高超聲速飛行器脈沖風洞測力系統(tǒng)研究

張小慶, 王 琪, 劉偉雄, 呂金洲,2

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心超高速空氣動力研究所 高超聲速沖壓發(fā)動機技術重點實驗室, 四川 綿陽 621000; 2.西南交通大學機械工程學院 摩擦學研究所, 成都 610031)

0 引 言

吸氣式高超聲速飛行器具有巨大的軍事價值和經(jīng)濟價值，是當前航空航天技術的研究熱點。其最顯著的特點是各系統(tǒng)高度耦合，必須采用一體化方法進行研究?，F(xiàn)階段，地面風洞試驗是開展該研究的最重要手段。脈沖燃燒風洞口徑大、建造及運行成本低[1]，是目前國內開展超燃發(fā)動機和一體化高超聲速飛行器試驗研究的主力設備之一[2]。

在脈沖燃燒風洞中進行試驗時，由于風洞沖擊載荷較大，試驗模型、天平與支架組成的測力系統(tǒng)將產(chǎn)生振動。對于工作時間只有300ms的脈沖燃燒風洞，如果測力系統(tǒng)振動頻率過低、響應速度慢，天平輸出將無法上升至穩(wěn)態(tài)值，不能獲得有效輸出。因此，為了獲得較為準確的飛行器氣動力載荷，必須提高整個模型測力系統(tǒng)的頻響。

但是，隨著試驗模型尺度增大，其質量增加，將導致系統(tǒng)頻響降低?，F(xiàn)階段，美國X-51飛行器在LENS激波風洞進行全尺度模型測力試驗，模型尺度約4.3m；中國空氣動力研究與發(fā)展中心激波風洞某測力模型長度約1m，質量約20kg；中國科學院力學研究所JF12爆轟驅動激波風洞進行3～4m飛行器模型測力試驗，模型質量約100kg。和上述風洞相比，在脈沖燃燒風洞中進行的高超聲速飛行器測力試驗尺度更大、模型更重、系統(tǒng)頻響更低。因此，快速測力技術成為脈沖燃燒風洞試驗亟需克服的難題。

為解決脈沖類風洞快速測力問題，國內外學者針對測力天平開展了大量研究，包括加速度計天平[3-8]、應力波天平[9-10]、光學天平[11-13]以及壓電天平[14]等，研究涉及的天平主要應用于傳統(tǒng)激波風洞，其有效試驗時間一般少于10ms，涉及的試驗模型較輕(一般低于10kg)。

隨著高超聲速風洞試驗能力的提高，新型脈沖燃燒風洞的有效試驗時間超過了100ms[15-16]。中國科學院汪運鵬[17-19]采用應變天平獲得了JF12風洞試驗模型的氣動力載荷。賀偉[20]通過對比脈沖燃燒風洞和長時間風洞的測力結果，驗證了脈沖燃燒風洞中采用單分量天平開展高超聲速飛行器測力試驗的可行性。王峰[21]將載荷辨識技術應用于脈沖燃燒風洞模型測力，根據(jù)天平測量信號與模型氣動載荷歷程之間的線性關系，可對模型載荷進行辨識；但對復雜模型測力系統(tǒng)很難建立較為準確的傳力模型，載荷辨識難度較大。

綜上所述，脈沖燃燒風洞測力方法只有以常規(guī)風洞測力方法為基礎，通過控制模型質量、增大試驗模型和天平剛度、提高測力系統(tǒng)的響應速度才能滿足快速測力的要求。本文針對脈沖燃燒風洞高超聲速飛行器測力系統(tǒng)，建立動力學方程，分析振動模態(tài)，并在試驗模型中布置振動傳感器測量振動信號，以研究測力系統(tǒng)的結構動力學特性，發(fā)展脈沖燃燒風洞一體化飛行器測力方法。該方法通過改進模型和天平的結構設計方案，匹配模型和天平動態(tài)響應特性，增大整個測力系統(tǒng)剛度，提高測力系統(tǒng)頻響，在較短的有效試驗時間內獲得更多周期的測力信號，以滿足一體化飛行器脈沖風洞帶動力試驗的測力需求。

1 脈沖燃燒風洞測力原理

吸氣式高超聲速一體化飛行器試驗模型在脈沖燃燒風洞中的安裝如圖1所示。測力系統(tǒng)由試驗模型、天平和支架組成。試驗過程中，當風洞駐室壓力達到設定試驗狀態(tài)時，位于燃燒室和噴管之間的膜片瞬時打開，風洞在很短的時間內(約5ms)完成起動，在噴管出口建立穩(wěn)定的試驗流場。試驗氣流與安裝在噴管出口均勻區(qū)內的飛行器試驗模型相互作用，一部分氣流經(jīng)進氣道壓縮進入發(fā)動機燃燒室，與燃油供給系統(tǒng)提供的燃油相互作用，燃燒后產(chǎn)生的氣體經(jīng)尾噴管膨脹并與外流相互作用產(chǎn)生推力。試驗模型所受載荷通過與其連接的天平輸出相應的電信號，放大后采集存儲于記錄儀中。試驗結束后，將采集的電信號代入天平靜校公式計算試驗模型上所受的氣動力載荷，據(jù)此開展吸氣式高超聲速一體化飛行器推阻特性評估。

試驗模型基本結構如圖2所示。飛行器氣動外形部件均為薄壁結構，通過螺栓剛性連接在支撐框架上，支撐框架與天平浮動框連接，天平固定框與天平支架連接，整個試驗模型支撐于風洞試驗段內。試驗時，來自噴管的高速氣流作用在試驗模型上，使其受到氣動載荷作用，所受載荷可無損失地傳遞至支撐框架，支撐框架在非常短的時間內即可把載荷無損失地傳遞至測力天平。

2 測力系統(tǒng)結構動力學分析

2.1 測力系統(tǒng)結構動力學建模

根據(jù)動力學理論對上述試驗模型進行結構動力學建模。在研究很短時間內的結構動力響應時，一般不考慮阻尼影響(因脈沖燃燒風洞試驗時間不到0.5s，故此可忽略阻尼影響)。試驗模型內部采用剛度較大的框架支撐，并通過框架與天平浮動框固連，因此，在分析系統(tǒng)振動頻率時假定試驗模型(質量為mt)與天平浮動框(質量為mf)為一整體，質量為兩者之和(mt+mf)。天平固定框與天平支架固聯(lián)，且支架可以近似為剛體。天平應變梁為測量元件，受力產(chǎn)生應變并通過應變片輸出信號，可以視為一個剛度為K的彈簧。對其中一個自由度方向，整個系統(tǒng)可以用一個彈簧模型來表示，如圖3所示。

對系統(tǒng)的簡化模型進行分析，可以獲得系統(tǒng)的振動頻率為：

(1)

為了測量推阻平衡附近的小量，天平應具有較高靈敏度，也就是要提高測量元件的應變值，一般高速風洞天平設計應變值取為100με。但是，天平靈敏度的提高會帶來天平固有頻率的下降。根據(jù)目前應變片和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的技術水平，為了獲得較高的靈敏度和精度，在天平設計時必須兼顧天平的靈敏度和固有頻率。脈沖燃燒風洞有效試驗時間為300ms，天平要獲得比較準確的結果，需要測力系統(tǒng)在有效試驗時間內至少輸出6個周期的力信號，因此，測力系統(tǒng)頻率應大于20Hz。根據(jù)天平頻率與測力系統(tǒng)頻率的關系，一般天平的頻率設計值大于100Hz。

試驗模型的振動頻率與模型的質量、剛度有關，對整個系統(tǒng)的振動頻率產(chǎn)生影響。在設計時可依據(jù)式(2)確定試驗模型的一階振動頻率：

(2)

式中:B為比例系數(shù)，主要考慮模型內部聯(lián)結對頻率的影響，一般取0.95；F、Δst分別表示氣動力載荷及其作用下產(chǎn)生的最大變形量；mt為試驗模型的質量。氣動載荷與最大變形量的比值就是試驗模型的剛度，一般規(guī)定模型的最大變形量為模型迎角的改變。迎角變化導致氣動載荷的變化值，應小于天平的最小分辨率，則迎角改變值應不大于0.03°。

2.2 振動模態(tài)分析

為了獲得天平的振動頻率和振型，采用錘擊法對天平的自由模態(tài)進行測定。測定時采用東方振動和噪聲技術研究所的力錘及加速度傳感器、數(shù)據(jù)采集儀等設備，運用DASP-V10軟件進行模態(tài)計算。測試系統(tǒng)如圖4所示。測試過程中，天平懸空，近似模擬自由狀態(tài)，其測點及力錘激勵點分布如圖5所示。求解模態(tài)參數(shù)時，綜合采用特征系統(tǒng)實現(xiàn)算法(ERA)和多參考點脈沖響應算法(PolyIIR)兩種模態(tài)參數(shù)識別方法，獲得天平的前6階固有頻率，結果如表1所示。

表1 天平模態(tài)測試參數(shù)Table 1 Mode test parameters of balance

從結果來看，天平的一階固有頻率為176.98Hz，頻率特性滿足設計要求。

由試驗模型、天平和支架組成的測力系統(tǒng)的振動模態(tài)采用有限元仿真計算和錘擊法試驗分別獲得。模態(tài)分析采用子空間迭代法(該方法通常用于大型結構中)，只求整個結構前5階振動模態(tài)，計算速度較快，所得結果比較準確。測力系統(tǒng)模型采用四面體網(wǎng)格進行離散，網(wǎng)格數(shù)約9.3萬；為與試驗狀態(tài)保持一致，將支架下底面設為固定邊界條件。通過計算獲得了測力系統(tǒng)的前5階固有頻率，結果列于表2中。

表2 試驗模型模態(tài)計算結果Table 2 Mode analysis result of test model

采用錘擊法測定系統(tǒng)振動模態(tài)，測點及激勵點分布如圖6所示。采用DASP軟件進行模態(tài)參數(shù)識別，辨識結果(包括階模態(tài)的頻率和振型)列于表3中。

表3 試驗模型模態(tài)測量結果Table 3 Mode test result of test model

從上述結果可知，計算結果和試驗結果在一階模態(tài)的固有頻率和振型方面均保持一致。計算結果與試驗結果的第二、三階模態(tài)頻率值相差不大，振型不同；而第四、五階的固有頻率和振型相差較大。造成分析和測定結果差異的可能原因是：(1) 接觸條件的影響。仿真時設定各零部件的接觸條件為綁定接觸，而試驗模型的各個零部件靠螺釘進行連接，二者存在差異。(2) 仿真分析過程中假定一切條件均為理想狀態(tài)，但是實際試驗過程中不能達到該狀態(tài)。綜合考慮上述因素，錘擊試驗測量的結果更能準確反應試驗模型的真實振動模態(tài)，以此結果作為試驗模型的振動模態(tài)。

整個測力系統(tǒng)的最低頻率，即一階振動頻率為26.18Hz，振動周期為38.2ms。脈沖燃燒風洞的試驗有效時間為300ms，在有效時間內測力天平可以測量出7.9個周期的振動信號。對脈沖燃燒風洞測力天平，要求在有效試驗時間內必須獲得6個周期的振動信號，才能比較準確地測量出試驗模型的氣動力載荷。因此，整個測力系統(tǒng)的頻率滿足脈沖燃燒風洞的測力要求。

3 測力系統(tǒng)振動分析

為了監(jiān)測試驗模型在試驗過程中的振動情況，在試驗模型內部安裝了加速度傳感器。加速度傳感器為變電容式，其特性是：僅測量模型的振動加速度，對模型內腔的聲壓振動響應遲鈍。加速度傳感器的安裝位置如圖2所示。

試驗模型振動加速度的測量結果如圖7所示。從信號時域圖中可以看出：試驗模型的振動加速度在0附近上下振動，范圍為±10m/s2，模型振動的持續(xù)時間約為0.9s；從振動信號的頻域圖中可以看出:模型的振動頻率主要分布在1～5kHz范圍內，這些高頻振動主要是高速氣流脈動引起局部部件結構變形產(chǎn)生的振動。由于試驗模型較重，受氣動載荷作用而產(chǎn)生的振動主要是低頻振動，因此對振動信號進行低通濾波，濾波的截止頻率設置為50Hz，濾波后的信號時頻圖如圖8所示。從圖中可以看出，濾波后試驗模型低頻振動的加速度范圍在-0.3～0.5m/s2之間，估算測點處模型振動振幅較小(約±0.2mm)，這就說明試驗過程中試驗模型的振動幅度很小，試驗姿態(tài)角基本保持不變，從而說明試驗模型的剛度滿足試驗要求。從濾波后的信號頻域圖可以看出，在50Hz內有一個峰值頻率26.67Hz，它就是試驗模型振動的一階頻率，這與通過錘擊法測定的一階頻率基本相等，從而驗證了錘擊法測定試驗模型振動模態(tài)的正確性。

天平的輸出信號是天平應變梁的變形信號，也可以反映出試驗模型的振動情況。由于試驗模型的振動為低頻信號，故對天平軸向力(x方向)輸出信號進行低通濾波，截止頻率也設定為50Hz，濾波后的信號時頻圖如圖9所示。從時域圖可以看出，隨著風洞總壓的上升，風洞流場逐漸建立起來，試驗模型所受的氣動力載荷逐漸增加，天平輸出信號在振蕩過程中逐漸上升；風洞總壓上升穩(wěn)定后，風洞均勻區(qū)流場建立。在有效試驗時間內，風洞總壓基本穩(wěn)定，試驗模型所受的氣動力載荷穩(wěn)定，因此天平輸出信號是在一個穩(wěn)定均值上下往復振蕩。從頻域圖可以看出，天平應變梁振動的主頻為26Hz，在風洞有效試驗時間(300ms)內，天平輸出了7個周期的振動信號，滿足脈沖燃燒風洞的測力要求。

一體化飛行器帶動力試驗過程中的測量信號如圖10所示。風洞試驗開始后，風洞總壓上升至穩(wěn)定壓力，噴管出口均勻區(qū)內試驗流場建立，然后通過輸油管路向發(fā)動機內注入燃料，燃料經(jīng)過噴注和點火延時后開始燃燒，發(fā)動機燃燒室內壓力升高，此時發(fā)動機開始工作并產(chǎn)生推力，天平軸向力信號由負變?yōu)檎砻髡麄€飛行器所受的軸向載荷由阻力變?yōu)橥屏Α?/p>

從圖10中濾波后的天平軸向力信號可以看出，在發(fā)動機工作后延遲約30ms，天平軸向力信號由負變正并達到穩(wěn)定，說明天平的延遲較小，跟隨性較好，從而證明了本文設計的測力系統(tǒng)可以滿足一體化飛行器帶動力試驗要求。

4 結 論

在脈沖燃燒風洞中進行大尺度高超聲速一體化飛行器氣動力試驗，是對試驗模型和測力天平結構設計、測力技術的嚴峻考驗，影響測力結果的主要因素就是整個測力系統(tǒng)的振動特性。通過研究，得出以下結論：

(1) 基于結構動力學理論基礎，建立了脈沖燃燒風洞高超聲速飛行器測力系統(tǒng)的結構動力學模型，為進一步研究測力系統(tǒng)的結構動力學特性奠定了基礎；

(2) 一體化飛行器風洞試驗結果說明，設計的測力系統(tǒng)滿足脈沖燃燒風洞測力要求，能夠準確獲得大尺度高超聲速一體化飛行器氣動力載荷，從而證明了在脈沖燃燒風洞中進行該類飛行器技術研究的可行性。