高超聲速風(fēng)洞連續(xù)變動(dòng)壓舵面顫振試驗(yàn)

季 辰, 趙 玲, 朱 劍, 劉子強(qiáng), 李 鋒

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

高超聲速風(fēng)洞連續(xù)變動(dòng)壓舵面顫振試驗(yàn)

季 辰*, 趙 玲, 朱 劍, 劉子強(qiáng), 李 鋒

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

為了研究舵、翼面高超聲速顫振特性，中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院建立了高超聲速風(fēng)洞連續(xù)變動(dòng)壓顫振試驗(yàn)技術(shù)。對(duì)具有相同結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)和氣動(dòng)特性的舵面模型進(jìn)行顫振試驗(yàn)，試驗(yàn)馬赫數(shù)為4.95和5.95。試驗(yàn)中緩慢連續(xù)增加試驗(yàn)動(dòng)壓直至顫振發(fā)生，并由此獲得顫振臨界參數(shù)；采用短時(shí)傅里葉變換時(shí)頻域分析法研究了試驗(yàn)中模型頻率隨動(dòng)壓變化的耦合特性，分析表明該模型在試驗(yàn)條件下發(fā)生了經(jīng)典彎扭耦合顫振。試驗(yàn)中還采用亞臨界試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)顫振余度法和阻尼外推法2種顫振邊界預(yù)測(cè)技術(shù)進(jìn)行了研究，2種方法在高超聲速顫振試驗(yàn)中都顯示了良好的預(yù)測(cè)精度。研究還表明，動(dòng)壓增加的速率對(duì)顫振邊界的預(yù)測(cè)精度影響較小。采用紅外熱成像技術(shù)對(duì)模型的氣動(dòng)加熱進(jìn)行了研究，溫度場(chǎng)測(cè)量顯示舵面最高溫度出現(xiàn)在舵根部前緣位置，舵前緣和舵面斜面中后部溫度也較高；舵軸裸露在流場(chǎng)中的部分由于反射板附面層的影響其氣動(dòng)加熱問題并不嚴(yán)重。

高超聲速；顫振試驗(yàn)；顫振邊界預(yù)測(cè)；氣動(dòng)彈性；風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引 言

高超聲速顫振試驗(yàn)是高超聲速飛行器防顫振設(shè)計(jì)和高超聲速顫振及非定常氣動(dòng)力問題研究的重要手段。20世紀(jì)50～60年代，美國NASA、美國空軍實(shí)驗(yàn)室等科研機(jī)構(gòu)建立了高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)，并開展了一系列高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)研究，有報(bào)道的最高試驗(yàn)馬赫數(shù)達(dá)15.4。研究人員通過試驗(yàn)研究了舵翼面翼型形狀、翼型厚度、迎角、前緣鈍度以及翼身干擾等對(duì)舵翼面氣動(dòng)彈性特性的影響[1-7]。這一時(shí)期的大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐了高超聲速飛行器的研制，如X-15高超聲速試驗(yàn)機(jī)和航天飛機(jī)等；此外試驗(yàn)數(shù)據(jù)也對(duì)高超聲速非定常氣動(dòng)力計(jì)算技術(shù)和商業(yè)軟件的發(fā)展提供了支撐。20世紀(jì)60年代，國內(nèi)航空航天研究單位也開展了諸多顫振試驗(yàn)研究，但試驗(yàn)馬赫數(shù)最高為4.0，未及高超聲速范圍，相關(guān)研究也多見諸各研究院所的內(nèi)部技術(shù)報(bào)告。

近年來在型號(hào)需求牽引和基礎(chǔ)研究項(xiàng)目資助下，高速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)得到了進(jìn)一步發(fā)展。中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院一直致力于航天飛行器及導(dǎo)彈等舵翼面結(jié)構(gòu)高速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)及技術(shù)研究。1996年[8]馮明溪等在中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-06風(fēng)洞中利用顫振試驗(yàn)投放裝置開展了舵面顫振試驗(yàn)研究，試驗(yàn)馬赫數(shù)為1.5、2.0、2.5和3.0。2001年白葵等[9]在FD-06風(fēng)洞開展了有迎角超聲速舵面顫振試驗(yàn)，試驗(yàn)迎角達(dá)到10°～12°，試驗(yàn)驗(yàn)證了亞臨界試驗(yàn)技術(shù)；楊炳淵等[10]研究了基于阻尼外推法和穩(wěn)定參數(shù)法的顫振試驗(yàn)亞臨界技術(shù)。2009年冉景洪等[11]對(duì)顫振試驗(yàn)中常用的激勵(lì)方法和模態(tài)參數(shù)辨識(shí)方法進(jìn)行了研究，季辰等設(shè)計(jì)了亞跨超風(fēng)洞舵面顫振試驗(yàn)裝置，在CG-01亞跨聲速風(fēng)洞中研究了NACA0012矩形舵的亞跨聲速顫振特性，采用ARMA的參數(shù)辨識(shí)方式進(jìn)行顫振邊界的預(yù)測(cè)，試驗(yàn)馬赫數(shù)0.3～0.75[12]。

在飛機(jī)高速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)研究方面：1998年錢衛(wèi)等[13]在中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-2風(fēng)洞中以某小展弦比三角翼帶外掛導(dǎo)彈和某大展弦比長(zhǎng)直翼的跨聲速顫振模型風(fēng)洞試驗(yàn)為依托，對(duì)包括模型設(shè)計(jì)、風(fēng)洞運(yùn)行、模型亞臨界響應(yīng)測(cè)量與數(shù)據(jù)處理等試驗(yàn)各技術(shù)環(huán)節(jié)的特點(diǎn)進(jìn)行了研究。2009年路波等[14]與俄羅斯中央流體研究院(TsAGI)合作建立了基于中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FL-26跨聲速風(fēng)洞的飛機(jī)全模顫振試驗(yàn)懸浮支撐系統(tǒng)。2012年郭洪濤等[15]在FL-26風(fēng)洞中研究了某戰(zhàn)斗機(jī)的全模顫振特性，驗(yàn)證了全模試驗(yàn)技術(shù)，試驗(yàn)馬赫數(shù)0.7～1.1；2015年，其又研究了連續(xù)變動(dòng)壓顫振試驗(yàn)技術(shù)和基于Pick-Hold法的亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)技術(shù)[16]。2016年閆昱等[17]研制了基于中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FL-23亞跨超風(fēng)洞的顫振投放系統(tǒng)，開展了跨聲速和超聲速顫振試驗(yàn)研究，試驗(yàn)馬赫數(shù)0.8～2.0。

為了將顫振試驗(yàn)的馬赫數(shù)進(jìn)一步拓展到高超聲速范圍，并通過高超聲速風(fēng)洞研究舵、翼面顫振及非定常氣動(dòng)力問題，2015年，季辰等[18]提出利用現(xiàn)有高超聲速風(fēng)洞開展高超聲速顫振試驗(yàn)的研究方案，設(shè)計(jì)了基于中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-07高超聲速風(fēng)洞的顫振試驗(yàn)裝置，建立了高超聲速風(fēng)洞階梯變動(dòng)壓亞臨界顫振試驗(yàn)技術(shù)，采用薄翼模型首次開展了高超聲速顫振試驗(yàn)研究，試驗(yàn)馬赫數(shù)5和6；陳丁等[19]應(yīng)用雙目視覺技術(shù)，對(duì)試驗(yàn)中的模型變形進(jìn)行了測(cè)量和研究。本文在此試驗(yàn)技術(shù)和研究的基礎(chǔ)上，建立了基于連續(xù)變動(dòng)壓開車方式的高超聲速顫振試驗(yàn)方法，采用一組具有相同結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性的模型對(duì)高超聲速顫振試驗(yàn)中的亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)方法、顫振邊界預(yù)測(cè)精度以及風(fēng)洞變動(dòng)壓速率對(duì)顫振結(jié)果的影響進(jìn)行了研究。此外，由于連續(xù)變動(dòng)壓吹風(fēng)時(shí)間較長(zhǎng)，本文還對(duì)試驗(yàn)中模型的氣動(dòng)加熱問題進(jìn)行了測(cè)量研究。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

1.1 風(fēng)洞

中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-07風(fēng)洞為暫沖式高超聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段噴口直徑500mm。風(fēng)洞以空氣作為試驗(yàn)介質(zhì)，通過更換噴管可實(shí)現(xiàn)馬赫數(shù)為4.5至8.0的試驗(yàn)?zāi)芰?。試?yàn)總壓變化范圍約在1.0～8.0MPa之間。試驗(yàn)動(dòng)壓可以在固定馬赫數(shù)下實(shí)現(xiàn)階梯變化或連續(xù)變化。風(fēng)洞動(dòng)壓可通過改變來流總壓實(shí)現(xiàn)調(diào)節(jié)，如公式(1)所示：

式中：q∞表示來流動(dòng)壓；γ表示氣體比熱比；Ma表示馬赫數(shù)；p0表示試驗(yàn)總壓。

1.2 數(shù)據(jù)采集和測(cè)量系統(tǒng)

1.2.1振動(dòng)測(cè)量

試驗(yàn)采用東方所Coinv INV3060A數(shù)據(jù)采集儀(見圖1)，可實(shí)現(xiàn)16通道的數(shù)據(jù)并行采集，采樣精度最高達(dá)51.2kHz。地面振動(dòng)試驗(yàn)采用加速度計(jì)測(cè)量模型模態(tài)振型及頻率；風(fēng)洞試驗(yàn)中采用應(yīng)變電橋測(cè)量模型振動(dòng)參數(shù)。

1.2.2模型溫度分布測(cè)量

采用InfraTec Image IR8325紅外熱像儀對(duì)試驗(yàn)中的舵面模型溫度分布進(jìn)行測(cè)量。紅外熱像儀采用制冷型碲鎘汞焦平面探測(cè)器，探測(cè)器為640pixel×512pixel，熱靈敏度25mK@25℃，測(cè)溫范圍10～1200℃，測(cè)溫精度±1%。紅外熱像儀安裝在風(fēng)洞試驗(yàn)段駐室外壁平臺(tái)上，如圖2所示。

此外，試驗(yàn)中還采用紋影儀觀察試驗(yàn)段模型的流場(chǎng)情況。

1.3 試驗(yàn)裝置

此次試驗(yàn)采用文獻(xiàn)[18]所示的高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)裝置。該試驗(yàn)裝置安裝于風(fēng)洞試驗(yàn)段駐室內(nèi)，由模型支撐系統(tǒng)和保護(hù)系統(tǒng)組成。模型支撐系統(tǒng)具有較高剛度，能夠滿足彈性翼面模型和舵面模型支撐需求；保護(hù)系統(tǒng)采用保護(hù)罩實(shí)現(xiàn)模型保護(hù)，使用時(shí)能夠?qū)⒁砻婺Ｐ透綦x于流場(chǎng)之外以保護(hù)模型免受風(fēng)洞起動(dòng)/關(guān)車的流場(chǎng)沖擊以及顫振的破壞。

1.4 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橐唤M具有相同結(jié)構(gòu)動(dòng)力特性和氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)的非對(duì)稱鈍前緣模型，由根部合金鋼矩形梁懸臂支撐。模型采用隔熱設(shè)計(jì)，分為2部分：一部分為等厚彈性芯板，其平面形狀包括矩形支撐梁和梯形翼面部分，材料為合金鋼，主要提供模型的剛度和質(zhì)量特性；另一部分為泡沫舵面，將梯形翼面芯板包圍以防止氣動(dòng)加熱過快傳遞至金屬芯板，并同時(shí)達(dá)到維形作用。

有限元計(jì)算(FEM)得到模型低階頻率如表1所示，一階頻率32.3Hz，二階頻率55.8Hz，二階和一階頻率比為1.73；振型如圖3所示，一階振型主要為翼面彎曲，二階振型主要為翼面扭轉(zhuǎn)。

表1 模型模態(tài)參數(shù)Table 1 Mode parameters

2 試驗(yàn)過程和方法

2.1 地面振動(dòng)試驗(yàn)

風(fēng)洞試驗(yàn)前，將模型安裝于試驗(yàn)裝置上并進(jìn)行地面振動(dòng)試驗(yàn)(GVT)，以檢驗(yàn)?zāi)Ｐ褪欠癜惭b正確同時(shí)測(cè)量安裝狀態(tài)下模型的頻率、振型和阻尼特性。表1列出了本試驗(yàn)采用的F5模型和F6模型在安裝狀態(tài)的地面振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)比發(fā)現(xiàn)由于加工誤差等諸多因素的影響，模型的結(jié)構(gòu)頻率和阻尼比略有偏差。

2.2 風(fēng)洞顫振試驗(yàn)

試驗(yàn)采用連續(xù)變動(dòng)壓的開車方式，將流場(chǎng)測(cè)量與模型振動(dòng)測(cè)量同步，試驗(yàn)中保持馬赫數(shù)不變，通過持續(xù)增加總壓實(shí)現(xiàn)動(dòng)壓的增加，直到模型發(fā)生顫振。試驗(yàn)采用粘貼于模型根部的應(yīng)變片測(cè)量模型振動(dòng)，紋影儀觀測(cè)模型附近流場(chǎng)，紅外熱像儀測(cè)量模型表面溫度分布。

試驗(yàn)過程由如下步驟組成：(1) 彈出模型保護(hù)罩，以低動(dòng)壓起動(dòng)風(fēng)洞并開始數(shù)據(jù)采集；(2) 控制風(fēng)洞并使之到達(dá)試驗(yàn)馬赫數(shù)；(3) 流場(chǎng)穩(wěn)定后撤出保護(hù)罩；(4) 緩慢增加動(dòng)壓直至模型發(fā)生顫振；(5) 顫振發(fā)生或即將發(fā)生時(shí)彈出保護(hù)罩；(6) 風(fēng)洞關(guān)車，停止試驗(yàn)。

本期試驗(yàn)研究中，模型F5的試驗(yàn)馬赫數(shù)為4.95；模型F6的試驗(yàn)馬赫數(shù)為5.95。

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

試驗(yàn)條件下模型的紋影圖如圖4所示，由圖可見激波的位置，并且模型周圍流場(chǎng)良好，未受到其他部件干擾；舵面與反射板之間的間隙能夠使得舵面根部流場(chǎng)遠(yuǎn)離反射板邊界層的干擾。

3.1 顫振臨界參數(shù)測(cè)量

試驗(yàn)中測(cè)量的模型振動(dòng)響應(yīng)以及流場(chǎng)動(dòng)壓、密度和總壓如圖5和6所示。圖中可以看到，隨著動(dòng)壓增加，模型振幅趨于增大，并最終振動(dòng)發(fā)散。由試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以直觀判讀得到模型的顫振動(dòng)壓qfm、試驗(yàn)密度ρ以及試驗(yàn)總溫Tt等參數(shù)。顫振頻率ff可由顫振發(fā)生時(shí)的時(shí)域數(shù)據(jù)經(jīng)過快速傅里葉變換得到。

各個(gè)模型的顫振參數(shù)如表2所示。

模型在馬赫數(shù)4.95時(shí)的顫振動(dòng)壓qfm為4.372×104Pa，顫振頻率ff為40.2Hz，顫振時(shí)的密度ρ為0.1392kg/m3，總溫Tt為378.2K。

馬赫數(shù)5.95時(shí)的顫振動(dòng)壓qfm為4.412×104Pa，顫振頻率ff為39.1Hz，顫振時(shí)的密度ρ為0.1059kg/m3，總溫Tt為477.3K。

在試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍內(nèi)，該模型的顫振動(dòng)壓隨著馬赫數(shù)的增加而增加。

3.2 頻譜特性分析

顫振試驗(yàn)中，為了研究顫振模型的頻率耦合特性，既希望從頻域分析其頻譜特性，辨別信號(hào)的頻率成分，又希望從時(shí)域角度去辨別各個(gè)頻率分量隨著時(shí)間的變化趨勢(shì)，即各階頻率隨著動(dòng)壓增加的耦合趨勢(shì)。

本文采用了短時(shí)傅里葉變換分布時(shí)頻域分析方法[20-21]對(duì)模型振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)進(jìn)行了時(shí)頻譜分析，研究試驗(yàn)中模型各階模態(tài)頻率隨時(shí)間或動(dòng)壓增加的變化情況。

對(duì)于離散信號(hào)x(n)，其離散短時(shí)傅里葉變換可以表示為：

式中:w(n)為窗函數(shù)，本文采用Hamming窗。

圖7和8為模型顫振試驗(yàn)全程的短時(shí)傅里葉時(shí)頻譜，結(jié)合圖5和6可以看出，隨著動(dòng)壓的增加，模型一階頻率上升，二階頻率下降，并最終兩階頻率發(fā)生聚合且振動(dòng)能量越來越大。由此可以判斷，試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮隈R赫數(shù)4.95和5.95情況下發(fā)生的是由于一、二階模態(tài)(彎扭)耦合引起的經(jīng)典顫振。由頻譜圖色溫可以看出，隨著動(dòng)壓增加最終一階振動(dòng)發(fā)散。

3.3 顫振邊界預(yù)測(cè)

采用試驗(yàn)中的亞臨界振動(dòng)數(shù)據(jù)，對(duì)亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)方法在高超聲速顫振試驗(yàn)中的應(yīng)用進(jìn)行了研究。首先對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了分段截取，并對(duì)每段數(shù)據(jù)采用模態(tài)參數(shù)識(shí)別方法辨識(shí)阻尼和頻率。文獻(xiàn)[8]介紹了多種常用的模態(tài)參數(shù)辨識(shí)方法。為了盡量增加數(shù)據(jù)點(diǎn)，本文在截取數(shù)據(jù)時(shí)每段截取512個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)，相鄰數(shù)據(jù)段有75%的數(shù)據(jù)量重復(fù)。

在辨識(shí)模態(tài)參數(shù)的基礎(chǔ)上，本文采用顫振余度法和阻尼比外推法對(duì)顫振邊界進(jìn)行了預(yù)測(cè)。

3.3.1顫振余度法

顫振余度法的概念最先由Zimmerman和Weissenburger提出，該方法將由質(zhì)量、剛度和阻尼組成的氣動(dòng)彈性力學(xué)系統(tǒng)視為一個(gè)控制系統(tǒng)，采用控制系統(tǒng)中的Routh穩(wěn)定性判據(jù)評(píng)估這個(gè)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。對(duì)于兩自由度系統(tǒng)，其特征方程為一個(gè)四次多項(xiàng)式：

Routh穩(wěn)定性判據(jù)可表示為：

對(duì)于兩自由度系統(tǒng)，用于評(píng)估穩(wěn)定性的顫振余度F為與顫振相關(guān)的兩階模態(tài)頻率ω1、ω2和模態(tài)阻尼系數(shù)β1、β2的函數(shù)：

顫振余度由正變?yōu)?時(shí)，即表示系統(tǒng)開始不穩(wěn)定，即顫振發(fā)生。

圖9～10為試驗(yàn)?zāi)Ｐ皖澱裼喽入S動(dòng)壓變化的曲線，由此外推得到模型在馬赫數(shù)4.95時(shí)的顫振動(dòng)壓qff為4.241×104Pa，馬赫數(shù)4.95時(shí)的顫振動(dòng)壓qff為4.305×104Pa。

表3列出了顫振余度法預(yù)測(cè)的顫振動(dòng)壓和直接觀測(cè)法的實(shí)測(cè)值，可見采用顫振余度法預(yù)測(cè)的顫振動(dòng)壓離實(shí)測(cè)顫振點(diǎn)很近。模型F5的顫振動(dòng)壓預(yù)測(cè)誤差為-3%，模型F6的顫振動(dòng)壓預(yù)測(cè)誤差為-2.4%。

表3 不同方法得到的顫振動(dòng)壓Table 3 Comparison of flutter dynamic pressures

3.3.2阻尼比外推法

阻尼比外推是最為經(jīng)典的顫振邊界預(yù)測(cè)方法，其原理最為直接，即顫振發(fā)生的時(shí)候結(jié)構(gòu)的阻尼比為0。圖11和12為試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥枘岜入S動(dòng)壓的變化曲線。

通過阻尼比外推可以得到模型在馬赫數(shù)4.95時(shí)的顫振動(dòng)壓qfd為4.261×104Pa，馬赫數(shù)4.95時(shí)的顫振動(dòng)壓qfd為4.352×104Pa。

表3列出了阻尼比外推法預(yù)測(cè)的顫振動(dòng)壓與實(shí)測(cè)顫振動(dòng)壓，對(duì)比可見，采用阻尼比法預(yù)測(cè)的顫振動(dòng)壓與實(shí)測(cè)顫振點(diǎn)很接近。模型F5的顫振動(dòng)壓預(yù)測(cè)誤差為-2.5%，模型F6的顫振動(dòng)壓預(yù)測(cè)誤差為-1.4%。

由3.3.1和3.3.2節(jié)的研究可知，采用直接觀測(cè)法、顫振余度法和阻尼比外推法均可得到較為一致的顫振動(dòng)壓參數(shù)，這也驗(yàn)證了2種亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)方法是可靠的，可以用于高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)。

3.4 動(dòng)壓增速影響

對(duì)于固定馬赫數(shù)下的兩自由度氣動(dòng)彈性系統(tǒng)，其在一定動(dòng)壓條件下的振動(dòng)方程為：

特征值分解可得到各階頻率ω和阻尼系數(shù)β，由時(shí)頻域分析可知顫振相關(guān)的主要模態(tài)，如本次試驗(yàn)為模型一階和二階模態(tài)，結(jié)合關(guān)系式(5)和上式可知，給定流場(chǎng)條件下相同結(jié)構(gòu)模型的顫振余度為定值。

圖13為臨近顫振臨界點(diǎn)的顫振余度曲線，令KFM為線性插值斜率的絕對(duì)值，其反應(yīng)了試驗(yàn)中顫振發(fā)展的速率。圖14為動(dòng)壓增加變化曲線，其增壓速率由Kq表示。

這里對(duì)模型在馬赫數(shù)4.95下的顫振發(fā)展速率和動(dòng)壓增速的關(guān)系進(jìn)行研究，采用另2個(gè)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性類似的模型F5-1和F5-2進(jìn)行不同動(dòng)壓增速的試驗(yàn)，F(xiàn)5-1模型試驗(yàn)時(shí)動(dòng)壓增速較之F5模型放緩，增壓速率約145Pa/s，F(xiàn)5模型試驗(yàn)的動(dòng)壓增速為767Pa/s，F(xiàn)5-2模型試驗(yàn)時(shí)動(dòng)壓增速提高到2393Pa/s。

各模型臨近顫振時(shí)的顫振發(fā)展速率和動(dòng)壓增壓速率如表4和圖15所示。當(dāng)動(dòng)壓增速降低了81.1%時(shí)，顫振發(fā)展速率降低了1.4%；當(dāng)動(dòng)壓增速增加了212%時(shí)，顫振發(fā)展速率降低了5.2%。

表4 顫振動(dòng)壓增速影響Table 4 Influence of the dynamic-pressure-increasing rate

對(duì)比可知同一個(gè)馬赫數(shù)下臨近顫振臨界點(diǎn)附近的顫振發(fā)展速率與動(dòng)壓增壓速率的變化關(guān)系較小，基本不隨之變化且無明顯規(guī)律性?？梢娫囼?yàn)中動(dòng)壓增速對(duì)顫振邊界的影響較小，但是過快的動(dòng)壓增速會(huì)影響到阻尼外推法的使用，因此，建議試驗(yàn)中可采用漸進(jìn)逼近方法，即開始試驗(yàn)時(shí)動(dòng)壓變化速率較高，在臨界顫振動(dòng)壓時(shí)降低動(dòng)壓增速。

3.5 試驗(yàn)中的氣動(dòng)加熱

試驗(yàn)中采用如圖2所示的紅外熱像儀對(duì)模型表面氣動(dòng)加熱的情況進(jìn)行測(cè)量，并對(duì)模型舵尖前緣、前緣展向距離根部2/3位置和舵軸裸露在流場(chǎng)間隙部位的前緣這3點(diǎn)進(jìn)行溫度跟蹤測(cè)量。該外形的舵面在馬赫數(shù)4.95和5.95下的紅外熱成像溫度分布如圖16和17所示。

馬赫數(shù)4.95時(shí)，試驗(yàn)總溫為377.8K。舵尖前緣和前緣展向距離根部2/3位置在吹風(fēng)約6s后達(dá)到溫度平衡，并達(dá)到最高溫度49.5和45.9℃，舵軸裸露部位前緣溫度一直緩慢增加中，試驗(yàn)中最高為26.9℃(見圖18)。

馬赫數(shù)5.95時(shí)，試驗(yàn)總溫為476.4K。舵尖前緣和前緣展向距離根部2/3位置在吹風(fēng)約12s后達(dá)到溫度平衡，且分別保持113.7和91.7℃的最高溫度，舵軸裸露部位前緣溫度在試驗(yàn)中一直緩慢增加，試驗(yàn)過程中最高溫度43.7℃(見圖19)。

由上述研究可知，試驗(yàn)中舵面最高溫度出現(xiàn)在舵尖前緣位置，舵面前緣和舵面斜面中后部溫度也較高；舵面溫度在試驗(yàn)中經(jīng)過一段時(shí)間達(dá)到溫度平衡并不再增加，舵軸溫度則一直緩慢增加；作為主要彈性元件的金屬矩形舵軸，其裸露在流場(chǎng)中的部分受到的氣動(dòng)加熱影響沒有想象中的嚴(yán)重，可能是由于反射板附面層的作用。

4 結(jié) 論

建立并驗(yàn)證了基于連續(xù)變動(dòng)壓開車方法的高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)，試驗(yàn)馬赫數(shù)為4.95和5.95。試驗(yàn)通過直接觀測(cè)法得到了模型的顫振動(dòng)壓，并通過時(shí)頻域分析技術(shù)確認(rèn)該模型高超聲速顫振模態(tài)為一階和二階的耦合經(jīng)典顫振。通過本文研究可以得到如下結(jié)論：

(1) 在高超聲速風(fēng)洞中采用連續(xù)變動(dòng)壓的試驗(yàn)方法可以得到可靠的顫振邊界參數(shù)，顫振動(dòng)壓增加速率對(duì)顫振邊界的影響較??；

(2) 顫振余度法和阻尼比外推法在高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)中均具有較高的顫振邊界預(yù)測(cè)精度，可以應(yīng)用在高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)中；

(3) 試驗(yàn)中模型前緣部位的氣動(dòng)加熱較為嚴(yán)重，高馬赫數(shù)情況下的模型設(shè)計(jì)需要考慮氣動(dòng)加熱對(duì)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性的影響；合理的控制舵面模型和反射板之間的間隙可以大幅降低氣動(dòng)加熱帶來的舵軸前緣溫升。

[1]Garrick I E, Cunningham H J. Problems and developments inaerothermoelasticity[C]//Proceeding of Symposium on Aerothermoelasticity, ASD-TR-61-645, 1962.

[2]Doggett R V Jr. An observation on the pictorial representation of aeroservothermoelasticity[R]. NASA-TM-104058, 1991.

[3]Terry M H. Aeroelasticity research at wright-patterson air force base (Wright Field) from 1953-1993[J]. Journal of Aircraft, 2003, 40(5): 813-819.

[4]Frederick W G. Flutter investigation of models having the planform of the northamerican X-15 airplane wing over a range of Mach number from 0.56 to 7.3[R]. NASA-TM-X-460, 1961.

[5]Homer G M, Robert W M. Flutter tests of some simple models at a Mach number of 7.2 in helium flow[R]. NASA MEMO 4-8-59L, 1959.

[6]Robert C G. Effects of leading-edge bluntness on flutter characteristics of some square-planform double-wedge airfoils at a Mach number of 15.4[R]. NASA-TN-D-1487, 1962.

[7]Robert C G. Effects of leading-edge sweep on flutter characteristics of some delta-planform surfaces at a Mach number of 15.4[R]. NASA-TN-D-2360, 1964.

[8]馮明溪, 白葵. 舵面顫振試驗(yàn)[C]//第五屆全國流體彈性力學(xué)學(xué)術(shù)會(huì)議論文集. 1996.Feng M X, Bai K. Rudder flutter test[C]//Proceedings of the 5th National Symposium on Aeroelasticity. 1996.

[9]白葵, 馮明溪, 付光明. 超音速有迎角舵面顫振實(shí)驗(yàn)[C]//第七屆全國空氣彈性學(xué)術(shù)交流會(huì)論文集, 2001.Bai K, Feng M X, Fu G M. Experimental study of rudder flutter with angle of attack at supersonic speed[C]//Proceedings of the 7th National Symposium on Aeroelasticity, 2001.

[10]楊炳淵, 宋偉力. 舵模型風(fēng)洞顫振試驗(yàn)中亞臨界技術(shù)的應(yīng)用研究[J]. 上海航天, 2003, 20(2): 18-21. Yang B Y, Song W L. Application of subcritical technology in wind tunnel flutter experiment for rudder model [J]. Aerospace Shanghai, 2003, 20(2): 18-21.

[11]冉景洪, 季辰, 劉子強(qiáng), 等. 跨聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)?zāi)Ｐ图ふ衽c數(shù)據(jù)處理方法研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2009, 23(4): 87-91, 97. Ran J H, Ji C, Liu Z Q, et al. Research of data process methods and model excitation for transonic flutter experiments in wind tunnel[J]. J Exp Fluid Mech, 2009, 23(4): 87-91, 97.

[12]季辰, 冉景洪, 劉子強(qiáng). 亞跨風(fēng)洞中舵面亞臨界顫振試驗(yàn)[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2011, 25(3): 37-40. Ji C, Ran J H, Liu Z Q. Flutter test of rudder in sub-tran-supersonic wind tunnel using subcritical response methods[J]. J Exp Fluid Mech, 2011, 25(3): 37-40.

[13]錢衛(wèi), 何林祥, 王文卓, 等. 1.2×1.2m跨音速風(fēng)洞模型顫振試驗(yàn)技術(shù)研究[C]//第六屆全國流體彈性力學(xué)會(huì)議文集, 珠海, 1998.Qian W, He L X, Wang W Z, et al. 1.2×1.2m transonic wind tunnel model flutter test technology research[C]//Proceedings of the 6th National Symposium on Aeroelasticity, Zhuhai, 1998.

[14]路波, 楊興華, 羅建國, 等. 跨聲速風(fēng)洞全模顫振試驗(yàn)懸浮支撐系統(tǒng)[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2009, 23(3): 90-94, 103. Lu B, Yang X H, Luo J G, et al. Floating suspension system for full model flutter test in transonic wind tunnel[J]. J Exp Fluid Mech, 2009, 23(3): 90-94, 103.

[15]郭洪濤, 路波, 余立, 等. 某戰(zhàn)斗機(jī)高速全模顫振風(fēng)洞試驗(yàn)研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2012, 33(10): 1765-1771. Guo H T, Lu B, Yu L, et al. Investigation on full-model flutter test of a fighter plane in high-speed wind tunnel[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(10): 1765-1771.

[16]郭洪濤, 閆昱, 余立, 等. 高速風(fēng)洞連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)技術(shù)研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(5): 72-77. Guo H T, Yan Y, Yu L, et al. Research on flutter test technology of continuously adjusting dynamical pressure in high-speed wind tunnel[J]. J Exp Fluid Mech, 2015, 29(5): 72-77.

[17]閆昱, 余立, 呂彬彬, 等. 超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2016, 30(6): 76-80. Yan Y, Yu L, Lyu B B, et al. Research on flutter test technique in supersonic wind tunnel[J]. J Exp Fluid Mech, 2016, 30(6): 76-80.

[18]季辰, 李鋒, 劉子強(qiáng). 高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(4): 75-80. Ji C, Li F, Liu Z Q. Research on flutter test technique in hypersonic wind tunnel[J]. J Exp Fluid Mech, 2015, 29(4): 75-80.

[19]陳丁, 呂計(jì)男, 季辰, 等. 雙目視覺技術(shù)在高超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)中的應(yīng)用[J]. 實(shí)驗(yàn)力學(xué), 2015, 30(3): 381-387.Chen D, Lyu J N, Ji C, et al. Application of binocular vision measurement in hypersonic flutter wind tunnel experiment[J]. Journal of Experimental Mechanics, 2015, 30(3): 381-387.

[20]Oppenheim A V, Shafer R W. Digital signal processing[M]. Upper Saddle River, NJ: Prentice-Hall, Inc. 1975.

[21]Cooper J E. Parameter estimation methods for flight flutter testing[R]. CP-566, AGARD, 1995.

Hypersonicwindtunnelfluttertestresearchonruddermodelsbycontinuouslyvaryingdynamicpressure

Ji Chen*, Zhao Ling, Zhu Jian, Liu Ziqiang, Li Feng

(China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

In order to study the hypersonic flutter behavior of rudder models, a hypersonic wind tunnel flutter test technique by continuously varying dynamic pressure was developed and experimentally studied in China Academy of Aerospace Aerodynamics. The models with the same structural and aerodynamic design were tested at Mach number 4.95 and 5.95. The flutter critical parameters were obtained by slowly increasing the dynamic pressure until flutter onset. The short-time-fourier-transform time-frequency domain analysis method was used to study the frequency coupling characteristics. The analysis shows that it is the classic flutter that the bending and torsion mode couples as the dynamic pressure increases. Based on the structural dynamic parameter identification method, the damping ratio extrapolation method and the flutter margin method were used to predict the flutter critical parameters with the subcritical data. Both methods show a good prediction accuracy. The results also indicate that the rate of increase of dynamic pressure has small effect on the prediction of the flutter boundary. The temperature field measurements show that the maximum temperature of the model appears at the leading edge of the wing root. The temperatures of the leading edge and the rear part of the slope of the rudder are also relatively high. The temperature of the leading edge of the rudder shaft exposed to the flow field is not high, which might be due to the influence of the reflector surface boundary layer.

hypersonic;flutter test;flutter boundary prediction;aeroelasticity;wind tunnel test

2017-07-03;

2017-08-31

國家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(11702285)

*通信作者 E-mail: jichen167@sina.com

JiC,ZhaoL,ZhuJ,etal.Hypersonicwindtunnelfluttertestresearchonruddermodelsbycontinuouslyvaryingdynamicpressure.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(6): 37-44. 季 辰, 趙 玲, 朱 劍, 等. 高超聲速風(fēng)洞連續(xù)變動(dòng)壓舵面顫振試驗(yàn). 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(6): 37-44.

1672-9897(2017)06-0037-08

10.11729/syltlx20170088

V211.74, V215.3+4

A

季辰(1982-)，男，江蘇南通人，高級(jí)工程師。研究方向：氣動(dòng)彈性試驗(yàn)。通信地址：北京市7201信箱16分箱(100074)。E-mail: jichen167@sina.com

(編輯：楊 娟)