李 釗楊廣珺蔣 鋒

1．西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院,西安 710072;2．西北工業(yè)大學(xué) 無人機特種技術(shù)國防科技重點實驗室,西安 710068;3．中國空氣動力研究與發(fā)展中心 結(jié)冰與防除冰重點實驗室,四川 綿陽 621000

0 引 言

飛行器或風(fēng)力機在濕冷環(huán)境下工作時,云層中的過冷大水滴不斷撞擊翼面并形成積冰,破壞翼面外形光滑度,使載荷分布發(fā)生變化,影響工作性能甚至飛行安全[1]。因此,防除冰問題一直是航空及風(fēng)力機領(lǐng)域的重要研究內(nèi)容[2]。在結(jié)冰程度較弱的情況下,若不及時處理積冰,任其增長,可能會在某時造成突發(fā)性災(zāi)難;若持續(xù)除冰,則勢必消耗大量能源。為評價翼面狀態(tài)并將潛在威脅告知駕駛員或控制中樞、在積冰達到危險閾值前進行除冰,從而在確保安全的前提下盡可能降低能耗,就需要及時感知翼面外界環(huán)境和積冰狀態(tài)。

劉勝先等[3]利用模態(tài)分析系統(tǒng)對不同積冰狀態(tài)下的風(fēng)力機葉片進行了模態(tài)分析,提取了葉片積冰參數(shù)特征指標(biāo),并由此診斷出葉片積冰狀態(tài)。盧方[4]、張巖松[5]等分別建立了基于壓電陶瓷技術(shù)和光強調(diào)制型光線探測技術(shù)的風(fēng)力機葉片積冰監(jiān)測方法,可根據(jù)接收信號檢測結(jié)構(gòu)結(jié)冰狀態(tài)。但目前關(guān)于翼型結(jié)冰過程的研究大多集中在數(shù)值模擬及積冰對氣動特性的影響方面[6-7],即使采用傳感器監(jiān)測翼面結(jié)冰狀態(tài),也僅是將實驗?zāi)Ｐ椭糜诒裰羞M行靜態(tài)的積冰、除冰研究,這無疑與實際情況有所不同。

目前,關(guān)于大彎度翼型在積冰動態(tài)載荷下的振動監(jiān)測、冰致氣流振蕩引起不同材質(zhì)蒙皮的振動響應(yīng)和結(jié)構(gòu)安全等方面的研究較少。為提高大彎度翼型、易發(fā)生流動分離[8]的中空長航時無人機[9]、風(fēng)力機[10]及混合翼[11-12]模型積冰實驗安全性,了解翼型結(jié)冰后的流場變化及流動分離現(xiàn)象等,本文針對某大彎度翼型制作模型(模型表面分別安裝鋁合金和碳纖維蒙皮),通過數(shù)值計算及結(jié)冰風(fēng)洞實驗考察積冰歷程中的翼型蒙皮振動情況,研究積冰過程動態(tài)載荷作用下的翼型響應(yīng)及結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性問題。

1 實驗系統(tǒng)

1.1 實驗設(shè)備

本實驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心FL-16y研究型回流式結(jié)冰風(fēng)洞[13](見圖1)進行。風(fēng)洞主試驗段尺寸0．3 m×0．2 m,模擬風(fēng)速21～210 m/s,氣流溫度－40～30℃,總壓5 kPa～常壓,粒徑范圍10～50μm,湍流度≤0．5%。

圖1 0.3 m×0.2 m結(jié)冰風(fēng)洞外形Fig.1 Diagram of icing wind tunnel FL-16y

1.2 實驗?zāi)Ｐ?/h3>

本實驗的翼型模型采用鋁合金加工,后緣設(shè)計蒙皮安裝框,其上布置螺釘安裝孔,可以快速拆裝不同材質(zhì)的蒙皮。通過傳感器獲取結(jié)冰過程的振動信息。傳感器位置及命名分別為:1)翼型中部上翼面的“固定端傳感器”,在后續(xù)數(shù)據(jù)處理中命名為Fix head;2)上翼面后緣中部的“上蒙皮傳感器”,命名為Upper surface;3)下翼面后緣中部的“下蒙皮傳感器”,命名為Lower surface。圖2(a)為實驗?zāi)Ｐ蛯嵨锛皞鞲衅靼惭b位置示意。

為對比不同材質(zhì)蒙皮的翼型振動響應(yīng)情況,制作了鋁合金(Aluminum Alloy,后文簡稱AA)和碳纖維(Carbon Fiber,后文簡稱CF)蒙皮的翼型模型進行實驗。蒙皮厚度相同,不同材質(zhì)的蒙皮以螺釘固定于翼型框架。在實驗中,以螺釘將模型端面連接孔與風(fēng)洞試驗段固定槽連接,確保模型穩(wěn)定,如圖2(b)所示。

圖2 實驗?zāi)Ｐ图皞鞲衅靼惭b位置Fig.2 Test model and accelerometer position

1.3 實驗內(nèi)容

為研究翼型在整個積冰歷程中的振動及響應(yīng),實驗分為2個步驟進行(實驗參數(shù)如表1所示):

表1 實驗參數(shù)Table 1 Parameters for tests

第一步,研究無結(jié)冰狀態(tài)下的蒙皮響應(yīng)。此時結(jié)冰風(fēng)洞不噴水、僅吹風(fēng),以確定翼型無結(jié)冰狀態(tài)下的振動特性,實驗過程為3 min。

第二步,分析結(jié)冰歷程的響應(yīng)特性。分別進行－2℃及－7℃結(jié)冰實驗,以確定結(jié)冰歷程中的模型振動及響應(yīng),結(jié)冰時間都為3 min。

結(jié)冰時間結(jié)束后,將最終冰形繪制于坐標(biāo)紙上。整個實驗過程中,均通過LMS Test．Xpress聲振分析儀和布置的傳感器測量2種材質(zhì)蒙皮的振動響應(yīng)。

2 結(jié)果與分析

2.1 翼型表面結(jié)冰形貌

圖3為分別在－2℃及－7℃進行3 min結(jié)冰實驗后翼型表面的冰形圖(c為翼型弦長,c＝200 mm)。從－2℃的冰形圖可以看出:在氣流帶動下,水滴沿翼型表面向后緣方向滑移,其間與外界進行熱量交換,逐漸凝結(jié)于翼型表面(由于溫度不夠低,尚未形成較多積冰),后續(xù)水滴受其阻擋而向前方凝結(jié)生長;此外,由于凝結(jié)的水滴對氣流產(chǎn)生擾動,使后續(xù)水滴產(chǎn)生不規(guī)則運動,從而形成不規(guī)則冰形。而在－7℃時,水滴在前緣附近迅速凝結(jié)成冰并占據(jù)前緣部位,后續(xù)水滴在氣流作用下只能向后緣方向滑移;由于溫度夠低,水滴在滑移過程中就可能結(jié)冰,在翼型下部形成不規(guī)則且向后緣方向延伸的冰形。

圖3 翼型的結(jié)冰風(fēng)洞實驗結(jié)果Fig.3 Ice shapes of hybrid airfoil at－2℃and－7℃

2.2 振動過程數(shù)值分析

當(dāng)翼型處于流場中時,其上下翼面特殊而陡峭的尾緣位置會出現(xiàn)旋渦脫落現(xiàn)象。旋渦周期性地從尾緣脫落,使翼型產(chǎn)生周期性振動。當(dāng)旋渦脫落頻率與翼型固有頻率一致,即會引發(fā)結(jié)構(gòu)共振,影響實驗結(jié)果甚至導(dǎo)致安全問題。為探究翼型在結(jié)冰實驗中的振動響應(yīng)及結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性問題,本節(jié)采用數(shù)值計算方法對翼型蒙皮模態(tài)及振動過程進行分析,并與實驗結(jié)果進行對比,以驗證計算的有效性。

2.2.1 蒙皮模態(tài)分析

模型蒙皮在實驗過程中產(chǎn)生不同的振動及振型變化,該振動可能是由于脫體渦與蒙皮之間的耦合作用導(dǎo)致,也有可能是蒙皮自身在氣動載荷激勵下的固有振動特性。為明確實驗中蒙皮振動的來源,需首先確定蒙皮的固有頻率,并在后續(xù)實驗數(shù)據(jù)分析中排除其影響?；谟邢拊碚?采用Block Lanczos方法對蒙皮進行模態(tài)分析[14]。提取不同材質(zhì)蒙皮的前四階固有頻率(如表2所示),可以據(jù)此結(jié)果在后續(xù)實驗中確定蒙皮振動的主要來源。

表2 蒙皮模態(tài)分析結(jié)果Table 2 Modal analysis results

2.2.2 振動數(shù)值模擬

按照先吹風(fēng)(干冷空氣)、后噴水結(jié)冰的順序進行結(jié)冰實驗。噴水后,翼面產(chǎn)生積冰,積冰對流場造成擾動,使翼面產(chǎn)生壓力脈動。在開始階段,干冷空氣繞翼型流動,在上下翼面形成分離渦,且尾緣處上下翼面具有相反的渦量。由于尾部對流場作用敏感,流場首先在尾部出現(xiàn)不穩(wěn)定,然后擾動以聲波方式向前傳遞,可能導(dǎo)致翼型中部、前緣附近也產(chǎn)生振動響應(yīng),甚至出現(xiàn)氣流分離。圖4(a)為僅吹風(fēng)狀態(tài)下繞翼型的流線示意圖。當(dāng)開始噴水、翼型前緣形成積冰時,前緣脫離渦隨時間歷程向翼型后部推移,與尾部渦流疊加增大強度,表現(xiàn)為此階段蒙皮振動幅度增大,如圖4(b)所示;前緣脫離渦以及尾部振動對渦流產(chǎn)生的耦合疊加作用,使蒙皮振動進一步增大,如圖4(c)所示。

圖4 結(jié)冰后的翼型繞流流場變化過程及蒙皮振動示意Fig.4 Flow field and skin vibration in a period

通過求解URANS方程,可以對脫體渦的發(fā)展及周期進行分析。非定常計算時長為0．1 s,步長為100,每個計算步模擬的時間為0．001 s,得出尾緣脫體渦的脫落周期約為0．003 s,頻率f＝1/0．003＝333 Hz。

將非定常結(jié)果進行后處理,選擇上翼面后緣中部及尾緣位置為監(jiān)測點,統(tǒng)計其壓力脈動變化情況,通過快速傅里葉變換(FFT),可得到脈動頻率的數(shù)值計算結(jié)果,如圖5(a)和(b)所示?？梢钥闯?主頻約為330 Hz(其余監(jiān)測點的脈動頻率未在圖中展示,但也基本相同),與尾緣脫體渦的計算頻率333 Hz十分接近;而蒙皮固有頻率均在400 Hz以上,因此,可以確定該振動來源于脫體渦與蒙皮的耦合作用。

圖5 采用CFD得到的翼型壓力脈動頻率Fig.5 FFT analysis of the pressure oscillation frequencies at different positions

2.3 振動測量結(jié)果

圖6為不同材質(zhì)蒙皮在全積冰歷程中的振動加速度響應(yīng)結(jié)果。圖中,Upper surface為上翼面蒙皮中部,Fix head為固定端,Lower surface為下翼面中部;橫軸為實驗時間t,縱軸為加速度響應(yīng)A與重力加速度g之比。

圖6 不同材質(zhì)蒙皮的加速度測量值Fig.6 Graph of acceleration over time at different locations

－30～0 s為未噴水階段,可以看出,各蒙皮均處于穩(wěn)定振動狀態(tài)。t＝0 s后,結(jié)冰風(fēng)洞啟動噴水裝置,結(jié)冰過程開始(液態(tài)水含量、粒徑、風(fēng)速等實驗條件見表1,圖6展示的均為－7℃條件下的測量結(jié)果)。可以看出:碳纖維蒙皮上表面迅速對結(jié)冰后的氣流振動產(chǎn)生響應(yīng),上翼面以1g加速度持續(xù)振動至結(jié)束,且冰致脫體渦對蒙皮的振動影響從后緣傳遞至固定端,使固定端的振動也略微增強;隨著結(jié)冰過程,鋁合金蒙皮振動也逐漸增強,與碳纖維蒙皮相比,其對渦流具有更好的“忍耐力”,減弱了尾緣渦流向前傳遞的強度,未出現(xiàn)明顯的固定端振動增強現(xiàn)象,加速度始終在較小范圍內(nèi)變化。

在僅吹風(fēng)條件下,不同材質(zhì)蒙皮的前緣固定端傳感器(Fix head)測得的結(jié)果對比如圖7所示(CF為碳纖維蒙皮,AA為鋁合金蒙皮)?？梢钥闯?對于不同材質(zhì)的蒙皮,前緣傳感器都處于固定約束,翼型在結(jié)冰前(－30 s之前)僅冷空氣作用下的振動響應(yīng)基本相同,這也說明兩次實驗中風(fēng)洞提供的流場相同,實驗重復(fù)性較好。但是,由于加工精度及不同材質(zhì)蒙皮在翼型表面的重復(fù)安裝誤差等因素影響,二者對干凈氣流的響應(yīng)及表現(xiàn)出的振動頻率有細微差異。

圖7 吹氣階段不同蒙皮的翼型前緣響應(yīng)Fig.7 The vibration of CF and AA skin without ice

圖8為鋁合金蒙皮不同監(jiān)測點(上、下翼面中部位置)在吹氣(－30 s)、積冰(30、60和90 s)增長過程的頻率響應(yīng)對比。可以看出,采用鋁合金蒙皮的翼型對結(jié)冰過程中低頻段渦流擾動的反應(yīng)并不明顯。圖8(a)為鋁合金蒙皮上表面的振動響應(yīng),在開始結(jié)冰后,其振幅逐漸變大,冰致振動加強,導(dǎo)致其振幅有一定幅度增大。隨著時間推進,結(jié)冰逐漸增多,上翼面的振動幅度變化較小,此時上翼面脫體渦主頻略微前移,這是由于前緣脫體渦的頻率與積冰外形有關(guān),前緣冰角逐漸伸長,對流場的擾動效應(yīng)加強,脫體渦產(chǎn)生伸縮并在后緣與分離渦結(jié)合,造成振動效應(yīng)增大,頻率減弱;另外,由于積冰表面會產(chǎn)生許多細小復(fù)雜的分枝結(jié)構(gòu),這些結(jié)構(gòu)的存在會造成氣流振蕩,反映在圖中,可以看到一定區(qū)域內(nèi)的寬幅高頻振動,且這種振動伴隨整個積冰過程。

圖8 鋁合金蒙皮典型時間點頻率響應(yīng)Fig.8 The vibration frequency of aluminum alloy skin at different times

圖8(b)為鋁合金蒙皮下翼面的振動響應(yīng)。由于下翼面彎度較大,氣流在此處產(chǎn)生旋渦形成滯止區(qū),且在積冰過程內(nèi)基本保持其流動特性不變,因而下翼面的振動頻率較上翼面更加集中,反映的更多的是旋渦強度及特性;前緣積冰造成的分離渦也使下翼面振幅增大,但增幅較小。綜合來看,鋁合金蒙皮對渦流影響具有較好的抵抗作用,上下翼面的振動幅度很小,這說明對于在結(jié)冰環(huán)境下工作的飛行器,采用鋁合金等更大剛度的材料制作蒙皮具有更好的安全性。

圖9為碳纖維蒙皮不同監(jiān)測點(上、下翼面中部位置)在吹氣(－30 s)、積冰(30、60和90 s)增長過程的頻率響應(yīng)對比。從圖9(a)可以看出,在吹氣階段,碳纖維蒙皮產(chǎn)生低頻振動,頻率約為350 Hz,與計算值基本相同,這是蒙皮在尾部渦流影響下產(chǎn)生的低頻共振,說明碳纖維蒙皮對振蕩反應(yīng)更迅速;低頻共振現(xiàn)象使碳纖維蒙皮對擾動氣流的反應(yīng)顯著,這對飛行十分不利。與鋁合金蒙皮振動效果相似,積冰增長過程中,在脫體渦與分離渦的疊加作用下,碳纖維蒙皮的振動強度增大;同時,隨著結(jié)冰過程推進,由于翼型前端結(jié)冰導(dǎo)致的分離渦與后緣脫體渦疊加作用,翼面振動幅度增大。與鋁合金蒙皮上翼面相同,碳纖維蒙皮上翼面也會產(chǎn)生由冰枝造成的寬幅高頻振動,但振動幅度在積冰過程中比較集中,這與蒙皮的阻尼特性有關(guān)。從圖9(b)可以看到,結(jié)冰產(chǎn)生后,下翼面也產(chǎn)生了逐步增強的振動現(xiàn)象,振動頻率較集中,比上翼面的振動幅度更大。

圖9 碳纖維蒙皮典型時間點頻率響應(yīng)Fig.9 The vibration frequency of carbon fiber skin at different times

對比實驗結(jié)果及上下翼面的振動過程可知,下翼面對流場振動敏感,確保下翼面結(jié)構(gòu)穩(wěn)定對翼型結(jié)冰實驗及安全非常重要。

2.4 翼型脫體渦主頻

脫體渦頻率與物體形狀、來流速度、物體幾何特征尺寸等有關(guān)。本文翼型表面渦脫落頻率[15]fvs的估算公式為:

式中:v為來流速度,本文取90 m/s;ρ為流體密度;μ為流體動力黏度;D為特征尺寸,本文翼型最大厚度47．35 mm,取整為48 mm;Sr為斯特勞哈爾數(shù),與雷諾數(shù)Re相關(guān),本文取0．2。代入式(1),可得fvs為375 Hz,此估算結(jié)果與數(shù)值計算及振動測量實驗的結(jié)果均接近,可以確定該翼型的脫體渦主頻率為375 Hz,證明了數(shù)值計算及實驗結(jié)果的正確性。

2.5 結(jié)冰歷程流場仿真

按照實驗條件設(shè)置,采用數(shù)值計算方法求解RANS方程[16],對翼型進行脫體渦及分離渦數(shù)值模擬,得到結(jié)冰前后翼型壓力分布及流線圖,如圖10所示?？梢钥吹?開始時氣流沿上下翼面向后流動并匯合于尾緣,由于尾部存在較大逆壓梯度,在其附近氣流產(chǎn)生分離,形成分離渦并產(chǎn)生誘導(dǎo)渦,出現(xiàn)壓力波動現(xiàn)象,表現(xiàn)為加速度傳感器測量值不斷變化。結(jié)冰后,前緣出現(xiàn)不規(guī)則形狀影響流動,氣流從前部開始產(chǎn)生脫體渦,沿翼面向后流動,與尾緣處分離渦結(jié)合,使尾部產(chǎn)生更強的壓力波動,即產(chǎn)生更強的加速度變化。同時,由于前緣渦作用,翼型前半部上下表面相比未結(jié)冰時也產(chǎn)生了波動增強情況。圖10(b)為積冰一定時間時的翼型壓力分布及流線圖。此時上翼面形成冰角且產(chǎn)生逐步增強的脫體渦。結(jié)合圖10(b)和(c)可以看出,脫體渦隨時間產(chǎn)生移動和伸縮,尾緣部分產(chǎn)生分離渦,兩種渦量在翼面移動并融合,導(dǎo)致上翼面振動增強,反映在傳感器上,則表現(xiàn)為隨著積冰時間增加,振幅逐漸增大。對下翼面而言,在整個積冰過程中,尾緣大彎度處的旋渦和氣流滯止始終存在,僅有較小的強度波動;前緣上下表面產(chǎn)生了小冰枝導(dǎo)致的寬幅高頻振動現(xiàn)象(如2．3節(jié)所述)。

圖10 未結(jié)冰(－30 s)、結(jié)冰中(60 s)、結(jié)冰后(90 s)壓力分布及流線Fig.10 Pressure distribution and streamline obtained by CFD

3 結(jié) 論

以大彎度帶有強分離尾流的翼型完成了積冰全歷程的蒙皮振動測試,并采用數(shù)值計算方法分析了整個過程內(nèi)的流場變化情況,得到如下結(jié)論:

1)流場與積冰二者形成動態(tài)耦合過程,前緣脫體渦與強后緣分離流加劇了翼面氣流振蕩,導(dǎo)致蒙皮表面氣動載荷呈現(xiàn)寬頻特征。

2)不同材質(zhì)的蒙皮對不同積冰階段的冰致氣動載荷具有不同的感知特性和流固耦合響應(yīng):在結(jié)冰初始階段,偏剛性蒙皮的振動能量相對集中,偏柔性蒙皮則相對分散。

3)積冰增加后,冰角增長,前緣脫體渦主頻逐漸前移,向分離渦主頻靠攏,脫體渦與尾跡摻混造成翼型尾緣繞流載荷能量增加,并伴隨冰角表面小冰枝引起的寬幅高頻振動。

4)隨著結(jié)冰歷程,翼型上表面冰致脫體渦渦核位置后移,且影響范圍擴大,并與尾緣分離渦摻混融合,導(dǎo)致上翼面振動增強、振幅增大。下翼面大彎度尾緣導(dǎo)致的滯止渦存在于整個積冰過程,且主導(dǎo)尾緣區(qū)氣動載荷分布。通過對上下翼面振動數(shù)據(jù)進行處理,可對前緣所處的積冰狀態(tài)進行分析判斷。