季 辰,冉景洪,刘子强

(中国航天空气动力技术研究院,北京 100074)

0 引 言

颤振作为经典的气动弹性问题,历来是飞行器设计人员和气动弹性研究者关注的重点[1-2]。对于导弹等高速飞行器,舵面颤振是设计中需要解决的重要问题。采用自行设计的亚跨超风洞舵面颤振试验装置,在中国兵器工业集团的CG-01亚跨超风洞进行了亚跨声速舵面颤振试验,得到了不同质量特性的NACA0012矩形舵面颤振临界参数,试验最大马赫数为0.75,舵面模型达到的最大颤振马赫数为0.52。试验结果表明试验装置达到了设计要求,可以用于工程问题研究。通过亚临界外推法得到颤振临界参数和直接观测法得到的结果基本一致,验证了亚临界试验方法的可靠性。

1 试验装置及模型状态

1.1 颤振试验装置

试验装置主要有底座、弹性支撑、配重盘和舵面4部分(如图1)。其中舵面模型伸入流场中,并与配重盘相连,舵面根部装有圆盘挡板以将风洞试验段和风洞驻室的气流隔开。舵面系统质量特性可通过在配重盘上加载配重改变。弹性支撑部分的4根两端固支圆轴提供沉浮和俯仰两个自由度的支撑刚度,中间矩形支柱上贴有应变电桥以测量舵面模型沉浮和俯仰变形。支撑底座支撑整个试验装置并固定在试验段风洞外壁。试验装置一阶模态为配重盘和翼面整体沉浮运动,二阶模态为配重盘和翼面的整体俯仰运动[3]。模型安装在风洞中的情况如图2所示。

图1 颤振试验装置风洞安装俯视图Fig.1 Top view of the flutter mounted testing apparatus

图2 模型在风洞试验段的安装Fig.2 Model mounted in test section

1.2 试验模型状态

试验舵面为展长200mm、弦长100mm的矩形舵面,截面为NACA0012翼型。试验中各模型状态的低阶模态频率如表1所示。在不同的配重条件下振型基本一致,如图3、4所示。

表1 各组模型状态模态试验结果Table 1 Natural frequencies of different structure states

图3 沉浮模态(一阶)Fig.3 Rigid-body plunge,1stmode

图4 俯仰模态(二阶)Fig.4 Rigid-body pitch,2ndmode

2 试验设备和仪器

整个颤振试验系统由颤振试验装置、数据采集系统、保护机构、录像观察系统等构成。

2.1 风洞

试验所用的风洞为中国兵器工业集团CG-01亚跨超风洞。试验段面积600mm×600mm。亚跨声速段试验马赫数为0.3～1.2。

2.2 数据采集系统

数据采集传感器采用了一个加速度计和两组应变电桥。Endevco的2250A-10型单轴加速度计安装在翼段前缘,距离翼剖面前缘12mm处(如图1所示)。其用来测量翼面的运动状态并为后面的分析提供参考。两组应变电桥布置在弹性系统的矩形支柱上(如图1),分别测量舵面系统沉浮信号和俯仰信号。

2.3 保护机构

保护机构在试验过程中遇到紧急情况时能够保护试验装置和风洞。风洞启动时,保护机构将试验装置锁死。当均匀流场建立之后,保护机构松开试验装置,使模型处于自由振动状态。

如果出现不可控情况时,保护机构可以立刻锁住试验装置并使之恢复初始状态防止意外发生。此外,保护机构还具有激励功能,即在风洞试验时给弹性模型一个初始的位移激励。

3 试验结果和分析

本期试验对FL00、FLFe01、FLW01和FLW02四种模型状态进行了吹风试验。通过直接观测俯仰应变响应随动压的增加是否由收敛达到等幅震荡或者发散来判别模型是否到达颤振状态。直接观测得到的各模型颤振临界动压和颤振马赫数在表2列出。

表2 颤振试验临界动压Table 2 Flutter critical dynamic pressure

从试验的结果来看,舵面模型系统的主要颤振模态为舵面的俯仰模态,随着动压的增加,俯仰运动模态由收敛到发散(如图5、6和7)。在低马赫数情况下(如马赫数为0.3～0.45左右)俯仰运动时间历程曲线(收敛、等幅振荡、发散)比较规则,运动趋势容易判断,并且振动收敛时的阻尼能够很好地被识别。但随着马赫数的提高,当来流马赫数逐渐接近NACA0012翼型的跨声速临界马赫数时,俯仰响应曲线呈现出非线性(如图8所示),此时振动阻尼无法识别。并且这种情况下,介于完全收敛和完全发散之间存在一个动压区间,在这个动压区间内的振动响应“时而收敛时而发散”(如图8),这与低马赫数范围内所观察到现象完全不同(低马赫数时介于完全收敛和完全发散之间为某一动压条件下的等幅振动)。

采用ARMA方法辨识出的俯仰模态的模态频率和阻尼如表3示,并基于俯仰模态阻尼经二次拟合并插值外推得到颤振临界点(如图9和10所示)。FLW02和FLW01模型的颤振动压如表4所示。

图8 接近跨声速下的响应信号Fig.8 Sample time history of plunging and pitching moment response near transonic speed

图9 亚临界方法预测F LW02模型颤振动压Fig.9 Subcritical response prediction of FLW02 model flutter dynamic pressure

图10 亚临界方法预测F LW01模型颤振动压Fig.10 Subcritical response prediction of FLW01 model flutter dynamic pressure

表3 ARMA阻尼频率识别Table 3 Damping and frequency identification using ARMA method

表4 颤振动压识别Table 4 Flutter dynamic pressure identification

4 结 论

在中国兵器工业集团CG-01风洞中开展了舵面亚跨声速风洞颤振试验。试验采用直接观测法和亚临界阻尼外推法得到模型颤振临界参数。试验结果表明在未到达跨声速的亚临界情况下,俯仰运动时间历程曲线收敛趋势明显,基于ARMA方法可获得较为稳定的正阻尼,由此可通过阻尼外插获得颤振临界点。但是当速度接近翼型的跨声速临界马赫数时,可能由于舵面出现激波运动等因素影响,俯仰运动时间历程曲线呈现明显非线性振动,即在响应信号呈现典型指数衰减和典型指数发散之间存在一个非线性振动的临界动压区间而非一临界点。另外,从俯仰模态阻尼随动压的变化趋势来看,在临近颤振临界动压时阻尼随动压变化明显,为了提高亚临界外插颤振动压的精度,需要在临近颤振时加密试验状态点。

[1] 管 德.飞机气动弹性手册[M].北京：航空工业出版社,1994.

[2] GARRICK I E,WILMER H Reed III.Historical development of flutter[R].AIAA 81-0591

[3] 季 辰,刘子强,傅光明.舵面跨声速气动弹性特性实验装置设计与分析[J].实验流体力学,2008,22(4)：80-84.