高速風(fēng)洞連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)研究

郭洪濤, 閆 昱, 余 立, 呂彬彬, 杜 寧

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000; 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽(yáng) 622763)

高速風(fēng)洞連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)研究

郭洪濤1,2,*, 閆 昱2, 余 立2, 呂彬彬2, 杜 寧2

(1. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000; 2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽(yáng) 622763)

針對(duì)高速暫沖式風(fēng)洞階梯變速壓顫振試驗(yàn)用時(shí)長(zhǎng)、耗氣量大和試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀行褂脡勖痰热秉c(diǎn)，開(kāi)展了高速暫沖式風(fēng)洞連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)研究，解決了定Ma數(shù)連續(xù)變速壓流場(chǎng)控制技術(shù)與連續(xù)變速壓工況下的顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理技術(shù)等難題。具體技術(shù)措施是：在2.4m×2.4m暫沖式跨聲速風(fēng)洞中設(shè)計(jì)了基于運(yùn)動(dòng)函數(shù)的定Ma數(shù)線性變總壓控制策略，使Ma數(shù)控制精度達(dá)到了0.005以內(nèi)且速壓無(wú)超調(diào)，實(shí)現(xiàn)了流場(chǎng)控制目標(biāo)；采用Pick-Hold方法構(gòu)建顫振邊界的亞臨界預(yù)測(cè)判據(jù)，并根據(jù)預(yù)測(cè)判據(jù)近似于正態(tài)分布的特點(diǎn)，基于數(shù)理統(tǒng)計(jì)的參數(shù)估計(jì)法來(lái)減小預(yù)測(cè)判據(jù)的散布度，從而提高顫振邊界亞臨界預(yù)測(cè)的準(zhǔn)確性。風(fēng)洞驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果表明，該試驗(yàn)技術(shù)達(dá)到了工程實(shí)用化水平，不僅能夠取得與階梯變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)一致的結(jié)果，還能極大地節(jié)省耗氣量，經(jīng)濟(jì)效益顯著。

顫振；氣動(dòng)彈性；風(fēng)洞試驗(yàn)；試驗(yàn)技術(shù)；流場(chǎng)控制

0 引 言

顫振是飛行器氣動(dòng)力、彈性力和慣性力相互耦合引發(fā)的一種自激發(fā)散振動(dòng)，嚴(yán)重時(shí)可導(dǎo)致飛行器空中解體。顫振邊界決定飛行包線范圍，影響作戰(zhàn)性能，是先進(jìn)飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)必須考慮的關(guān)鍵因素。因此，準(zhǔn)確預(yù)測(cè)顫振邊界是飛行器研制中必須解決的重大技術(shù)問(wèn)題。獲取飛行器顫振邊界主要有計(jì)算和試驗(yàn)2種手段。顫振計(jì)算主要針對(duì)亞聲速與超聲速情況，而對(duì)于跨聲速范圍的顫振，由于流動(dòng)的復(fù)雜性，目前的數(shù)學(xué)模型和硬件設(shè)備還無(wú)法給出準(zhǔn)確可靠的結(jié)果。顫振風(fēng)洞試驗(yàn)則可以利用風(fēng)洞再現(xiàn)顫振現(xiàn)象，校核顫振邊界，研究顫振特性，其結(jié)果也為顫振飛行試驗(yàn)提供依據(jù)[1-2]。

在高速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)領(lǐng)域，國(guó)內(nèi)通常的做法是采用定Ma數(shù)階梯變速壓的開(kāi)車方式來(lái)獲取顫振邊界。設(shè)置速壓階梯的目的是獲取一定長(zhǎng)度的振動(dòng)信號(hào)數(shù)據(jù)，然后采用基于平穩(wěn)隨機(jī)信號(hào)的數(shù)據(jù)處理方法來(lái)計(jì)算顫振穩(wěn)定性參數(shù)。然而，在確保試驗(yàn)結(jié)果精準(zhǔn)度的前提下，相對(duì)階梯變速壓顫振試驗(yàn)方法來(lái)說(shuō)，連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)方法具備3大優(yōu)勢(shì)：(1)試驗(yàn)時(shí)間短，耗氣量小，經(jīng)濟(jì)效益顯著；(2)顫振邊界預(yù)測(cè)參數(shù)曲線更加光滑連續(xù)，試驗(yàn)結(jié)果信息量更大；(3)試驗(yàn)速壓可連續(xù)逼近顫振臨界點(diǎn)，避免階梯變速壓工況下的超臨界情況，試驗(yàn)安全性更高。

隨著風(fēng)洞流場(chǎng)控制技術(shù)與測(cè)試設(shè)備性能的不斷提升，以及非平穩(wěn)信號(hào)分析理論的提出，國(guó)外率先開(kāi)始發(fā)展基于非平穩(wěn)隨機(jī)信號(hào)數(shù)據(jù)處理的連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)方法。1990年，NASA蘭利研究中心的Robert V報(bào)道了可用于連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)的亞臨界分析方法[3]，即Pick-Hold方法。該方法從理論上分析了速壓與顫振模型振動(dòng)能量的關(guān)系，并和其它方法作了比較研究。1994年7月，洛克希德馬丁公司在NTS的4ft×4ft亞跨超三聲速風(fēng)洞中采用連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)方法進(jìn)行了F-22的垂尾顫振試驗(yàn)，并獲得了需要的硬顫振點(diǎn)[4]。日本國(guó)家宇航實(shí)驗(yàn)室的Yuji Matsuzakai于1998年提出了DTFM(Discrete Time Flutter Margin)方法[5]，該方法基于ARMA模型獲得連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)的穩(wěn)定性參數(shù)，與階梯變速壓方法不同的是，穩(wěn)定性參數(shù)隨速壓變化是一條連續(xù)線。1999年，該方法成功應(yīng)用于一個(gè)超聲速斜置翼的顫振試驗(yàn)[6]。但是，通過(guò)理論分析與數(shù)值仿真，筆者發(fā)現(xiàn)ARMA模型對(duì)于同時(shí)有輸入與輸出數(shù)據(jù)的系統(tǒng)具有一定的適用性，對(duì)于只有輸出響應(yīng)的連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)其應(yīng)用效果則欠佳，這在NASA的Robert Walker等人的研究中也得到了證實(shí)[7]。

本文基于國(guó)內(nèi)外相關(guān)研究成果與已有技術(shù)基礎(chǔ)，在流場(chǎng)控制方面，設(shè)計(jì)基于運(yùn)動(dòng)函數(shù)的定Ma數(shù)線性變總壓控制策略，實(shí)現(xiàn)2.4m跨聲速風(fēng)洞的定Ma數(shù)連續(xù)變速壓流場(chǎng)控制；在數(shù)據(jù)處理技術(shù)方面，提出一種連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)的預(yù)處理方法，基于Pick-Hold方法構(gòu)建顫振邊界的亞臨界預(yù)測(cè)判據(jù)，并根據(jù)預(yù)測(cè)判據(jù)隨速壓的變化近似于正態(tài)分布的特點(diǎn)，利用數(shù)理統(tǒng)計(jì)理論的參數(shù)估計(jì)方法減小預(yù)測(cè)判據(jù)的散布度，以提高連續(xù)變速壓試驗(yàn)工況下顫振邊界亞臨界預(yù)測(cè)的可靠性。

1 試驗(yàn)設(shè)備與方法

1.1 風(fēng)洞與模型

本研究在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所的2.4m×2.4m風(fēng)洞(FL-26風(fēng)洞)半模試驗(yàn)段中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座試驗(yàn)段橫截面為2.4m×2.4m的引射式、半回流、暫沖型跨聲速風(fēng)洞。試驗(yàn)Ma數(shù)范圍為0.3～1.4。半模試驗(yàn)段上、下壁開(kāi)有與氣流方向成60°、直徑為24mm的斜孔，主要目的是消除跨聲速時(shí)的激波反射干擾；左右側(cè)壁為實(shí)壁，左側(cè)有轉(zhuǎn)窗機(jī)構(gòu)，右側(cè)有隨動(dòng)轉(zhuǎn)窗壁，可以實(shí)現(xiàn)安裝于側(cè)壁模型迎角變化。

研究模型為大展弦比超臨界機(jī)翼，該模型是滿足氣動(dòng)外形、剛度分布和質(zhì)量分布相似的動(dòng)力學(xué)相似模型。為了模擬機(jī)身的氣動(dòng)影響，機(jī)翼通過(guò)剛性機(jī)身與風(fēng)洞側(cè)壁轉(zhuǎn)窗連接。根據(jù)機(jī)翼模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)布局，模型采用鋁合金單梁加復(fù)合材料應(yīng)力蒙皮形式，內(nèi)部填充聚胺脂泡沫。各個(gè)梁、肋的截面尺寸和蒙皮厚度均由模態(tài)優(yōu)化計(jì)算后的結(jié)果確定，梁與肋之間靠角片連接，連接后縫隙用環(huán)氧樹(shù)脂膠接，蒙皮與梁、肋之間主要靠環(huán)氧樹(shù)脂膠接。結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)完成后的模型梁、肋示意如圖1所示。

圖1 模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)示意圖

經(jīng)過(guò)優(yōu)化，模型設(shè)計(jì)結(jié)果的前3階模態(tài)頻率與真實(shí)飛機(jī)誤差小于1.2%，模態(tài)置信判據(jù)(MAC)矩陣對(duì)角線值大于0.96。經(jīng)過(guò)地面模態(tài)試驗(yàn)檢測(cè)，實(shí)際加工得到的模型前3階模態(tài)頻率誤差小于6%。具體結(jié)果如表1所示。

表1 模型的模態(tài)設(shè)計(jì)及檢測(cè)結(jié)果

1.2 測(cè)試儀器

試驗(yàn)時(shí)，采用粘貼于主梁上的電阻絲應(yīng)變計(jì)(中國(guó)航空集團(tuán)制造，EF1000-4AA-AM(11)-X)來(lái)測(cè)量機(jī)翼的彎曲與扭轉(zhuǎn)變形；采用安裝于翼尖的加速度傳感器(美國(guó)Entran公司制造，EGAX-100-C20001)來(lái)測(cè)量機(jī)翼的振動(dòng)加速度。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用美國(guó)國(guó)家儀器公司(National Instruments，以下簡(jiǎn)稱NI公司)的并行數(shù)據(jù)采集模塊PXI-4472，最高采樣率為10k/s；信號(hào)調(diào)理系統(tǒng)采用NI公司的SCXI-1520多功能信號(hào)調(diào)理模塊。理論上該系統(tǒng)的測(cè)量絕對(duì)誤差為0.1mV，考慮到噪聲干擾，實(shí)際的測(cè)量誤差要大于0.1mV，一般為0.2～0.5mV。

1.3 試驗(yàn)方法

連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)是在保持風(fēng)洞流場(chǎng)Ma數(shù)不變的前提下連續(xù)增加試驗(yàn)速壓，直至接近或達(dá)到該Ma數(shù)下模型的顫振臨界點(diǎn)。在此過(guò)程中，流場(chǎng)控制系統(tǒng)保持流場(chǎng)受控，數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)以一定的采樣率采集應(yīng)變計(jì)、加速度傳感器和總靜壓傳感器的電壓信號(hào)。為了避免模型與風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備因模型發(fā)生顫振而損壞，試驗(yàn)中采取了計(jì)算機(jī)程控關(guān)車與人工監(jiān)視關(guān)車2種方式來(lái)實(shí)現(xiàn)風(fēng)洞“緊急關(guān)車”。

吹風(fēng)結(jié)束后，可視具體情況來(lái)確定顫振臨界速壓。若吹風(fēng)速壓僅達(dá)到顫振亞臨界范圍，則需要通過(guò)外插獲取該Ma數(shù)下的顫振臨界速壓；若試驗(yàn)時(shí)直接吹到了顫振臨界點(diǎn)，則無(wú)需再進(jìn)行外插計(jì)算。

2 關(guān)鍵技術(shù)及解決措施

高速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)主要包含4個(gè)方面：(1)顫振模型研制；(2)定Ma數(shù)變速壓流場(chǎng)控制；(3)顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理；(4)顫振模型與試驗(yàn)設(shè)備防護(hù)。對(duì)于連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)來(lái)說(shuō)，上述的(1)、(4)點(diǎn)與階梯變速壓顫振試驗(yàn)是一致的，詳情可參考文獻(xiàn)[8]，本文主要針對(duì)第(2)、(3)點(diǎn)進(jìn)行分析和說(shuō)明。

2.1 流場(chǎng)控制

FL-26風(fēng)洞用于流場(chǎng)建立的控制系統(tǒng)包括主引射器調(diào)壓閥控制系統(tǒng)、主排氣閥穩(wěn)定段總壓控制系統(tǒng)、柵指Ma數(shù)控制系統(tǒng)、駐室流量閥Ma數(shù)控制系統(tǒng)和駐室引射器調(diào)壓閥控制系統(tǒng)。受風(fēng)洞閉合回路的影響，風(fēng)洞穩(wěn)定段總壓和試驗(yàn)段Ma數(shù)可表示為：

(1)

式中：p0為穩(wěn)定段總壓，ps為穩(wěn)定段靜壓，Ma為試驗(yàn)段馬赫數(shù)，py為主引射器引射壓力，Sfig為柵指位移，SZL為駐室流量閥位移；pfy為輔引射器引射壓力，SME為主排位移。從式(1)可以看出，2.4m風(fēng)洞是一個(gè)多輸入兩輸出的多變量控制系統(tǒng)[9]。

根據(jù)FL-26風(fēng)洞的特點(diǎn)，我們?cè)O(shè)計(jì)了基于運(yùn)動(dòng)函數(shù)的定Ma數(shù)線性變總壓控制策略。通過(guò)對(duì)Ma數(shù)的閉環(huán)調(diào)節(jié)，確保了Ma數(shù)的控制精度。具體做法是：起動(dòng)風(fēng)洞，建立流場(chǎng)到起始總壓p1，然后以一定的總壓變化率V來(lái)給定總壓的值，待到達(dá)目標(biāo)總壓p2后，保持總壓的調(diào)節(jié)狀態(tài)，如圖2所示，其運(yùn)動(dòng)函數(shù)如式(2)所示。在總壓的線性變化過(guò)程中，由于設(shè)定的總壓與反饋總壓之間的偏差通常比較小，通過(guò)整定PID參數(shù)就可以確保在設(shè)定值附近具有良好的調(diào)節(jié)效果。同時(shí)，Ma數(shù)在該階段始終處于閉環(huán)調(diào)節(jié)狀態(tài)，從而可確保Ma數(shù)的調(diào)節(jié)精度。

(2)

圖2 定Ma數(shù)連續(xù)變總壓示意圖

Fig.2 Sketch of continuously adjusting total pressure at fixing Mach number

2.2 數(shù)據(jù)處理

顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理的目的是獲取顫振亞臨界范圍的模態(tài)參數(shù)或特征變量，根據(jù)振動(dòng)系統(tǒng)穩(wěn)定性原理或速壓與振動(dòng)能量的關(guān)系構(gòu)造穩(wěn)定性判據(jù)，進(jìn)而外插獲取顫振臨界點(diǎn)。本文發(fā)展的連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法分為以下3個(gè)步驟：

(1) 數(shù)據(jù)預(yù)處理。連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)的模態(tài)參數(shù)是連續(xù)變化的。因此，在計(jì)算數(shù)據(jù)選取時(shí)，既不是分段截取(見(jiàn)圖3(a))，也不是連續(xù)整段全選，而是采用前后搭接分段截取的方式(見(jiàn)圖3(b))，也就是說(shuō)用于計(jì)算的每段數(shù)據(jù)都具有一定量的重疊，計(jì)算后一段的參數(shù)時(shí)也用到了前面的數(shù)據(jù)信息。這樣一來(lái)，既可以增加計(jì)算的樣本量，保證結(jié)果具有較高的精度，又能反映出系統(tǒng)的時(shí)變特性[9]。

圖3 數(shù)據(jù)選取策略

(2) 顫振邊界的穩(wěn)定性參數(shù)構(gòu)造。能夠用于指示顫振臨界點(diǎn)的穩(wěn)定性參數(shù)有很多，比如阻尼比、Routh判據(jù)和Jury判據(jù)等等[10]。通過(guò)實(shí)踐應(yīng)用證明，NASA發(fā)展的Pick-Hold方法具有較高的魯棒性和可靠性。下文簡(jiǎn)單描述其原理：

當(dāng)處于氣流中的彈性系統(tǒng)(例如機(jī)翼)受到紊流激勵(lì)時(shí)，對(duì)于系統(tǒng)的振幅A來(lái)說(shuō)，可以用一個(gè)簡(jiǎn)單的表達(dá)式來(lái)描述：

(3)

式中：Q是廣義氣動(dòng)力，它是馬赫數(shù)與簡(jiǎn)縮頻率的函數(shù)；V是氣流速度；ρ是氣流密度；下標(biāo)f、t分別代指顫振與紊流。等式兩邊分別取倒數(shù)得到：

(4)

(3) 外插顫振臨界點(diǎn)。表面上看，峰值倒數(shù)呈隨機(jī)分布，但實(shí)際上可近似認(rèn)為是正態(tài)分布的。于是，基于數(shù)理統(tǒng)計(jì)理論，將峰值倒數(shù)與其平均值的偏差作為隨機(jī)變量，設(shè)定該正態(tài)分布的置信區(qū)間，擯棄置信區(qū)間以外散布度較大的數(shù)據(jù)，再次擬合峰值倒數(shù)隨速壓變化的曲線。若數(shù)據(jù)散布度仍較大，可重復(fù)以上步驟直至合理為止。最后，根據(jù)擬合曲線外插即可獲取顫振臨界速壓。

3 風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 流場(chǎng)調(diào)試結(jié)果分析

連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)流場(chǎng)控制技術(shù)要求如下：

(1)Ma數(shù)變化平穩(wěn)，波動(dòng)量小，σM<0.005；

(2) 單車次總壓跨度可達(dá)150kPa以上，使模型能從較弱的平穩(wěn)振動(dòng)過(guò)渡到較劇烈的亞臨界振動(dòng)，為亞臨界預(yù)測(cè)提供所需的數(shù)據(jù)樣本；

(3) 在起動(dòng)過(guò)程中，速壓緩慢平滑上升；關(guān)車時(shí)，速壓迅速降低至0；

(4) 流場(chǎng)建立后，速壓線性勻速爬升，且變化率可調(diào)；速壓超調(diào)量盡可能小，σq<0.1kPa。

圖4給出了FL-26風(fēng)洞連續(xù)變速壓工況時(shí)的典型流場(chǎng)參數(shù)控制結(jié)果，圖中陰影部分曲線是流場(chǎng)正式建立后的區(qū)域。為了指示出試驗(yàn)數(shù)據(jù)的有效范圍，流場(chǎng)控制時(shí)將在流場(chǎng)穩(wěn)定與關(guān)車前都給出判穩(wěn)信號(hào)。可以看出，在吹風(fēng)過(guò)程中，速壓曲線規(guī)律性較好，速壓線性勻速增大，沒(méi)有超調(diào)情況出現(xiàn)；Ma數(shù)控制平穩(wěn)，曲線的波動(dòng)量很小，σM<0.003，達(dá)到了期望的流場(chǎng)技術(shù)指標(biāo)要求。

圖4 典型Ma數(shù)的連續(xù)變速壓流場(chǎng)調(diào)試結(jié)果

Fig.4 Flow field test data of continuously adjusting dynamic pressure at typical Mach number

3.2 顫振試驗(yàn)結(jié)果分析

(1) 階梯與連續(xù)變速壓試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比

圖5給出了FL-26風(fēng)洞大展弦比超臨界機(jī)翼連續(xù)與階梯變速壓顫振試驗(yàn)工況下典型試驗(yàn)車次的顫振邊界亞臨界預(yù)測(cè)對(duì)比結(jié)果。

可以看出，在對(duì)應(yīng)的有效速壓范圍內(nèi)，2種工況下的峰值倒數(shù)變化趨勢(shì)是一致的，線性擬合外插的結(jié)果相差不大?？傮w來(lái)看，階梯試驗(yàn)結(jié)果的規(guī)律性相對(duì)更好一些，連續(xù)試驗(yàn)結(jié)果的數(shù)據(jù)點(diǎn)更多，信息量相對(duì)更豐富，且隨著速壓逐漸進(jìn)入顫振亞臨界范圍，峰值倒數(shù)的散布度逐漸減小，規(guī)律性也變得更好。因此，連續(xù)試驗(yàn)結(jié)果峰值倒數(shù)的數(shù)據(jù)點(diǎn)反映了模型顫振特性隨速壓的變化趨勢(shì)，可以給出與階梯試驗(yàn)本質(zhì)上一致的結(jié)果。

(2) 速壓變化率對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響

在確保試驗(yàn)安全的前提下，為了縮短吹風(fēng)時(shí)間，減少耗氣量，顫振試驗(yàn)時(shí)希望速壓變化率盡可能大。為了驗(yàn)證速壓變化率對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，圖6給出了不同速壓變化率情況下的顫振邊界亞臨界預(yù)測(cè)結(jié)果。

圖5 階梯與連續(xù)變速壓試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比(Ma=0.7)

Fig.5 Comparison of test results with adjusting dynamic pressure on step and continuation (Ma=0.7)

圖6 速壓變化率影響(Ma=0.76)

從理論上來(lái)說(shuō)，只要試驗(yàn)速壓進(jìn)入了顫振亞臨界范圍，速壓變化率對(duì)預(yù)測(cè)結(jié)果的影響會(huì)很小。從圖6可以看出，實(shí)際情況也與理論相符，圖6中(a)與(b)的變化趨勢(shì)一致，偏差小于1.4%。其中，速壓變化率較大時(shí)的顫振臨界速壓略有降低。不難理解，當(dāng)速壓變化較快時(shí)，流固耦合作用更強(qiáng)，模型振動(dòng)更加劇烈，可能導(dǎo)致顫振提前發(fā)生。因此，出于安全角度考慮，實(shí)際吹風(fēng)時(shí)的速壓變化率不宜過(guò)大。

(3) 吹風(fēng)逼近程度對(duì)預(yù)測(cè)結(jié)果的影響

在高速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)過(guò)程中，為了避免發(fā)生顫振損壞模型及風(fēng)洞設(shè)備，當(dāng)試驗(yàn)速壓接近顫振臨界點(diǎn)時(shí)，一般希望盡早關(guān)車。但是，從預(yù)測(cè)準(zhǔn)確性的角度來(lái)說(shuō)，又要求試驗(yàn)速壓盡可能趨近顫振臨界點(diǎn)。這2者的要求是相互矛盾的。因此，為了同時(shí)確保試驗(yàn)的安全與結(jié)果的可靠，在實(shí)踐中是要求試驗(yàn)速壓必須進(jìn)入顫振亞臨界范圍但又不能達(dá)到顫振臨界點(diǎn)。然而，在試驗(yàn)前，即使是顫振亞臨界范圍，也是難以準(zhǔn)確獲知的，只能根據(jù)模型的設(shè)計(jì)結(jié)果來(lái)預(yù)估。因此，若要可靠地預(yù)測(cè)顫振臨界點(diǎn)，數(shù)據(jù)處理方法就不應(yīng)該對(duì)試驗(yàn)速壓的逼近程度過(guò)于敏感，否則，亞臨界預(yù)測(cè)便失去了應(yīng)有的意義。為了檢驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法的魯棒性，利用同一試驗(yàn)車次的不同速壓段分別進(jìn)行計(jì)算，圖7給出了相應(yīng)的計(jì)算結(jié)果(qM表示每車次試驗(yàn)過(guò)程中吹風(fēng)速壓的最大值)。可以看出，盡管圖中所示的試驗(yàn)速壓逼近程度不一樣，但是最終的預(yù)測(cè)結(jié)果在規(guī)律性和數(shù)值上是基本一致的。

圖7 試驗(yàn)速壓逼近程度對(duì)結(jié)果的影響(Ma=0.7)

3.3 連續(xù)與階梯試驗(yàn)的耗氣量對(duì)比

對(duì)于高速暫沖式風(fēng)洞來(lái)說(shuō)，采用傳統(tǒng)的階梯變速壓顫振試驗(yàn)方法，其耗氣量是驚人的，通常數(shù)10倍于常規(guī)測(cè)力測(cè)壓試驗(yàn)。發(fā)展連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)的主要目的之一就是節(jié)省耗氣量，下文通過(guò)對(duì)比分析來(lái)說(shuō)明其效果。圖8給出了典型狀態(tài)下階梯與連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)工況下的流場(chǎng)參數(shù)變化情況，同時(shí)也反映了其各自的耗氣量情況。根據(jù)計(jì)算，在Ma=0.7時(shí)，為了獲取研究模型的顫振點(diǎn)，階梯變速壓顫振試驗(yàn)工況下的耗氣量為3.05pA(pA表示氣源系統(tǒng)的壓力降低1個(gè)大氣壓時(shí)所對(duì)應(yīng)的耗氣量)，連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)工況下的耗氣量為1.87pA，節(jié)省耗氣量將近40%。對(duì)于大型跨聲速風(fēng)洞來(lái)說(shuō)，其經(jīng)濟(jì)性可見(jiàn)一斑。這主要是由于連續(xù)試驗(yàn)工況沒(méi)有了中間的速壓階梯，在相同的速壓范圍內(nèi)，吹風(fēng)時(shí)間縮短，總耗氣量必定減少。

圖8 2.4m風(fēng)洞階梯與連續(xù)變速壓試驗(yàn)的耗氣量對(duì)比(Ma=0.7)

Fig.8 Comparison of gas consumption in 2.4m wind tunnel with adjusting dynamic pressure on step and continuation

4 結(jié) 論

以FL-26跨聲速風(fēng)洞為研究平臺(tái)，建立適用于大型高速暫沖式風(fēng)洞工程實(shí)用的連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)，使用大展弦比超臨界機(jī)翼顫振模型進(jìn)行了實(shí)際考核驗(yàn)證，并對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。得到了以下結(jié)論：

(1) 針對(duì)FL-26風(fēng)洞設(shè)計(jì)的基于運(yùn)動(dòng)函數(shù)的定Ma數(shù)線性變總壓控制策略，實(shí)現(xiàn)了流場(chǎng)的定Ma數(shù)連續(xù)變速壓控制目標(biāo)，Ma數(shù)控制精度達(dá)到0.005以內(nèi)，且試驗(yàn)過(guò)程中速壓沒(méi)有超調(diào)情況出現(xiàn)，滿足了高速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)的技術(shù)指標(biāo)要求。

(2) 采用Pick-Hold方法構(gòu)建顫振邊界的亞臨

界預(yù)測(cè)判據(jù)，基于數(shù)理統(tǒng)計(jì)理論的參數(shù)估計(jì)方法來(lái)減小預(yù)測(cè)判據(jù)的散布度，從而提高顫振邊界亞臨界預(yù)測(cè)準(zhǔn)確性。

(3) 在高速暫沖式風(fēng)洞采用連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)可以取得與階梯變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)一致的結(jié)果，且魯棒性較高，具備了工程實(shí)用化水平。

(4) 在高速暫沖式風(fēng)洞采用連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)時(shí)耗氣量大大降低，經(jīng)濟(jì)效益更加顯著。

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(編輯：楊 娟)

Research on flutter test technology of continuously adjusting dynamical pressure in high-speed wind tunnel

Guo Hongtao1,2,*, Yan Yu2, Yu Li2, Lyu Binbin2, Du Ning2

(1. State Key Laboratory of Aerodynamics, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China; 2. High Speed Aerodynamics Research Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 622763, China)

According to the defects shown in the flutter tests of stepped adjusting dynamical pressure in high speed intermittent wind tunnel, such as: long testing time, high gas consumption, and short acceptable life of testing models, researches on flutter test technology of continuously adjusting dynamical pressure in high-speed intermittent wind tunnels are conducted. Technical problems of flutter test data processing and wind tunnel flow controlling have mainly been solved. The specific approaches are: in the 2.4m×2.4m blow off transonic wind tunnel, fixed Mach number and linear varying total pressure controlling strategies based on movement function are presented, and thus the flow controlling goal of fixed Mach number continuously adjusting dynamical pressure is achieved. The controlling uncertainty of Mach number reaches less than 0.005 without deviation of dynamical pressure. The Pick-Hold method is adopted to set up the subcritical prediction criterion in flutter boundary; according to the characteristic that the reciprocal of predicting criterion is close to the normal distribution, a parameter estimation method based on the mathematical statistics theory can be used to reduce the diffusive sampling of the prediction criterion and then the accuracy of the subcritical prediction of flutter boundary can be increased. The results of wind tunnel verification test show that the flutter test results of continuously adjusting dynamical pressure is in consistent to that of stepped adjusting dynamical pressure, and the test technology has reached engineering practical levels; besides, the gas consumption is greatly reduced by using flutter test technology of continuously adjusting dynamical pressure, and thus it also has good economic benefits.

flutter;aero-elasticity;wind tunnel test;test technology;flow controlling

1672-9897(2015)05-0072-06

10.11729/syltlx20150061

2015-04-26;

2015-06-10

GuoHT,YanY,YuL,etal.Researchonfluttertesttechnologyofcontinuouslyadjustingdynamicalpressureinhigh-speedwindtunnel.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(5): 72-77. 郭洪濤, 閆 昱, 余 立, 等. 高速風(fēng)洞連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(5): 72-77.

V215.3+4

A

郭洪濤(1980-)，男，四川南部人，高級(jí)工程師，博士研究生。研究方向：飛行器氣動(dòng)彈性力學(xué)。通信地址：四川省北川縣永安鎮(zhèn)101信箱202室(622761)。E-mail：ght1998@126.com

*通信作者 E-mail: ght1998@126.com