高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)研究

季 辰, 李 鋒, 劉子強(qiáng)

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)研究

季 辰, 李 鋒, 劉子強(qiáng)*

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

為實(shí)現(xiàn)在高超聲速風(fēng)洞中開展顫振試驗(yàn)研究，設(shè)計(jì)了高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)裝置和模型保護(hù)機(jī)構(gòu)。風(fēng)洞試驗(yàn)表明該試驗(yàn)裝置可用于開展高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)研究，支撐方式可避免風(fēng)洞及其他機(jī)構(gòu)對(duì)模型的頻率干擾；保護(hù)機(jī)構(gòu)在高動(dòng)壓情況下可正常工作，達(dá)到模型保護(hù)效果。試驗(yàn)驗(yàn)證了高超聲速風(fēng)洞固定馬赫數(shù)階梯變動(dòng)壓和連續(xù)變動(dòng)壓兩種風(fēng)洞開車方式。為驗(yàn)證高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)，對(duì)平板翼進(jìn)行了高超風(fēng)洞顫振試驗(yàn)，試驗(yàn)馬赫數(shù)為5.0和6.0。試驗(yàn)采用隨機(jī)子空間法(SSI)辨識(shí)結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)，采用Zimmerman-Weissenburger方法預(yù)測(cè)顫振臨界動(dòng)壓，其顫振預(yù)測(cè)動(dòng)壓比采用活塞理論計(jì)算值高12.7%。試驗(yàn)表明目前采用的高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)可用于開展高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)研究。

高超聲速；風(fēng)洞顫振試驗(yàn)；亞臨界；顫振邊界預(yù)測(cè)；氣動(dòng)彈性

0 引 言

高超聲速顫振是高超聲速飛行器研制中需要解決的重要問題，設(shè)計(jì)時(shí)必須確保飛行器結(jié)構(gòu)在飛行包線內(nèi)不致發(fā)生顫振。高超聲速飛行除存在氣動(dòng)加熱效應(yīng)外[1-2]流場(chǎng)特性也非常復(fù)雜，存在著激波層、熵層、邊界層、復(fù)雜波系干擾、激波-粘性干擾以及高溫氣體效應(yīng)等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象[3]。由于高超聲速流動(dòng)的本質(zhì)特性為非線性，現(xiàn)有非定常氣動(dòng)力理論不能很好地考慮這些復(fù)雜因素的影響，因此在型號(hào)設(shè)計(jì)中還需要通過在高超聲速風(fēng)洞中采用結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)相似的模型進(jìn)行顫振試驗(yàn)研究。

20世紀(jì)50、60年代，NASA、美國空軍實(shí)驗(yàn)室等研究機(jī)構(gòu)建立了高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)，開展了大量的高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)[4]，研究了相關(guān)設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)舵翼面高超聲速顫振特性的影響以及一些型號(hào)舵翼面的高超聲速顫振特性。如Gibson[5]、Morgan[6]、Goetz[7]等人在高超聲速氦氣風(fēng)洞中研究了翼型對(duì)舵翼面顫振特性的影響；Hanson[8]、Young[9]研究了翼型厚度對(duì)舵翼面顫振特性的影響。此外Young[9]還研究了迎角對(duì)翼面顫振特性的影響。Rainey[10]、Hanson[8]、Goetz[11-12]、Spain[13]等人研究了超聲速、高超聲速不同馬赫數(shù)下舵翼面前緣鈍度與其顫振特性的關(guān)系。Doggett[14]、Goetz[15]還通過實(shí)驗(yàn)研究了考慮翼身干擾效應(yīng)下的翼面顫振特性。大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)為其高超聲速飛行器設(shè)計(jì)和高超聲速非定常氣動(dòng)力計(jì)算和理論的發(fā)展奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。

國內(nèi)之前不具備高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)，尚未開展過高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)研究[16-17]。筆者提出了在現(xiàn)有高超聲速風(fēng)洞開展顫振試驗(yàn)研究的解決方案，建立了基于中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-07高超聲速風(fēng)洞的顫振試驗(yàn)裝置，通過試驗(yàn)驗(yàn)證了該試驗(yàn)裝置以及模型保護(hù)技術(shù)、固定馬赫數(shù)變動(dòng)壓技術(shù)等。通過固定馬赫數(shù)階梯變動(dòng)壓的方式，對(duì)類X-15機(jī)翼平板翼模型的高超聲速顫振特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究，采用Zimmerman-Weissenburger方法[18]對(duì)其經(jīng)典顫振邊界進(jìn)行預(yù)估。

1 試驗(yàn)裝置和保護(hù)機(jī)構(gòu)

1.1 試驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)

在常規(guī)暫沖式高超聲速風(fēng)洞中開展顫振試驗(yàn)需要解決諸多難題。主要難點(diǎn)如下：

(1) 模型保護(hù)問題。暫沖式高超聲速風(fēng)洞啟動(dòng)和關(guān)車時(shí)存在高于正常開車動(dòng)壓數(shù)倍的流場(chǎng)沖擊，需要采取措施在風(fēng)洞啟動(dòng)和關(guān)車時(shí)保護(hù)模型；此外當(dāng)接近或發(fā)生顫振時(shí)會(huì)有模型破壞的可能，需對(duì)模型提供應(yīng)急保護(hù)。

(2) 氣動(dòng)加熱影響。國內(nèi)常規(guī)高超風(fēng)洞常采用加熱空氣作為流場(chǎng)介質(zhì)，馬赫6.0以上總溫較高，模型氣動(dòng)加熱明顯。因此設(shè)計(jì)模型和選擇測(cè)量元件時(shí)需考慮并防止氣動(dòng)加熱對(duì)模型振動(dòng)特性和測(cè)量元件的影響。此外對(duì)測(cè)量元器件及線路需考慮防隔熱問題，對(duì)所測(cè)的信號(hào)需評(píng)估可能的熱影響和修正。

(3) 試驗(yàn)測(cè)量元件及線路保護(hù)。高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)動(dòng)壓大，試驗(yàn)中需防止試驗(yàn)測(cè)量元件和線路受到流場(chǎng)沖擊的影響。尤其對(duì)于測(cè)量元件和線路外露的模型(如本文采用的實(shí)心薄翼模型)，這類問題更為嚴(yán)重。

(4) 風(fēng)洞開車方式。風(fēng)洞變動(dòng)壓開車是顫振試驗(yàn)的關(guān)鍵，高超聲速試驗(yàn)需要采用固定馬赫數(shù)變動(dòng)壓風(fēng)洞開車技術(shù)，需要風(fēng)洞具備一定的動(dòng)壓調(diào)節(jié)范圍。

(5) 振動(dòng)干擾問題。風(fēng)洞本體振動(dòng)噪聲和試驗(yàn)段相關(guān)部件振動(dòng)會(huì)對(duì)彈性模型的振動(dòng)特性構(gòu)成干擾，試驗(yàn)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)需盡量避免和減小外部振動(dòng)環(huán)境對(duì)模型振動(dòng)特性的影響。

本文中設(shè)計(jì)的基于FD-07高超聲速風(fēng)洞的舵翼面顫振試驗(yàn)裝置如圖1所示。試驗(yàn)機(jī)構(gòu)與保護(hù)機(jī)構(gòu)一體設(shè)計(jì)，模型夾具(Model Clamp)、模型支座(Pedestal)以及保護(hù)機(jī)構(gòu)的一部分被支撐擋板(Supporting Baffle)和反射板(Reflective Plate)包圍，與流場(chǎng)隔離。模型通過支撐機(jī)構(gòu)安裝在平臺(tái)基座(Platform Base)上，平臺(tái)基座直接固定在風(fēng)洞試驗(yàn)段駐室底座上。這種安裝形式有效避免了風(fēng)洞本體振動(dòng)和其它附加支撐(如插入機(jī)構(gòu)等)的頻率對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷母蓴_。翼面模型位置處于流場(chǎng)錐形均勻區(qū)內(nèi)。保護(hù)罩(Spoiler)打開情況下阻塞度為0.1034，滿足流場(chǎng)建立要求。試驗(yàn)裝置試驗(yàn)?zāi)芰槟Ｐ驼归L(zhǎng)<160mm，弦長(zhǎng)<250mm。

圖1 試驗(yàn)裝置軸測(cè)圖Fig.1 Axonometric drawing of the testing apparatus

1.2 保護(hù)機(jī)構(gòu)

模型保護(hù)采用保護(hù)罩保護(hù)的方式。如圖1所示，保護(hù)機(jī)構(gòu)由保護(hù)罩、氣缸等部分組成。模型需要保護(hù)時(shí)氣缸驅(qū)動(dòng)保護(hù)罩彈出，使模型局部流場(chǎng)動(dòng)壓下降；試驗(yàn)時(shí)保護(hù)罩回撤至與反射板齊平。保護(hù)機(jī)構(gòu)控制系統(tǒng)獨(dú)立于風(fēng)洞控制系統(tǒng)，并且反應(yīng)時(shí)間短，可以控制在1s以內(nèi)，可由人工控制或程序控制。

圖2為試驗(yàn)時(shí)翼面應(yīng)變信號(hào)時(shí)域曲線。0～8s保護(hù)罩開啟，模型處于保護(hù)狀態(tài)；約8s時(shí)保護(hù)罩回撤，直至23s，模型暴露在流場(chǎng)中處于試驗(yàn)狀態(tài)；約23s時(shí)保護(hù)罩彈出，模型處于保護(hù)狀態(tài)?？梢钥闯?，保護(hù)罩阻止了模型在風(fēng)洞流場(chǎng)中的大幅振動(dòng)，起到了模型保護(hù)效果。試驗(yàn)過程中保護(hù)機(jī)構(gòu)工作正常，能夠承受風(fēng)洞啟動(dòng)和關(guān)車高動(dòng)壓氣流沖擊。

圖2 翼面模型應(yīng)變信號(hào)Fig.2 The strain gage signals of wing model

2 風(fēng)洞及數(shù)據(jù)測(cè)量采集

試驗(yàn)在中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-07高超聲速風(fēng)洞進(jìn)行(見圖3)。該風(fēng)洞是一座自由射流暫沖式高超聲速風(fēng)洞。噴管出口直徑為Φ0.5m。常用試驗(yàn)馬赫數(shù)為5～8。本次試驗(yàn)馬赫數(shù)為5.0和6.0。 試驗(yàn)采用位于翼面中下部(見圖3)的電阻應(yīng)變片測(cè)量翼面振動(dòng)信號(hào)，兩組惠斯通半橋分別測(cè)量翼面彎曲和扭轉(zhuǎn)變形。應(yīng)變片及裸露信號(hào)線表面涂覆低模量膠以保護(hù)測(cè)量元件和信號(hào)線免受流場(chǎng)沖擊影響。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用Coinv INV3060A數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，采樣頻率512Hz。

3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎妙怷-15機(jī)翼的平板翼，材料為0.47mm均勻等厚鋼板。機(jī)翼展弦比1.08，根梢比0.273。根部弦長(zhǎng)0.2217m，翼尖弦長(zhǎng)0.0605m，展長(zhǎng)0.1524m。邊界條件為根部固支。其前兩階模態(tài)振型計(jì)算如圖4、5所示，模態(tài)計(jì)算頻率和地面振動(dòng)試

驗(yàn)(GVT)頻率如表1所示。采用活塞理論預(yù)估(結(jié)構(gòu)阻尼為零)其顫振動(dòng)壓為7.2×104Pa，其顫振形態(tài)主要為一階彎曲和一階扭轉(zhuǎn)模態(tài)的耦合(如圖6)。

表1 翼面結(jié)構(gòu)固有頻率Table 1 Natural frequencies of the wing model

圖3 高超聲速風(fēng)洞中的翼面及顫振試驗(yàn)裝置

Fig.3 Wing model and flutter testing apparatus in the hypersonic wind tunnel

圖4 一階彎曲模態(tài)Fig.4 1st bending mode

圖5 一階扭轉(zhuǎn)模態(tài)Fig.5 1st torsion mode

圖6 顫振動(dòng)壓-頻率曲線Fig.6 Flutter q-f plot

4 試驗(yàn)流程和方法

4.1 試驗(yàn)流程

模型及試驗(yàn)裝置在風(fēng)洞試驗(yàn)段安裝完成后，在試驗(yàn)前先進(jìn)行零風(fēng)速振動(dòng)試驗(yàn)，采集測(cè)量無風(fēng)情況下模型應(yīng)變響應(yīng)數(shù)據(jù)并辨識(shí)其低階固有頻率和阻尼。在每次風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)束后再進(jìn)行零風(fēng)速振動(dòng)試驗(yàn)，以測(cè)定試驗(yàn)結(jié)束后模型的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)參數(shù)，檢驗(yàn)?zāi)Ｐ褪欠袷艿狡茐摹Ｔ囼?yàn)采用風(fēng)洞湍流激勵(lì)模型。

4.2 風(fēng)洞開車方式

試驗(yàn)采用固定馬赫數(shù)變動(dòng)壓的開車方式，即通過增加或降低前室總壓實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)動(dòng)壓的增加或降低。此次試驗(yàn)驗(yàn)證了固定馬赫數(shù)階梯增壓和固定馬赫數(shù)連續(xù)增壓兩種變動(dòng)壓方式。階梯增壓每一個(gè)動(dòng)壓階梯穩(wěn)定時(shí)間大于20s。

圖7為Ma5.0某車次階梯變動(dòng)壓開車時(shí)動(dòng)壓隨時(shí)間變化情況，對(duì)應(yīng)動(dòng)壓依次平均為39 535、43 276和46 648Pa；圖8為Ma6.0某車次先階梯變動(dòng)壓(40 041、49 814和56 198Pa)，后連續(xù)變動(dòng)壓(56 439～79 535Pa)情況。試驗(yàn)驗(yàn)證了2種開車方式均穩(wěn)定可控。

圖7 Ma5.0階梯變動(dòng)壓開車情況Fig.7 Results of dynamic pressure control at Ma 5.0

圖8 Ma6.0時(shí)變動(dòng)壓開車情況Fig.8 Results of dynamic pressure control at Ma 6.0

5 試驗(yàn)結(jié)果與分析

5.1 試驗(yàn)情況概述

試驗(yàn)馬赫數(shù)為5.0和6.0。其中Ma5.0時(shí)的試驗(yàn)動(dòng)壓范圍為37 705～65 849Pa。

在Ma5.0的試驗(yàn)中隨著動(dòng)壓的增加，被測(cè)模型的一階彎曲頻率增加、一階扭轉(zhuǎn)頻率降低，同時(shí)模型振幅加大，應(yīng)變響應(yīng)幅值增加。

在Ma6.0試驗(yàn)時(shí)，模型表面應(yīng)變片在吹風(fēng)數(shù)秒之后便無振動(dòng)信號(hào)輸出；考慮到Ma6.0時(shí)流場(chǎng)總溫將近200℃，同時(shí)結(jié)合翼面紅外熱像監(jiān)測(cè)結(jié)果分析其原因可能是應(yīng)變片高溫失效導(dǎo)致。試驗(yàn)沒能得到該馬赫數(shù)下的有效試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

5.2 模態(tài)參數(shù)辨識(shí)

采用功率譜計(jì)算初步分析模型振動(dòng)頻率。圖9為零風(fēng)速試驗(yàn)翼面應(yīng)變響應(yīng)的曲線，圖10為該響應(yīng)數(shù)據(jù)的功率譜。結(jié)合GVT試驗(yàn)情況可辨識(shí)出該翼面模型風(fēng)洞安裝狀態(tài)的一階彎曲頻率為25.4Hz，一階扭轉(zhuǎn)頻率為73.4Hz，與地面GVT試驗(yàn)結(jié)果(見表1)基本一致。

圖9 零風(fēng)速試驗(yàn)翼面應(yīng)變響應(yīng)信號(hào)Fig.9 Response signals of wing model in wind-off test

圖10 零風(fēng)速試驗(yàn)響應(yīng)功率譜Fig.10 Power spectrum of response in wind-off test

圖11為風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)(Ma5.0，動(dòng)壓50 374Pa)下翼面應(yīng)變響應(yīng)曲線，圖12為該響應(yīng)數(shù)據(jù)功率譜。結(jié)合圖10和12可以看出，風(fēng)洞試驗(yàn)中模型一階彎曲頻率和一階扭轉(zhuǎn)頻率發(fā)生耦合。

采用隨機(jī)子空間法(SSI)識(shí)別試驗(yàn)?zāi)B(tài)參數(shù)。圖13為所辨識(shí)的阻尼和頻率隨動(dòng)壓的變化情況。圖中可以看出隨著動(dòng)壓增加，模型一階彎曲頻率增加，一階扭轉(zhuǎn)頻率下降。一階彎曲和一階扭轉(zhuǎn)的阻尼隨動(dòng)壓增加基本呈現(xiàn)下降趨勢(shì)。

圖12 風(fēng)洞試驗(yàn)翼面響應(yīng)功率譜Fig.12 Power spectrum of response in wind tunnel test

圖13 典型試驗(yàn)驗(yàn)動(dòng)壓模態(tài)參數(shù)辨識(shí)結(jié)果

Fig.13 Identification of modal parameters at typical testing dynamic pressure

5.3 亞臨界顫振預(yù)測(cè)

采用Zimmerman-Weissenburger方法[18]進(jìn)行顫振邊界預(yù)測(cè)。該方法通過構(gòu)造顫振邊界函數(shù)，并通過對(duì)顫振邊界函數(shù)隨動(dòng)壓的變化進(jìn)行外插判斷顫振臨界動(dòng)壓，適用于經(jīng)典顫振的預(yù)測(cè)。

顫振邊界函數(shù)F為與顫振相關(guān)的模態(tài)頻率ω和模態(tài)阻尼β的函數(shù)。

各動(dòng)壓點(diǎn)下的顫振邊界函數(shù)值計(jì)算如圖14所示，通過二次多項(xiàng)式外插得到顫振邊界函數(shù)為零的經(jīng)典顫振臨界點(diǎn)動(dòng)壓為8.25×104Pa。其值比采用活塞理論計(jì)算(結(jié)構(gòu)阻尼為零)的顫振動(dòng)壓(7.2×104Pa)高12.7%。

圖14 亞臨界顫振預(yù)測(cè)Fig.14 Subcritical prediction of flutter parameter

該組亞臨界外推試驗(yàn)數(shù)據(jù)中的最大試驗(yàn)動(dòng)壓為62 766Pa，距離預(yù)測(cè)的顫振動(dòng)壓相差約23.9%。為獲得更為精確的顫振預(yù)測(cè)動(dòng)壓需要進(jìn)一步提高試驗(yàn)動(dòng)壓來逐步逼近顫振臨界點(diǎn)。但對(duì)于本文所研究的平板均厚薄翼模型，試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)其在動(dòng)壓較高的情況下會(huì)發(fā)生較大側(cè)向變形，這種大變形引起的結(jié)構(gòu)非線性、結(jié)構(gòu)預(yù)應(yīng)力甚至局部支撐狀態(tài)改變等因素會(huì)使得試驗(yàn)中模型結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性發(fā)生改變，這種結(jié)構(gòu)變化要先于經(jīng)典顫振的發(fā)生，因而較難采用直接觀測(cè)法測(cè)量平板翼的經(jīng)典顫振邊界。

6 結(jié) 論

(1) 采用本文設(shè)計(jì)的顫振試驗(yàn)裝置成功完成高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)研究。該試驗(yàn)裝置能夠有效避免風(fēng)洞本體振動(dòng)以及其它部件對(duì)模型自身頻率的干擾。保護(hù)罩形式的保護(hù)機(jī)構(gòu)能夠經(jīng)受風(fēng)洞啟動(dòng)和關(guān)車動(dòng)壓的沖擊，在流場(chǎng)中有效地保護(hù)模型。

(2) 對(duì)平板翼模型進(jìn)行高超聲速亞臨界顫振試驗(yàn)，采用顫振邊界函數(shù)法預(yù)測(cè)其經(jīng)典顫振邊界，結(jié)果表明該模型的經(jīng)典顫振臨界動(dòng)壓比活塞理論計(jì)算值高12.7%。

(3) FD-07高超風(fēng)洞的變動(dòng)壓開車方式和動(dòng)壓變化梯度可以滿足高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)要求。Ma6.0以上高超聲速顫振模型設(shè)計(jì)時(shí)需采取措施防止氣動(dòng)加熱對(duì)信號(hào)采集以及模型結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性的影響。

(4) 對(duì)于等厚平板薄翼模型在高超聲速經(jīng)典顫振發(fā)生前會(huì)由于振幅或載荷過大發(fā)生結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性的變化，因而較難采用直接觀測(cè)法得到平板薄翼的經(jīng)典顫振邊界。

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(編輯：張巧蕓)

Research on flutter test technique in hypersonic wind tunnel

Ji Chen, Li Feng, Liu Ziqiang*

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

In order to conduct flutter test research in hypersonic wind tunnels, a hypersonic wind tunnel flutter test apparatus and a model protection device in the form of protective cover were designed. Wind tunnel tests show that the apparatus can be used to carry out the hypersonic wind tunnel flutter test research and to prevent the test model from being interfered by the wind tunnel vibration. The protection device can work in high dynamic pressure situations and protect the model effectively. The results also validate the two ways of driving the wind tunnel with the dynamic pressure changing step by step or continuously at a fixed Mach number. In order to verify the hypersonic wind tunnel flutter testing technique, flat wings flutter tests were conducted on in the hypersonic wind tunnel at Mach 5.0 and 6.0. The stochastic subspace method was used to identify structural model parameters, and the Zimmerman-Weissenburger method was used for predicting the critical flutter dynamic pressure. The results of this prediction were 12.7% larger than the calculated values using the piston theory.

hypersonic;wind tunnel flutter test;subcritical;flutter boundary prediction;aeroelasticity

1672-9897(2015)04-0075-06

10.11729/syltlx20150005

2015-01-14;

2015-02-04

國家自然科學(xué)基金(91216202)；國防基礎(chǔ)科研題目(B0320110011)

JiC,LiF,LiuZQ.Researchonfluttertesttechniqueinhypersonicwindtunnel.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(4): 75-80. 季 辰, 李 鋒, 劉子強(qiáng). 高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(4): 75-80.

V215.3

A

季 辰(1982-)，男，江蘇南通人，高級(jí)工程師。研究方向：飛行器氣動(dòng)彈性。通信地址：北京市7201信箱16分箱(100074);E-mail：jichen167@sina.com

*通信作者 E-mail: deep_space@163.com