閆 昱，余 立，呂彬彬，羅建國(guó)

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽(yáng) 621000）

超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究

閆 昱＊，余 立，呂彬彬，羅建國(guó)

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川綿陽(yáng) 621000）

顫振試驗(yàn)中，為避免暫沖式超聲速風(fēng)洞起動(dòng)／關(guān)車過(guò)程中的沖擊載荷損壞復(fù)合材料模型，依托FL－23風(fēng)洞研制了一套超聲速顫振投放系統(tǒng)。該系統(tǒng)的主要功能是在超聲速流場(chǎng)建立后能夠快速將模型投入流場(chǎng)，并在試驗(yàn)完成或模型振動(dòng)臨近發(fā)散時(shí)將模型收回。試驗(yàn)結(jié)果表明，該投放系統(tǒng)能夠有效防止風(fēng)洞起動(dòng)／關(guān)車沖擊載荷損壞模型，放寬了對(duì)超聲速顫振試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛷?qiáng)度的限制；亞臨界預(yù)測(cè)的顫振臨界速壓與風(fēng)洞試驗(yàn)直吹顫振結(jié)果一致；初步建立了工程實(shí)用的超聲速顫振試驗(yàn)平臺(tái)。

超聲速；氣動(dòng)彈性；顫振；風(fēng)洞試驗(yàn)；投放系統(tǒng)

0 引 言

隨著飛行器機(jī)動(dòng)性、敏捷性要求的不斷提高，以及超聲速／高超聲速飛行器的不斷出現(xiàn)，超聲速顫振問(wèn)題逐漸引起了飛行器設(shè)計(jì)部門的廣泛重視。

目前顫振研究主要有理論計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)3種手段［1］，其中風(fēng)洞試驗(yàn)是獲取飛行器顫振邊界最經(jīng)濟(jì)、最行之有效的手段。但國(guó)內(nèi)的超聲速風(fēng)洞均為暫沖式風(fēng)洞，風(fēng)洞起動(dòng)／關(guān)車時(shí)存在較大的沖擊載荷（見圖1），對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膹?qiáng)度、剛度要求較高［2］，因此國(guó)內(nèi)之前很少進(jìn)行超聲速顫振試驗(yàn)，理論分析依然是超聲速、高超聲速氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)和研究的主要途徑［3］。

圖1 2m×2m超聲速風(fēng)洞沖擊載荷示意Fig.1 Impact load in 2m×2m supersonic wind tunnel

現(xiàn)代飛行器結(jié)構(gòu)布局形式、結(jié)構(gòu)形態(tài)越來(lái)越復(fù)雜，而且新型復(fù)合材料得到廣泛應(yīng)用，飛行器大迎角運(yùn)動(dòng)、激波運(yùn)動(dòng)引起的氣動(dòng)力非線性、結(jié)構(gòu)非線性、間隙非線性均增加了數(shù)值計(jì)算獲取超聲速顫振邊界的難度。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)多個(gè)導(dǎo)彈型號(hào)在設(shè)計(jì)過(guò)程中遇到或出現(xiàn)了顫振問(wèn)題，己定型批量生產(chǎn)的某型地空導(dǎo)彈，抽檢飛行試驗(yàn)曾發(fā)生多次折斷事故［4］，這說(shuō)明僅通過(guò)理論計(jì)算獲得現(xiàn)代飛行器的顫振邊界并不可靠。

鑒于飛行器設(shè)計(jì)部門對(duì)超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)日益迫切的需求，建立一套普適性較強(qiáng)、工程實(shí)用的超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)迫在眉睫。

美國(guó)于19世紀(jì)60年代建立了超聲速顫振試驗(yàn)技術(shù)，并進(jìn)行了一系列風(fēng)洞試驗(yàn)［5］。NASA曾在Langley研究中心的9 in×18 in暫沖式超聲速風(fēng)洞采用側(cè)壁支撐的方式進(jìn)行了某全動(dòng)鴨翼Ma＝1.3、2.0、2.55的超聲速顫振試驗(yàn)［6］，該鴨翼具有足夠的強(qiáng)度可承受風(fēng)洞的起動(dòng)／關(guān)車沖擊；波音公司在Ames研究中心的1.8m連續(xù)式風(fēng)洞進(jìn)行了某超聲速運(yùn)輸機(jī)樣機(jī)機(jī)翼的超聲速顫振試驗(yàn)［7］；洛克希德·馬丁公司在AEDC的4T連續(xù)式風(fēng)洞進(jìn)行了F22垂尾Ma＝1.41的超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)，并獲得了需要的顫振點(diǎn)［8］。上述2座風(fēng)洞均為連續(xù)式風(fēng)洞，不存在起動(dòng)／關(guān)車的沖擊載荷，因此模型均直接安裝在風(fēng)洞壁板上。國(guó)內(nèi)在超聲速顫振方面的研究主要集中在理論計(jì)算上，風(fēng)洞試驗(yàn)開展較少。上海航天技術(shù)研究院第八設(shè)計(jì)部的楊炳淵等人在FD－06暫沖式超聲速風(fēng)洞進(jìn)行了某型號(hào)導(dǎo)彈舵面模型Ma＝1.5～3.0的超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)［9］；中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的季辰等人在FD－07高超聲速風(fēng)洞進(jìn)行了Ma＝5.0、6.0的顫振試驗(yàn)技術(shù)研究［10］，并設(shè)計(jì)了專門的可伸縮保護(hù)罩來(lái)避免風(fēng)洞起動(dòng)／關(guān)車的沖擊載荷。

依托國(guó)內(nèi)現(xiàn)有的暫沖式風(fēng)洞建立超聲速顫振試驗(yàn)技術(shù)首先要解決沖擊載荷對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷挠绊懀茨Ｐ途哂凶銐虻膹?qiáng)度，要么風(fēng)洞起動(dòng)／關(guān)車時(shí)對(duì)模型有一定的保護(hù)措施。顯然足夠的強(qiáng)度對(duì)大部分動(dòng)力學(xué)相似的顫振模型來(lái)說(shuō)是不現(xiàn)實(shí)的，尤其部分模型還安裝有實(shí)物舵機(jī)，在超聲速風(fēng)洞起動(dòng)／關(guān)車載荷的沖擊下很容易損壞。給模型加裝保護(hù)罩可以解決這個(gè)問(wèn)題，但是對(duì)于較大的模型加裝保護(hù)罩可能導(dǎo)致模型堵塞度太大，流場(chǎng)無(wú)法建立，并且針對(duì)不同的模型可能要設(shè)計(jì)專門的保護(hù)罩，普適性不強(qiáng)。為解決這個(gè)問(wèn)題，在FL－23風(fēng)洞研制一套普適性較好、工程實(shí)用的超聲速顫振試驗(yàn)投放系統(tǒng)。

1 超聲速顫振試驗(yàn)投放系統(tǒng)

建立超聲速顫振試驗(yàn)技術(shù)主要包含變速壓流場(chǎng)控制、模型防護(hù)和數(shù)據(jù)處理3個(gè)方面，之前已經(jīng)具備了成熟的流場(chǎng)控制技術(shù)及數(shù)據(jù)處理軟件［11－12］，因此在FL－23風(fēng)洞建立超聲速顫振試驗(yàn)技術(shù)的主要難點(diǎn)在模型防護(hù)方面。通過(guò)對(duì)風(fēng)洞條件的分析，項(xiàng)目組準(zhǔn)備采用模型投放的方式來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)模型的防護(hù)。

根據(jù)超聲速顫振試驗(yàn)的需求，該投放系統(tǒng)主要應(yīng)具備以下特點(diǎn)：

（1）投放系統(tǒng)應(yīng)保護(hù)模型不受風(fēng)洞起動(dòng)／關(guān)車時(shí)流場(chǎng)的沖擊；

（2）投放系統(tǒng)應(yīng)具有足夠快的響應(yīng)速度，在模型發(fā)生顫振時(shí)能快速實(shí)現(xiàn)防護(hù)；

（3）投放系統(tǒng)應(yīng)具有足夠高的支撐頻率，避免干擾試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膭?dòng)力學(xué)特性；

（4）投放系統(tǒng)安裝／投放到位時(shí)應(yīng)不影響風(fēng)洞的流場(chǎng)品質(zhì)；

（5）投放系統(tǒng)應(yīng)具有足夠的運(yùn)動(dòng)行程，以適應(yīng)多種尺寸的模型。

為了實(shí)現(xiàn)上述目標(biāo)，根據(jù)FL－23風(fēng)洞的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，在圖2所示的風(fēng)洞側(cè)壁駐室處研制了一套顫振試驗(yàn)投放系統(tǒng)。具體工作原理如下：風(fēng)洞起動(dòng)前模型位于投放機(jī)構(gòu)駐室內(nèi)，待沖擊結(jié)束、流場(chǎng)穩(wěn)定后，投放機(jī)構(gòu)將模型送入流場(chǎng)并鎖死，再采用階梯／連續(xù)變速壓方式進(jìn)行顫振試驗(yàn)。當(dāng)模型發(fā)生顫振或試驗(yàn)結(jié)束后，模型快速收回投放機(jī)構(gòu)駐室，然后風(fēng)洞降壓關(guān)車，從而防止模型顫振或關(guān)車時(shí)損壞模型。

圖2 試驗(yàn)段側(cè)壁駐室（顫振投放機(jī)構(gòu)安裝位置）Fig.2 Wind tunnel test section sidewall

顫振投放系統(tǒng)主要由投放機(jī)構(gòu)、駐室密封框、控制箱和空氣壓縮機(jī)4部分組成，具體如圖3所示。

圖3 投放系統(tǒng)組成示意圖Fig.3 Sketch of the insertion system

投放機(jī)構(gòu)是顫振投放系統(tǒng)的執(zhí)行單元，完成試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目焖偻斗藕突厥展δ?，?shí)現(xiàn)上文第（1）、（2）點(diǎn)需求；為保證投放機(jī)構(gòu)的行程，對(duì)駐室進(jìn)行了延長(zhǎng)，駐室密封框完成了加長(zhǎng)部分的密封，實(shí)現(xiàn)上文第（4）、（5）點(diǎn)需求；控制箱完成系統(tǒng)的控制和人機(jī)交互；空氣壓縮機(jī)為投放機(jī)構(gòu)動(dòng)作提供動(dòng)力。

投放機(jī)構(gòu)主要由側(cè)壁鋼窗、進(jìn)給氣缸、插板、鎖緊氣缸、鎖緊斜塊、電磁閥和安裝基座等組成，具體如圖4所示。側(cè)壁鋼窗與風(fēng)洞內(nèi)側(cè)壁平齊，留有模型的投放入口，實(shí)現(xiàn)上文第（4）點(diǎn)需求；進(jìn)給氣缸帶動(dòng)插板上的模型前后運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目焖偻斗藕突厥?；鎖緊氣缸帶動(dòng)鎖緊斜塊上下運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)進(jìn)給插板的鎖緊和放松，實(shí)現(xiàn)上文第（3）點(diǎn)對(duì)機(jī)構(gòu)支撐頻率的需求。

圖4 投放機(jī)構(gòu)組成示意圖Fig.4 Sketch of the insertion machine

研制成功的投放機(jī)構(gòu)具有以下性能指標(biāo)：機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)范圍為0～500mm，位置精度0.1mm，運(yùn)動(dòng)速度為0～300mm／s，支撐頻率高于100 Hz，能夠?qū)崿F(xiàn)超聲速顫振試驗(yàn)的需求，并且適用于多種剛度、尺寸及外形的試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?/p>

2 風(fēng)洞及試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

FL－23風(fēng)洞是一座直流暫沖式亞、跨、超聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段尺寸為0.6m×0.6m×2.5m，試驗(yàn)Ma數(shù)0.4～4.5［13］。總壓范圍105～736k Pa，總壓控制精度0.2%～0.3%，對(duì)應(yīng)的速壓范圍如圖5所示，可以看出超聲速時(shí)FL－23風(fēng)洞速壓變化范圍較寬，適合進(jìn)行顫振試驗(yàn)。

圖5 FL－23風(fēng)洞速壓范圍Fig.5 Dynamic pressure of FL－23 wind tunnel

風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑閳D6所示的舵面模型，舵面厚6mm，展長(zhǎng)360mm，根弦長(zhǎng)400mm，材料為航空鋁。模型安裝在投放機(jī)構(gòu)插板上，完全投入流場(chǎng)時(shí)在風(fēng)洞中的阻塞度約為0.5%。

圖6 模型在風(fēng)洞中的安裝照片F(xiàn)ig.6 Model in the wind tunnel

風(fēng)洞試驗(yàn)前對(duì)模型進(jìn)行了地面振動(dòng)試驗(yàn)，測(cè)得舵面的一階彎曲頻率為29.02Hz，一階扭轉(zhuǎn)頻率為87.58 Hz。風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，模型根部粘貼電阻絲應(yīng)變片，用來(lái)測(cè)量模型的彎曲、扭轉(zhuǎn)振動(dòng)信號(hào)。應(yīng)變電橋的信號(hào)線通過(guò)投放機(jī)構(gòu)的走線孔引入駐室，再?gòu)暮笊w板引出并與測(cè)試儀器相連。

3 試驗(yàn)方法與數(shù)據(jù)處理

3.1 地面振動(dòng)試驗(yàn)

為了檢查模型，在風(fēng)洞安裝狀態(tài)用LMS模態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)模型進(jìn)行了地面振動(dòng)試驗(yàn)。同時(shí)，為保證風(fēng)洞試驗(yàn)前后模型及支撐裝置狀態(tài)正常，進(jìn)行了校核性振動(dòng)試驗(yàn)，即使用力錘對(duì)顫振模型施加激勵(lì)，利用NI測(cè)試設(shè)備獲得模型內(nèi)應(yīng)變的響應(yīng)信號(hào)，通過(guò)功率譜分析獲得模型的振動(dòng)頻率。

3.2 模型防護(hù)

為了避免模型發(fā)生顫振損壞風(fēng)洞，主要采用了計(jì)算機(jī)程控關(guān)車及人工監(jiān)視關(guān)車［14］。計(jì)算機(jī)程控關(guān)車通過(guò)軟件來(lái)實(shí)現(xiàn)，采集軟件連續(xù)監(jiān)測(cè)模型的振動(dòng)信號(hào)，如果在預(yù)設(shè)的時(shí)間內(nèi)有預(yù)設(shè)數(shù)目波形的峰值超過(guò)了參考電壓，就由計(jì)算機(jī)發(fā)出指令，投放機(jī)構(gòu)快速回收。人工監(jiān)視關(guān)車主要依靠風(fēng)洞側(cè)壁駐室安裝的攝像機(jī)遠(yuǎn)程監(jiān)控試驗(yàn)情況，可人工發(fā)送指令快速回收投放機(jī)構(gòu)。

3.3 風(fēng)洞試驗(yàn)

顫振試驗(yàn)采用定Ma數(shù)階梯變總壓的開車方式來(lái)實(shí)現(xiàn)階梯變速壓，并實(shí)時(shí)記錄模型的振動(dòng)信號(hào)。試驗(yàn)過(guò)程中，模型的振動(dòng)信號(hào)通過(guò)SCXI－1520程控放大器調(diào)理放大后，由PXI－6280數(shù)據(jù)采集設(shè)備實(shí)時(shí)采集，然后傳輸?shù)接?jì)算機(jī)，實(shí)時(shí)存儲(chǔ)、顯示所有通道信號(hào)的時(shí)間歷程。

為了實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)流場(chǎng)參數(shù)的變化，由專用采集設(shè)備獲得風(fēng)洞的總壓、靜壓、總溫，通過(guò)計(jì)算獲得來(lái)流速壓、密度等流場(chǎng)參數(shù)，供顫振特性分析時(shí)參考。另外，還同步采集風(fēng)洞控制系統(tǒng)發(fā)來(lái)的階梯信號(hào)和緊急關(guān)車信號(hào)。

3.4 數(shù)據(jù)處理

超聲速顫振試驗(yàn)與跨聲速顫振試驗(yàn)在數(shù)據(jù)處理方法并無(wú)明顯不同，主要分以下4步［15］：

（a）預(yù)處理。截取試驗(yàn)數(shù)據(jù)中的有效數(shù)據(jù)，去除趨勢(shì)項(xiàng)，去除直流分量，并根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)中模型的振動(dòng)頻率范圍進(jìn)行數(shù)字濾波。

（b）隨機(jī)衰減法。運(yùn)用隨機(jī)衰減法去除風(fēng)洞氣流噪聲引起的隨機(jī)干擾響應(yīng)。

（c）模態(tài)參數(shù)辨識(shí)。選取矩陣束（Matrix Pencil，簡(jiǎn)稱MP）方法進(jìn)行模態(tài)參數(shù)辨識(shí)，獲得模型的振動(dòng)頻率和阻尼比。

（d）顫振邊界外插。采用阻尼比或功率譜峰值倒數(shù)外插獲得顫振臨界速壓。

4 試驗(yàn)結(jié)果

超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)的流程與跨聲速顫振試驗(yàn)并無(wú)明顯差別，主要區(qū)別在于超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)中，模型在流場(chǎng)穩(wěn)定后才由投放機(jī)構(gòu)送入流場(chǎng)。本次試驗(yàn)進(jìn)行了Ma＝1.5、2.0的超聲速顫振試驗(yàn)，圖7給出了Ma＝1.5時(shí)舵面模型的典型振動(dòng)響應(yīng)時(shí)間歷程。

圖7 舵面模型振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)（Ma＝1.5）Fig.7 Vibration response signals of the rudder（Ma＝1.5）

可以看出：風(fēng)洞啟動(dòng)前模型位于投放機(jī)構(gòu)駐室內(nèi)，基本不會(huì)受到流場(chǎng)的沖擊，模型振動(dòng)不明顯。流場(chǎng)穩(wěn)定后，投放機(jī)構(gòu)將模型送入流場(chǎng)，模型振動(dòng)顯著加劇。風(fēng)洞關(guān)車前，模型收入投放機(jī)構(gòu)駐室，模型振動(dòng)幅度明顯減小。從時(shí)域信號(hào)可以看出，投放機(jī)構(gòu)能夠有效地保護(hù)模型不受起動(dòng)／關(guān)車沖擊的影響。試驗(yàn)過(guò)程中，總壓控制平穩(wěn)，沒(méi)有出現(xiàn)超調(diào)現(xiàn)象，完全可以滿足顫振試驗(yàn)的需求。

表1給出了舵面模型顫振穩(wěn)定性參數(shù)的測(cè)量結(jié)果，可以看出Ma＝1.5的試驗(yàn)速壓已接近風(fēng)洞速壓上邊界，但顫振穩(wěn)定性參數(shù)的規(guī)律性較差，無(wú)法外插出可靠的顫振邊界。而Ma＝2.0的試驗(yàn)速壓距亞臨界較遠(yuǎn)，同樣無(wú)法外插出可靠的顫振邊界。

由于本次試驗(yàn)的主要目的是檢驗(yàn)顫振投放機(jī)構(gòu)的性能指標(biāo)，為節(jié)約經(jīng)費(fèi)，試驗(yàn)?zāi)Ｐ臀催M(jìn)行專門的設(shè)計(jì)加工，導(dǎo)致模型的超聲速顫振臨界速壓較高，未獲得模型的超聲速顫振臨界點(diǎn)。不過(guò)在后續(xù)的型號(hào)風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中，成功獲得了某飛行器Ma＝3.0、4.0的顫振點(diǎn)，并且亞臨界外插的結(jié)果與風(fēng)洞直吹顫振結(jié)果一致性非常好。由于型號(hào)設(shè)計(jì)部門后續(xù)可能發(fā)表相關(guān)文章，在此不詳述試驗(yàn)結(jié)果。

表1 顫振參數(shù)測(cè)量結(jié)果Table 1 Results of flutter parameters

不過(guò)經(jīng)數(shù)值計(jì)算發(fā)現(xiàn)該模型的跨聲速顫振邊界在風(fēng)洞速壓范圍內(nèi)，為進(jìn)一步檢驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法，又進(jìn)行了Ma＝1.2、0.8的顫振試驗(yàn)，并獲得了Ma＝1.2、0.8的顫振點(diǎn)。

圖8給出了Ma＝0.8時(shí)舵面模型的典型振動(dòng)響應(yīng)時(shí)間歷程?？梢钥闯?，隨著速壓的增加，舵面模型發(fā)生了明顯顫振現(xiàn)象，此時(shí)舵面的顫振速壓約為64.35kPa，顫振頻率約為58.3Hz，是典型的彎扭耦合顫振。

圖8 舵面模型振動(dòng)響應(yīng)信號(hào)（Ma＝0.8）Fig.8 Vibration response signals of the rudder（Ma＝0.8）

為了逐步逼近顫振邊界，在Ma＝0.8條件下進(jìn)行了2個(gè)車次的風(fēng)洞試驗(yàn)，表2給出了低速壓車次的顫振穩(wěn)定性參數(shù)測(cè)量結(jié)果，圖9給出了Ma＝0.8時(shí)顫振穩(wěn)定性參數(shù)的插值結(jié)果?？梢钥闯觯ㄟ^(guò)峰值導(dǎo)數(shù)外插出的顫振臨界速壓為63.58k Pa，與試驗(yàn)獲得的顫振速壓64.35k Pa基本一致，再次驗(yàn)證了本文采用的數(shù)據(jù)處理方法的可靠性。

表2 顫振參數(shù)測(cè)量結(jié)果Table 2 Results of flutter parameters

圖9 亞臨界預(yù)測(cè)結(jié)果（Ma＝0.8）Fig.9 Subcritical prediction of flutter parameter（Ma＝0.8）

5 結(jié) 論

（1）所研制的超聲速顫振試驗(yàn)投放系統(tǒng)能夠有效防止風(fēng)洞起動(dòng)／關(guān)車沖擊載荷損壞模型，放寬了超聲速顫振試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛷?qiáng)度的限制；

（2）超聲速顫振試驗(yàn)投放系統(tǒng)能夠適應(yīng)多種尺寸、外形的試驗(yàn)?zāi)Ｐ停?/p>

（3）采用亞臨界預(yù)測(cè)方法獲得了試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂缏曀俜秶念澱衽R界速壓及某飛行器超聲速顫振臨界速壓，且與吹風(fēng)結(jié)果一致；

（4）建立了工程實(shí)用的超聲速顫振試驗(yàn)平臺(tái)。

［1］張偉偉，鐘華壽，肖華，等.顫振飛行試驗(yàn)的邊界預(yù)測(cè)方法回顧與展望［J］.航空學(xué)報(bào)，2015，36（5）：1367－1384.Zhang W W，Zhong H S，Xiao H，et al.Review and prospect of flutter boundary prediction methods for flight flutter testing［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2015，36（5）：1367－1384.

［2］陳建中，趙忠良，涂正光，等.柵格舵氣動(dòng)與操縱特性高速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2011，25（6）：82－87.Chen J Z，Zhao Z L，Tu Z G，et al.Test technique investigation for aerodynamics and controlling capability of a grid fin in high speed wind tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2011，25（6）：82－87.

［3］史曉鳴.基于當(dāng)?shù)亓骰钊碚摰娜珯C(jī)組合體顫振及氣動(dòng)伺服彈性分析［D］.上海：復(fù)旦大學(xué)，2011.

［4］樊則文.導(dǎo)彈伺服氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性分析方法研究［D］.西安：西北工業(yè)大學(xué)，2005.

［5］Terry M H，Lawrence J H.Aeroelasticity research at wrightpatterson air force base（wright field）from 1953－1993［J］.Journal of Aircraft，2003，40（5）：813－819.

［6］Charles L R，Tuovila W J.Transonic and supersonic flutter investigation of 1／2－size models of all－movable canard surface of an expendable powered target［R］.NASA AD 3164，1961.

［7］Ryneveld A D.Correlation of flutter analysis and test results for half－span SST wing models in subsonic and supersonic flow［R］.Boeing Commercial Airplane Company，1973.

［8］William D A.The aeroelastic design and testing of the F／A－22［C］.2005 USAF Aircraft Structural Integrity Program Conference，Memphis，Tennessee，USA，2005.

［9］楊炳淵，宋偉力.應(yīng)用當(dāng)?shù)亓骰钊碚摰拇蠊ソ巧γ骖澱駳鈩?dòng)力表達(dá)式［J］.上海力學(xué)，1999，20（3）：223－228.

［10］季辰，李鋒，劉子強(qiáng).高超聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)技術(shù)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2015，29（4）：75－80.Ji C，Li F，Liu Z Q.Research on flutter test technique in hypersonic wind tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2015，29（4）：75－80.

［11］高鵬，郭洪濤，余立，等.0.6米風(fēng)洞亞跨聲速連續(xù)變速壓運(yùn)行方式研究［C］／／中國(guó)空氣動(dòng)力測(cè)控技術(shù)六屆五次全國(guó)學(xué)術(shù)交流會(huì)，阿爾山市，2014.

［12］郭洪濤，劉靖，呂彬彬，等.連續(xù)變速壓顫振試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法研究［C］／／第14屆中國(guó)系統(tǒng)仿真技術(shù)及其應(yīng)用學(xué)術(shù)年會(huì)，三亞市，2012.

［13］何彬華，凌忠偉，胡向鵬，等.FL－23風(fēng)洞級(jí)間分離與網(wǎng)格測(cè)力試驗(yàn)系統(tǒng)［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2013，27（4）：109－112.He B H，Ling Z W，Hu X P，et al.The stage separation and proximity matrix test in FL－23 wind tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2013，27（4）：109－112.

［14］郭洪濤，路波，余立，等.某戰(zhàn)斗機(jī)高速全模顫振風(fēng)洞試驗(yàn)研究［J］.航空學(xué)報(bào)，2012，33（10）：1765－1771.Guo H T，Lu B，Yu L，et al.Investigation on full－model flutter of a certain fighter plane in high－speed wind tunnel test［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2012，33（10）：1765－1771.

［15］郭洪濤，路波，呂彬彬，等.面向紊流激勵(lì)響應(yīng)的顫振亞臨界預(yù)測(cè)方法［C］／／第十三屆系統(tǒng)仿真會(huì)議，黃山市，2011.Guo H T，Lu B，Lyu B B，et al.A subcritical prediction of flutter onset for excitation response based on airstream turbulence［C］.The 13th System Simulation Technology ＆Application，Huangshan：2011.

Research on flutter test technique in supersonic wind tunnel

Yan Yu＊，Yu Li，Lyu Binbin，Luo Jianguo
（China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

When the wind tunnel starts or ends running，there is a large impact load which could damage the flutter model easily.In order to solve the problem，a supersonic flutter insertion system is developed in FL－23 wind tunnel of CARDC.During the flutter tests，the insertion system pushes the model into the flow after the impact load disappears，and at the end of the tests or if the flutter occurs，the insertion system pulls the model back quickly.The test results show that the insertion system could protect the flutter model from damage effectively and ease the intensity limit of the model.The dynamic pressure achieved from the subcritical prediction is close to the flutter test result.As a conclusion，a practical supersonic flutter testing platform has been established in CARDC.

supersonic；aeroelasticity；flutter；wind tunnel test；insertion system

V215.3

A

（編輯：李金勇）

1672－9897（2016）06－0076－05

10.11729／syltlx20160078

2016－05－09；

2016－10－16

＊通信作者E－mail：junziyu＠163.com

Yan Y，Yu L，Lyu B B，et al.Research on flutter test technique in supersonic wind tunnel.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2016，30（6）：76－80.閆 昱，余 立，呂彬彬，等.超聲速顫振風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2016，30（6）：76－80.

閆 昱（1985－），男，河南新鄭人，工程師。研究方向：氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。通信地址：四川省綿陽(yáng)市中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心（621000）。E－mail：junziyu＠126.com