高超聲速風洞顫振試驗技術研究

季 辰, 李 鋒, 劉子強

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

高超聲速風洞顫振試驗技術研究

季 辰, 李 鋒, 劉子強*

(中國航天空氣動力技術研究院, 北京 100074)

為實現在高超聲速風洞中開展顫振試驗研究，設計了高超聲速風洞顫振試驗裝置和模型保護機構。風洞試驗表明該試驗裝置可用于開展高超聲速風洞顫振試驗研究，支撐方式可避免風洞及其他機構對模型的頻率干擾；保護機構在高動壓情況下可正常工作，達到模型保護效果。試驗驗證了高超聲速風洞固定馬赫數階梯變動壓和連續變動壓兩種風洞開車方式。為驗證高超聲速風洞顫振試驗技術，對平板翼進行了高超風洞顫振試驗，試驗馬赫數為5.0和6.0。試驗采用隨機子空間法(SSI)辨識結構模態參數，采用Zimmerman-Weissenburger方法預測顫振臨界動壓，其顫振預測動壓比采用活塞理論計算值高12.7%。試驗表明目前采用的高超聲速風洞顫振試驗技術可用于開展高超聲速風洞顫振試驗研究。

高超聲速；風洞顫振試驗；亞臨界；顫振邊界預測；氣動彈性

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，設計時必須確保飛行器結構在飛行包線內不致發生顫振。高超聲速飛行除存在氣動加熱效應外[1-2]流場特性也非常復雜，存在著激波層、熵層、邊界層、復雜波系干擾、激波-粘性干擾以及高溫氣體效應等復雜流動現象[3]。由于高超聲速流動的本質特性為非線性，現有非定常氣動力理論不能很好地考慮這些復雜因素的影響，因此在型號設計中還需要通過在高超聲速風洞中采用結構動力學相似的模型進行顫振試驗研究。

20世紀50、60年代，NASA、美國空軍實驗室等研究機構建立了高超聲速風洞顫振試驗技術，開展了大量的高超聲速風洞顫振試驗[4]，研究了相關設計參數對舵翼面高超聲速顫振特性的影響以及一些型號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洞中研究了翼型對舵翼面顫振特性的影響；Hanson[8]、Young[9]研究了翼型厚度對舵翼面顫振特性的影響。此外Young[9]還研究了迎角對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下舵翼面前緣鈍度與其顫振特性的關系。Doggett[14]、Goetz[15]還通過實驗研究了考慮翼身干擾效應下的翼面顫振特性。大量的試驗數據為其高超聲速飛行器設計和高超聲速非定常氣動力計算和理論的發展奠定了堅實的基礎。

國內之前不具備高超聲速風洞顫振試驗技術，尚未開展過高超聲速風洞顫振試驗研究[16-17]。筆者提出了在現有高超聲速風洞開展顫振試驗研究的解決方案，建立了基于中國航天空氣動力技術研究院FD-07高超聲速風洞的顫振試驗裝置，通過試驗驗證了該試驗裝置以及模型保護技術、固定馬赫數變動壓技術等。通過固定馬赫數階梯變動壓的方式，對類X-15機翼平板翼模型的高超聲速顫振特性進行了試驗研究，采用Zimmerman-Weissenburger方法[18]對其經典顫振邊界進行預估。

1 試驗裝置和保護機構

1.1 試驗裝置設計

在常規暫沖式高超聲速風洞中開展顫振試驗需要解決諸多難題。主要難點如下：

(1) 模型保護問題。暫沖式高超聲速風洞啟動和關車時存在高于正常開車動壓數倍的流場沖擊，需要采取措施在風洞啟動和關車時保護模型；此外當接近或發生顫振時會有模型破壞的可能，需對模型提供應急保護。

(2) 氣動加熱影響。國內常規高超風洞常采用加熱空氣作為流場介質，馬赫6.0以上總溫較高，模型氣動加熱明顯。因此設計模型和選擇測量元件時需考慮并防止氣動加熱對模型振動特性和測量元件的影響。此外對測量元器件及線路需考慮防隔熱問題，對所測的信號需評估可能的熱影響和修正。

(3) 試驗測量元件及線路保護。高超聲速風洞試驗動壓大，試驗中需防止試驗測量元件和線路受到流場沖擊的影響。尤其對于測量元件和線路外露的模型(如本文采用的實心薄翼模型)，這類問題更為嚴重。

(4) 風洞開車方式。風洞變動壓開車是顫振試驗的關鍵，高超聲速試驗需要采用固定馬赫數變動壓風洞開車技術，需要風洞具備一定的動壓調節范圍。

(5) 振動干擾問題。風洞本體振動噪聲和試驗段相關部件振動會對彈性模型的振動特性構成干擾，試驗機構設計時需盡量避免和減小外部振動環境對模型振動特性的影響。

本文中設計的基于FD-07高超聲速風洞的舵翼面顫振試驗裝置如圖1所示。試驗機構與保護機構一體設計，模型夾具(Model Clamp)、模型支座(Pedestal)以及保護機構的一部分被支撐擋板(Supporting Baffle)和反射板(Reflective Plate)包圍，與流場隔離。模型通過支撐機構安裝在平臺基座(Platform Base)上，平臺基座直接固定在風洞試驗段駐室底座上。這種安裝形式有效避免了風洞本體振動和其它附加支撐(如插入機構等)的頻率對試驗模型的干擾。翼面模型位置處于流場錐形均勻區內。保護罩(Spoiler)打開情況下阻塞度為0.1034，滿足流場建立要求。試驗裝置試驗能力為模型展長<160mm，弦長<250mm。

圖1 試驗裝置軸測圖Fig.1 Axonometric drawing of the testing apparatus

1.2 保護機構

模型保護采用保護罩保護的方式。如圖1所示，保護機構由保護罩、氣缸等部分組成。模型需要保護時氣缸驅動保護罩彈出，使模型局部流場動壓下降；試驗時保護罩回撤至與反射板齊平。保護機構控制系統獨立于風洞控制系統，并且反應時間短，可以控制在1s以內，可由人工控制或程序控制。

圖2為試驗時翼面應變信號時域曲線。0～8s保護罩開啟，模型處于保護狀態；約8s時保護罩回撤，直至23s，模型暴露在流場中處于試驗狀態；約23s時保護罩彈出，模型處于保護狀態?？梢钥闯?，保護罩阻止了模型在風洞流場中的大幅振動，起到了模型保護效果。試驗過程中保護機構工作正常，能夠承受風洞啟動和關車高動壓氣流沖擊。

圖2 翼面模型應變信號Fig.2 The strain gage signals of wing model

2 風洞及數據測量采集

試驗在中國航天空氣動力技術研究院FD-07高超聲速風洞進行(見圖3)。該風洞是一座自由射流暫沖式高超聲速風洞。噴管出口直徑為Φ0.5m。常用試驗馬赫數為5～8。本次試驗馬赫數為5.0和6.0。 試驗采用位于翼面中下部(見圖3)的電阻應變片測量翼面振動信號，兩組惠斯通半橋分別測量翼面彎曲和扭轉變形。應變片及裸露信號線表面涂覆低模量膠以保護測量元件和信號線免受流場沖擊影響。數據采集系統采用Coinv INV3060A數據采集系統，采樣頻率512Hz。

3 試驗模型

試驗模型采用類X-15機翼的平板翼，材料為0.47mm均勻等厚鋼板。機翼展弦比1.08，根梢比0.273。根部弦長0.2217m，翼尖弦長0.0605m，展長0.1524m。邊界條件為根部固支。其前兩階模態振型計算如圖4、5所示，模態計算頻率和地面振動試

驗(GVT)頻率如表1所示。采用活塞理論預估(結構阻尼為零)其顫振動壓為7.2×104Pa，其顫振形態主要為一階彎曲和一階扭轉模態的耦合(如圖6)。

表1 翼面結構固有頻率Table 1 Natural frequencies of the wing model

圖3 高超聲速風洞中的翼面及顫振試驗裝置

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

圖4 一階彎曲模態Fig.4 1st bending mode

圖5 一階扭轉模態Fig.5 1st torsion mode

圖6 顫振動壓-頻率曲線Fig.6 Flutter q-f plot

4 試驗流程和方法

4.1 試驗流程

模型及試驗裝置在風洞試驗段安裝完成后，在試驗前先進行零風速振動試驗，采集測量無風情況下模型應變響應數據并辨識其低階固有頻率和阻尼。在每次風洞試驗結束后再進行零風速振動試驗，以測定試驗結束后模型的結構動力學參數，檢驗模型是否受到破壞。試驗采用風洞湍流激勵模型。

4.2 風洞開車方式

試驗采用固定馬赫數變動壓的開車方式，即通過增加或降低前室總壓實現試驗動壓的增加或降低。此次試驗驗證了固定馬赫數階梯增壓和固定馬赫數連續增壓兩種變動壓方式。階梯增壓每一個動壓階梯穩定時間大于20s。

圖7為Ma5.0某車次階梯變動壓開車時動壓隨時間變化情況，對應動壓依次平均為39 535、43 276和46 648Pa；圖8為Ma6.0某車次先階梯變動壓(40 041、49 814和56 198Pa)，后連續變動壓(56 439～79 535Pa)情況。試驗驗證了2種開車方式均穩定可控。

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

圖8 Ma6.0時變動壓開車情況Fig.8 Results of dynamic pressure control at Ma 6.0

5 試驗結果與分析

5.1 試驗情況概述

試驗馬赫數為5.0和6.0。其中Ma5.0時的試驗動壓范圍為37 705～65 849Pa。

在Ma5.0的試驗中隨著動壓的增加，被測模型的一階彎曲頻率增加、一階扭轉頻率降低，同時模型振幅加大，應變響應幅值增加。

在Ma6.0試驗時，模型表面應變片在吹風數秒之后便無振動信號輸出；考慮到Ma6.0時流場總溫將近200℃，同時結合翼面紅外熱像監測結果分析其原因可能是應變片高溫失效導致。試驗沒能得到該馬赫數下的有效試驗數據。

5.2 模態參數辨識

采用功率譜計算初步分析模型振動頻率。圖9為零風速試驗翼面應變響應的曲線，圖10為該響應數據的功率譜。結合GVT試驗情況可辨識出該翼面模型風洞安裝狀態的一階彎曲頻率為25.4Hz，一階扭轉頻率為73.4Hz，與地面GVT試驗結果(見表1)基本一致。

圖9 零風速試驗翼面應變響應信號Fig.9 Response signals of wing model in wind-off test

圖10 零風速試驗響應功率譜Fig.10 Power spectrum of response in wind-off test

圖11為風洞試驗狀態(Ma5.0，動壓50 374Pa)下翼面應變響應曲線，圖12為該響應數據功率譜。結合圖10和12可以看出，風洞試驗中模型一階彎曲頻率和一階扭轉頻率發生耦合。

采用隨機子空間法(SSI)識別試驗模態參數。圖13為所辨識的阻尼和頻率隨動壓的變化情況。圖中可以看出隨著動壓增加，模型一階彎曲頻率增加，一階扭轉頻率下降。一階彎曲和一階扭轉的阻尼隨動壓增加基本呈現下降趨勢。

圖12 風洞試驗翼面響應功率譜Fig.12 Power spectrum of response in wind tunnel test

圖13 典型試驗驗動壓模態參數辨識結果

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

5.3 亞臨界顫振預測

采用Zimmerman-Weissenburger方法[18]進行顫振邊界預測。該方法通過構造顫振邊界函數，并通過對顫振邊界函數隨動壓的變化進行外插判斷顫振臨界動壓，適用于經典顫振的預測。

顫振邊界函數F為與顫振相關的模態頻率ω和模態阻尼β的函數。

各動壓點下的顫振邊界函數值計算如圖14所示，通過二次多項式外插得到顫振邊界函數為零的經典顫振臨界點動壓為8.25×104Pa。其值比采用活塞理論計算(結構阻尼為零)的顫振動壓(7.2×104Pa)高12.7%。

圖14 亞臨界顫振預測Fig.14 Subcritical prediction of flutter parameter

該組亞臨界外推試驗數據中的最大試驗動壓為62 766Pa，距離預測的顫振動壓相差約23.9%。為獲得更為精確的顫振預測動壓需要進一步提高試驗動壓來逐步逼近顫振臨界點。但對于本文所研究的平板均厚薄翼模型，試驗中發現其在動壓較高的情況下會發生較大側向變形，這種大變形引起的結構非線性、結構預應力甚至局部支撐狀態改變等因素會使得試驗中模型結構動力學特性發生改變，這種結構變化要先于經典顫振的發生，因而較難采用直接觀測法測量平板翼的經典顫振邊界。

6 結 論

(1) 采用本文設計的顫振試驗裝置成功完成高超聲速風洞顫振試驗研究。該試驗裝置能夠有效避免風洞本體振動以及其它部件對模型自身頻率的干擾。保護罩形式的保護機構能夠經受風洞啟動和關車動壓的沖擊，在流場中有效地保護模型。

(2) 對平板翼模型進行高超聲速亞臨界顫振試驗，采用顫振邊界函數法預測其經典顫振邊界，結果表明該模型的經典顫振臨界動壓比活塞理論計算值高12.7%。

(3) FD-07高超風洞的變動壓開車方式和動壓變化梯度可以滿足高超聲速風洞顫振試驗要求。Ma6.0以上高超聲速顫振模型設計時需采取措施防止氣動加熱對信號采集以及模型結構動力學特性的影響。

(4) 對于等厚平板薄翼模型在高超聲速經典顫振發生前會由于振幅或載荷過大發生結構動力學特性的變化，因而較難采用直接觀測法得到平板薄翼的經典顫振邊界。

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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

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

JiC,LiF,LiuZQ.Researchonfluttertesttechniqueinhypersonicwindtunnel.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(4): 75-80. 季 辰, 李 鋒, 劉子強. 高超聲速風洞顫振試驗技術研究. 實驗流體力學, 2015, 29(4): 75-80.

V215.3

A

季 辰(1982-)，男，江蘇南通人，高級工程師。研究方向：飛行器氣動彈性。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