侯英昱，李齊，季辰，劉子強(qiáng)

1.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074 2.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094

中國(guó)于2020年7月23日發(fā)射了火星探測(cè)器“天問一號(hào)”，并于2021年5月15日在火星成功著陸，成為了第2個(gè)在火星成功著陸探測(cè)的國(guó)家。該飛行器有一個(gè)特殊的“配平翼”結(jié)構(gòu)，由于該結(jié)構(gòu)平面與飛行器主軸方向垂直，在飛行器進(jìn)入火星大氣層時(shí)，此局部結(jié)構(gòu)相當(dāng)于以90°左右的攻角直接進(jìn)入火星流場(chǎng)，必將在流場(chǎng)中承受較大的氣動(dòng)載荷。

風(fēng)洞試驗(yàn)是研究結(jié)構(gòu)的振動(dòng)形式和動(dòng)態(tài)條件下載荷情況的主要方式，特別是對(duì)于剛度較低的結(jié)構(gòu)，在流場(chǎng)中常出現(xiàn)流固耦合、顫振等現(xiàn)象。對(duì)于穩(wěn)態(tài)條件下的結(jié)構(gòu)載荷，F(xiàn)rench等提出了一種彈性模型的設(shè)計(jì)手段，并利用增加配重的方法使模型滿足動(dòng)力學(xué)相似，完成了相應(yīng)的試驗(yàn)。Carlsson和Kuttenkeuler采用氣彈剪裁方法設(shè)計(jì)了一個(gè)飛行器模型，使用內(nèi)部的梁保持剛度，外部用剛性翼面保持氣動(dòng)外形。錢衛(wèi)等發(fā)展了全彈性模型的試驗(yàn)方法，并開展了相應(yīng)的靜氣彈試驗(yàn)。寇西平結(jié)合仿真分析軟件完成了氣動(dòng)彈性模型的設(shè)計(jì)工作。劉南等完成了飛行器尾翼的顫振試驗(yàn)。季辰等通過設(shè)計(jì)的模型完成了高超聲速下的顫振試驗(yàn)。楊賢文等也開展了相應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)研究。

對(duì)于非定常氣動(dòng)力的研究，俄羅斯TsAGI研發(fā)了一套懸浮支撐系統(tǒng)用于研究飛行運(yùn)動(dòng)與氣動(dòng)力的耦合現(xiàn)象，且在低速風(fēng)洞中增加兩個(gè)擺動(dòng)的葉片產(chǎn)生簡(jiǎn)諧離散陣風(fēng)，中國(guó)也研發(fā)了類似的試驗(yàn)技術(shù)。孫亞軍等針對(duì)民航客機(jī)機(jī)翼變形較大的特點(diǎn)進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了跨聲速條件下飛行器的顫振速度。梁技等也利用風(fēng)洞試驗(yàn)的方式研究了流場(chǎng)對(duì)飛行器尾翼動(dòng)力學(xué)特性的影響。錢衛(wèi)等建立了某飛行器全機(jī)的風(fēng)洞顫振試驗(yàn)，也獲得了很好的試驗(yàn)結(jié)果。左承林等進(jìn)行了直升機(jī)旋翼槳葉位移的變形測(cè)量。楊希明等則從氣動(dòng)彈性試驗(yàn)方面進(jìn)行了總結(jié)和歸納。

對(duì)于其他形式結(jié)構(gòu)也有大量的動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)測(cè)量結(jié)構(gòu)的載荷和響應(yīng)。例如有很多基于單自由度氣彈模型試驗(yàn)展開的試驗(yàn)應(yīng)用于高樓、煙筒等大型建筑物上，也有很多基于橋梁等其他形式結(jié)構(gòu)的風(fēng)洞試驗(yàn)研究。

相比于以往的試驗(yàn)，此次風(fēng)洞試驗(yàn)存在以下困難：① 模型設(shè)計(jì)尺寸較小，由于需要在超聲速條件下測(cè)量局部結(jié)構(gòu)配平翼的載荷和動(dòng)力學(xué)特性，模型必須經(jīng)過放縮，又受到風(fēng)洞阻塞度的限制，最終放縮后的配平翼部件僅有約2 cm×2 cm，這對(duì)模型的振動(dòng)測(cè)量和激勵(lì)帶來了較大的困難；② 為研究不同頻率模型的振動(dòng)性質(zhì)，需將模型設(shè)計(jì)為較低的頻率，這要求試驗(yàn)?zāi)Ｐ图饶茉诹鲌?chǎng)中發(fā)生較大變形，又不發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞以獲得測(cè)量數(shù)據(jù)，這對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計(jì)要求比較高；③ 配 平翼平面與流場(chǎng)方向基本垂直，又由于配平翼結(jié)構(gòu)剛度較低，必然會(huì)發(fā)生較大的變形。

為研究火星進(jìn)入艙配平翼結(jié)構(gòu)在火星大氣環(huán)境中所受靜動(dòng)態(tài)載荷的影響因素，規(guī)避和預(yù)防結(jié)構(gòu)超載、結(jié)構(gòu)破壞等情況的出現(xiàn)，本文將分析使用傳統(tǒng)試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行火星進(jìn)入艙配平翼試驗(yàn)存在的不足，研究如何進(jìn)行技術(shù)改進(jìn)可以實(shí)現(xiàn)該飛行器的靜動(dòng)態(tài)載荷測(cè)量。希望能夠基于技術(shù)改進(jìn)建立火星進(jìn)入艙配平翼試驗(yàn)平臺(tái)，并準(zhǔn)確有效地在風(fēng)洞試驗(yàn)中實(shí)現(xiàn)火星進(jìn)入艙配平翼結(jié)構(gòu)的載荷預(yù)測(cè)，保障飛行器結(jié)構(gòu)的飛行安全。

1 火星進(jìn)入艙模型動(dòng)載荷試驗(yàn)技術(shù)

1.1 動(dòng)載荷試驗(yàn)技術(shù)需求

在進(jìn)行火星進(jìn)入艙模型動(dòng)載荷試驗(yàn)的過程中需對(duì)模型進(jìn)行支撐，并測(cè)量局部外部結(jié)構(gòu)的動(dòng)載荷特征，在不影響模型外部流場(chǎng)情況的條件下對(duì)模型進(jìn)行激勵(lì)，從而使其振動(dòng)特征能在試驗(yàn)中更好地表現(xiàn)出來。傳統(tǒng)的模型固定和激勵(lì)方式中通常使用氣缸等方式在模型外部激勵(lì)，模型內(nèi)部連接構(gòu)造通常使用零件的形式進(jìn)行連接。但傳統(tǒng)的模型裝置存在以下不足：

1) 結(jié)構(gòu)零件較多，不同零件之間的動(dòng)力學(xué)特征容易相互干擾，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果造成不良影響。

2) 外部激勵(lì)的方式容易對(duì)模型外部流場(chǎng)產(chǎn)生影響，使試驗(yàn)結(jié)果無法反映真實(shí)的載荷情況。

3) 機(jī)構(gòu)復(fù)雜，在試驗(yàn)過程中容易受到外部流場(chǎng)影響，進(jìn)而影響結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性。

4) 一般很難實(shí)現(xiàn)對(duì)彈性結(jié)構(gòu)模型試驗(yàn)的模擬。

1.2 動(dòng)載荷試驗(yàn)技術(shù)改進(jìn)

為克服1.1節(jié)提出的技術(shù)不足，設(shè)計(jì)了一種火星進(jìn)入艙模型動(dòng)載荷試驗(yàn)裝置(如圖1所示)，主要由以下部分組成：① 固定支桿，包括相對(duì)的第1端和第2端，第1端用于與風(fēng)洞中的風(fēng)洞彎刀相連；② 支桿連接套，支桿連接套的一端與固定支桿的第2端連接，另一端為中空結(jié)構(gòu)；③ 進(jìn)入艙頭蓋，蓋合在支桿連接套的另一端，并與支桿連接套構(gòu)成容置空間；④ 等頻振動(dòng)部件，包括內(nèi)部梁和外部梁，內(nèi)部梁位于容置空間中，外部梁位于容置空間外；⑤ 激振器，位于容置空間中，用于對(duì)內(nèi)部梁施加激勵(lì)，從而帶動(dòng)外部梁發(fā)生振動(dòng)。

圖1 火星進(jìn)入艙模型結(jié)構(gòu)Fig.1 Structure of Mars entry module

1.3 動(dòng)載荷試驗(yàn)技術(shù)實(shí)施效果

技術(shù)的有益效果在于在模型內(nèi)部完成固定測(cè)量傳導(dǎo)工作，不會(huì)破壞飛行器的氣動(dòng)外形，可有效實(shí)現(xiàn)對(duì)模型的加工和模型動(dòng)力學(xué)特征的模擬。該內(nèi)部激勵(lì)方式相較于外部激勵(lì)方式避免了對(duì)模型外部流場(chǎng)產(chǎn)生影響，使試驗(yàn)結(jié)果更準(zhǔn)確。

進(jìn)一步地，模型結(jié)構(gòu)的組成部件較大程度地一體化成型減少了試驗(yàn)過程中受外部流場(chǎng)的影響，提高了結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性；且相較于結(jié)構(gòu)零件較多的形式，減少了不同零件之間的動(dòng)力學(xué)特征產(chǎn)生的相互干擾，提高了試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性。結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性和有效性將在后續(xù)試驗(yàn)中進(jìn)行測(cè)試。

2 小尺度結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量技術(shù)

2.1 載荷測(cè)量技術(shù)需求

在進(jìn)行大迎角小尺度模型的研究時(shí)，往往需要測(cè)量該結(jié)構(gòu)在流場(chǎng)條件下承受的動(dòng)態(tài)載荷。傳統(tǒng)的載荷測(cè)量方式是在真實(shí)飛行器上進(jìn)行的，通過粘貼應(yīng)變片等方式直接測(cè)量飛行器不同位置的動(dòng)載荷情況。

結(jié)構(gòu)測(cè)量技術(shù)需反映試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼鎸?shí)載荷情況，由于該項(xiàng)試驗(yàn)設(shè)備尺寸僅有2 cm×2 cm，在模型上粘貼應(yīng)變片，使用壓力傳感器、壓敏漆等試驗(yàn)方法都會(huì)在一定程度上對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷念l率和動(dòng)力學(xué)特征產(chǎn)生不利影響。需研發(fā)相應(yīng)的設(shè)計(jì)技術(shù)，以小尺寸的全彈性模型進(jìn)行氣動(dòng)阻尼的測(cè)量試驗(yàn)。這給模型測(cè)量數(shù)據(jù)的真實(shí)性和準(zhǔn)確性帶來了極大挑戰(zhàn)。

現(xiàn)有動(dòng)載荷測(cè)量方式存在以下問題：① 在真實(shí)飛行器上進(jìn)行測(cè)量，測(cè)量成本巨大，一旦發(fā)生事故將造成巨大的經(jīng)濟(jì)損失；② 無法在真實(shí)飛行過程之前預(yù)測(cè)載荷情況，一些載荷無法測(cè)量。

2.2 載荷測(cè)量技術(shù)改進(jìn)

為測(cè)量低頻結(jié)構(gòu)承受的靜動(dòng)態(tài)載荷，建立了如圖2所示的載荷測(cè)試方法。

首先在地面試驗(yàn)過程中使用應(yīng)變片對(duì)不同載荷條件下的應(yīng)變片測(cè)力結(jié)果進(jìn)行標(biāo)定，建立應(yīng)變片示數(shù)與載荷的關(guān)系；然后利用數(shù)據(jù)擬合方式獲得應(yīng)變片示數(shù)與載荷的對(duì)應(yīng)關(guān)系和公式；最后在風(fēng)洞試驗(yàn)中獲得各個(gè)應(yīng)變片的示數(shù)，利用地面試驗(yàn)獲得的對(duì)應(yīng)公式反算，從而獲得結(jié)構(gòu)的載荷結(jié)果。

彈性模型測(cè)力包括靜載荷和動(dòng)載荷兩部分，其中靜載荷表現(xiàn)為載荷的均值，動(dòng)載荷表現(xiàn)為載荷結(jié)果在均值附近的振幅，試驗(yàn)過程中通過數(shù)據(jù)處理可分別測(cè)量模型承受的靜載荷和動(dòng)載荷。

圖2 載荷測(cè)試流程Fig.2 Load test process

2.3 載荷測(cè)量技術(shù)實(shí)施效果

該技術(shù)可利用風(fēng)洞試驗(yàn)在飛行器起飛前獲得飛行器低頻結(jié)構(gòu)的動(dòng)載荷數(shù)據(jù)，提前發(fā)現(xiàn)問題，相較于在真實(shí)飛行器上進(jìn)行測(cè)量，該方法更簡(jiǎn)單便捷，尤其可避免真實(shí)飛行器載荷發(fā)生事故造成巨大的經(jīng)濟(jì)損失。該方法試驗(yàn)成本較低，即使出現(xiàn)由于載荷過大引起結(jié)構(gòu)破壞的情況也不會(huì)產(chǎn)生巨大的經(jīng)濟(jì)損失。該方法尤其適用于大迎角(如迎角為70°～110°)、小尺度(如長(zhǎng)度小于5 cm)、低頻結(jié)構(gòu)風(fēng)洞動(dòng)載荷測(cè)試。

3 結(jié)構(gòu)體內(nèi)部傳動(dòng)激振技術(shù)

3.1 傳動(dòng)激振技術(shù)設(shè)計(jì)需求

在進(jìn)行該項(xiàng)動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)需對(duì)模型進(jìn)行激振，從而測(cè)量模型的振動(dòng)衰減特征。為不改變模型邊界條件，常規(guī)做法是在模型邊安裝激振器等設(shè)備對(duì)模型進(jìn)行沖擊和激振。如圖3所示，現(xiàn)有的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ图?lì)裝置包括反射板、激振器、激振器固定裝置和試驗(yàn)?zāi)Ｐ?。試?yàn)前需先將激振器固定裝置通過螺釘安裝在反射板上，再將激振器固定在激振器固定裝置上。需對(duì)模型進(jìn)行激勵(lì)時(shí)，通過導(dǎo)線給激振器輸入激振信號(hào)，實(shí)現(xiàn)對(duì)模型的激勵(lì)作用。

原有的激振裝置存在以下問題：

1) 試驗(yàn)結(jié)果可靠度低，激振器及其固定裝置會(huì)影響風(fēng)洞試驗(yàn)流場(chǎng)，從而影響試驗(yàn)數(shù)據(jù)可靠度。特別是對(duì)于小型的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，模型尺寸相?duì)激振器較小，受激勵(lì)振器的影響相對(duì)更大。

2) 試驗(yàn)受限制，由于激振裝置及其固定裝置在風(fēng)洞流場(chǎng)區(qū)域中，受到設(shè)備的限制，一些高溫或高動(dòng)壓風(fēng)洞試驗(yàn)無法完成。

3) 激振器容易破壞，由于激振器受風(fēng)洞流場(chǎng)的沖擊，很容易被破壞。

4) 工藝要求較高，如果激振器安裝不牢固，導(dǎo)線捆綁不結(jié)實(shí)，很容易對(duì)試驗(yàn)結(jié)果產(chǎn)生影響，甚至?xí)?dǎo)致試驗(yàn)失敗。

圖3 原有的外部激振技術(shù)Fig.3 Original external excitation technology

3.2 傳動(dòng)激振技術(shù)改進(jìn)

為克服現(xiàn)有技術(shù)存在的缺點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一種新型傳動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)激勵(lì)裝置。設(shè)計(jì)的相應(yīng)傳動(dòng)機(jī)構(gòu)可簡(jiǎn)單有效地實(shí)現(xiàn)激勵(lì)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒⑼瓿娠L(fēng)洞試驗(yàn)。

該傳動(dòng)激振裝置包括激振器、翼舵面模型、薄壁連接板和等頻率激振板(如圖4所示)。其中，薄壁連接板傾斜放置，翼舵面模型水平固定安裝在薄壁連接板的外側(cè)壁，等頻率激振板水平固定安裝在薄壁連接板的內(nèi)側(cè)壁，激振器固定安裝在等頻率激振板的上表面，等頻率激振板沿表面固定安裝在外部模型的內(nèi)壁，激振器和等頻率激振板伸入外部模型的內(nèi)部，翼舵面模型伸出外部模型的外部。也可以通過在翼舵面模型上開設(shè)變剛度開槽、增加復(fù)合材料填充的方式調(diào)整結(jié)構(gòu)的質(zhì)量和剛度分布(本次試驗(yàn)開槽較簡(jiǎn)單)。

圖4 傳動(dòng)激勵(lì)裝置Fig.4 Transmission excitation device

3.3 傳動(dòng)激振技術(shù)實(shí)施效果

本方案可通過內(nèi)部振動(dòng)和外部同頻率振動(dòng)的方式在模型內(nèi)部對(duì)外部的試驗(yàn)配平翼進(jìn)行激振，試驗(yàn)部件的動(dòng)力學(xué)仿真分析如圖5所示。

在進(jìn)行模型激勵(lì)時(shí)，可有效避免激振器等設(shè)備對(duì)模型振動(dòng)流場(chǎng)的干擾，激振設(shè)備也不會(huì)受到流場(chǎng)沖擊而發(fā)生破壞。

圖5 試驗(yàn)部件動(dòng)力學(xué)分析結(jié)果Fig.5 Dynamic analysis results of test parts

4 風(fēng)洞試驗(yàn)及其結(jié)果分析

4.1 試驗(yàn)情況

基于第1～3節(jié)的3項(xiàng)技術(shù)和方法搭建了超聲速低頻大抖振氣動(dòng)彈性載荷試驗(yàn)平臺(tái)。試驗(yàn)平臺(tái)可對(duì)第1～3節(jié)的3項(xiàng)試驗(yàn)方法和試驗(yàn)結(jié)構(gòu)的可行性和有效性進(jìn)行論證。風(fēng)洞試驗(yàn)照片如圖6所示。

圖6 風(fēng)洞試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.6 Wind tunnel test photo

4.2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

試驗(yàn)測(cè)試獲得的部分試驗(yàn)結(jié)果如圖7所示，試驗(yàn)過程中數(shù)據(jù)的采樣頻率為9 600 Hz，可認(rèn)為每個(gè)采樣點(diǎn)為時(shí)域上的1/9 600 s。

試驗(yàn)過程中取數(shù)據(jù)的平均值換算獲得結(jié)構(gòu)承受的靜載荷，取振動(dòng)的振幅換算獲得結(jié)構(gòu)的動(dòng)載荷(如式(1)所示)。計(jì)算動(dòng)載荷的均方根rms反映振動(dòng)的有效值(如式(2)所示)，計(jì)算其相對(duì)于靜載荷的比例%rms，分析獲得的部分試驗(yàn)結(jié)果如表1所示。

=-≈2

(1)

(2)

式中：為動(dòng)載荷；和分別為測(cè)量時(shí)段的最大和最小載荷；為振幅；rms為測(cè)量動(dòng)載荷的均方根；為采樣點(diǎn)個(gè)數(shù)；為各采樣點(diǎn)的載荷測(cè)量值。

圖7 部分風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)域結(jié)果Fig.7 Some time domain results of wind tunnel tests

試驗(yàn)結(jié)果顯示飛行器在不同工況下承受的靜動(dòng)態(tài)載荷并不相同，模型3承受的動(dòng)載荷相對(duì)較大，而在負(fù)攻角條件下結(jié)構(gòu)所受的動(dòng)載荷相對(duì)較高。但結(jié)合飛行器結(jié)構(gòu)材料情況，該工況條件下飛行器結(jié)構(gòu)受力仍低于材料的強(qiáng)度極限，飛行器仍然安全。

表1 部分動(dòng)載荷試驗(yàn)結(jié)果Table 1 Partial dynamic load test results

5 結(jié) 論

1) 建立了火星進(jìn)入艙模型動(dòng)載荷試驗(yàn)技術(shù)，通過該技術(shù)可有效獲得飛行器在振動(dòng)條件下的靜動(dòng)態(tài)載荷，結(jié)構(gòu)形式簡(jiǎn)單，適合短鈍體結(jié)構(gòu)的載荷測(cè)量。

2) 建立了小尺度結(jié)構(gòu)載荷測(cè)量技術(shù)，可通過結(jié)合仿真計(jì)算、地面標(biāo)定試驗(yàn)、風(fēng)洞試驗(yàn)的方式獲得小尺度結(jié)構(gòu)的內(nèi)載荷。

3) 建立了結(jié)構(gòu)體內(nèi)部傳動(dòng)激振技術(shù)，可通過結(jié)構(gòu)內(nèi)部激勵(lì)的方式降低激振設(shè)備對(duì)風(fēng)洞流場(chǎng)的干擾，這對(duì)于小尺度模型具有更加重要的意義。

4) 進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了飛行器在不同工況下承受的靜動(dòng)態(tài)載荷結(jié)果。結(jié)果顯示模型3承受動(dòng)載荷相對(duì)較大，而在負(fù)攻角條件下結(jié)構(gòu)承受的動(dòng)載荷相對(duì)較高。測(cè)量結(jié)果真實(shí)可信，試驗(yàn)方法具有可行性和有效性。

5) 在設(shè)定的載荷條件下，火星進(jìn)入艙配平翼結(jié)構(gòu)不會(huì)發(fā)生破壞?？赏ㄟ^改變結(jié)構(gòu)頻率、攻角等方式降低飛行器所受動(dòng)載荷。