冉玉國, 李秋彥, 楊興華

(1.中航工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 成都610091；2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所， 四川綿陽621000)

靜不安定飛機(jī)縮比模型跨聲速顫振試驗(yàn)技術(shù)

冉玉國1, 李秋彥1, 楊興華2

(1.中航工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所， 成都610091；2.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所， 四川綿陽621000)

全機(jī)縮比模型跨聲速顫振試驗(yàn)是飛行器氣彈設(shè)計(jì)驗(yàn)證工作的重要環(huán)節(jié)，借助該試驗(yàn)可研究跨聲速區(qū)空氣壓縮性效應(yīng)，并有效獲得飛行器的跨聲速顫振邊界。通過總結(jié)、梳理多次部件級(jí)跨聲速顫振試驗(yàn)研究經(jīng)驗(yàn)，并基于某型翼身模態(tài)高度耦合的靜不安定飛機(jī)全模試驗(yàn)研究，較全面地闡述了目前全模跨聲速顫振模型設(shè)計(jì)、地面試驗(yàn)及風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)，可供工程應(yīng)用借鑒。

跨聲速顫振試驗(yàn)；全機(jī)相似模型；模態(tài)耦合；模態(tài)試驗(yàn)；靜不安定飛機(jī)

引言

飛行器顫振是機(jī)體結(jié)構(gòu)動(dòng)力特性與非定常氣動(dòng)力的耦合問題，對(duì)飛行器設(shè)計(jì)起著至關(guān)重要的作用。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)與數(shù)值分析方法的廣泛發(fā)展，在結(jié)構(gòu)方面，有限元方法日趨完善，結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析技術(shù)日漸成熟；在空氣動(dòng)力方面，CFD技術(shù)得到廣泛發(fā)展，非定常氣動(dòng)力數(shù)值模擬精度也越來越高、計(jì)算速度越來越快。CFD/CSD耦合分析技術(shù)的應(yīng)用[1-4]大大促進(jìn)了氣彈分析技術(shù)的發(fā)展，但跨聲速顫振問題仍舊是目前國內(nèi)氣彈數(shù)值計(jì)算的難點(diǎn)，尚無在飛機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)中經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證并得到廣泛認(rèn)可的成熟分析手段，跨聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)依舊是現(xiàn)階段型號(hào)飛機(jī)研制中廣泛采用的研究手段[5-7]。

由于跨聲速區(qū)域存在激波與混合流場(chǎng)等，跨聲速區(qū)非定常氣動(dòng)力呈現(xiàn)高度的非線性，使得大多數(shù)飛機(jī)在該區(qū)域內(nèi)的顫振邊界出現(xiàn)“凹坑”現(xiàn)象，因此，對(duì)飛機(jī)在該區(qū)域的非定常氣動(dòng)力及顫振特性進(jìn)行準(zhǔn)確分析并開展針對(duì)性設(shè)計(jì)，是型號(hào)研制中進(jìn)行低空大表速顫振試飛前的必要環(huán)節(jié)與前提條件。

國外從20世紀(jì)60年代即開始進(jìn)行飛機(jī)部件及全機(jī)跨聲速試驗(yàn)，尤以美俄兩國起步早、研究深入、設(shè)備先進(jìn)以及技術(shù)領(lǐng)先為代表，其中，美國NASA Langley TDT風(fēng)洞[8]先后承擔(dān)了B-58、C-141、F-111、C-5、B747、DC-10、F14、F15、B1、F16、B767、X29、C-17、B777、F18E/F等一系列軍民用飛機(jī)跨聲速氣彈試驗(yàn)，包括數(shù)十次部件、半模與全模試驗(yàn)；俄羅斯中央空氣流體動(dòng)力研究院(TsAGI)T106/T109/T128風(fēng)洞則承擔(dān)了蘇霍伊、米格等設(shè)計(jì)局多型飛機(jī)跨聲速顫振試驗(yàn)項(xiàng)目。

國內(nèi)跨聲速顫振試驗(yàn)研究工作起步較晚，初期借助對(duì)外合作項(xiàng)目進(jìn)行摸索，近年來發(fā)展迅速，多個(gè)科研院所已成功開展了多次軍民用飛機(jī)部件級(jí)(平尾、鴨翼、垂尾與機(jī)翼等)跨聲速顫振試驗(yàn)，逐步建立起了完整的模型設(shè)計(jì)、制造、地面振動(dòng)試驗(yàn)及風(fēng)洞試驗(yàn)流程，形成了可靠高效的高精度設(shè)計(jì)與試驗(yàn)方法。全機(jī)級(jí)(全模)跨聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)方面，國內(nèi)科研院所近年來也進(jìn)行了摸索研究，取得了顯著的研究成果。全模顫振試驗(yàn)技術(shù)包括全模顫振模型結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、模型防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)、全模自由支持系統(tǒng)設(shè)計(jì)、地面試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)等技術(shù)領(lǐng)域，該試驗(yàn)技術(shù)難度大、安全風(fēng)險(xiǎn)高、執(zhí)行成本高。本文基于某型先進(jìn)布局飛機(jī)全?？缏曀兕澱裨囼?yàn)項(xiàng)目實(shí)踐，較為全面地闡述了全模顫振試驗(yàn)各項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)要求及常用方法，具有較強(qiáng)的工程實(shí)用價(jià)值，可供參考與借鑒。

1 模型設(shè)計(jì)技術(shù)

跨聲速顫振試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵韵嗨坡蔀闇?zhǔn)則開展設(shè)計(jì)，須滿足與模擬對(duì)象的外形相似、質(zhì)量特性相似、剛度分布相似，其中質(zhì)量特性與剛度分布相似綜合表現(xiàn)為模態(tài)相似，包含模態(tài)頻率相似與模態(tài)振型相似兩方面。為了保證模型在風(fēng)洞試驗(yàn)過程中的安全，顫振模型設(shè)計(jì)需同時(shí)考慮其自身強(qiáng)度性能及試驗(yàn)防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)，對(duì)模型實(shí)現(xiàn)被動(dòng)與主動(dòng)雙重防護(hù)。

全機(jī)跨聲速顫振模型設(shè)計(jì)技術(shù)包括比例尺選取、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化、質(zhì)量配置、防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)等一系列技術(shù)內(nèi)容，其目的在于使得模型氣動(dòng)外形、結(jié)構(gòu)布局、質(zhì)量剛度和強(qiáng)度特性以及模型支持防護(hù)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)最佳融合，以最大程度滿足對(duì)全尺寸飛機(jī)的相似模擬。

1.1 比例尺選取技術(shù)

跨聲速顫振模型比例尺選取主要包含尺寸、速壓及密度等三個(gè)基本比例尺。

為了提高顫振模型的模擬精度，往往希望將模型尺寸設(shè)計(jì)得較大，因此需要選擇較大截面尺寸的風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn)，而國內(nèi)目前可供型號(hào)跨聲速顫振試驗(yàn)使用的風(fēng)洞很少，常用的為中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所FL26風(fēng)洞，其試驗(yàn)段截面尺寸為2.4 m×2.4 m，試驗(yàn)馬赫數(shù)0.3～1.18，可開展固定馬赫數(shù)的增壓試驗(yàn)。尺寸比例尺選取時(shí)需遵循截面尺寸比、風(fēng)洞堵塞度、模型位置等三個(gè)方面的要求：翼展一般不超過0.6倍風(fēng)洞試驗(yàn)段寬度；堵塞度一般不大于0.02；模型頭部需在流場(chǎng)加速區(qū)后，位于均勻流場(chǎng)中，考慮支持裝置對(duì)流場(chǎng)的影響。

速壓比例尺選取受設(shè)計(jì)點(diǎn)馬赫數(shù)、試驗(yàn)風(fēng)洞速壓帶范圍、飛機(jī)顫振特性等三個(gè)因素的影響。設(shè)計(jì)速壓點(diǎn)選擇應(yīng)綜合考慮試驗(yàn)成本、試驗(yàn)安全性、試驗(yàn)工況(多部件、變參數(shù))等各方面因素，使得模型速壓設(shè)計(jì)點(diǎn)處于風(fēng)洞速壓帶的合適位置。

由于型號(hào)常選用的FL26風(fēng)洞為暫沖式半回流風(fēng)洞，其流場(chǎng)速壓帶窄、速壓下邊界高、載荷大，模型在風(fēng)洞中將承受較大的氣動(dòng)載荷且始終處于結(jié)構(gòu)振動(dòng)環(huán)境中，對(duì)模型頻率、強(qiáng)度(靜強(qiáng)度、動(dòng)強(qiáng)度)性能提出了很高的要求，成為可能引起模型產(chǎn)生超重(設(shè)計(jì)完成后的模型實(shí)際重量大于相似律要求的目標(biāo)重量)的要素之一；而模型的質(zhì)量比(或密度比)效應(yīng)對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果存在影響，過大的模型超重(即密度比例尺過大)，可能導(dǎo)致試驗(yàn)結(jié)果的不真實(shí)性，所以在模型設(shè)計(jì)中又必須通過優(yōu)化速壓設(shè)計(jì)點(diǎn)、模型結(jié)構(gòu)形式、材料和工藝等措施對(duì)模型超重進(jìn)行嚴(yán)格控制。多種因素的相互制約增加了跨聲速顫振模型設(shè)計(jì)的難度與技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。

尺寸、速壓與密度等三個(gè)基本比例尺確定后，可根據(jù)相似推導(dǎo)出的誘導(dǎo)比例尺獲得誘導(dǎo)比例尺，如頻率比例尺、質(zhì)量比例尺、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量比例尺、力比例尺、剛度與柔度比例尺等。

1.2 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)

全機(jī)跨聲速顫振模型(簡(jiǎn)稱“全?！?結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)大體上分為三種方法，即動(dòng)力相似方法、結(jié)構(gòu)相似方法和準(zhǔn)結(jié)構(gòu)相似方法。其中，動(dòng)力相似設(shè)計(jì)方法通常采用梁架、變厚度板等模擬剛度分布，通過調(diào)整結(jié)構(gòu)的尺寸使其滿足振動(dòng)形態(tài)、頻率等要求；結(jié)構(gòu)相似設(shè)計(jì)方法將真實(shí)飛機(jī)的每一個(gè)受力構(gòu)件(梁、肋與蒙皮等)按相似比統(tǒng)一縮比，完全模擬結(jié)構(gòu)布置，其優(yōu)點(diǎn)是能精確反映真實(shí)結(jié)構(gòu)的動(dòng)力和顫振特性，且不易超重，但其設(shè)計(jì)、制造復(fù)雜，成本太高；準(zhǔn)結(jié)構(gòu)相似設(shè)計(jì)方法將受力構(gòu)件進(jìn)行適當(dāng)合并簡(jiǎn)化，通過調(diào)整結(jié)構(gòu)尺寸使其滿足模態(tài)要求。

全模結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)包含機(jī)身、翼面及其支持系統(tǒng)等三個(gè)方面。

機(jī)身結(jié)構(gòu)常按動(dòng)力相似要求開展設(shè)計(jì)，需滿足機(jī)身自身動(dòng)力特性要求、各翼面支持及傳載等功能要求，一種典型結(jié)構(gòu)形式如圖1 所示，由復(fù)合材料/金屬主梁、框板、蒙皮及填充硬泡等組成。前機(jī)身通常采用簡(jiǎn)化的工程梁模擬，截面形式一般為“十”字型，通過調(diào)整梁元參數(shù)(高度、寬度等)實(shí)現(xiàn)機(jī)身垂直彎曲、水平彎曲與扭轉(zhuǎn)剛度的模擬；后機(jī)身則常采用變厚度板或框架形式模擬。機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)需設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、高效的翼面安裝支持結(jié)構(gòu)并開展減重優(yōu)化，以實(shí)現(xiàn)對(duì)平尾、垂尾等翼面的有效支持，避免安裝結(jié)構(gòu)與翼面自身產(chǎn)生模態(tài)耦合。翼面結(jié)構(gòu)通常按準(zhǔn)結(jié)構(gòu)相似方法設(shè)計(jì)，一般設(shè)計(jì)為梁架式閉盒結(jié)構(gòu)，包含金屬/復(fù)合材料梁架、蒙皮及填充硬泡等構(gòu)件[9]，典型結(jié)構(gòu)形式如圖2 所示。翼身連接支持剛度則通過理論簡(jiǎn)化后布置適當(dāng)?shù)倪B接元件進(jìn)行模擬，如機(jī)翼根部布置連接彈簧片模擬翼身支持剛度；垂尾或平尾等全動(dòng)翼面根部布置轉(zhuǎn)軸模擬機(jī)身彎曲支持剛度、彎曲彈簧片模擬機(jī)身旋轉(zhuǎn)支持剛度等。最后，根據(jù)設(shè)計(jì)需要對(duì)機(jī)身、翼面結(jié)構(gòu)布局形式、參數(shù)尺寸與根部支持元件(連接彈簧片)進(jìn)行優(yōu)化，結(jié)合蒙皮氣彈剪裁，實(shí)現(xiàn)剛度模擬、氣動(dòng)載荷傳遞等功能的同時(shí)有效減小模型超重，提高模擬精度。

圖1 機(jī)身典型結(jié)構(gòu)形式圖

圖2 翼面典型結(jié)構(gòu)形式圖

全模結(jié)構(gòu)選用比剛度、比強(qiáng)度高的輕質(zhì)材料，如玻璃纖維、碳纖維、高強(qiáng)度鋁合金等，選材時(shí)需考慮制備工藝、成本等各方面的約束，采用技術(shù)成熟、工藝可行、性能穩(wěn)定、性價(jià)比高的材料。優(yōu)化選取模型材料是降低模型超重系數(shù)的重要措施之一。

1.3 結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化

采用動(dòng)力相似方法及準(zhǔn)結(jié)構(gòu)相似方法設(shè)計(jì)的全模結(jié)構(gòu)，按等剛度折算結(jié)果設(shè)置結(jié)構(gòu)件初始參數(shù)后，其固有振動(dòng)特性(包括頻率與振動(dòng)形態(tài)兩部分)與要求值往往存在一定差異，此時(shí)需采用動(dòng)力學(xué)優(yōu)化方法對(duì)結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化；此外，跨聲速顫振模型頻率高、在風(fēng)洞中承受的載荷大，模型需要具有較高的強(qiáng)度，因此，為了保證模型的強(qiáng)度性能，在進(jìn)行動(dòng)力學(xué)優(yōu)化的同時(shí)需聯(lián)合靜強(qiáng)度性能進(jìn)行綜合優(yōu)化。

采用復(fù)合材料的全模優(yōu)化參數(shù)通常選擇梁架凸緣寬度與厚度、蒙皮鋪層厚度與方向等，可利用“全局-局部”綜合優(yōu)化算法[10]，發(fā)揮全局優(yōu)化對(duì)初值的低依賴性及局部?jī)?yōu)化搜索的快速性等優(yōu)勢(shì)，以固有頻率、固有振型與強(qiáng)度特性為約束，實(shí)現(xiàn)全模顫振模型結(jié)構(gòu)參數(shù)的快速、有效優(yōu)化。本文開展的靜不安定全?？缏曀僭囼?yàn)研究中，由于升力體機(jī)身及高度翼身融合布局的應(yīng)用，使得機(jī)身模態(tài)與各翼面模態(tài)耦合嚴(yán)重，全機(jī)模態(tài)密集、復(fù)雜，對(duì)全模動(dòng)力優(yōu)化提出了嚴(yán)峻的考驗(yàn)，應(yīng)用圖3 所示的典型流程(動(dòng)力優(yōu)化部分)進(jìn)行優(yōu)化后，全機(jī)關(guān)鍵模態(tài)結(jié)果模態(tài)頻率與要求值誤差小于5%，模態(tài)振型與要求振型吻合良好。

圖3 典型“全局-局部”綜合優(yōu)化算法

全模經(jīng)過一輪動(dòng)力優(yōu)化設(shè)計(jì)完成后，其固有模態(tài)、剛度分布等滿足設(shè)計(jì)要求，需對(duì)其進(jìn)行試驗(yàn)載荷工況下的強(qiáng)度校核優(yōu)化，若動(dòng)力優(yōu)化結(jié)果滿足強(qiáng)度要求，則該結(jié)果可作為全模系統(tǒng)的設(shè)計(jì)參數(shù)值；若動(dòng)力優(yōu)化結(jié)果不滿足強(qiáng)度要求，則需改變強(qiáng)度薄弱環(huán)節(jié)的參數(shù)值進(jìn)行重新優(yōu)化。作為強(qiáng)度校核優(yōu)化的輸入，試驗(yàn)載荷的準(zhǔn)確預(yù)估是優(yōu)化環(huán)節(jié)的關(guān)鍵之一。工程中常用的預(yù)估方法包括高階面元法、CFD數(shù)值模擬法等，為使模型具有合適的安全余量(安全且不過于超重)，通常設(shè)置載荷計(jì)算速壓為風(fēng)洞試驗(yàn)最大速壓的1.5倍。本文為了驗(yàn)證面元法與CFD數(shù)值分析方法的準(zhǔn)確度，在全模顫振試驗(yàn)過程中利用機(jī)身及翼面上設(shè)置的應(yīng)變片對(duì)其所受的非定常氣動(dòng)力載荷進(jìn)行了標(biāo)定與測(cè)試，獲得了良好效果。

1.4 質(zhì)量配置技術(shù)

試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯瓿蓜?dòng)力/靜力有限元模型優(yōu)化后，為了將其中的質(zhì)量模型由僅具有數(shù)學(xué)意義的集中質(zhì)量模型轉(zhuǎn)化為具有物理意義且可實(shí)現(xiàn)的實(shí)際結(jié)構(gòu)質(zhì)量模型，需要對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行質(zhì)量配置設(shè)計(jì)，利用有限的配重塊調(diào)節(jié)全模各部件與全機(jī)的質(zhì)量特性，使其滿足設(shè)計(jì)要求。根據(jù)配重設(shè)計(jì)的情況優(yōu)化模型的超重比。本文開展的全模試驗(yàn)中發(fā)展了基于數(shù)模的顫振模型質(zhì)量配置技術(shù)，可綜合考慮模型各細(xì)節(jié)、連接件重量及膠接膠量等，設(shè)計(jì)出的模型質(zhì)量與實(shí)物模型差異1.7%。

1.5 模型防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)技術(shù)

跨聲速顫振試驗(yàn)過程中模型(尤其是全動(dòng)翼面模型)所受的載荷大，破壞風(fēng)險(xiǎn)高，因而有必要針對(duì)全動(dòng)翼面模型設(shè)計(jì)可靠、有效的模型應(yīng)急防護(hù)系統(tǒng)對(duì)其實(shí)施防護(hù)，保證試驗(yàn)順利進(jìn)行，減小損傷試驗(yàn)設(shè)施的可能性。全動(dòng)模型應(yīng)急防護(hù)系統(tǒng)目前常采用兩種形式：第一種為主動(dòng)防護(hù)系統(tǒng)，即使用氣壓作動(dòng)筒推動(dòng)制動(dòng)滑槽，對(duì)模型根部運(yùn)動(dòng)進(jìn)行卡止限位，增加模型根部旋轉(zhuǎn)支持剛度，特別使用于顫振速度隨旋轉(zhuǎn)支持剛度增加而升高的顫振模型，當(dāng)模型發(fā)生顫振時(shí)，風(fēng)洞監(jiān)測(cè)控制系統(tǒng)在發(fā)出關(guān)車指令的同時(shí)，發(fā)出電信號(hào)激活防護(hù)系統(tǒng)運(yùn)行，高度適用于顫振速度隨旋轉(zhuǎn)支持剛度增加而升高的顫振模型；第二種為被動(dòng)防護(hù)系統(tǒng)，即采用限幅鋼索在模型展向尖部對(duì)模型實(shí)施保護(hù)，當(dāng)模型發(fā)生顫振時(shí)自動(dòng)限制其振動(dòng)幅值，配合風(fēng)洞監(jiān)測(cè)控制系統(tǒng)發(fā)出的關(guān)車指令，適用于顫振速度隨彎曲支持剛度增加而升高的顫振模型。主動(dòng)防護(hù)系統(tǒng)響應(yīng)速度快、系統(tǒng)工作可靠、防護(hù)效果好，但需通過設(shè)計(jì)較為復(fù)雜的機(jī)構(gòu)實(shí)施；被動(dòng)防護(hù)系統(tǒng)實(shí)施成本低，但響應(yīng)速度較慢，限幅的量值需要進(jìn)行不斷調(diào)試優(yōu)化，防護(hù)效果有時(shí)達(dá)不到預(yù)想效果。

2 地面試驗(yàn)技術(shù)

全模地面試驗(yàn)的目的是通過試驗(yàn)方法對(duì)制造出的實(shí)際模型進(jìn)行檢驗(yàn)，以確定設(shè)計(jì)的有效性、準(zhǔn)確性，并確定實(shí)際模型是否能用于后續(xù)風(fēng)洞試驗(yàn)。地面試驗(yàn)主要分為質(zhì)量特性測(cè)量試驗(yàn)、剛度試驗(yàn)及模態(tài)試驗(yàn)三部分。質(zhì)量特性測(cè)量試驗(yàn)經(jīng)典方法主要包括稱重法測(cè)量全模各部件質(zhì)量；吊線法測(cè)定全模重心；擺線法、頻率法等測(cè)定全模轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。全模剛度試驗(yàn)可通過在設(shè)置的加載點(diǎn)上加載、在設(shè)置的響應(yīng)點(diǎn)上測(cè)量其位移而得到全模剛度分布特性。

全模模態(tài)試驗(yàn)是整個(gè)地面試驗(yàn)的難點(diǎn)與重點(diǎn)，其結(jié)果直接影響后續(xù)風(fēng)洞試驗(yàn)的有效性、準(zhǔn)確性。顫振模型在制造過程中通常難免出現(xiàn)質(zhì)量特性與剛度特性的允許偏差，因而在模態(tài)試驗(yàn)過程中須通過調(diào)節(jié)各部件與機(jī)身上的連接構(gòu)件(翼身連接彈簧片、全動(dòng)翼面根部轉(zhuǎn)軸軸徑與彎曲彈簧片厚度等)參數(shù)對(duì)這些偏差進(jìn)行修正，保證全模各部件的模態(tài)特性滿足要求，進(jìn)而使得模型可用于后續(xù)風(fēng)洞試驗(yàn)。由于全模中各部件可能存在嚴(yán)重、復(fù)雜的模態(tài)耦合，全機(jī)密集模態(tài)的識(shí)別與調(diào)整成為模態(tài)試驗(yàn)的核心，可首先對(duì)無耦合或弱耦合的部件模態(tài)進(jìn)行試驗(yàn)，確定其設(shè)計(jì)參數(shù)，再對(duì)耦合嚴(yán)重的部件模態(tài)進(jìn)行試驗(yàn)，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，從而確定關(guān)鍵構(gòu)件參數(shù)的優(yōu)化方案。全模模態(tài)試驗(yàn)通常采用隨機(jī)激勵(lì)法與純模態(tài)法相結(jié)合，對(duì)易于識(shí)別的模態(tài)利用隨機(jī)激勵(lì)法可有效提高試驗(yàn)速度，而對(duì)難于識(shí)別的耦合模態(tài)，可通過調(diào)整激振器位置與數(shù)量、激振力幅值與相位等措施開展純模態(tài)試驗(yàn)，提高模態(tài)試驗(yàn)精度與準(zhǔn)確度。

尤其值得注意的是在地面試驗(yàn)之前，需對(duì)全模中全動(dòng)翼面的間隙進(jìn)行測(cè)量，采取必要措施減小間隙量，這往往關(guān)系到跨聲速試驗(yàn)的成敗。全模模態(tài)試驗(yàn)需要在風(fēng)洞試驗(yàn)采用的支持系統(tǒng)上進(jìn)行，以確保模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果的正確性。

地面試驗(yàn)完成后，需利用試驗(yàn)結(jié)果對(duì)模型的密度、頻率及速壓等比例尺進(jìn)行修正，用于將后續(xù)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果轉(zhuǎn)換到目標(biāo)飛機(jī)上。

3 全模支持控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

全機(jī)跨聲速顫振模型支持系統(tǒng)需滿足支持頻率、靜/動(dòng)穩(wěn)定性及強(qiáng)度特性等要求。為了模擬飛機(jī)的自由飛行狀態(tài)，全模支持系統(tǒng)常常設(shè)計(jì)為柔性支持系統(tǒng)，該系統(tǒng)首先需具備足夠的強(qiáng)度特性以保證對(duì)全模支持的可靠、穩(wěn)定與安全。利用該系統(tǒng)對(duì)全模實(shí)施支持后，模型的剛體模態(tài)頻率(沉浮、側(cè)擺、俯仰、滾轉(zhuǎn)與偏航)需滿足低于1/3全模最低彈性模態(tài)頻率的要求；模型與支持系統(tǒng)組成的整體系統(tǒng)在風(fēng)洞試驗(yàn)過程中既不能發(fā)生靜不穩(wěn)定性也不能發(fā)生剛體模態(tài)耦合顫振等動(dòng)不穩(wěn)定性。由此可知，支持系統(tǒng)的剛度特性直接決定了試驗(yàn)的安全性與成敗。此外，由于顫振模型在試驗(yàn)過程中受非定常氣動(dòng)力作用，模型的姿態(tài)(攻角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角等)處于時(shí)變狀態(tài)，為了保證模型受載較小(攻角、滾轉(zhuǎn)角等不過大)，支持系統(tǒng)需具有根據(jù)模型姿態(tài)主動(dòng)調(diào)節(jié)其攻角、滾轉(zhuǎn)角的控制功能。

國內(nèi)目前僅利用中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速所FL26風(fēng)洞開展了型號(hào)全模顫振試驗(yàn)摸索研究，借助這些研究初步掌握了全模跨聲速顫振試驗(yàn)技術(shù)、建立了相關(guān)試驗(yàn)流程，在此過程中，設(shè)計(jì)完善了全模顫振支持控制系統(tǒng)(FSS)，有限的試驗(yàn)顯示該系統(tǒng)支持特性、控制效果均滿足設(shè)計(jì)要求。

針對(duì)本文設(shè)計(jì)的靜不安定飛機(jī)全模特點(diǎn)，分兩階段采取措施提升系統(tǒng)穩(wěn)定性，即試驗(yàn)前利用全模CFD計(jì)算結(jié)果提供較為準(zhǔn)確的模型氣動(dòng)系數(shù)及動(dòng)導(dǎo)數(shù)，作為FL26風(fēng)洞FSS系統(tǒng)(圖4 )初始控制參數(shù)；試驗(yàn)過程中，在優(yōu)化FSS系統(tǒng)張力與控制參數(shù)的同時(shí)對(duì)全模自身參數(shù)進(jìn)行了調(diào)整優(yōu)化。試驗(yàn)情況顯示FSS工作有效，模型姿態(tài)變化幅值控制效果良好，如圖5 所示。

圖4 FL26風(fēng)洞FSS系統(tǒng)

圖5 FSS伺服系統(tǒng)典型控制曲線

4 風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)

全模經(jīng)過地面試驗(yàn)確定設(shè)計(jì)參數(shù)值及性能驗(yàn)證后即可用于開展風(fēng)洞試驗(yàn)?？缏曀兕澱裨囼?yàn)方法通常為在一個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)(馬赫數(shù))上，穩(wěn)定風(fēng)洞流場(chǎng)馬赫數(shù)，通過增加總壓的方式增加流場(chǎng)的動(dòng)壓，直至得到模型的顫振邊界。然而，在實(shí)際試驗(yàn)中，為了保證模型不發(fā)生破壞，避免對(duì)風(fēng)洞設(shè)備產(chǎn)生損壞，試驗(yàn)往往僅增加至模型亞臨界顫振狀態(tài)，再采用亞臨界預(yù)測(cè)方法進(jìn)行顫振邊界預(yù)測(cè)。為滿足全模顫振試驗(yàn)運(yùn)行、測(cè)試、防護(hù)需求，主要試驗(yàn)設(shè)備包括風(fēng)洞運(yùn)行控制系統(tǒng)、電視攝像監(jiān)控系統(tǒng)、模型響應(yīng)采集測(cè)量系統(tǒng)、亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)分析系統(tǒng)及風(fēng)洞應(yīng)急關(guān)車系統(tǒng)等分系統(tǒng)。

全模顫振試驗(yàn)過程為：首先由風(fēng)洞運(yùn)行控制系統(tǒng)按試驗(yàn)要求調(diào)整風(fēng)洞試驗(yàn)M數(shù)和各增壓段的總壓，同時(shí)測(cè)量風(fēng)洞試驗(yàn)段的流場(chǎng)參數(shù)(馬赫數(shù)M、速壓q、密度ρ、總溫T)，F(xiàn)SS伺服系統(tǒng)對(duì)全模姿態(tài)進(jìn)行調(diào)節(jié)以減小模型攻角變化量等參數(shù)；通過安裝在模型部件上的應(yīng)變電橋、加速度傳感器測(cè)量出模型振動(dòng)響應(yīng)的時(shí)間歷程，然后由亞臨界顫振邊界預(yù)測(cè)分析系統(tǒng)進(jìn)行功率譜分析和顫振邊界預(yù)測(cè)，得到顫振頻率和速壓；電視攝像監(jiān)控系統(tǒng)可以記錄和觀察試驗(yàn)過程中模型的振動(dòng)情況，如果模型發(fā)生顫振，風(fēng)洞應(yīng)急關(guān)車系統(tǒng)可以自動(dòng)和手動(dòng)關(guān)車，并同步啟動(dòng)模型制動(dòng)裝置保護(hù)模型。典型風(fēng)洞試驗(yàn)流場(chǎng)參數(shù)及模型響應(yīng)如圖6 所示，亞臨界預(yù)測(cè)曲線如圖7 所示。

顫振模型實(shí)際發(fā)生顫振的速壓值及氣流密度與設(shè)計(jì)模型時(shí)所用的預(yù)設(shè)值往往存在偏差，在無法設(shè)計(jì)多個(gè)密度比模型開展試驗(yàn)的情況下，通常采用密度修正方法對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正[11]，再通過修正后的比例尺將結(jié)果換算為飛機(jī)顫振速壓與頻率，得到飛機(jī)的顫振邊界。

圖6 典型試驗(yàn)流場(chǎng)參數(shù)及模型響應(yīng)

圖7 顫振試驗(yàn)亞臨界預(yù)測(cè)曲線

5 結(jié)束語

本文從模型設(shè)計(jì)、地面試驗(yàn)、模型支持系統(tǒng)設(shè)計(jì)及風(fēng)洞試驗(yàn)等多方面入手，較全面地介紹了目前全?？缏曀兕澱裨囼?yàn)涉及到的各種技術(shù)，給出了目前通用的相關(guān)技術(shù)要求、解決方案等，可作為飛行器部件及全模跨聲速顫振試驗(yàn)研究的參考與借鑒。

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Review of Transonic Flutter Test Techniques for Statically Unstable Aircraft Scaled Model

RANYuguo1,LIQiuyan1,YANGXinghua2

(1.Chengdu Aircraft Design & Research Institute, Chengdu 610091, China;2.China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

The transonic flutter wind tunnel test of whole aircraft scaled model plays an important role in engineering certification of AC aeroelastic design, by which the aero compressibility and flutter boundary in transonic region can be investigated. The design experiences of transonic flutter tests for several components are summarized first in this paper, and the test techniques for whole aircraft scaled model are introduced in detail subsequently, which are composed of flutter scaled model design technique, ground tests technique and wind tunnel test technique. This paper is also abstracted based on the engineering project of scaled model design for a statically unstable aircraft, which has massive coupling modes between fuselage and other components. The contents introduced in this paper are supposed to be valuable for engineering application.

transonic flutter test; similar modelof whole aircraft; mode coupling; modal test; statically unstable aircraft

2016-04-06

冉玉國(1981-),男,四川成都人,高級(jí)工程師,碩士,主要從事飛行器氣彈設(shè)計(jì)與試驗(yàn)方面的研究,(E-mail)rygnuaa@126.com

1673-1549(2017)01-0049-06

10.11863/j.suse.2017.01.09

TB115

A