2.4 m跨聲速風洞大振幅動態試驗技術

馬 上, 趙忠良, 蔣明華, 楊海泳, 劉維亮, 李玉平, 王曉冰

(中國空氣動力研究與發展中心 高速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

現代高機動飛行器在大迎角機動飛行時，飛行姿態劇烈變化，機體繞流會出現流動分離、非對稱渦及渦破裂、多渦系耦合干擾等復雜的流動現象，從而導致復雜的流動/運動耦合問題，誘發非指令自激運動，給飛行控制和飛行安全帶來極大風險。此時氣動力不僅取決于當時的運動參數，而且與運動的時間歷程密切相關，具有強烈的非線性、非定常、強耦合特征，呈現出多自由度動態氣動特性[1-15]。因此建立大迎角動態試驗技術，尤其是能夠模擬飛行器多自由度耦合運動的試驗技術具有十分重要的工程意義及研究與應用價值。為此，國內外首先在低速風洞建立了較為成熟的單雙自由度動態試驗技術，形成較強的動態試驗研究能力[16-23]，而有關高速風洞的兩自由度動態試驗技術研究成果發表較少，但飛行器的發展需求逐步追求高速高機動能力，急需建立高速風洞多自由度動態試驗技術。為此，中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所在2.4 m×2.4 m跨聲速風洞(以下簡稱2.4 m跨聲速風洞)建立了大迎角大振幅俯仰、滾轉雙自由度動態試驗技術，可以開展大迎角俯仰振動、快速拉起、俯仰振動/自由滾轉及俯仰振動/強迫滾轉雙自由度耦合振動等試驗，還能夠在相同支撐條件下開展靜態大迎角和動態大迎角的對比試驗研究。

本文介紹了2.4 m跨聲速風洞的大迎角俯仰/滾轉兩自由度動態試驗技術，包括試驗振動裝置設計、驅動控制和測量與數據處理。并利用典型的70°三角翼模型開展了驗證試驗，研究結果表明試驗系統運行可靠，試驗結果合理，變化規律正確，能夠準確反映模型在俯仰/滾轉兩自由度耦合運動情況下的動態氣動特性，可以為飛行器的試驗鑒定評估提供技術支撐。

1 試驗系統設計

1.1 俯仰/滾轉振動裝置設計

建立俯仰/滾轉振動裝置是開展風洞多自由度動態氣動力特性試驗研究的核心之一，尤其是設計能夠滿足平穩運動、配平配重、慣性載荷、運動轉換、機構間隙控制、操縱安裝調試、驅動控制技術、能量管理技術等風洞試驗段要求的試驗系統十分關鍵。2.4 m跨聲速風洞雙自由度動態試驗裝置采用整體支撐平臺安裝在2.4 m跨聲速風洞槽壁試驗段頂部，采用三相異步電動機通過減速器放大轉矩驅動主軸轉動。為確保存在氣動力時模型支撐橫梁不發生左右大跨度扭曲，主軸和俯仰轉動軸通過左右對稱的雙齒輪傳動，包括俯仰轉動軸在內的下游轉動部件均為相對槽壁試驗段縱剖面左右對稱設計。為保證較大氣動力作用時機構大振幅俯仰振動能夠平穩運行，在俯仰轉動軸上設計了質量可調的儲能飛輪，在兩端設計偏心距可調的偏心飛輪盤代替曲柄，左右對稱的連桿分別與試驗段兩側的滾筒搖臂裝置相連，構成左右對稱同步驅動的曲柄搖臂四連桿運動機構，滾筒上還設計了可調配重以減少質量偏心帶來的慣性力矩。滾筒深入試驗段內部，連接擺臂和支撐橫梁(π型支架)，天平或滾轉試驗裝置安裝在支撐橫梁上實現大振幅俯仰簡諧振動，達到模型動態氣動力特性測量或俯仰/滾轉耦合運動特性測量的目的。

快速拉起與階梯變迎角裝置采用左右對稱布局設計，采用兩臺伺服電機利用齒輪組減速放大轉矩驅動，通過可分離的整體移動平臺與大振幅俯仰振動機構共用滾筒搖臂裝置，實現橫梁的快速拉起運動或者設定迎角的階梯運動。圖1給出了俯仰(簡諧振動、快速拉起和靜態變迎角)/滾轉兩自由度振動裝置結構示意圖(圖中只畫出了一個伺服電機)。

圖1 俯仰/滾轉兩自由度振動裝置結構示意圖

為了實現俯仰/滾轉兩自由度耦合的動態氣動試驗研究需求，在俯仰振動裝置的基礎上集成設計了強迫滾轉振動裝置，該裝置由電機支撐支桿、減速器支撐支桿、轉動軸、聯軸節、支撐支桿等組成。電機支撐支桿用于安裝電機，并與支撐橫梁連接，通過控制伺服電機的運動實現模型所需的各種運動形態。支撐支桿用于承受模型的氣動載荷。轉動軸用于安裝天平，實現模型運行形態的氣動力測量。采用電機編碼器反饋測量模型滾轉角位移。圖2給出了強迫滾轉試驗裝置結構示意圖。

建立的2.4 m跨聲速風洞動態試驗系統可以實現模型不同俯仰角振幅和平均俯仰角的俯仰振動、俯仰/自由滾轉以及俯仰/滾轉兩自由度強迫運動功能，也可以實現靜態變迎角和快速拉起及與強迫滾轉的組合試驗，從而獲得模型的單雙自由度靜/動態氣動力特性和耦合運動特性及氣動變化規律。

1.2 裝置動力學特性分析

由于2.4 m風洞試驗裝置的旋轉半徑較大，驅動轉軸、橫梁和搖臂以及配重的結構重量較大，因而在俯仰振動和快速拉起時系統的慣性載荷較大，加上模型的氣動載荷也較大，容易引起支撐系統變形，甚至引起風洞的結構振動。所以對試驗裝置進行了動力學特性分析，分析的俯仰振動狀態為：配平仰角15°，振幅30°，振動頻率2 Hz，快速拉起運動時的勻速段最大拉起角速度80～90°/s。表1給出了前6階模態分析結果。模態分析結果表明：橫梁前6階的固有頻率和振型均避開了試驗設備的工作頻率，因此不會產生共振(1階固有頻率達到了23 Hz以上)。通過應力應變分析，計算了橫梁在氣動載荷、最大角速度工況及最大角加速度工況下，模型為10 kg時，π型支架的最大等效應力，及最大形變的大小及發生位置。分析顯示在兩種最惡劣工況下，π型支架的最大等效應力值為113.01 MPa，變形量為2.5675 mm，π型支架(搖臂和支撐橫梁組成“π型”支架)的最大等效應力遠小于材料的屈服強度，最大形變引起的變形角度也較小，可以滿足動態試驗要求。

圖2 強迫滾轉試驗裝置結構示意圖

表1 試驗裝置模態分析結果

1.3 驅動控制設計

為了實現試驗裝置的俯仰振動、快速拉起、強迫搖滾等運動的驅動控制，尤其是俯仰振動與強迫搖滾的同步控制，專門研制了2.4 m跨聲速風洞大迎角俯仰/滾轉兩自由度動態試驗控制系統，主要由主控平臺、控制機柜、執行機構三大部分組成。

主控平臺主要由琴臺式操作平臺、雙顯示輸出的主控計算機、I/O控制面板、狀態指示/報警等組成，是控制系統的人機交互終端；控制機柜為控制系統的核心組成部分，實現對電源模塊、控制器、驅動模塊、制動模塊等的集成；執行機構為一臺30 kW三相異步電機(執行俯仰振動)，兩臺45.5 kW伺服電機(執行快速拉起)和一臺0.82 kW伺服電機(執行強迫滾轉)。各執行機構具有獨立運行功能，亦具備復合聯動功能。復合聯動時俯仰振動機構或快速拉起機構與強迫搖滾機構可實現相位同步聯動，且相位可控，從而實現俯仰/滾轉兩自由度動態氣動力特性研究。

為了實現復合聯動時相位同步且相位可控，采用基于延時的位置耦合運動同步模式。聯動相位同步前，將強迫滾轉機構回零。在快速拉起機構或俯仰振動機構穩定運動過程中，任意時刻起動強迫滾轉機構，并根據快速拉起機構或俯仰振動機構角度編碼器反饋俯仰運動當前相位值，求解出距離到達零位的時間t，滾轉機構等待時間t后起動，從而實現位置關系同步，即相位同步。聯動相位同步控制流程如圖3所示。

圖3 基于延時的聯動相位同步流程

1.4 測量與數據處理

動態試驗測量設備采用PXI總線同步采集天平信號、風洞流場穩定信號(模擬信號)和12位絕對式軸角編碼器數字信號。天平模擬信號和編碼器數字信號采用同一個采樣時鐘并同時觸發起動，兩者對應采樣點時間誤差小于0.1 μs。對于有天平的試驗狀態，首先測試模型與天平支撐系統的固有頻率，確定截止頻率，依此頻率進行采集設備的低通濾波，同時設計了采用Kaiser濾波器技術的FIR數字濾波軟件，以抑制數據背景噪聲。試驗中對確定的試驗狀態先進行無風狀態試驗(風洞不起動)，得到模型慣性和系統阻尼的影響量，再對同樣試驗狀態開展有風狀態試驗(風洞起動)。計算中采用在相同機構相位角(編碼器測值)時“有風天平測值減去無風天平測值”的方式扣除慣性和阻尼影響，得到各瞬時的氣動系數，再分別對幾個周期的氣動系數平均從而求得最終結果。該方法經過長期深入研究與改進，形成了較為成熟的數據處理方法，并成功應用于多項動態試驗[24-28]。

2 典型模型試驗結果與分析

為了檢驗2.4 m跨聲速風洞大迎角俯仰/滾轉兩自由度動態試驗技術的可靠性，選取典型的70°三角翼模型進行了靜態測力、快速拉起、俯仰單自由度振動和俯仰振動/強迫滾轉的兩自由度耦合動態驗證試驗，考核了試驗系統的運行平穩性、結構與風洞安裝的相容性、振動載荷對試驗段的影響和試驗結果的合理性，試驗結果表明2.4 m跨聲速風洞俯仰/滾轉兩自由度動態試驗技術獲得了成功。

三角翼外形簡圖如圖4所示，模型為70°后掠翼，模型下表面前緣均削尖為25°楔角，其中安裝天平的錐柱鼓包一側為下表面。60°迎角時模型在風洞中的阻塞度約為0.2%。

圖4 70°三角翼標模

機構可實現模型靜態變迎角范圍：-15°～75°，迎角控制精度為±0.1°。

模型俯仰振動運動和滾轉振動運動規律為典型的正弦振動運動。

圖5給出了Ma=0.40試驗條件下、70°三角翼模型典型狀態驗證性試驗結果(圖中fp代表俯仰振動頻率)。可以看出，動態試驗氣動遲滯回線能夠包含靜態試驗結果，符合飛行器模型動態氣動特性變化規律(圖中箭頭表示模型氣動力/力矩隨振動姿態角的變化走向，下同)。在氣動力/力矩線性段，即迎角小于流動分離(迎角增大階段)或流動再附(迎角減小階段)迎角，動態氣動力/力矩與靜態氣動力/力矩基本一致，并沒有出現明顯的動態遲滯現象，而氣動力/力矩線性段以后，動態試驗時模型出現了非常強烈的氣動力/力矩遲滯現象。這說明模型做動態俯仰運動或快速拉起對模型表面的附著流動影響很小(或上下表面影響量抵消)，而主要是對迎角增大階段流動分離與渦破裂以及迎角減小階段渦流回歸與流動再附有明顯的遲滯作用，并且對分離后的流動和模型表面壓力有明顯影響。模型快速拉起與俯仰振動雖然運動曲線不同，但對模型上下表面壓力分布的影響規律一致，因此氣動力/力矩變化規律也基本一致，同樣存在明顯的遲滯環現象。

(a)CN～α

(b)Cm～α

雙自由度動態試驗時，模型的俯仰起始角和滾轉起始角均為基準水平狀態，即模型俯仰角為0°時滾轉角也為0°，或者是模型進行俯仰振動運動的起始時刻其滾轉角為0°。

圖6給出了Ma=0.40、俯仰角振幅αa=15°、平均俯仰角αm=30°、平均滾轉角γm=0°、滾轉角振幅γa=45°試驗條件下，模型雙自由度強迫振動和單自由度俯仰振動的動態氣動特性對比曲線(曲線中αM為模型的俯仰角，fr代表滾轉振動頻率，箭頭指向代表氣動系數隨姿態角的變化方向)。可以看出，三角翼模型兩自由度與單自由度的動態試驗結果相比，CN曲線和Cm曲線無論是遲滯環大小，還是遲滯環個數都存在明顯差異，且與某典型飛行器模型的試驗結果也存在一定的差異[29]。一方面，由于兩自由度耦合振動運動，模型的姿態角除了在最大和最小俯仰角處與單自由度動態試驗相同外，兩自由度狀態下模型的實際迎角均小于單自由度狀態的迎角，所以，模型的法向力系數CN和俯仰力矩系數Cm要小于單自由度在相同機構支桿角度的試驗結果，同時兩自由度狀態下模型還存在等效側滑角運動；另一方面，兩自由度狀態，CN曲線表現出明顯的“8”字環氣動遲滯現象，說明模型在相同迎角下絕對值相等的正負側滑角運動狀態，模型具有明顯不同的法向力(除了“8”字環交點)，這表明模型兩自由度動態運動時縱橫向存在明顯的氣動耦合遲滯現象。模型俯仰力矩系數Cm曲線同樣反應了縱橫向的氣動力耦合遲滯現象，其遲滯環交點與CN曲線基本一致，即從單一的氣動遲滯變成了類似“8”字環結構的氣動遲滯特性。同時，結果曲線還顯示，模型在最大俯仰角和最小俯仰角時，雖然沒有滾轉角位移，但由于滾轉效應與模型初始狀態的影響，兩自由度的法向力系數和俯仰力矩系數與單自由度試驗結果依然存在一定的差異。

(a)CN～αM

(b)Cm～αM

(c)Cl～αM

(d)Cy～αM

(e)Cn～αM

圖6 三角翼模型單雙自由度對比曲線(Ma=0.4)

Fig.6 Contrasting resultsof single and double degrees of freedom for delta wing(Ma=0.4)

由于模型同時存在滾轉振動運動和俯仰振動運動，可以將模型的俯仰角和滾轉角轉換到模型的實際迎角與側滑角：

式中：αM為模型俯仰角；γM為模型滾轉角；α為模型迎角；β為模型側滑角。

所以，從橫航向氣動系數(滾轉力矩系數Cl、側向力系數Cy、偏航力矩系數Cn)隨αM變化曲線可以看出，俯仰單自由度試驗條件下，三角翼模型的橫向氣動力/力矩和氣動遲滯現象非常弱，只是在大迎角前緣渦非對稱破裂和流動分離情況下出現波動的側向力，但俯仰與滾轉耦合運動時，產生了周期性變化的等效側滑角，因此出現了較大的橫向氣動力/力矩遲滯現象。

3 結 論

2.4 m跨聲速風洞大迎角動態試驗機構和試驗技術的建成，使該風洞具備了先進飛行器動態和氣動/運動耦合特性試驗能力。在設備地面調試及風洞調試試驗中，機構運行穩定可靠，試驗結果合理。建成后的系統可以為先進戰斗機、戰術導彈等型號研制的動態品質分析和飛控設計開展風洞試驗來提供必需的動態數據。