折疊翼間隙對(duì)其顫振特性影響的試驗(yàn)研究

雷博淇， 冉玉國(guó)， 李秋彥， 孔斌， 張召明

(1.成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 成都610091;2.南京航空航天大學(xué), 南京210016)

折疊翼間隙對(duì)其顫振特性影響的試驗(yàn)研究

雷博淇1， 冉玉國(guó)1， 李秋彥1， 孔斌1， 張召明2

(1.成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 成都610091;2.南京航空航天大學(xué), 南京210016)

折疊翼飛行器是一種可以在飛行中改變自身氣動(dòng)外形的新型飛行器，折疊翼的折疊機(jī)構(gòu)不可避免地帶有間隙，間隙對(duì)折疊翼的固有振動(dòng)特性和顫振特性會(huì)產(chǎn)生影響。通過設(shè)計(jì)合理的含間隙折疊機(jī)翼顫振模型，并通過低速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)研究其低速顫振特性，測(cè)試間隙對(duì)折疊機(jī)翼顫振特性的影響。試驗(yàn)結(jié)果表明：外翼折疊角度越大顫振速度越高，折疊翼無(wú)間隙工況下的顫振速度高于有間隙工況下的顫振速度，有間隙工況顫振速度比無(wú)間隙時(shí)降低約4%。

折疊機(jī)翼;間隙;顫振特性

引言

隨著科技進(jìn)步，各類飛行器已經(jīng)廣泛使用于多個(gè)領(lǐng)域。目前使用的各類飛行器中大多數(shù)為固定翼結(jié)構(gòu)，這類結(jié)構(gòu)對(duì)飛行器的貯存、運(yùn)輸帶來不便，而折疊翼可以最大限度地減小所需空間[1-3]，同時(shí)，通過改變機(jī)翼外形能有效提高飛機(jī)的氣動(dòng)性能和經(jīng)濟(jì)性，協(xié)調(diào)低速飛行與高速飛行的矛盾[4-5]。

折疊翼在折疊過程中，機(jī)翼所受的非定常氣動(dòng)力、慣性特性及剛度特性都隨機(jī)翼的折疊而發(fā)生改變，不同的折疊構(gòu)型具有不同的顫振特性[6]。折疊翼機(jī)翼分為內(nèi)翼和外翼兩部分，內(nèi)翼與機(jī)身結(jié)構(gòu)連成一體，外翼與內(nèi)翼上下表面分離面處設(shè)置鉸鏈[7]。折疊翼的折疊機(jī)構(gòu)復(fù)雜，不可避免地存在系統(tǒng)間隙，但間隙對(duì)機(jī)翼顫振特性的影響尚不清楚。另一方面折疊翼面變形后，氣動(dòng)力的非定常效應(yīng)顯著[8]，折疊機(jī)翼的氣動(dòng)特性復(fù)雜。目前，國(guó)內(nèi)外的學(xué)者分別在折疊機(jī)翼的機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)[1-6]和間隙的顫振影響方面做過不少研究[9-10]，但結(jié)合折疊機(jī)翼和間隙兩方面的研究很少，也缺少相關(guān)試驗(yàn)的研究。

本文旨在通過設(shè)計(jì)合理的含間隙折疊翼顫振模型并開展風(fēng)洞試驗(yàn)，研究不同折疊角及間隙對(duì)折疊翼的顫振特性的影響，為飛機(jī)的顫振設(shè)計(jì)提供參考。

1試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)

1.1折疊翼模型結(jié)構(gòu)介紹

本次試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計(jì)有兩個(gè)考慮：首先保證模型的顫振易發(fā)生，且不損壞；其次，在一定的經(jīng)費(fèi)限制下，通過合理的制造和試驗(yàn)方案，降低成本。

模型由內(nèi)外梯形翼通過軸承機(jī)構(gòu)連接，外翼可旋轉(zhuǎn)折疊，設(shè)計(jì)不同的轉(zhuǎn)軸控制外翼折疊角度、不同的限位器控制外翼間隙大小，如圖1所示。通過這些簡(jiǎn)單易行的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，可降低模型的制造難度，進(jìn)而降低項(xiàng)目經(jīng)費(fèi)。

圖1折疊翼模型結(jié)構(gòu)示意圖

根據(jù)國(guó)標(biāo)中的規(guī)定，折疊翼的間隙不超過0.25°，這么小的角度不易保持和測(cè)量，通過限位桿將外翼的旋轉(zhuǎn)間隙放大為位移間隙。

1.2數(shù)值分析

數(shù)值分析的目的在于，初步得到折疊機(jī)翼不含間隙情況下的顫振特性，為下一節(jié)合理的設(shè)計(jì)試驗(yàn)方案打好基礎(chǔ)，數(shù)值模擬中得到的折疊翼振動(dòng)頻率和顫振速度可作為GVT試驗(yàn)和風(fēng)洞試驗(yàn)的參考依據(jù)，也可以和最后的試驗(yàn)結(jié)果比較，驗(yàn)證數(shù)值模型的準(zhǔn)確性。本文的數(shù)值分析使用有限元軟件Natsran計(jì)算折疊機(jī)翼的振動(dòng)和顫振特性。折疊機(jī)翼模型固有振動(dòng)特性及顫振特性見表1。

表1折疊機(jī)翼固有振動(dòng)特性和顫振特性分析結(jié)果

2試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)與實(shí)施

根據(jù)試驗(yàn)風(fēng)洞的速壓帶設(shè)計(jì)合理的顫振模型，使其顫振速度保持在風(fēng)洞速壓帶中間偏上位置，即模型顫振速度在50～70 m/s之間，這既可以保證模型安全，使模型不在試驗(yàn)初始階段就發(fā)生破壞，又可以使試驗(yàn)在盡可能低的風(fēng)速下完成，達(dá)到經(jīng)濟(jì)高效的目的。

2.1GVT試驗(yàn)

GVT試驗(yàn)用于檢測(cè)模型是否達(dá)到設(shè)計(jì)目標(biāo)，GVT試驗(yàn)了折疊角度分別為0°、30°、60°三種工況，其中折疊角度30°的模型如圖2所示，模型前三階振型如圖3所示，試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算結(jié)果比較見表2。

圖2外翼折疊30度工況模態(tài)試驗(yàn)

圖3外翼折疊30模型前三階振型

折疊角度模態(tài)名稱計(jì)算頻率/Hz試驗(yàn)頻率/Hz0度機(jī)翼一彎2 692 75外翼旋轉(zhuǎn)7 636 75機(jī)翼一扭12 0912 530度機(jī)翼一彎2 792 29外翼旋轉(zhuǎn)7 106 64機(jī)翼一扭11 6911 0160度機(jī)翼一彎2 982 47外翼旋轉(zhuǎn)5 945 46機(jī)翼一扭10 029 11

模態(tài)試驗(yàn)表明，模型各工況計(jì)算頻率與試驗(yàn)頻率相差不大，達(dá)到設(shè)計(jì)目標(biāo)，可進(jìn)行下一步試驗(yàn)。

2.2顫振風(fēng)洞試驗(yàn)

顫振風(fēng)洞試驗(yàn)工況見表3，表中所列為初步計(jì)劃的試驗(yàn)狀態(tài)，實(shí)際試驗(yàn)狀態(tài)需根據(jù)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)情況調(diào)整。每一個(gè)外翼折疊角度，調(diào)整不同的間隙，組成不同的吹風(fēng)狀態(tài)。

表3風(fēng)洞試驗(yàn)工況

外翼折疊角度的調(diào)整通過更換不同的轉(zhuǎn)軸來實(shí)現(xiàn)，不同的轉(zhuǎn)軸只是開孔位置不同，僅用于改變外翼折疊角度，轉(zhuǎn)軸的材質(zhì)和尺寸相同，保證試驗(yàn)的連續(xù)性和可對(duì)比性。顫振風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，首次試驗(yàn)初始風(fēng)速50 m/s，風(fēng)速的最小步長(zhǎng)取0.5 m/s，直至模型吹至顫振亞臨界或者臨界為止，風(fēng)洞試驗(yàn)如圖4～圖5所示。模型根部粘貼應(yīng)變片，在風(fēng)洞試驗(yàn)過程中，監(jiān)測(cè)模型振動(dòng)信號(hào)，判斷模型是否發(fā)生顫振。典型的監(jiān)控信號(hào)如圖6～圖7所示。模型的保護(hù)是通過外翼翼稍處連接保護(hù)鋼絲繩索，吹風(fēng)至亞臨界時(shí)，收緊鋼絲繩索，改變模型的動(dòng)力特性，使其脫離顫振亞臨界狀態(tài)。

圖4外翼折疊0度風(fēng)洞試驗(yàn)示意圖

圖5外翼折疊60度風(fēng)洞試驗(yàn)示意圖

圖6振動(dòng)信號(hào)波形圖

圖7振動(dòng)信號(hào)頻譜圖

3試驗(yàn)結(jié)果與分析

風(fēng)洞試驗(yàn)中，當(dāng)模型發(fā)生顫振時(shí)，翼面的響應(yīng)迅速增大，應(yīng)變片的時(shí)域信號(hào)呈現(xiàn)發(fā)散趨勢(shì)，振動(dòng)信號(hào)在紅線區(qū)域內(nèi)逐步增大，參與顫振的主要模態(tài)分支逐漸靠近，最終變?yōu)閱我活澱衲B(tài)，模型頻率出現(xiàn)穩(wěn)定單峰狀態(tài)，表明此時(shí)顫振發(fā)生。隨后風(fēng)洞關(guān)車，振動(dòng)衰減。各工況模型試驗(yàn)結(jié)果如圖8所示。

圖8含間隙折疊翼顫振試驗(yàn)結(jié)果

顫振風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，隨著外翼角度的增大，模型顫振速度升高，這是因?yàn)橥庖斫嵌仍龃?，整個(gè)機(jī)翼的展弦比減小，因此顫振速度提高。

折疊機(jī)翼的間隙增大，顫振速度不一定降低，要結(jié)合機(jī)翼折疊角度分析，間隙和顫振速度之間不是簡(jiǎn)單的線性關(guān)系。

試驗(yàn)結(jié)果顯示，無(wú)間隙情況下機(jī)翼的顫振速度高于有間隙情況下，隨著間隙增大顫振速度迅速降低；折疊機(jī)翼的間隙，在國(guó)標(biāo)要求間隙的2倍內(nèi)，顫振速度維持在一定水平，變化很?。粰C(jī)翼有間隙時(shí)顫振速度比無(wú)間隙時(shí)降低約4%。國(guó)標(biāo)規(guī)定折疊翼間隙不大于0.25°，小于0.25°的間隙看作小間隙，大于0.25°的作為大間隙，小間隙工況和大間隙工況下，顫振速度相差不大，相差不到1%。

4結(jié)論

本次試驗(yàn)通過設(shè)計(jì)含間隙折疊機(jī)翼低速顫振試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，?guó)內(nèi)首次通過風(fēng)洞試驗(yàn)探索性地研究了含間隙折疊機(jī)翼的顫振特性，并得到以下幾條結(jié)論：

(1) 外翼折疊角度增大，顫振速度升高。

(2) 折疊翼的間隙增大，顫振速度不一定降低，間隙和顫振速度之間不是簡(jiǎn)單的線性關(guān)系。

(3) 無(wú)間隙情況下折疊翼的顫振速度高于有間隙情況，隨著間隙增大，折疊翼的顫振速度迅速降低，然后在一定間隙范圍內(nèi)，維持在一定水平。

(4) 折疊翼有間隙時(shí)顫振速度比無(wú)間隙時(shí)降低約4%。

(5) 小間隙工況和大間隙工況下，顫振速度相差不大，速度差距不到1%，在折疊翼飛機(jī)設(shè)計(jì)制造過程中，不必為了刻意減小間隙，從而帶來高昂的制造成本。

[1] 鐘世宏,王占利.無(wú)人機(jī)折疊翼的相關(guān)設(shè)計(jì)與研究[J].無(wú)人機(jī),2012,92(1):45-46.

[2] 鐘世宏,孫巍,張崇耿.新型可折疊翼板展開機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì)及動(dòng)力學(xué)研究[J].航天制造技術(shù),2013,10(5):17-20.

[3] 吳俊全,孫海文,張曉旻.折疊翼展開試驗(yàn)與動(dòng)力學(xué)仿真研究[J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào),2012,32(3):164-166.

[4] 包曉翔,張?jiān)骑w,楊曉樹.新型折疊翼機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2014,40(8):1127-1133.

[5] 董文俊,孫秦.折疊翼變體飛機(jī)的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)和驅(qū)動(dòng)方式優(yōu)化分析[J].航空工程進(jìn)展,2011,2(1):84-88.

[6] 李毅,楊智春.折疊翼飛行器機(jī)翼折疊過程的顫振仿真分析[J].系統(tǒng)仿真學(xué)報(bào),2009,21(22):7069-7072.

[7] 郭小良,裴錦華,楊忠清,等.無(wú)人機(jī)折疊機(jī)翼展開運(yùn)動(dòng)特性研究[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2006,38(4):438-441.

[8] 袁明川,史志偉,程克明.折疊翼變體飛行器非定常氣動(dòng)特性實(shí)驗(yàn)研究[J].試驗(yàn)流體力學(xué),2013,27(6):14-18.

[9] TANG D M,DOWELL E H.Experimental aeroelastic response for a freeplay control surface in buffeting flow[J].AIAA Journal,2013,51(12):2852-2861.

[10] LI Y,YANG Z C.Uncertainty quantification in flutter analysis for an airfoil with perloaded free play[J].Journal of Aircraft,2010,47(4):1454-1457.

Experimental Study of the Flutter Characteristics for Folding Wing with Rotating Freeplay

LEIBoqi1,RANYuguo1,LIQiuyan1,KONGBin1,ZHANGZhaoming2

(1.Chengdu Aircraft Design and Research Institute, Chengdu 610091, China; 2.Nanjing University of Aeronautics andAstronautics, Nanjing 210016, China)

The folding wing aircraft is a new type vehicle which can change its aerodynamic shape in flight. The appearance of freeplay is not be avoid in its folding structure. The reasonable flutter folding wing model with rotating freeplay is designed, whose low-speed flutter characteristics will be tested on low-speed wind tunnel, and the effect of the rotating freeplay on the flutter characteristics of folding wing is obtained. The experimental results show that the larger folding angle of outboard wing provides higher flutter speed, and the flutter speed in the case with rotating freeplay is lower than that of the case without rotating freeplay, the flutter speed in the case with rotating freeplay is lower about 4% than that of the case without rotating freeplay.

folding wing; rotating freeplay; flutter characteristics

2016-12-06

雷博淇(1986-),男,工程師,主要從事氣動(dòng)彈性方面的研究,(E-mail)nasa0012@sina.com

1673-1549(2017)03-0031-04

10.11863/j.suse.2017.03.07

V216.2+4

A