超声速风洞带舵机状态全尺寸舵颤振亚临界试验.pdf
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1、第 6 卷 第 2 期2023 年 6 月空天防御AIR&SPACE DEFENSEVol.6,No.2Jun.,2023超声速风洞带舵机状态全尺寸舵颤振亚临界试验王珏,王誉超,季辰(中国航天空气动力技术研究院,北京100074)摘要:为研究带舵机状态的全尺寸舵超声速颤振特性,设计了基于FD-12暂冲式亚跨超三声速风洞的舵面气动弹性试验平台,并采用亚临界颤振试验方法,开展全尺寸舵面安装在真实舵机舱状态下的实物颤振特性研究。试验中,马赫数Ma=1.5,采用固定马赫数连续变动压的风洞开车方式,应用3种亚临界颤振边界预测方法计算颤振边界。对加速度传感器测量得到的舵面振动响应数据进行颤振边界预测。结果
2、表明:采用Houbolt-Rainey、Peak-Hold、Zim-erman-Weissenburger方法预测得到的颤振动压分别为0.070、0.072、0.073 MPa,三者基本一致。关键词:超声速;颤振试验;亚临界颤振边界预测;气动弹性;风洞试验中图分类号:V 211.74 文献标志码:A 文章编号:2096-4641(2023)02-0077-07Supersonic Wind Tunnel Subcritical Flutter Test Research on a Full Scale Rudder Installed in Steering GearWANG Jue,WANG
3、 Yuchao,JI Chen(China Academy of Aerospace Aerodynamics,Beijing 100074,China)Abstract:To study the supersonic flutter characteristics of the full-scale rudder-installed steering gear,a rudder model aeroelasticity test platform based on the FD-12 wind tunnel was designed by the China Academy of Aeros
4、pace Aerodynamics.The subcritical flutter test method was used to study the characteristics of the full-scale rudder installed in an actual steering gear.The rudder model was tested in a wind tunnel with a fixed Mach number of 1.5 and continuously raising the dynamic pressure.The flutter boundary wa
5、s captured by three subcritical flutter boundary prediction methods:the Houbolt-Rainey method,the Peak-Hold method and the Zimmerman-Weissenburger method.The flutter boundaries were predicted using the rudder vibration response data measured by the accelerometers.The flutter dynamic pressure predict
6、ed by three subcritical flutter boundary prediction methods were respectively 0.070,0.072 and 0.073 MPa,which were almost the same.Keywords:supersonic;flutter test;subcritical flutter boundary prediction;aeroelasticity;wind tunnel test0引言战斗机、导弹等高速飞行器全动舵的颤振是其气动弹性设计中需要关注的重要问题之一。采用缩比模型开展风洞颤振试验是研究飞行器舵翼面
7、经典颤振的重要方法。试验中,按照气动相似和结构动力学相似的原则,设计一定频率和质量刚度特性的缩比模型模拟真实结构的结构动力学特性和外形1-8,通过风洞颤振试验获得舵翼面的经典颤振特性。该方法在型号设计中得到了广泛的应用9-12,但仍有不足,主要体现在两方面:采用缩比模型难以完全模拟舵结构的真实动力学特性,如舵面支撑系统及舵机系统等效刚度的模拟精度、舵支撑及舵机系统间隙等结构的非线性效应问题;缩比模型难以考察舵机伺服控制等收稿日期:2022-11-23;修订日期:2023-04-18基金项目:国家自然科学基金资助项目(11702285)作者简介:王珏(1994),男,硕士,工程师,主要研究方向为
8、气动弹性试验。通信作者:季辰(1982),男,博士,研究员,主要研究方向为气动弹性力学。空天防御第 6 卷其他复杂因素的影响。因此,真实全动舵的颤振问题不仅是经典颤振问题,还受其他更复杂因素的影响,需要进一步发展全动舵颤振和气动弹性评估技术。为了克服缩比模型风洞颤振试验的上述缺点,近年来发展了一种颤振试验新方法,即采用真实全动舵和舵系统结构,通过计算的方法解算出非定常气动力,并使用激振器或其他方式来模拟气动力输入13-14,进行地面颤振试验来研究舵面气动弹性特性。如俄罗斯中央空气流体动力研究院(TsAGI)提出的机电方法(electromechanical method,EMM)、ZONA 公
9、司提出的干风洞(dry wind-tunnel,DWT)颤振试验系统13等均基于该理念。该方法在试验中需要解算气动力并输入到激振器激励,过程较为复杂,因此在工程实践中也有诸多问题需要解决。随着我国中大型高速风洞的建立,小尺寸舵面的实物带舵机风洞气动弹性试验成为可能。该方法既能真实地反映舵面以及连接部分的结构动力学特性,又能模拟舵面主要气动特征,还可以在试验中引入舵机的伺服控制,是舵面气动弹性研究的重要发展方向,但目前尚未见到国内相关研究的报道。该方法有两个问题需要解决:舵面舵系统在风洞中安装支撑的问题;由于风洞动压范围的限制,往往不能在风洞动压范围内获得颤振点。针对后者,目前有诸多亚临界颤振边
10、界预测方法可以应用,如阻尼外推法、颤振边界函数法、包线函数法、自回归滑动 平 均(autoregressive moving average,ARMA)方法、NG(nissim and gilyard)方 法、Peak-Hold法等15-16。为了实现全尺寸舵的带舵机风洞颤振试验,本文基于FD-12风洞设计全尺寸舵气动弹性的试验机构,可在风洞试验段中实现全尺寸舵和舵机的安装,且具有舵面流场冲击保护功能。本文采用固定马赫数连续变动压的风洞运行方式,对某带舵机全动舵实物进行颤振试验,试验固定马赫数 Ma 为1.5,未到颤振动压,采用 3 种亚临界颤振边界预测方法,对全尺寸舵带舵机状态下的颤振边界进
11、行预测和评估,验证亚临界颤振方法在超声速风洞试验中的可行性。1试验装置舵面气动弹性试验装置可以将真实舵机连同舵机舱支撑在风洞试验段,如图 1 所示。整个机构安装在风洞试验段侧窗位置处,主要由滑动平台、底座和舵机舱组成。安装全动舵和舵机的舵机舱固定在滑动平台上,该平台安装在底座上,由电机丝杠驱动。舵面模型和舵机舱的安装关系如图2所示。舵面模型位于舵机舱侧面,直接安装在舵机舱内的舵机上。整个试验过程中,仅当风洞流场稳定后,驱动滑动平台将舵面模型推入流场范围内,其余时刻舵面模型均位于风洞流场范围外,以此减少模型在流场建立过程中受到的冲击,保护试验模型和机构。图1舵机舱与气动弹性试验平台Fig.1St
12、eering gear cabin and aeroelasticity test platform图2舵面与舵机舱安装示意图Fig.2Installation diagram of rudder model and steering gear cabin 78第 2 期王珏,等:超声速风洞带舵机状态全尺寸舵颤振亚临界试验试验时,通过控制电机的运行使机构在准备状态和试验状态中切换。准备状态(流场稳定前)插入机构将模型推出,使模型处在风洞流场范围外的驻室中。当流场稳定后,电机开始运行,使载物台和试验模型沿滑轨向风洞流场方向运动,最终到达试验需要的位置,即进入试验状态(见图1)。完成试验后,电机反
13、向运行使模型移出风洞流场范围,机构回到准备状态。2舵面模型动力学特性舵面模型为直角梯形,量纲为1的舵面尺寸:展长为0.48,根弦长为1,尖弦长为0.52,舵轴长度为0.20,距根部前端为0.38。舵面前缘A处(距舵轴0.27)和后缘B处(距舵轴0.52)分别安装加速度传感器,测量振动响应。舵面实物如图3所示。由模态试验结果得知,全尺寸舵带舵机状态一阶频率为24.6 Hz,阻尼比为1.4%;二阶频率为63.7 Hz,阻尼比为2.5%,舵面最大位移归一化振型如图 4 所示。地面振动试验(ground vibration test,GVT)得到的舵面结构动力学特性与安装在导弹上的真实舵面一致。3试验
14、设备3.1风洞设备试验在 FD-12风洞中开展。该风洞是一座暂冲式亚跨超三声速风洞,Ma在0.44.0之间,试验段横截面尺寸1.2 m1.2 m,风洞外形如图5所示。图5FD-12风洞外形Fig.5FD-12 wind tunnel3.2采集设备试验采用INV3060A网络式数据采集系统。该系统共有16通道、24位,每通道独立进行模拟信号到数字信号转换(analog to digitalg,AD),并行无时差,每通道最高采样率为51.2 kHz,具有交流电压和直流电压,内置电路压电(internal circuits piezoelectric,ICP)输入模式。试验中采用该系统采集舵面模型上
15、的加速度信号。3.3传感器试验采用加速度传感器进行测量。图 3 中舵面前缘A处采用PCB 352A91高温加速度计(7#加速度计),后缘 B 处采用 Endevco 2250 加速度计(8#加速度计),如图6所示。图3试验用舵面实物Fig.3Real rudder model for test use图4舵面最大位移归一化振型Fig.4Maximum displacement normalized mode shapes of the rudder model 79空天防御第 6 卷4风洞颤振试验4.1试验概况试验采用图2所示安装模式,通过舵机将舵面安装在舵机舱上,并将舵机舱安装在气动弹性试验
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