超聲速低頻大抖振氣動彈性載荷試驗

侯英昱，李齊，季辰，劉子強(qiáng)

1.中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074 2.北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094

中國于2020年7月23日發(fā)射了火星探測器“天問一號”，并于2021年5月15日在火星成功著陸，成為了第2個在火星成功著陸探測的國家。該飛行器有一個特殊的“配平翼”結(jié)構(gòu)，由于該結(jié)構(gòu)平面與飛行器主軸方向垂直，在飛行器進(jìn)入火星大氣層時，此局部結(jié)構(gòu)相當(dāng)于以90°左右的攻角直接進(jìn)入火星流場，必將在流場中承受較大的氣動載荷。

風(fēng)洞試驗是研究結(jié)構(gòu)的振動形式和動態(tài)條件下載荷情況的主要方式，特別是對于剛度較低的結(jié)構(gòu)，在流場中常出現(xiàn)流固耦合、顫振等現(xiàn)象。對于穩(wěn)態(tài)條件下的結(jié)構(gòu)載荷，F(xiàn)rench等提出了一種彈性模型的設(shè)計手段，并利用增加配重的方法使模型滿足動力學(xué)相似，完成了相應(yīng)的試驗。Carlsson和Kuttenkeuler采用氣彈剪裁方法設(shè)計了一個飛行器模型，使用內(nèi)部的梁保持剛度，外部用剛性翼面保持氣動外形。錢衛(wèi)等發(fā)展了全彈性模型的試驗方法，并開展了相應(yīng)的靜氣彈試驗。寇西平結(jié)合仿真分析軟件完成了氣動彈性模型的設(shè)計工作。劉南等完成了飛行器尾翼的顫振試驗。季辰等通過設(shè)計的模型完成了高超聲速下的顫振試驗。楊賢文等也開展了相應(yīng)的風(fēng)洞試驗研究。

對于非定常氣動力的研究，俄羅斯TsAGI研發(fā)了一套懸浮支撐系統(tǒng)用于研究飛行運動與氣動力的耦合現(xiàn)象，且在低速風(fēng)洞中增加兩個擺動的葉片產(chǎn)生簡諧離散陣風(fēng)，中國也研發(fā)了類似的試驗技術(shù)。孫亞軍等針對民航客機(jī)機(jī)翼變形較大的特點進(jìn)行了風(fēng)洞試驗，獲得了跨聲速條件下飛行器的顫振速度。梁技等也利用風(fēng)洞試驗的方式研究了流場對飛行器尾翼動力學(xué)特性的影響。錢衛(wèi)等建立了某飛行器全機(jī)的風(fēng)洞顫振試驗，也獲得了很好的試驗結(jié)果。左承林等進(jìn)行了直升機(jī)旋翼槳葉位移的變形測量。楊希明等則從氣動彈性試驗方面進(jìn)行了總結(jié)和歸納。

對于其他形式結(jié)構(gòu)也有大量的動力學(xué)試驗測量結(jié)構(gòu)的載荷和響應(yīng)。例如有很多基于單自由度氣彈模型試驗展開的試驗應(yīng)用于高樓、煙筒等大型建筑物上，也有很多基于橋梁等其他形式結(jié)構(gòu)的風(fēng)洞試驗研究。

相比于以往的試驗，此次風(fēng)洞試驗存在以下困難：① 模型設(shè)計尺寸較小，由于需要在超聲速條件下測量局部結(jié)構(gòu)配平翼的載荷和動力學(xué)特性，模型必須經(jīng)過放縮，又受到風(fēng)洞阻塞度的限制，最終放縮后的配平翼部件僅有約2 cm×2 cm，這對模型的振動測量和激勵帶來了較大的困難；② 為研究不同頻率模型的振動性質(zhì)，需將模型設(shè)計為較低的頻率，這要求試驗?zāi)Ｐ图饶茉诹鲌鲋邪l(fā)生較大變形，又不發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞以獲得測量數(shù)據(jù)，這對試驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計要求比較高；③ 配 平翼平面與流場方向基本垂直，又由于配平翼結(jié)構(gòu)剛度較低，必然會發(fā)生較大的變形。

為研究火星進(jìn)入艙配平翼結(jié)構(gòu)在火星大氣環(huán)境中所受靜動態(tài)載荷的影響因素，規(guī)避和預(yù)防結(jié)構(gòu)超載、結(jié)構(gòu)破壞等情況的出現(xiàn)，本文將分析使用傳統(tǒng)試驗技術(shù)進(jìn)行火星進(jìn)入艙配平翼試驗存在的不足，研究如何進(jìn)行技術(shù)改進(jìn)可以實現(xiàn)該飛行器的靜動態(tài)載荷測量。希望能夠基于技術(shù)改進(jìn)建立火星進(jìn)入艙配平翼試驗平臺，并準(zhǔn)確有效地在風(fēng)洞試驗中實現(xiàn)火星進(jìn)入艙配平翼結(jié)構(gòu)的載荷預(yù)測，保障飛行器結(jié)構(gòu)的飛行安全。

1 火星進(jìn)入艙模型動載荷試驗技術(shù)

1.1 動載荷試驗技術(shù)需求

在進(jìn)行火星進(jìn)入艙模型動載荷試驗的過程中需對模型進(jìn)行支撐，并測量局部外部結(jié)構(gòu)的動載荷特征，在不影響模型外部流場情況的條件下對模型進(jìn)行激勵，從而使其振動特征能在試驗中更好地表現(xiàn)出來。傳統(tǒng)的模型固定和激勵方式中通常使用氣缸等方式在模型外部激勵，模型內(nèi)部連接構(gòu)造通常使用零件的形式進(jìn)行連接。但傳統(tǒng)的模型裝置存在以下不足：

1) 結(jié)構(gòu)零件較多，不同零件之間的動力學(xué)特征容易相互干擾，對試驗結(jié)果造成不良影響。

2) 外部激勵的方式容易對模型外部流場產(chǎn)生影響，使試驗結(jié)果無法反映真實的載荷情況。

3) 機(jī)構(gòu)復(fù)雜，在試驗過程中容易受到外部流場影響，進(jìn)而影響結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性。

4) 一般很難實現(xiàn)對彈性結(jié)構(gòu)模型試驗的模擬。

1.2 動載荷試驗技術(shù)改進(jìn)

為克服1.1節(jié)提出的技術(shù)不足，設(shè)計了一種火星進(jìn)入艙模型動載荷試驗裝置(如圖1所示)，主要由以下部分組成：① 固定支桿，包括相對的第1端和第2端，第1端用于與風(fēng)洞中的風(fēng)洞彎刀相連；② 支桿連接套，支桿連接套的一端與固定支桿的第2端連接，另一端為中空結(jié)構(gòu)；③ 進(jìn)入艙頭蓋，蓋合在支桿連接套的另一端，并與支桿連接套構(gòu)成容置空間；④ 等頻振動部件，包括內(nèi)部梁和外部梁，內(nèi)部梁位于容置空間中，外部梁位于容置空間外；⑤ 激振器，位于容置空間中，用于對內(nèi)部梁施加激勵，從而帶動外部梁發(fā)生振動。

圖1 火星進(jìn)入艙模型結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of Mars entry module

1.3 動載荷試驗技術(shù)實施效果

技術(shù)的有益效果在于在模型內(nèi)部完成固定測量傳導(dǎo)工作，不會破壞飛行器的氣動外形，可有效實現(xiàn)對模型的加工和模型動力學(xué)特征的模擬。該內(nèi)部激勵方式相較于外部激勵方式避免了對模型外部流場產(chǎn)生影響，使試驗結(jié)果更準(zhǔn)確。

進(jìn)一步地，模型結(jié)構(gòu)的組成部件較大程度地一體化成型減少了試驗過程中受外部流場的影響，提高了結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性；且相較于結(jié)構(gòu)零件較多的形式，減少了不同零件之間的動力學(xué)特征產(chǎn)生的相互干擾，提高了試驗結(jié)果的準(zhǔn)確性。結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性和有效性將在后續(xù)試驗中進(jìn)行測試。

2 小尺度結(jié)構(gòu)載荷測量技術(shù)

2.1 載荷測量技術(shù)需求

在進(jìn)行大迎角小尺度模型的研究時，往往需要測量該結(jié)構(gòu)在流場條件下承受的動態(tài)載荷。傳統(tǒng)的載荷測量方式是在真實飛行器上進(jìn)行的，通過粘貼應(yīng)變片等方式直接測量飛行器不同位置的動載荷情況。

結(jié)構(gòu)測量技術(shù)需反映試驗?zāi)Ｐ偷恼鎸嵼d荷情況，由于該項試驗設(shè)備尺寸僅有2 cm×2 cm，在模型上粘貼應(yīng)變片，使用壓力傳感器、壓敏漆等試驗方法都會在一定程度上對試驗?zāi)Ｐ偷念l率和動力學(xué)特征產(chǎn)生不利影響。需研發(fā)相應(yīng)的設(shè)計技術(shù)，以小尺寸的全彈性模型進(jìn)行氣動阻尼的測量試驗。這給模型測量數(shù)據(jù)的真實性和準(zhǔn)確性帶來了極大挑戰(zhàn)。

現(xiàn)有動載荷測量方式存在以下問題：① 在真實飛行器上進(jìn)行測量，測量成本巨大，一旦發(fā)生事故將造成巨大的經(jīng)濟(jì)損失；② 無法在真實飛行過程之前預(yù)測載荷情況，一些載荷無法測量。

2.2 載荷測量技術(shù)改進(jìn)

為測量低頻結(jié)構(gòu)承受的靜動態(tài)載荷，建立了如圖2所示的載荷測試方法。

首先在地面試驗過程中使用應(yīng)變片對不同載荷條件下的應(yīng)變片測力結(jié)果進(jìn)行標(biāo)定，建立應(yīng)變片示數(shù)與載荷的關(guān)系；然后利用數(shù)據(jù)擬合方式獲得應(yīng)變片示數(shù)與載荷的對應(yīng)關(guān)系和公式；最后在風(fēng)洞試驗中獲得各個應(yīng)變片的示數(shù)，利用地面試驗獲得的對應(yīng)公式反算，從而獲得結(jié)構(gòu)的載荷結(jié)果。

彈性模型測力包括靜載荷和動載荷兩部分，其中靜載荷表現(xiàn)為載荷的均值，動載荷表現(xiàn)為載荷結(jié)果在均值附近的振幅，試驗過程中通過數(shù)據(jù)處理可分別測量模型承受的靜載荷和動載荷。

圖2 載荷測試流程Fig.2 Load test process

2.3 載荷測量技術(shù)實施效果

該技術(shù)可利用風(fēng)洞試驗在飛行器起飛前獲得飛行器低頻結(jié)構(gòu)的動載荷數(shù)據(jù)，提前發(fā)現(xiàn)問題，相較于在真實飛行器上進(jìn)行測量，該方法更簡單便捷，尤其可避免真實飛行器載荷發(fā)生事故造成巨大的經(jīng)濟(jì)損失。該方法試驗成本較低，即使出現(xiàn)由于載荷過大引起結(jié)構(gòu)破壞的情況也不會產(chǎn)生巨大的經(jīng)濟(jì)損失。該方法尤其適用于大迎角(如迎角為70°～110°)、小尺度(如長度小于5 cm)、低頻結(jié)構(gòu)風(fēng)洞動載荷測試。

3 結(jié)構(gòu)體內(nèi)部傳動激振技術(shù)

3.1 傳動激振技術(shù)設(shè)計需求

在進(jìn)行該項動態(tài)風(fēng)洞試驗時需對模型進(jìn)行激振，從而測量模型的振動衰減特征。為不改變模型邊界條件，常規(guī)做法是在模型邊安裝激振器等設(shè)備對模型進(jìn)行沖擊和激振。如圖3所示，現(xiàn)有的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ图钛b置包括反射板、激振器、激振器固定裝置和試驗?zāi)Ｐ?。試驗前需先將激振器固定裝置通過螺釘安裝在反射板上，再將激振器固定在激振器固定裝置上。需對模型進(jìn)行激勵時，通過導(dǎo)線給激振器輸入激振信號，實現(xiàn)對模型的激勵作用。

原有的激振裝置存在以下問題：

1) 試驗結(jié)果可靠度低，激振器及其固定裝置會影響風(fēng)洞試驗流場，從而影響試驗數(shù)據(jù)可靠度。特別是對于小型的試驗?zāi)Ｐ?，模型尺寸相對激振器較小，受激勵振器的影響相對更大。

2) 試驗受限制，由于激振裝置及其固定裝置在風(fēng)洞流場區(qū)域中，受到設(shè)備的限制，一些高溫或高動壓風(fēng)洞試驗無法完成。

3) 激振器容易破壞，由于激振器受風(fēng)洞流場的沖擊，很容易被破壞。

4) 工藝要求較高，如果激振器安裝不牢固，導(dǎo)線捆綁不結(jié)實，很容易對試驗結(jié)果產(chǎn)生影響，甚至?xí)?dǎo)致試驗失敗。

圖3 原有的外部激振技術(shù)Fig.3 Original external excitation technology

3.2 傳動激振技術(shù)改進(jìn)

為克服現(xiàn)有技術(shù)存在的缺點，設(shè)計了一種新型傳動風(fēng)洞試驗激勵裝置。設(shè)計的相應(yīng)傳動機(jī)構(gòu)可簡單有效地實現(xiàn)激勵風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ筒⑼瓿娠L(fēng)洞試驗。

該傳動激振裝置包括激振器、翼舵面模型、薄壁連接板和等頻率激振板(如圖4所示)。其中，薄壁連接板傾斜放置，翼舵面模型水平固定安裝在薄壁連接板的外側(cè)壁，等頻率激振板水平固定安裝在薄壁連接板的內(nèi)側(cè)壁，激振器固定安裝在等頻率激振板的上表面，等頻率激振板沿表面固定安裝在外部模型的內(nèi)壁，激振器和等頻率激振板伸入外部模型的內(nèi)部，翼舵面模型伸出外部模型的外部。也可以通過在翼舵面模型上開設(shè)變剛度開槽、增加復(fù)合材料填充的方式調(diào)整結(jié)構(gòu)的質(zhì)量和剛度分布(本次試驗開槽較簡單)。

圖4 傳動激勵裝置Fig.4 Transmission excitation device

3.3 傳動激振技術(shù)實施效果

本方案可通過內(nèi)部振動和外部同頻率振動的方式在模型內(nèi)部對外部的試驗配平翼進(jìn)行激振，試驗部件的動力學(xué)仿真分析如圖5所示。

在進(jìn)行模型激勵時，可有效避免激振器等設(shè)備對模型振動流場的干擾，激振設(shè)備也不會受到流場沖擊而發(fā)生破壞。

圖5 試驗部件動力學(xué)分析結(jié)果Fig.5 Dynamic analysis results of test parts

4 風(fēng)洞試驗及其結(jié)果分析

4.1 試驗情況

基于第1～3節(jié)的3項技術(shù)和方法搭建了超聲速低頻大抖振氣動彈性載荷試驗平臺。試驗平臺可對第1～3節(jié)的3項試驗方法和試驗結(jié)構(gòu)的可行性和有效性進(jìn)行論證。風(fēng)洞試驗照片如圖6所示。

圖6 風(fēng)洞試驗照片F(xiàn)ig.6 Wind tunnel test photo

4.2 試驗結(jié)果與分析

試驗測試獲得的部分試驗結(jié)果如圖7所示，試驗過程中數(shù)據(jù)的采樣頻率為9 600 Hz，可認(rèn)為每個采樣點為時域上的1/9 600 s。

試驗過程中取數(shù)據(jù)的平均值換算獲得結(jié)構(gòu)承受的靜載荷，取振動的振幅換算獲得結(jié)構(gòu)的動載荷(如式(1)所示)。計算動載荷的均方根rms反映振動的有效值(如式(2)所示)，計算其相對于靜載荷的比例%rms，分析獲得的部分試驗結(jié)果如表1所示。

=-≈2

(1)

(2)

式中：為動載荷；和分別為測量時段的最大和最小載荷；為振幅；rms為測量動載荷的均方根；為采樣點個數(shù)；為各采樣點的載荷測量值。

圖7 部分風(fēng)洞試驗時域結(jié)果Fig.7 Some time domain results of wind tunnel tests

試驗結(jié)果顯示飛行器在不同工況下承受的靜動態(tài)載荷并不相同，模型3承受的動載荷相對較大，而在負(fù)攻角條件下結(jié)構(gòu)所受的動載荷相對較高。但結(jié)合飛行器結(jié)構(gòu)材料情況，該工況條件下飛行器結(jié)構(gòu)受力仍低于材料的強(qiáng)度極限，飛行器仍然安全。

表1 部分動載荷試驗結(jié)果Table 1 Partial dynamic load test results

5 結(jié) 論

1) 建立了火星進(jìn)入艙模型動載荷試驗技術(shù)，通過該技術(shù)可有效獲得飛行器在振動條件下的靜動態(tài)載荷，結(jié)構(gòu)形式簡單，適合短鈍體結(jié)構(gòu)的載荷測量。

2) 建立了小尺度結(jié)構(gòu)載荷測量技術(shù)，可通過結(jié)合仿真計算、地面標(biāo)定試驗、風(fēng)洞試驗的方式獲得小尺度結(jié)構(gòu)的內(nèi)載荷。

3) 建立了結(jié)構(gòu)體內(nèi)部傳動激振技術(shù)，可通過結(jié)構(gòu)內(nèi)部激勵的方式降低激振設(shè)備對風(fēng)洞流場的干擾，這對于小尺度模型具有更加重要的意義。

4) 進(jìn)行了風(fēng)洞試驗，獲得了飛行器在不同工況下承受的靜動態(tài)載荷結(jié)果。結(jié)果顯示模型3承受動載荷相對較大，而在負(fù)攻角條件下結(jié)構(gòu)承受的動載荷相對較高。測量結(jié)果真實可信，試驗方法具有可行性和有效性。

5) 在設(shè)定的載荷條件下，火星進(jìn)入艙配平翼結(jié)構(gòu)不會發(fā)生破壞。可通過改變結(jié)構(gòu)頻率、攻角等方式降低飛行器所受動載荷。