冉玉國, 李秋彥, 楊興華

(1.中航工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所， 成都610091；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所， 四川綿陽621000)

靜不安定飛機縮比模型跨聲速顫振試驗技術(shù)

冉玉國1, 李秋彥1, 楊興華2

(1.中航工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所， 成都610091；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所， 四川綿陽621000)

全機縮比模型跨聲速顫振試驗是飛行器氣彈設(shè)計驗證工作的重要環(huán)節(jié)，借助該試驗可研究跨聲速區(qū)空氣壓縮性效應，并有效獲得飛行器的跨聲速顫振邊界。通過總結(jié)、梳理多次部件級跨聲速顫振試驗研究經(jīng)驗，并基于某型翼身模態(tài)高度耦合的靜不安定飛機全模試驗研究，較全面地闡述了目前全模跨聲速顫振模型設(shè)計、地面試驗及風洞試驗技術(shù)，可供工程應用借鑒。

跨聲速顫振試驗；全機相似模型；模態(tài)耦合；模態(tài)試驗；靜不安定飛機

引言

飛行器顫振是機體結(jié)構(gòu)動力特性與非定常氣動力的耦合問題，對飛行器設(shè)計起著至關(guān)重要的作用。隨著計算機技術(shù)與數(shù)值分析方法的廣泛發(fā)展，在結(jié)構(gòu)方面，有限元方法日趨完善，結(jié)構(gòu)動力學分析技術(shù)日漸成熟；在空氣動力方面，CFD技術(shù)得到廣泛發(fā)展，非定常氣動力數(shù)值模擬精度也越來越高、計算速度越來越快。CFD/CSD耦合分析技術(shù)的應用[1-4]大大促進了氣彈分析技術(shù)的發(fā)展，但跨聲速顫振問題仍舊是目前國內(nèi)氣彈數(shù)值計算的難點，尚無在飛機型號設(shè)計中經(jīng)過試驗驗證并得到廣泛認可的成熟分析手段，跨聲速顫振風洞試驗依舊是現(xiàn)階段型號飛機研制中廣泛采用的研究手段[5-7]。

由于跨聲速區(qū)域存在激波與混合流場等，跨聲速區(qū)非定常氣動力呈現(xiàn)高度的非線性，使得大多數(shù)飛機在該區(qū)域內(nèi)的顫振邊界出現(xiàn)“凹坑”現(xiàn)象，因此，對飛機在該區(qū)域的非定常氣動力及顫振特性進行準確分析并開展針對性設(shè)計，是型號研制中進行低空大表速顫振試飛前的必要環(huán)節(jié)與前提條件。

國外從20世紀60年代即開始進行飛機部件及全機跨聲速試驗，尤以美俄兩國起步早、研究深入、設(shè)備先進以及技術(shù)領(lǐng)先為代表，其中，美國NASA Langley TDT風洞[8]先后承擔了B-58、C-141、F-111、C-5、B747、DC-10、F14、F15、B1、F16、B767、X29、C-17、B777、F18E/F等一系列軍民用飛機跨聲速氣彈試驗，包括數(shù)十次部件、半模與全模試驗；俄羅斯中央空氣流體動力研究院(TsAGI)T106/T109/T128風洞則承擔了蘇霍伊、米格等設(shè)計局多型飛機跨聲速顫振試驗項目。

國內(nèi)跨聲速顫振試驗研究工作起步較晚，初期借助對外合作項目進行摸索，近年來發(fā)展迅速，多個科研院所已成功開展了多次軍民用飛機部件級(平尾、鴨翼、垂尾與機翼等)跨聲速顫振試驗，逐步建立起了完整的模型設(shè)計、制造、地面振動試驗及風洞試驗流程，形成了可靠高效的高精度設(shè)計與試驗方法。全機級(全模)跨聲速顫振風洞試驗方面，國內(nèi)科研院所近年來也進行了摸索研究，取得了顯著的研究成果。全模顫振試驗技術(shù)包括全模顫振模型結(jié)構(gòu)設(shè)計、模型防護系統(tǒng)設(shè)計、全模自由支持系統(tǒng)設(shè)計、地面試驗、風洞試驗等技術(shù)領(lǐng)域，該試驗技術(shù)難度大、安全風險高、執(zhí)行成本高。本文基于某型先進布局飛機全模跨聲速顫振試驗項目實踐，較為全面地闡述了全模顫振試驗各項關(guān)鍵技術(shù)要求及常用方法，具有較強的工程實用價值，可供參考與借鑒。

1 模型設(shè)計技術(shù)

跨聲速顫振試驗模型以相似律為準則開展設(shè)計，須滿足與模擬對象的外形相似、質(zhì)量特性相似、剛度分布相似，其中質(zhì)量特性與剛度分布相似綜合表現(xiàn)為模態(tài)相似，包含模態(tài)頻率相似與模態(tài)振型相似兩方面。為了保證模型在風洞試驗過程中的安全，顫振模型設(shè)計需同時考慮其自身強度性能及試驗防護系統(tǒng)設(shè)計，對模型實現(xiàn)被動與主動雙重防護。

全機跨聲速顫振模型設(shè)計技術(shù)包括比例尺選取、結(jié)構(gòu)設(shè)計、結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化、質(zhì)量配置、防護系統(tǒng)設(shè)計等一系列技術(shù)內(nèi)容，其目的在于使得模型氣動外形、結(jié)構(gòu)布局、質(zhì)量剛度和強度特性以及模型支持防護系統(tǒng)實現(xiàn)最佳融合，以最大程度滿足對全尺寸飛機的相似模擬。

1.1 比例尺選取技術(shù)

跨聲速顫振模型比例尺選取主要包含尺寸、速壓及密度等三個基本比例尺。

為了提高顫振模型的模擬精度，往往希望將模型尺寸設(shè)計得較大，因此需要選擇較大截面尺寸的風洞進行試驗，而國內(nèi)目前可供型號跨聲速顫振試驗使用的風洞很少，常用的為中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所FL26風洞，其試驗段截面尺寸為2.4 m×2.4 m，試驗馬赫數(shù)0.3～1.18，可開展固定馬赫數(shù)的增壓試驗。尺寸比例尺選取時需遵循截面尺寸比、風洞堵塞度、模型位置等三個方面的要求：翼展一般不超過0.6倍風洞試驗段寬度；堵塞度一般不大于0.02；模型頭部需在流場加速區(qū)后，位于均勻流場中，考慮支持裝置對流場的影響。

速壓比例尺選取受設(shè)計點馬赫數(shù)、試驗風洞速壓帶范圍、飛機顫振特性等三個因素的影響。設(shè)計速壓點選擇應綜合考慮試驗成本、試驗安全性、試驗工況(多部件、變參數(shù))等各方面因素，使得模型速壓設(shè)計點處于風洞速壓帶的合適位置。

由于型號常選用的FL26風洞為暫沖式半回流風洞，其流場速壓帶窄、速壓下邊界高、載荷大，模型在風洞中將承受較大的氣動載荷且始終處于結(jié)構(gòu)振動環(huán)境中，對模型頻率、強度(靜強度、動強度)性能提出了很高的要求，成為可能引起模型產(chǎn)生超重(設(shè)計完成后的模型實際重量大于相似律要求的目標重量)的要素之一；而模型的質(zhì)量比(或密度比)效應對風洞試驗結(jié)果存在影響，過大的模型超重(即密度比例尺過大)，可能導致試驗結(jié)果的不真實性，所以在模型設(shè)計中又必須通過優(yōu)化速壓設(shè)計點、模型結(jié)構(gòu)形式、材料和工藝等措施對模型超重進行嚴格控制。多種因素的相互制約增加了跨聲速顫振模型設(shè)計的難度與技術(shù)風險。

尺寸、速壓與密度等三個基本比例尺確定后，可根據(jù)相似推導出的誘導比例尺獲得誘導比例尺，如頻率比例尺、質(zhì)量比例尺、轉(zhuǎn)動慣量比例尺、力比例尺、剛度與柔度比例尺等。

1.2 結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)

全機跨聲速顫振模型(簡稱“全?！?結(jié)構(gòu)設(shè)計大體上分為三種方法，即動力相似方法、結(jié)構(gòu)相似方法和準結(jié)構(gòu)相似方法。其中，動力相似設(shè)計方法通常采用梁架、變厚度板等模擬剛度分布，通過調(diào)整結(jié)構(gòu)的尺寸使其滿足振動形態(tài)、頻率等要求；結(jié)構(gòu)相似設(shè)計方法將真實飛機的每一個受力構(gòu)件(梁、肋與蒙皮等)按相似比統(tǒng)一縮比，完全模擬結(jié)構(gòu)布置，其優(yōu)點是能精確反映真實結(jié)構(gòu)的動力和顫振特性，且不易超重，但其設(shè)計、制造復雜，成本太高；準結(jié)構(gòu)相似設(shè)計方法將受力構(gòu)件進行適當合并簡化，通過調(diào)整結(jié)構(gòu)尺寸使其滿足模態(tài)要求。

全模結(jié)構(gòu)設(shè)計包含機身、翼面及其支持系統(tǒng)等三個方面。

機身結(jié)構(gòu)常按動力相似要求開展設(shè)計，需滿足機身自身動力特性要求、各翼面支持及傳載等功能要求，一種典型結(jié)構(gòu)形式如圖1 所示，由復合材料/金屬主梁、框板、蒙皮及填充硬泡等組成。前機身通常采用簡化的工程梁模擬，截面形式一般為“十”字型，通過調(diào)整梁元參數(shù)(高度、寬度等)實現(xiàn)機身垂直彎曲、水平彎曲與扭轉(zhuǎn)剛度的模擬；后機身則常采用變厚度板或框架形式模擬。機身結(jié)構(gòu)設(shè)計時需設(shè)計簡單、高效的翼面安裝支持結(jié)構(gòu)并開展減重優(yōu)化，以實現(xiàn)對平尾、垂尾等翼面的有效支持，避免安裝結(jié)構(gòu)與翼面自身產(chǎn)生模態(tài)耦合。翼面結(jié)構(gòu)通常按準結(jié)構(gòu)相似方法設(shè)計，一般設(shè)計為梁架式閉盒結(jié)構(gòu)，包含金屬/復合材料梁架、蒙皮及填充硬泡等構(gòu)件[9]，典型結(jié)構(gòu)形式如圖2 所示。翼身連接支持剛度則通過理論簡化后布置適當?shù)倪B接元件進行模擬，如機翼根部布置連接彈簧片模擬翼身支持剛度；垂尾或平尾等全動翼面根部布置轉(zhuǎn)軸模擬機身彎曲支持剛度、彎曲彈簧片模擬機身旋轉(zhuǎn)支持剛度等。最后，根據(jù)設(shè)計需要對機身、翼面結(jié)構(gòu)布局形式、參數(shù)尺寸與根部支持元件(連接彈簧片)進行優(yōu)化，結(jié)合蒙皮氣彈剪裁，實現(xiàn)剛度模擬、氣動載荷傳遞等功能的同時有效減小模型超重，提高模擬精度。

圖1 機身典型結(jié)構(gòu)形式圖

圖2 翼面典型結(jié)構(gòu)形式圖

全模結(jié)構(gòu)選用比剛度、比強度高的輕質(zhì)材料，如玻璃纖維、碳纖維、高強度鋁合金等，選材時需考慮制備工藝、成本等各方面的約束，采用技術(shù)成熟、工藝可行、性能穩(wěn)定、性價比高的材料。優(yōu)化選取模型材料是降低模型超重系數(shù)的重要措施之一。

1.3 結(jié)構(gòu)參數(shù)優(yōu)化

采用動力相似方法及準結(jié)構(gòu)相似方法設(shè)計的全模結(jié)構(gòu)，按等剛度折算結(jié)果設(shè)置結(jié)構(gòu)件初始參數(shù)后，其固有振動特性(包括頻率與振動形態(tài)兩部分)與要求值往往存在一定差異，此時需采用動力學優(yōu)化方法對結(jié)構(gòu)參數(shù)進行優(yōu)化；此外，跨聲速顫振模型頻率高、在風洞中承受的載荷大，模型需要具有較高的強度，因此，為了保證模型的強度性能，在進行動力學優(yōu)化的同時需聯(lián)合靜強度性能進行綜合優(yōu)化。

采用復合材料的全模優(yōu)化參數(shù)通常選擇梁架凸緣寬度與厚度、蒙皮鋪層厚度與方向等，可利用“全局-局部”綜合優(yōu)化算法[10]，發(fā)揮全局優(yōu)化對初值的低依賴性及局部優(yōu)化搜索的快速性等優(yōu)勢，以固有頻率、固有振型與強度特性為約束，實現(xiàn)全模顫振模型結(jié)構(gòu)參數(shù)的快速、有效優(yōu)化。本文開展的靜不安定全模跨聲速試驗研究中，由于升力體機身及高度翼身融合布局的應用，使得機身模態(tài)與各翼面模態(tài)耦合嚴重，全機模態(tài)密集、復雜，對全模動力優(yōu)化提出了嚴峻的考驗，應用圖3 所示的典型流程(動力優(yōu)化部分)進行優(yōu)化后，全機關(guān)鍵模態(tài)結(jié)果模態(tài)頻率與要求值誤差小于5%，模態(tài)振型與要求振型吻合良好。

圖3 典型“全局-局部”綜合優(yōu)化算法

全模經(jīng)過一輪動力優(yōu)化設(shè)計完成后，其固有模態(tài)、剛度分布等滿足設(shè)計要求，需對其進行試驗載荷工況下的強度校核優(yōu)化，若動力優(yōu)化結(jié)果滿足強度要求，則該結(jié)果可作為全模系統(tǒng)的設(shè)計參數(shù)值；若動力優(yōu)化結(jié)果不滿足強度要求，則需改變強度薄弱環(huán)節(jié)的參數(shù)值進行重新優(yōu)化。作為強度校核優(yōu)化的輸入，試驗載荷的準確預估是優(yōu)化環(huán)節(jié)的關(guān)鍵之一。工程中常用的預估方法包括高階面元法、CFD數(shù)值模擬法等，為使模型具有合適的安全余量(安全且不過于超重)，通常設(shè)置載荷計算速壓為風洞試驗最大速壓的1.5倍。本文為了驗證面元法與CFD數(shù)值分析方法的準確度，在全模顫振試驗過程中利用機身及翼面上設(shè)置的應變片對其所受的非定常氣動力載荷進行了標定與測試，獲得了良好效果。

1.4 質(zhì)量配置技術(shù)

試驗模型完成動力/靜力有限元模型優(yōu)化后，為了將其中的質(zhì)量模型由僅具有數(shù)學意義的集中質(zhì)量模型轉(zhuǎn)化為具有物理意義且可實現(xiàn)的實際結(jié)構(gòu)質(zhì)量模型，需要對結(jié)構(gòu)進行質(zhì)量配置設(shè)計，利用有限的配重塊調(diào)節(jié)全模各部件與全機的質(zhì)量特性，使其滿足設(shè)計要求。根據(jù)配重設(shè)計的情況優(yōu)化模型的超重比。本文開展的全模試驗中發(fā)展了基于數(shù)模的顫振模型質(zhì)量配置技術(shù)，可綜合考慮模型各細節(jié)、連接件重量及膠接膠量等，設(shè)計出的模型質(zhì)量與實物模型差異1.7%。

1.5 模型防護系統(tǒng)設(shè)計技術(shù)

跨聲速顫振試驗過程中模型(尤其是全動翼面模型)所受的載荷大，破壞風險高，因而有必要針對全動翼面模型設(shè)計可靠、有效的模型應急防護系統(tǒng)對其實施防護，保證試驗順利進行，減小損傷試驗設(shè)施的可能性。全動模型應急防護系統(tǒng)目前常采用兩種形式：第一種為主動防護系統(tǒng)，即使用氣壓作動筒推動制動滑槽，對模型根部運動進行卡止限位，增加模型根部旋轉(zhuǎn)支持剛度，特別使用于顫振速度隨旋轉(zhuǎn)支持剛度增加而升高的顫振模型，當模型發(fā)生顫振時，風洞監(jiān)測控制系統(tǒng)在發(fā)出關(guān)車指令的同時，發(fā)出電信號激活防護系統(tǒng)運行，高度適用于顫振速度隨旋轉(zhuǎn)支持剛度增加而升高的顫振模型；第二種為被動防護系統(tǒng)，即采用限幅鋼索在模型展向尖部對模型實施保護，當模型發(fā)生顫振時自動限制其振動幅值，配合風洞監(jiān)測控制系統(tǒng)發(fā)出的關(guān)車指令，適用于顫振速度隨彎曲支持剛度增加而升高的顫振模型。主動防護系統(tǒng)響應速度快、系統(tǒng)工作可靠、防護效果好，但需通過設(shè)計較為復雜的機構(gòu)實施；被動防護系統(tǒng)實施成本低，但響應速度較慢，限幅的量值需要進行不斷調(diào)試優(yōu)化，防護效果有時達不到預想效果。

2 地面試驗技術(shù)

全模地面試驗的目的是通過試驗方法對制造出的實際模型進行檢驗，以確定設(shè)計的有效性、準確性，并確定實際模型是否能用于后續(xù)風洞試驗。地面試驗主要分為質(zhì)量特性測量試驗、剛度試驗及模態(tài)試驗三部分。質(zhì)量特性測量試驗經(jīng)典方法主要包括稱重法測量全模各部件質(zhì)量；吊線法測定全模重心；擺線法、頻率法等測定全模轉(zhuǎn)動慣量。全模剛度試驗可通過在設(shè)置的加載點上加載、在設(shè)置的響應點上測量其位移而得到全模剛度分布特性。

全模模態(tài)試驗是整個地面試驗的難點與重點，其結(jié)果直接影響后續(xù)風洞試驗的有效性、準確性。顫振模型在制造過程中通常難免出現(xiàn)質(zhì)量特性與剛度特性的允許偏差，因而在模態(tài)試驗過程中須通過調(diào)節(jié)各部件與機身上的連接構(gòu)件(翼身連接彈簧片、全動翼面根部轉(zhuǎn)軸軸徑與彎曲彈簧片厚度等)參數(shù)對這些偏差進行修正，保證全模各部件的模態(tài)特性滿足要求，進而使得模型可用于后續(xù)風洞試驗。由于全模中各部件可能存在嚴重、復雜的模態(tài)耦合，全機密集模態(tài)的識別與調(diào)整成為模態(tài)試驗的核心，可首先對無耦合或弱耦合的部件模態(tài)進行試驗，確定其設(shè)計參數(shù)，再對耦合嚴重的部件模態(tài)進行試驗，對試驗結(jié)果進行分析，從而確定關(guān)鍵構(gòu)件參數(shù)的優(yōu)化方案。全模模態(tài)試驗通常采用隨機激勵法與純模態(tài)法相結(jié)合，對易于識別的模態(tài)利用隨機激勵法可有效提高試驗速度，而對難于識別的耦合模態(tài)，可通過調(diào)整激振器位置與數(shù)量、激振力幅值與相位等措施開展純模態(tài)試驗，提高模態(tài)試驗精度與準確度。

尤其值得注意的是在地面試驗之前，需對全模中全動翼面的間隙進行測量，采取必要措施減小間隙量，這往往關(guān)系到跨聲速試驗的成敗。全模模態(tài)試驗需要在風洞試驗采用的支持系統(tǒng)上進行，以確保模態(tài)試驗結(jié)果的正確性。

地面試驗完成后，需利用試驗結(jié)果對模型的密度、頻率及速壓等比例尺進行修正，用于將后續(xù)風洞試驗結(jié)果轉(zhuǎn)換到目標飛機上。

3 全模支持控制系統(tǒng)設(shè)計

全機跨聲速顫振模型支持系統(tǒng)需滿足支持頻率、靜/動穩(wěn)定性及強度特性等要求。為了模擬飛機的自由飛行狀態(tài)，全模支持系統(tǒng)常常設(shè)計為柔性支持系統(tǒng)，該系統(tǒng)首先需具備足夠的強度特性以保證對全模支持的可靠、穩(wěn)定與安全。利用該系統(tǒng)對全模實施支持后，模型的剛體模態(tài)頻率(沉浮、側(cè)擺、俯仰、滾轉(zhuǎn)與偏航)需滿足低于1/3全模最低彈性模態(tài)頻率的要求；模型與支持系統(tǒng)組成的整體系統(tǒng)在風洞試驗過程中既不能發(fā)生靜不穩(wěn)定性也不能發(fā)生剛體模態(tài)耦合顫振等動不穩(wěn)定性。由此可知，支持系統(tǒng)的剛度特性直接決定了試驗的安全性與成敗。此外，由于顫振模型在試驗過程中受非定常氣動力作用，模型的姿態(tài)(攻角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角等)處于時變狀態(tài)，為了保證模型受載較小(攻角、滾轉(zhuǎn)角等不過大)，支持系統(tǒng)需具有根據(jù)模型姿態(tài)主動調(diào)節(jié)其攻角、滾轉(zhuǎn)角的控制功能。

國內(nèi)目前僅利用中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所FL26風洞開展了型號全模顫振試驗摸索研究，借助這些研究初步掌握了全?？缏曀兕澱裨囼灱夹g(shù)、建立了相關(guān)試驗流程，在此過程中，設(shè)計完善了全模顫振支持控制系統(tǒng)(FSS)，有限的試驗顯示該系統(tǒng)支持特性、控制效果均滿足設(shè)計要求。

針對本文設(shè)計的靜不安定飛機全模特點，分兩階段采取措施提升系統(tǒng)穩(wěn)定性，即試驗前利用全模CFD計算結(jié)果提供較為準確的模型氣動系數(shù)及動導數(shù)，作為FL26風洞FSS系統(tǒng)(圖4 )初始控制參數(shù)；試驗過程中，在優(yōu)化FSS系統(tǒng)張力與控制參數(shù)的同時對全模自身參數(shù)進行了調(diào)整優(yōu)化。試驗情況顯示FSS工作有效，模型姿態(tài)變化幅值控制效果良好，如圖5 所示。

圖4 FL26風洞FSS系統(tǒng)

圖5 FSS伺服系統(tǒng)典型控制曲線

4 風洞試驗技術(shù)

全模經(jīng)過地面試驗確定設(shè)計參數(shù)值及性能驗證后即可用于開展風洞試驗?？缏曀兕澱裨囼灧椒ㄍǔ樵谝粋€試驗點(馬赫數(shù))上，穩(wěn)定風洞流場馬赫數(shù)，通過增加總壓的方式增加流場的動壓，直至得到模型的顫振邊界。然而，在實際試驗中，為了保證模型不發(fā)生破壞，避免對風洞設(shè)備產(chǎn)生損壞，試驗往往僅增加至模型亞臨界顫振狀態(tài)，再采用亞臨界預測方法進行顫振邊界預測。為滿足全模顫振試驗運行、測試、防護需求，主要試驗設(shè)備包括風洞運行控制系統(tǒng)、電視攝像監(jiān)控系統(tǒng)、模型響應采集測量系統(tǒng)、亞臨界顫振邊界預測分析系統(tǒng)及風洞應急關(guān)車系統(tǒng)等分系統(tǒng)。

全模顫振試驗過程為：首先由風洞運行控制系統(tǒng)按試驗要求調(diào)整風洞試驗M數(shù)和各增壓段的總壓，同時測量風洞試驗段的流場參數(shù)(馬赫數(shù)M、速壓q、密度ρ、總溫T)，F(xiàn)SS伺服系統(tǒng)對全模姿態(tài)進行調(diào)節(jié)以減小模型攻角變化量等參數(shù)；通過安裝在模型部件上的應變電橋、加速度傳感器測量出模型振動響應的時間歷程，然后由亞臨界顫振邊界預測分析系統(tǒng)進行功率譜分析和顫振邊界預測，得到顫振頻率和速壓；電視攝像監(jiān)控系統(tǒng)可以記錄和觀察試驗過程中模型的振動情況，如果模型發(fā)生顫振，風洞應急關(guān)車系統(tǒng)可以自動和手動關(guān)車，并同步啟動模型制動裝置保護模型。典型風洞試驗流場參數(shù)及模型響應如圖6 所示，亞臨界預測曲線如圖7 所示。

顫振模型實際發(fā)生顫振的速壓值及氣流密度與設(shè)計模型時所用的預設(shè)值往往存在偏差，在無法設(shè)計多個密度比模型開展試驗的情況下，通常采用密度修正方法對試驗結(jié)果進行修正[11]，再通過修正后的比例尺將結(jié)果換算為飛機顫振速壓與頻率，得到飛機的顫振邊界。

圖6 典型試驗流場參數(shù)及模型響應

圖7 顫振試驗亞臨界預測曲線

5 結(jié)束語

本文從模型設(shè)計、地面試驗、模型支持系統(tǒng)設(shè)計及風洞試驗等多方面入手，較全面地介紹了目前全模跨聲速顫振試驗涉及到的各種技術(shù)，給出了目前通用的相關(guān)技術(shù)要求、解決方案等，可作為飛行器部件及全模跨聲速顫振試驗研究的參考與借鑒。

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Review of Transonic Flutter Test Techniques for Statically Unstable Aircraft Scaled Model

RANYuguo1,LIQiuyan1,YANGXinghua2

(1.Chengdu Aircraft Design & Research Institute, Chengdu 610091, China;2.China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China)

The transonic flutter wind tunnel test of whole aircraft scaled model plays an important role in engineering certification of AC aeroelastic design, by which the aero compressibility and flutter boundary in transonic region can be investigated. The design experiences of transonic flutter tests for several components are summarized first in this paper, and the test techniques for whole aircraft scaled model are introduced in detail subsequently, which are composed of flutter scaled model design technique, ground tests technique and wind tunnel test technique. This paper is also abstracted based on the engineering project of scaled model design for a statically unstable aircraft, which has massive coupling modes between fuselage and other components. The contents introduced in this paper are supposed to be valuable for engineering application.

transonic flutter test; similar modelof whole aircraft; mode coupling; modal test; statically unstable aircraft

2016-04-06

冉玉國(1981-),男,四川成都人,高級工程師,碩士,主要從事飛行器氣彈設(shè)計與試驗方面的研究,(E-mail)rygnuaa@126.com

1673-1549(2017)01-0049-06

10.11863/j.suse.2017.01.09

TB115

A