□ 郝 东 □ 毛代勇 □ 余 婧 □ 张 林 □ 吴 晗

1.中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 四川绵阳 621000

2.中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 四川绵阳 621000

飞行器的气动力研究对于飞行器的外形设计、飞行控制等工作具有重要意义，准确的气动力参数可以为飞行器的气动特性设计和飞行控制系统研制提供依据。目前，得到飞行器气动力参数的途径主要有两种，一种是数值仿真［1-4］，另一种是风洞试验［5-7］。 风洞试验无疑是获得飞行器气动力参数最为准确、直接和可靠的手段。大部分飞行器在大型风洞试验时采用的是尾支撑连接方式，设计得到静态刚度高、动态性能好的风洞试验模型尾支撑结构对于飞行器的风洞试验具有现实意义。

笔者针对飞行器2.4 m×2.4 m跨超声速风洞试验，面向风洞全模试验段设计了试验模型的尾支撑结构，并对尾支撑结构进行了力学建模，采用ABAQUS有限元分析求解器求解方程［8］，研究尾支撑结构的静力学和动力学特性，为后续风洞试验支撑结构的研发提供技术支持。

1 力学建模

1.1 结构设计

根据试验模型机械接口尺寸约束、风洞试验段机械接口尺寸约束和气动影响约束等条件，设计了飞行器跨超声速风洞试验模型尾支撑结构，如图1所示。在图 1中，尾支撑结构主要有四部分：模型或天平机械接口、受力杆件、试验段机械接口和信号线走线口。模型或天平机械接口将试验模型或测量天平与尾支撑结构前端相连接。……