亞跨風洞中舵面亞臨界顫振試驗

季 辰,冉景洪,劉子強

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院,北京 100074)

0 引 言

顫振作為經(jīng)典的氣動彈性問題,歷來是飛行器設計人員和氣動彈性研究者關(guān)注的重點[1-2]。對于導彈等高速飛行器,舵面顫振是設計中需要解決的重要問題。采用自行設計的亞跨超風洞舵面顫振試驗裝置,在中國兵器工業(yè)集團的CG-01亞跨超風洞進行了亞跨聲速舵面顫振試驗,得到了不同質(zhì)量特性的NACA0012矩形舵面顫振臨界參數(shù),試驗最大馬赫數(shù)為0.75,舵面模型達到的最大顫振馬赫數(shù)為0.52。試驗結(jié)果表明試驗裝置達到了設計要求,可以用于工程問題研究。通過亞臨界外推法得到顫振臨界參數(shù)和直接觀測法得到的結(jié)果基本一致,驗證了亞臨界試驗方法的可靠性。

1 試驗裝置及模型狀態(tài)

1.1 顫振試驗裝置

試驗裝置主要有底座、彈性支撐、配重盤和舵面4部分(如圖1)。其中舵面模型伸入流場中,并與配重盤相連,舵面根部裝有圓盤擋板以將風洞試驗段和風洞駐室的氣流隔開。舵面系統(tǒng)質(zhì)量特性可通過在配重盤上加載配重改變。彈性支撐部分的4根兩端固支圓軸提供沉浮和俯仰兩個自由度的支撐剛度,中間矩形支柱上貼有應變電橋以測量舵面模型沉浮和俯仰變形。支撐底座支撐整個試驗裝置并固定在試驗段風洞外壁。試驗裝置一階模態(tài)為配重盤和翼面整體沉浮運動,二階模態(tài)為配重盤和翼面的整體俯仰運動[3]。模型安裝在風洞中的情況如圖2所示。

圖1 顫振試驗裝置風洞安裝俯視圖Fig.1 Top view of the flutter mounted testing apparatus

圖2 模型在風洞試驗段的安裝Fig.2 Model mounted in test section

1.2 試驗模型狀態(tài)

試驗舵面為展長200mm、弦長100mm的矩形舵面,截面為NACA0012翼型。試驗中各模型狀態(tài)的低階模態(tài)頻率如表1所示。在不同的配重條件下振型基本一致,如圖3、4所示。

表1 各組模型狀態(tài)模態(tài)試驗結(jié)果Table 1 Natural frequencies of different structure states

圖3 沉浮模態(tài)(一階)Fig.3 Rigid-body plunge,1stmode

圖4 俯仰模態(tài)(二階)Fig.4 Rigid-body pitch,2ndmode

2 試驗設備和儀器

整個顫振試驗系統(tǒng)由顫振試驗裝置、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、保護機構(gòu)、錄像觀察系統(tǒng)等構(gòu)成。

2.1 風洞

試驗所用的風洞為中國兵器工業(yè)集團CG-01亞跨超風洞。試驗段面積600mm×600mm。亞跨聲速段試驗馬赫數(shù)為0.3～1.2。

2.2 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

數(shù)據(jù)采集傳感器采用了一個加速度計和兩組應變電橋。Endevco的2250A-10型單軸加速度計安裝在翼段前緣,距離翼剖面前緣12mm處(如圖1所示)。其用來測量翼面的運動狀態(tài)并為后面的分析提供參考。兩組應變電橋布置在彈性系統(tǒng)的矩形支柱上(如圖1),分別測量舵面系統(tǒng)沉浮信號和俯仰信號。

2.3 保護機構(gòu)

保護機構(gòu)在試驗過程中遇到緊急情況時能夠保護試驗裝置和風洞。風洞啟動時,保護機構(gòu)將試驗裝置鎖死。當均勻流場建立之后,保護機構(gòu)松開試驗裝置,使模型處于自由振動狀態(tài)。

如果出現(xiàn)不可控情況時,保護機構(gòu)可以立刻鎖住試驗裝置并使之恢復初始狀態(tài)防止意外發(fā)生。此外,保護機構(gòu)還具有激勵功能,即在風洞試驗時給彈性模型一個初始的位移激勵。

3 試驗結(jié)果和分析

本期試驗對FL00、FLFe01、FLW01和FLW02四種模型狀態(tài)進行了吹風試驗。通過直接觀測俯仰應變響應隨動壓的增加是否由收斂達到等幅震蕩或者發(fā)散來判別模型是否到達顫振狀態(tài)。直接觀測得到的各模型顫振臨界動壓和顫振馬赫數(shù)在表2列出。

表2 顫振試驗臨界動壓Table 2 Flutter critical dynamic pressure

從試驗的結(jié)果來看,舵面模型系統(tǒng)的主要顫振模態(tài)為舵面的俯仰模態(tài),隨著動壓的增加,俯仰運動模態(tài)由收斂到發(fā)散(如圖5、6和7)。在低馬赫數(shù)情況下(如馬赫數(shù)為0.3～0.45左右)俯仰運動時間歷程曲線(收斂、等幅振蕩、發(fā)散)比較規(guī)則,運動趨勢容易判斷,并且振動收斂時的阻尼能夠很好地被識別。但隨著馬赫數(shù)的提高,當來流馬赫數(shù)逐漸接近NACA0012翼型的跨聲速臨界馬赫數(shù)時,俯仰響應曲線呈現(xiàn)出非線性(如圖8所示),此時振動阻尼無法識別。并且這種情況下,介于完全收斂和完全發(fā)散之間存在一個動壓區(qū)間,在這個動壓區(qū)間內(nèi)的振動響應“時而收斂時而發(fā)散”(如圖8),這與低馬赫數(shù)范圍內(nèi)所觀察到現(xiàn)象完全不同(低馬赫數(shù)時介于完全收斂和完全發(fā)散之間為某一動壓條件下的等幅振動)。

采用ARMA方法辨識出的俯仰模態(tài)的模態(tài)頻率和阻尼如表3示,并基于俯仰模態(tài)阻尼經(jīng)二次擬合并插值外推得到顫振臨界點(如圖9和10所示)。FLW02和FLW01模型的顫振動壓如表4所示。

圖8 接近跨聲速下的響應信號Fig.8 Sample time history of plunging and pitching moment response near transonic speed

圖9 亞臨界方法預測F LW02模型顫振動壓Fig.9 Subcritical response prediction of FLW02 model flutter dynamic pressure

圖10 亞臨界方法預測F LW01模型顫振動壓Fig.10 Subcritical response prediction of FLW01 model flutter dynamic pressure

表3 ARMA阻尼頻率識別Table 3 Damping and frequency identification using ARMA method

表4 顫振動壓識別Table 4 Flutter dynamic pressure identification

4 結(jié) 論

在中國兵器工業(yè)集團CG-01風洞中開展了舵面亞跨聲速風洞顫振試驗。試驗采用直接觀測法和亞臨界阻尼外推法得到模型顫振臨界參數(shù)。試驗結(jié)果表明在未到達跨聲速的亞臨界情況下,俯仰運動時間歷程曲線收斂趨勢明顯,基于ARMA方法可獲得較為穩(wěn)定的正阻尼,由此可通過阻尼外插獲得顫振臨界點。但是當速度接近翼型的跨聲速臨界馬赫數(shù)時,可能由于舵面出現(xiàn)激波運動等因素影響,俯仰運動時間歷程曲線呈現(xiàn)明顯非線性振動,即在響應信號呈現(xiàn)典型指數(shù)衰減和典型指數(shù)發(fā)散之間存在一個非線性振動的臨界動壓區(qū)間而非一臨界點。另外,從俯仰模態(tài)阻尼隨動壓的變化趨勢來看,在臨近顫振臨界動壓時阻尼隨動壓變化明顯,為了提高亞臨界外插顫振動壓的精度,需要在臨近顫振時加密試驗狀態(tài)點。

[1] 管 德.飛機氣動彈性手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社,1994.

[2] GARRICK I E,WILMER H Reed III.Historical development of flutter[R].AIAA 81-0591

[3] 季 辰,劉子強,傅光明.舵面跨聲速氣動彈性特性實驗裝置設計與分析[J].實驗流體力學,2008,22(4)：80-84.