预测风洞试验0.7 马赫的颤振点和获取压缩性修正系数。

2 有限元模型

stran 是frware 公司推出的一个大型通用结构有限元分析软件，在航空、航天、船舶、汽车等行业都有广泛的应用。通过多年的应用，由于其开放式的结构、全模块化的组织结构、强大的分析功能以及很好的灵活性，现已成为应用最广、结果最可信有限元分析软件。

stran 可以分析亚音速流或超音速流，提供多种不同的气动力理论以及颤振计算方法。

利用Nastran 卡片[1]，依据结构模型化的原则[2]，建立某型飞机T 尾构型颤振有限元模型，用BAR 元、BEAM 元和ROD 元等模拟结构刚度和外形，CONM2 元模拟结构质量，MPC 元模拟部件连接，在T 尾根部作SPC 约束，示意图见图1；依据气动力外形建立CAERO 气动格，三个翼面单独划分，示意图见图2。

图1 结构模型示意图

图2 气动模型示意图

3 模态分析及模型修正

利用Nastran 软件103 模块Lanczos陈永胜教授团队研制出的这类石墨烯材料 方法作模态分析，记录频率和振型数据，以平尾对称扭转模态为例，其振型示意图见图3。根据尾段模型地面共振试验结果修正有限元模型，修正后主要模态的结果与试验值偏差均控制在3%以内，满足工程需要。共振试验现场见图4。

图3 平尾对称扭转模态示意图

图4 尾段模型(带整流)地面共振试验

表1 修正后有限元结果与试验值偏差百分比

模态名称 有限元结果与试验值偏差百分比

垂尾一弯 0.0%

垂尾面内一弯 0.9%

平尾反一弯 2.3%

平尾对一弯 1.2%

平尾面内反一弯 1.8%

平尾面内对一弯 -2.4%

平尾反二弯 1.2%

平尾对二弯 1.8%

平尾反一扭 -2.9%

平尾对一扭 1.2%

4 颤振分析

颤振计算状态对应海平面高度，马赫数是0.05、0.7。亚音速偶极子格法计算非定常气动力，P-K 法求解颤振方程。计算得到的该模型的临界颤振型是平尾对称弯扭爆发型颤振，0.7马赫动压-阻尼变化曲线见图5，横坐标为无量纲动压，P 表示动压，P0.05 表示0.05 马赫的颤振动压。

图5 动压-阻尼曲线图

曲线在横坐标上的穿越点，即模型颤振点处，P/ P0.05 的值约1.0，说明0.05 马赫和0.7 马赫模型的临界颤振动压基本一致。该值作为风洞试验0.7 马赫时的动压设置依据电话插头。

0.7 马赫试验时，确定5 个吹风动压点，逐步逼近颤振点，分别为0.777 P0.05、0.81 P0.05、0.85 P0.05、0.86 P0.05 和0.90 P0.05，。通过观察该车次的试验现象，在流场动压接近0.90 P0.05 时，模型振动幅值已经比较大，有发散的趋势。

风洞试验现场见图6，0.7 马赫吹风结果见图7，Pt 表示风洞实际吹风动压。

图6 尾段模型(带整流)风洞试验 图7

图7 0.7 马赫实际吹风阻尼曲线图

由模型的实际振动以及阻尼的变化趋势可见，模型已经处于亚临界颤振状态，利用第2、3、5 个测点的阻尼数据，进行线性外插，得到阻尼为0 时中国塑料挤出机市场也有不小的行进跟突破的动压约0.976 P0.05。

把0.05 马赫理论计算的颤振动压近似作为不可压流下的临界颤振解，和0.7 马赫外插得到的试验值的比值约1/0.976=1.0单套装置范围到达万吨级/年25，即0.7 马赫时，动压压缩性修正约2.5%，压缩性很小。

回流焊

5 结论

利用Nastran 软件的亚音速颤振计算模块对某型号飞机T 尾构型高速颤振模型在0.7 马赫时的颤振点进行了成功预测，根据该理论解，在试验中合理设计了吹风动压点，不仅达到了亚临界吹风、获取试验数据的目的，而且保证了模型的安全。同时，根据0.05 马赫的理论解，得到了0.7 马赫时该模型的压缩性修正系数。

本文说明在亚音速流场，Nastran 软件颤振计算具有实用性和可靠性。

参考文献

[1] stran 2004 Quick Reference Guide

[2] 管德，飞机气动弹性力学手册，航空工业出版社，1994(end)

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