超聲速低頻大抖振氣動彈性載荷試驗

侯英昱，李齊，季辰，劉子強

1.中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074 2.北京空間飛行器總體設計部，北京 100094

中國于2020年7月23日發射了火星探測器“天問一號”，并于2021年5月15日在火星成功著陸，成為了第2個在火星成功著陸探測的國家。該飛行器有一個特殊的“配平翼”結構，由于該結構平面與飛行器主軸方向垂直，在飛行器進入火星大氣層時，此局部結構相當于以90°左右的攻角直接進入火星流場，必將在流場中承受較大的氣動載荷。

風洞試驗是研究結構的振動形式和動態條件下載荷情況的主要方式，特別是對于剛度較低的結構，在流場中常出現流固耦合、顫振等現象。對于穩態條件下的結構載荷，French等提出了一種彈性模型的設計手段，并利用增加配重的方法使模型滿足動力學相似，完成了相應的試驗。Carlsson和Kuttenkeuler采用氣彈剪裁方法設計了一個飛行器模型，使用內部的梁保持剛度，外部用剛性翼面保持氣動外形。錢衛等發展了全彈性模型的試驗方法，并開展了相應的靜氣彈試驗。寇西平結合仿真分析軟件完成了氣動彈性模型的設計工作。劉南等完成了飛行器尾翼的顫振試驗。季辰等通過設計的模型完成了高超聲速下的顫振試驗。楊賢文等也開展了相應的風洞試驗研究。

對于非定常氣動力的研究，俄羅斯TsAGI研發了一套懸浮支撐系統用于研究飛行運動與氣動力的耦合現象，且在低速風洞中增加兩個擺動的葉片產生簡諧離散陣風，中國也研發了類似的試驗技術。孫亞軍等針對民航客機機翼變形較大的特點進行了風洞試驗，獲得了跨聲速條件下飛行器的顫振速度。梁技等也利用風洞試驗的方式研究了流場對飛行器尾翼動力學特性的影響。錢衛等建立了某飛行器全機的風洞顫振試驗，也獲得了很好的試驗結果。左承林等進行了直升機旋翼槳葉位移的變形測量。楊希明等則從氣動彈性試驗方面進行了總結和歸納。

對于其他形式結構也有大量的動力學試驗測量結構的載荷和響應。例如有很多基于單自由度氣彈模型試驗展開的試驗應用于高樓、煙筒等大型建筑物上，也有很多基于橋梁等其他形式結構的風洞試驗研究。

相比于以往的試驗，此次風洞試驗存在以下困難：① 模型設計尺寸較小，由于需要在超聲速條件下測量局部結構配平翼的載荷和動力學特性，模型必須經過放縮，又受到風洞阻塞度的限制，最終放縮后的配平翼部件僅有約2 cm×2 cm，這對模型的振動測量和激勵帶來了較大的困難；② 為研究不同頻率模型的振動性質，需將模型設計為較低的頻率，這要求試驗模型既能在流場中發生較大變形，又不發生結構破壞以獲得測量數據，這對試驗模型的設計要求比較高；③ 配 平翼平面與流場方向基本垂直，又由于配平翼結構剛度較低，必然會發生較大的變形。

為研究火星進入艙配平翼結構在火星大氣環境中所受靜動態載荷的影響因素，規避和預防結構超載、結構破壞等情況的出現，本文將分析使用傳統試驗技術進行火星進入艙配平翼試驗存在的不足，研究如何進行技術改進可以實現該飛行器的靜動態載荷測量。希望能夠基于技術改進建立火星進入艙配平翼試驗平臺，并準確有效地在風洞試驗中實現火星進入艙配平翼結構的載荷預測，保障飛行器結構的飛行安全。

1 火星進入艙模型動載荷試驗技術

1.1 動載荷試驗技術需求

在進行火星進入艙模型動載荷試驗的過程中需對模型進行支撐，并測量局部外部結構的動載荷特征，在不影響模型外部流場情況的條件下對模型進行激勵，從而使其振動特征能在試驗中更好地表現出來。傳統的模型固定和激勵方式中通常使用氣缸等方式在模型外部激勵，模型內部連接構造通常使用零件的形式進行連接。但傳統的模型裝置存在以下不足：

1) 結構零件較多，不同零件之間的動力學特征容易相互干擾，對試驗結果造成不良影響。

2) 外部激勵的方式容易對模型外部流場產生影響，使試驗結果無法反映真實的載荷情況。

3) 機構復雜，在試驗過程中容易受到外部流場影響，進而影響結構穩定性。

4) 一般很難實現對彈性結構模型試驗的模擬。

1.2 動載荷試驗技術改進

為克服1.1節提出的技術不足，設計了一種火星進入艙模型動載荷試驗裝置(如圖1所示)，主要由以下部分組成：① 固定支桿，包括相對的第1端和第2端，第1端用于與風洞中的風洞彎刀相連；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，另一端為中空結構；③ 進入艙頭蓋，蓋合在支桿連接套的另一端，并與支桿連接套構成容置空間；④ 等頻振動部件，包括內部梁和外部梁，內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，用于對內部梁施加激勵，從而帶動外部梁發生振動。

圖1 火星進入艙模型結構Fig.1 Structure of Mars entry module

1.3 動載荷試驗技術實施效果

技術的有益效果在于在模型內部完成固定測量傳導工作，不會破壞飛行器的氣動外形，可有效實現對模型的加工和模型動力學特征的模擬。該內部激勵方式相較于外部激勵方式避免了對模型外部流場產生影響，使試驗結果更準確。

進一步地，模型結構的組成部件較大程度地一體化成型減少了試驗過程中受外部流場的影響，提高了結構穩定性；且相較于結構零件較多的形式，減少了不同零件之間的動力學特征產生的相互干擾，提高了試驗結果的準確性。結構的穩定性和有效性將在后續試驗中進行測試。

2 小尺度結構載荷測量技術

2.1 載荷測量技術需求

在進行大迎角小尺度模型的研究時，往往需要測量該結構在流場條件下承受的動態載荷。傳統的載荷測量方式是在真實飛行器上進行的，通過粘貼應變片等方式直接測量飛行器不同位置的動載荷情況。

結構測量技術需反映試驗模型的真實載荷情況，由于該項試驗設備尺寸僅有2 cm×2 cm，在模型上粘貼應變片，使用壓力傳感器、壓敏漆等試驗方法都會在一定程度上對試驗模型的頻率和動力學特征產生不利影響。需研發相應的設計技術，以小尺寸的全彈性模型進行氣動阻尼的測量試驗。這給模型測量數據的真實性和準確性帶來了極大挑戰。

現有動載荷測量方式存在以下問題：① 在真實飛行器上進行測量，測量成本巨大，一旦發生事故將造成巨大的經濟損失；② 無法在真實飛行過程之前預測載荷情況，一些載荷無法測量。

2.2 載荷測量技術改進

為測量低頻結構承受的靜動態載荷，建立了如圖2所示的載荷測試方法。

首先在地面試驗過程中使用應變片對不同載荷條件下的應變片測力結果進行標定，建立應變片示數與載荷的關系；然后利用數據擬合方式獲得應變片示數與載荷的對應關系和公式；最后在風洞試驗中獲得各個應變片的示數，利用地面試驗獲得的對應公式反算，從而獲得結構的載荷結果。

彈性模型測力包括靜載荷和動載荷兩部分，其中靜載荷表現為載荷的均值，動載荷表現為載荷結果在均值附近的振幅，試驗過程中通過數據處理可分別測量模型承受的靜載荷和動載荷。

圖2 載荷測試流程Fig.2 Load test process

2.3 載荷測量技術實施效果

該技術可利用風洞試驗在飛行器起飛前獲得飛行器低頻結構的動載荷數據，提前發現問題，相較于在真實飛行器上進行測量，該方法更簡單便捷，尤其可避免真實飛行器載荷發生事故造成巨大的經濟損失。該方法試驗成本較低，即使出現由于載荷過大引起結構破壞的情況也不會產生巨大的經濟損失。該方法尤其適用于大迎角(如迎角為70°～110°)、小尺度(如長度小于5 cm)、低頻結構風洞動載荷測試。

3 結構體內部傳動激振技術

3.1 傳動激振技術設計需求

在進行該項動態風洞試驗時需對模型進行激振，從而測量模型的振動衰減特征。為不改變模型邊界條件，常規做法是在模型邊安裝激振器等設備對模型進行沖擊和激振。如圖3所示，現有的風洞試驗模型激勵裝置包括反射板、激振器、激振器固定裝置和試驗模型。試驗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。需對模型進行激勵時，通過導線給激振器輸入激振信號，實現對模型的激勵作用。

原有的激振裝置存在以下問題：

1) 試驗結果可靠度低，激振器及其固定裝置會影響風洞試驗流場，從而影響試驗數據可靠度。特別是對于小型的試驗模型，模型尺寸相對激振器較小，受激勵振器的影響相對更大。

2) 試驗受限制，由于激振裝置及其固定裝置在風洞流場區域中，受到設備的限制，一些高溫或高動壓風洞試驗無法完成。

3) 激振器容易破壞，由于激振器受風洞流場的沖擊，很容易被破壞。

4) 工藝要求較高，如果激振器安裝不牢固，導線捆綁不結實，很容易對試驗結果產生影響，甚至會導致試驗失敗。

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

3.2 傳動激振技術改進

為克服現有技術存在的缺點，設計了一種新型傳動風洞試驗激勵裝置。設計的相應傳動機構可簡單有效地實現激勵風洞試驗模型并完成風洞試驗。

該傳動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壁，等頻率激振板水平固定安裝在薄壁連接板的內側壁，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壁，激振器和等頻率激振板伸入外部模型的內部，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變剛度開槽、增加復合材料填充的方式調整結構的質量和剛度分布(本次試驗開槽較簡單)。

圖4 傳動激勵裝置Fig.4 Transmission excitation device

3.3 傳動激振技術實施效果

本方案可通過內部振動和外部同頻率振動的方式在模型內部對外部的試驗配平翼進行激振，試驗部件的動力學仿真分析如圖5所示。

在進行模型激勵時，可有效避免激振器等設備對模型振動流場的干擾，激振設備也不會受到流場沖擊而發生破壞。

圖5 試驗部件動力學分析結果Fig.5 Dynamic analysis results of test parts

4 風洞試驗及其結果分析

4.1 試驗情況

基于第1～3節的3項技術和方法搭建了超聲速低頻大抖振氣動彈性載荷試驗平臺。試驗平臺可對第1～3節的3項試驗方法和試驗結構的可行性和有效性進行論證。風洞試驗照片如圖6所示。

圖6 風洞試驗照片Fig.6 Wind tunnel test photo

4.2 試驗結果與分析

試驗測試獲得的部分試驗結果如圖7所示，試驗過程中數據的采樣頻率為9 600 Hz，可認為每個采樣點為時域上的1/9 600 s。

試驗過程中取數據的平均值換算獲得結構承受的靜載荷，取振動的振幅換算獲得結構的動載荷(如式(1)所示)。計算動載荷的均方根rms反映振動的有效值(如式(2)所示)，計算其相對于靜載荷的比例%rms，分析獲得的部分試驗結果如表1所示。

=-≈2

(1)

(2)

式中：為動載荷；和分別為測量時段的最大和最小載荷；為振幅；rms為測量動載荷的均方根；為采樣點個數；為各采樣點的載荷測量值。

圖7 部分風洞試驗時域結果Fig.7 Some time domain results of wind tunnel tests

試驗結果顯示飛行器在不同工況下承受的靜動態載荷并不相同，模型3承受的動載荷相對較大，而在負攻角條件下結構所受的動載荷相對較高。但結合飛行器結構材料情況，該工況條件下飛行器結構受力仍低于材料的強度極限，飛行器仍然安全。

表1 部分動載荷試驗結果Table 1 Partial dynamic load test results

5 結 論

1) 建立了火星進入艙模型動載荷試驗技術，通過該技術可有效獲得飛行器在振動條件下的靜動態載荷，結構形式簡單，適合短鈍體結構的載荷測量。

2) 建立了小尺度結構載荷測量技術，可通過結合仿真計算、地面標定試驗、風洞試驗的方式獲得小尺度結構的內載荷。

3) 建立了結構體內部傳動激振技術，可通過結構內部激勵的方式降低激振設備對風洞流場的干擾，這對于小尺度模型具有更加重要的意義。

4) 進行了風洞試驗，獲得了飛行器在不同工況下承受的靜動態載荷結果。結果顯示模型3承受動載荷相對較大，而在負攻角條件下結構承受的動載荷相對較高。測量結果真實可信，試驗方法具有可行性和有效性。

5) 在設定的載荷條件下，火星進入艙配平翼結構不會發生破壞。可通過改變結構頻率、攻角等方式降低飛行器所受動載荷。