亞跨風(fēng)洞中舵面亞臨界顫振試驗(yàn)

季 辰,冉景洪,劉子強(qiáng)

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院,北京 100074)

0 引 言

顫振作為經(jīng)典的氣動(dòng)彈性問題,歷來是飛行器設(shè)計(jì)人員和氣動(dòng)彈性研究者關(guān)注的重點(diǎn)[1-2]。對(duì)于導(dǎo)彈等高速飛行器,舵面顫振是設(shè)計(jì)中需要解決的重要問題。采用自行設(shè)計(jì)的亞跨超風(fēng)洞舵面顫振試驗(yàn)裝置,在中國兵器工業(yè)集團(tuán)的CG-01亞跨超風(fēng)洞進(jìn)行了亞跨聲速舵面顫振試驗(yàn),得到了不同質(zhì)量特性的NACA0012矩形舵面顫振臨界參數(shù),試驗(yàn)最大馬赫數(shù)為0.75,舵面模型達(dá)到的最大顫振馬赫數(shù)為0.52。試驗(yàn)結(jié)果表明試驗(yàn)裝置達(dá)到了設(shè)計(jì)要求,可以用于工程問題研究。通過亞臨界外推法得到顫振臨界參數(shù)和直接觀測(cè)法得到的結(jié)果基本一致,驗(yàn)證了亞臨界試驗(yàn)方法的可靠性。

1 試驗(yàn)裝置及模型狀態(tài)

1.1 顫振試驗(yàn)裝置

試驗(yàn)裝置主要有底座、彈性支撐、配重盤和舵面4部分(如圖1)。其中舵面模型伸入流場(chǎng)中,并與配重盤相連,舵面根部裝有圓盤擋板以將風(fēng)洞試驗(yàn)段和風(fēng)洞駐室的氣流隔開。舵面系統(tǒng)質(zhì)量特性可通過在配重盤上加載配重改變。彈性支撐部分的4根兩端固支圓軸提供沉浮和俯仰兩個(gè)自由度的支撐剛度,中間矩形支柱上貼有應(yīng)變電橋以測(cè)量舵面模型沉浮和俯仰變形。支撐底座支撐整個(gè)試驗(yàn)裝置并固定在試驗(yàn)段風(fēng)洞外壁。試驗(yàn)裝置一階模態(tài)為配重盤和翼面整體沉浮運(yùn)動(dòng),二階模態(tài)為配重盤和翼面的整體俯仰運(yùn)動(dòng)[3]。模型安裝在風(fēng)洞中的情況如圖2所示。

圖1 顫振試驗(yàn)裝置風(fēng)洞安裝俯視圖Fig.1 Top view of the flutter mounted testing apparatus

圖2 模型在風(fēng)洞試驗(yàn)段的安裝Fig.2 Model mounted in test section

1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜖顟B(tài)

試驗(yàn)舵面為展長200mm、弦長100mm的矩形舵面,截面為NACA0012翼型。試驗(yàn)中各模型狀態(tài)的低階模態(tài)頻率如表1所示。在不同的配重條件下振型基本一致,如圖3、4所示。

表1 各組模型狀態(tài)模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果Table 1 Natural frequencies of different structure states

圖3 沉浮模態(tài)(一階)Fig.3 Rigid-body plunge,1stmode

圖4 俯仰模態(tài)(二階)Fig.4 Rigid-body pitch,2ndmode

2 試驗(yàn)設(shè)備和儀器

整個(gè)顫振試驗(yàn)系統(tǒng)由顫振試驗(yàn)裝置、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、保護(hù)機(jī)構(gòu)、錄像觀察系統(tǒng)等構(gòu)成。

2.1 風(fēng)洞

試驗(yàn)所用的風(fēng)洞為中國兵器工業(yè)集團(tuán)CG-01亞跨超風(fēng)洞。試驗(yàn)段面積600mm×600mm。亞跨聲速段試驗(yàn)馬赫數(shù)為0.3～1.2。

2.2 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

數(shù)據(jù)采集傳感器采用了一個(gè)加速度計(jì)和兩組應(yīng)變電橋。Endevco的2250A-10型單軸加速度計(jì)安裝在翼段前緣,距離翼剖面前緣12mm處(如圖1所示)。其用來測(cè)量翼面的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)并為后面的分析提供參考。兩組應(yīng)變電橋布置在彈性系統(tǒng)的矩形支柱上(如圖1),分別測(cè)量舵面系統(tǒng)沉浮信號(hào)和俯仰信號(hào)。

2.3 保護(hù)機(jī)構(gòu)

保護(hù)機(jī)構(gòu)在試驗(yàn)過程中遇到緊急情況時(shí)能夠保護(hù)試驗(yàn)裝置和風(fēng)洞。風(fēng)洞啟動(dòng)時(shí),保護(hù)機(jī)構(gòu)將試驗(yàn)裝置鎖死。當(dāng)均勻流場(chǎng)建立之后,保護(hù)機(jī)構(gòu)松開試驗(yàn)裝置,使模型處于自由振動(dòng)狀態(tài)。

如果出現(xiàn)不可控情況時(shí),保護(hù)機(jī)構(gòu)可以立刻鎖住試驗(yàn)裝置并使之恢復(fù)初始狀態(tài)防止意外發(fā)生。此外,保護(hù)機(jī)構(gòu)還具有激勵(lì)功能,即在風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)給彈性模型一個(gè)初始的位移激勵(lì)。

3 試驗(yàn)結(jié)果和分析

本期試驗(yàn)對(duì)FL00、FLFe01、FLW01和FLW02四種模型狀態(tài)進(jìn)行了吹風(fēng)試驗(yàn)。通過直接觀測(cè)俯仰應(yīng)變響應(yīng)隨動(dòng)壓的增加是否由收斂達(dá)到等幅震蕩或者發(fā)散來判別模型是否到達(dá)顫振狀態(tài)。直接觀測(cè)得到的各模型顫振臨界動(dòng)壓和顫振馬赫數(shù)在表2列出。

表2 顫振試驗(yàn)臨界動(dòng)壓Table 2 Flutter critical dynamic pressure

從試驗(yàn)的結(jié)果來看,舵面模型系統(tǒng)的主要顫振模態(tài)為舵面的俯仰模態(tài),隨著動(dòng)壓的增加,俯仰運(yùn)動(dòng)模態(tài)由收斂到發(fā)散(如圖5、6和7)。在低馬赫數(shù)情況下(如馬赫數(shù)為0.3～0.45左右)俯仰運(yùn)動(dòng)時(shí)間歷程曲線(收斂、等幅振蕩、發(fā)散)比較規(guī)則,運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)容易判斷,并且振動(dòng)收斂時(shí)的阻尼能夠很好地被識(shí)別。但隨著馬赫數(shù)的提高,當(dāng)來流馬赫數(shù)逐漸接近NACA0012翼型的跨聲速臨界馬赫數(shù)時(shí),俯仰響應(yīng)曲線呈現(xiàn)出非線性(如圖8所示),此時(shí)振動(dòng)阻尼無法識(shí)別。并且這種情況下,介于完全收斂和完全發(fā)散之間存在一個(gè)動(dòng)壓區(qū)間,在這個(gè)動(dòng)壓區(qū)間內(nèi)的振動(dòng)響應(yīng)“時(shí)而收斂時(shí)而發(fā)散”(如圖8),這與低馬赫數(shù)范圍內(nèi)所觀察到現(xiàn)象完全不同(低馬赫數(shù)時(shí)介于完全收斂和完全發(fā)散之間為某一動(dòng)壓條件下的等幅振動(dòng))。

采用ARMA方法辨識(shí)出的俯仰模態(tài)的模態(tài)頻率和阻尼如表3示,并基于俯仰模態(tài)阻尼經(jīng)二次擬合并插值外推得到顫振臨界點(diǎn)(如圖9和10所示)。FLW02和FLW01模型的顫振動(dòng)壓如表4所示。

圖8 接近跨聲速下的響應(yīng)信號(hào)Fig.8 Sample time history of plunging and pitching moment response near transonic speed

圖9 亞臨界方法預(yù)測(cè)F LW02模型顫振動(dòng)壓Fig.9 Subcritical response prediction of FLW02 model flutter dynamic pressure

圖10 亞臨界方法預(yù)測(cè)F LW01模型顫振動(dòng)壓Fig.10 Subcritical response prediction of FLW01 model flutter dynamic pressure

表3 ARMA阻尼頻率識(shí)別Table 3 Damping and frequency identification using ARMA method

表4 顫振動(dòng)壓識(shí)別Table 4 Flutter dynamic pressure identification

4 結(jié) 論

在中國兵器工業(yè)集團(tuán)CG-01風(fēng)洞中開展了舵面亞跨聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)。試驗(yàn)采用直接觀測(cè)法和亞臨界阻尼外推法得到模型顫振臨界參數(shù)。試驗(yàn)結(jié)果表明在未到達(dá)跨聲速的亞臨界情況下,俯仰運(yùn)動(dòng)時(shí)間歷程曲線收斂趨勢(shì)明顯,基于ARMA方法可獲得較為穩(wěn)定的正阻尼,由此可通過阻尼外插獲得顫振臨界點(diǎn)。但是當(dāng)速度接近翼型的跨聲速臨界馬赫數(shù)時(shí),可能由于舵面出現(xiàn)激波運(yùn)動(dòng)等因素影響,俯仰運(yùn)動(dòng)時(shí)間歷程曲線呈現(xiàn)明顯非線性振動(dòng),即在響應(yīng)信號(hào)呈現(xiàn)典型指數(shù)衰減和典型指數(shù)發(fā)散之間存在一個(gè)非線性振動(dòng)的臨界動(dòng)壓區(qū)間而非一臨界點(diǎn)。另外,從俯仰模態(tài)阻尼隨動(dòng)壓的變化趨勢(shì)來看,在臨近顫振臨界動(dòng)壓時(shí)阻尼隨動(dòng)壓變化明顯,為了提高亞臨界外插顫振動(dòng)壓的精度,需要在臨近顫振時(shí)加密試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)。

[1] 管 德.飛機(jī)氣動(dòng)彈性手冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社,1994.

[2] GARRICK I E,WILMER H Reed III.Historical development of flutter[R].AIAA 81-0591

[3] 季 辰,劉子強(qiáng),傅光明.舵面跨聲速氣動(dòng)彈性特性實(shí)驗(yàn)裝置設(shè)計(jì)與分析[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué),2008,22(4)：80-84.