楊希明, 劉 南, 郭承鵬, 張 穎, 孫 健, 張 戈, 于賢鵬, 于金革, 侯良學(xué)

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院 高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室, 遼寧 沈陽 110034)

0 引 言

氣動力、彈性力和慣性力相互耦合作用會導(dǎo)致復(fù)雜的氣動彈性問題，該問題的研究在現(xiàn)代航空航天科學(xué)研究與工程設(shè)計中占據(jù)重要地位。目前受到較多關(guān)注的問題包括跨聲速巡航構(gòu)型(氣動力非線性)和低速起降構(gòu)型(構(gòu)型和流場復(fù)雜)靜氣動彈性變形、跨聲速顫振、體自由度顫振、主動顫振抑制、陣風(fēng)載荷減緩等。其中靜氣動彈性問題對于大展弦比機(jī)翼影響尤為顯著，可能導(dǎo)致氣動載荷重新分布、舵面效率降低、扭轉(zhuǎn)發(fā)散等。而顫振問題一般由兩個或更多的結(jié)構(gòu)模態(tài)相互耦合，從氣流中汲取能量，可能導(dǎo)致飛行器的結(jié)構(gòu)遭到災(zāi)難性破壞。陣風(fēng)擾動則會惡化飛行器的乘坐品質(zhì)并縮短結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。目前研究氣動彈性問題的手段主要有風(fēng)洞試驗[1]、飛行試驗[1]和數(shù)值計算[3]。

數(shù)值計算是一種花費小且使用便捷的分析手段，主要分為基于線性非定常氣動力理論的快速方法和基于CFD/CSD耦合的高精度方法[3]。但是，線性方法在計算精度方面的不足以及CFD/CSD耦合方法在效率方面的不足限制了其使用范疇。

飛行試驗主要用于新型號定型階段，大多針對飛行器顫振邊界開展研究。其風(fēng)險大、耗費高且周期長，而且一旦發(fā)現(xiàn)飛行器顫振邊界不滿足設(shè)計要求，就必須對結(jié)構(gòu)設(shè)計進(jìn)行重大改動，從而大幅延長飛行器研制周期且增加研制費用。例如翼梢掛載AIM-6導(dǎo)彈或外翼段掛載重型載荷的F-16A戰(zhàn)斗機(jī)在飛行試驗中出現(xiàn)復(fù)雜的極限環(huán)振蕩現(xiàn)象，美國空軍Seek Eagle辦公室花費了極大的代價對該問題開展研究，并探索改進(jìn)措施[4]。

利用動力學(xué)縮比相似模型在風(fēng)洞中開展試驗，能夠較為準(zhǔn)確地模擬飛行器的氣動彈性特性。因此，風(fēng)洞試驗一直以來都是分析和評估飛行器氣動彈性特性的重要手段。在飛行器設(shè)計階段，必須通過風(fēng)洞試驗對飛行器氣動彈性特性進(jìn)行分析，驗證強(qiáng)度設(shè)計和性能指標(biāo)是否滿足要求，并進(jìn)行相應(yīng)改進(jìn)。在飛行器試飛前，利用風(fēng)洞顫振試驗結(jié)果，為飛行器顫振飛行試驗提供依據(jù)，降低試飛風(fēng)險。我國國軍標(biāo)GJB 67.7A-2008[5]中明確要求飛機(jī)必須通過顫振風(fēng)洞試驗獲得其顫振特性，最后獲得飛機(jī)的顫振設(shè)計結(jié)論和飛行包線。此外，氣動彈性風(fēng)洞試驗也為先進(jìn)氣動/結(jié)構(gòu)耦合設(shè)計、分析方法的驗證提供支撐。

以美國先進(jìn)飛行器研制為例，美國航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，NASA)蘭利中心跨聲速動力學(xué)風(fēng)洞(Transonic Dynamic Tunnel，TDT)自20世紀(jì)60年代初建成后，至2016年，共開展了超過600項風(fēng)洞試驗，其中絕大部分是氣動彈性試驗，包括固定翼飛機(jī)、旋翼飛機(jī)、運載火箭等構(gòu)型[6]，為在研型號的氣動彈性設(shè)計和分析、新布局和新技術(shù)的工程應(yīng)用、數(shù)值計算方法的發(fā)展做出了巨大貢獻(xiàn)。因此，氣動彈性風(fēng)洞試驗技術(shù)是航空航天飛行器研制和發(fā)展的堅實基礎(chǔ)。

本文以亞聲速和跨聲速風(fēng)洞試驗技術(shù)為主，分別從靜氣動彈性、顫振和陣風(fēng)試驗出發(fā)，介紹了國內(nèi)外在氣動彈性風(fēng)洞試驗技術(shù)方面開展的研究工作，總結(jié)了氣動彈性風(fēng)洞試驗在未來飛行器研制中的重要意義，并對我國未來氣動彈性試驗?zāi)芰Φ陌l(fā)展提出幾點建議。

1 靜氣動彈性試驗技術(shù)

靜氣動彈性是彈性飛行器氣動載荷和由此引起的結(jié)構(gòu)變形之間相互作用產(chǎn)生的一種現(xiàn)象，主要包含兩類問題：一是氣動載荷和彈性變形之間的相互影響，主要分析受載后飛行器的彈性變形以及變形后的氣動載荷；二是靜不穩(wěn)定現(xiàn)象，通常被稱作“發(fā)散”，是指氣動載荷引起的變形導(dǎo)致載荷增加，從而使結(jié)構(gòu)變形進(jìn)一步加劇，直至結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞。隨著飛機(jī)設(shè)計水平的提升，飛行器靜發(fā)散問題基本得到避免，目前大多關(guān)注彈性飛行器的變形和載荷變化情況，尤其是大展弦比、復(fù)合材料機(jī)翼等大柔性構(gòu)型。靜氣動彈性試驗技術(shù)的重點在于模型設(shè)計、形變和載荷測量方法等方面。

1.1 靜氣動彈性模型設(shè)計

靜氣動彈性試驗?zāi)Ｐ托枰M飛行器的幾何外形和剛度分布，使縮比試驗?zāi)Ｐ偷臍鈩犹匦院徒Y(jié)構(gòu)靜力學(xué)特性與真實飛行器相似。但是由于制造工藝和費用等因素，縮比模型一般不采用將實物模型直接幾何縮比的設(shè)計方法，而是采用板結(jié)構(gòu)或梁/框段結(jié)構(gòu)。

國外在靜氣動彈性試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計領(lǐng)域開展了大量的方法研究和工程實踐。早在1990年，F(xiàn)rench等[7]提出了一種利用優(yōu)化策略對試驗?zāi)Ｐ蛣偠冗M(jìn)行設(shè)計的方法，進(jìn)而將剛度設(shè)計問題轉(zhuǎn)化為一個約束優(yōu)化問題。此方法也逐漸成為靜氣動彈性試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計的主要手段。后來French和Eastep[8]又提出了一種匹配方法，主要是通過在不同位置加配重的方式使試驗?zāi)Ｐ屯瑫r滿足剛度相似和動力學(xué)相似。隨著復(fù)合材料的推廣，氣動彈性剪裁成為靜氣動彈性試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計的重要手段[9]。2002年Carlson等[10]采用氣彈剪裁方法設(shè)計了一個翼身融合布局半翼展模型(如圖1所)，模型內(nèi)部采用復(fù)合材料翼梁提供剛度，外部通過夾持在翼梁上的剛性翼面保持氣動外形。

圖1 BWB風(fēng)洞模型[10]Fig.1 BWB wind-tunnel model[10]

模型設(shè)計方法逐步發(fā)展成熟，并逐步應(yīng)用于復(fù)雜構(gòu)型和實際工程問題。2005年Heeg等[11]介紹了主動氣動彈性機(jī)翼風(fēng)洞試驗，該模型在F/A-18A的基礎(chǔ)上降低了機(jī)翼的剛度，并增加了操縱面控制通道。2014和2015年P(guān)recup[12-13]分別介紹了連續(xù)變彎度后緣襟翼(Variable Camber Continuous Trailing Edge Flap，VCCTEF)構(gòu)型兩個階段靜氣動彈性模型的設(shè)計和試驗結(jié)果，第一階段為干凈構(gòu)型+外翼段VCCTEF系統(tǒng)，第二階段為起降構(gòu)型(包括前緣縫翼、內(nèi)翼段富勒襟翼)+外翼段VCCTEF系統(tǒng)。

國內(nèi)針對剛度相似模型的設(shè)計研究開始于20世紀(jì)70年代，對殲7、殲12和轟6等型號開展了相應(yīng)的靜氣動彈性試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計，模型結(jié)構(gòu)大多采用鋁合金變厚度板模擬剛度，木材等填充維形。但是當(dāng)時受到多種因素限制，模型剛度模擬不是很準(zhǔn)確[14]。2000年左右，中俄合作K-1預(yù)研課題，沈陽飛機(jī)設(shè)計所設(shè)計了一套K-1小展弦比高速靜氣動彈性模型[14](如圖2所示)，鄭剛[15]總結(jié)了靜氣動彈性模型設(shè)計和風(fēng)洞試驗等相關(guān)工作當(dāng)時代表了國內(nèi)最高的設(shè)計水平。

圖2 K-1靜氣動彈性試驗?zāi)Ｐ蚚14]Fig.2 Static aeroelastic test model K-1[14]

隨后優(yōu)化方法在國內(nèi)靜氣動彈性模型設(shè)計中得到推廣。2011年錢衛(wèi)等[16]發(fā)展了一種靜氣動彈性模型低速風(fēng)洞試驗方法，并對某大展弦比機(jī)翼，設(shè)計、制作了彈性結(jié)構(gòu)相似的縮比模型。2013年寇西平[14]將該方法進(jìn)一步工程化，基于多學(xué)科優(yōu)化平臺Isight和結(jié)構(gòu)分析軟件NASTRAN構(gòu)建了靜氣動彈性模型結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計流程，并研制了某大展弦比機(jī)翼高速靜彈性模型(如圖3所示)，2015年楊賢文等[17]在FL-26風(fēng)洞對該模型開展了試驗研究。國內(nèi)靜氣動彈性試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計由低速發(fā)展到高速，由小展弦比K-1發(fā)展到大展弦比機(jī)翼，設(shè)計水平迅速提升，方法也在不斷發(fā)展中。

隨著3D打印等快速成型技術(shù)的發(fā)展，氣動彈性風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計和制造面臨著革命性的改變。2014年王超等[18]提出了一種基于立體光固化快速成型、面向高速風(fēng)洞的大展弦比機(jī)翼靜彈性模型研制方法。與傳統(tǒng)靜彈性模型研制過程相比，具有研制周期短、成本低而且不存在因填充物帶來附加剛度的顯著優(yōu)勢，但是模型強(qiáng)度仍然無法與傳統(tǒng)加工方法相媲美，仍需要進(jìn)一步探索和研究。

圖3 某大展弦比機(jī)翼高速靜氣動彈性試驗?zāi)Ｐ蚚14]Fig.3 High-speed static aeroelastic test model of high-aspect-ratio wing[14]

圖4 靜彈性模型結(jié)構(gòu)[18]Fig.4 Structure of the static aeroelastic model[18]

1.2 形變和載荷測量

非接觸光學(xué)技術(shù)由于使用便捷、精度高等優(yōu)勢，已廣泛地應(yīng)用于氣動彈性風(fēng)洞試驗。

形變測量常用的方法有三種[19]：(1) 視頻模型變形測量技術(shù)(Video Model Deformation，VMD)；(2) 莫爾條紋干涉測量技術(shù)(Projection Moire Interferometry，PMI)；(3) OptotrakTMRH2020系統(tǒng)。

NASA蘭利中心Burner等[19]從不確定性、環(huán)境要求、校正、光源需求、使用限制、成熟度等方面對上述三種光學(xué)形變測量方法進(jìn)行了對比分析，結(jié)果如表1所示，10分代表最優(yōu)。由表可見，一種方法很難適用于所有的問題。例如PMI方法精度最低，但是具有最高的全局性采集能力。因此在試驗前有必要根據(jù)實際情況和成本選取合適的方法。

表1 三種光學(xué)形變測量方法對比[19]Table1 Relative comparison of video photogrammetry (VMD),projection moire interferometry (PMI), and OptotrakTM

國內(nèi)試驗單位通過自主研發(fā)或技術(shù)引進(jìn)已經(jīng)具備上述三種測量手段，尤其是視頻測量方法得到了廣泛地發(fā)展和應(yīng)用。張孝棣等[20]從2004年開始了視頻測量技術(shù)研究，模型角度的視頻測量精度可達(dá)0.01°，準(zhǔn)度可達(dá)0.015°。2011年張征宇等[21-22]針對高噪聲(130dB左右)振動環(huán)境，建立了高精度的模型位移測量系統(tǒng)，動態(tài)測量誤差大幅下降。

載荷測量也是靜氣動彈性試驗的一項重要內(nèi)容，以前主要采用測壓管進(jìn)行測量。但是，鄭剛[15]指出，安排了測壓管后，彈性模型的結(jié)構(gòu)剛度分布模擬可能遭到破壞。國外很早就提出了壓力敏感漆(Pressure Sensitive Paint，PSP)技術(shù)，如圖5所示，在模型表面噴涂PSP涂層，利用氧分子對涂層中探針分子的熒光猝滅效應(yīng)，測定涂層熒光強(qiáng)度或壽命與壓力之間的關(guān)系，進(jìn)而獲得模型當(dāng)?shù)貕毫ΑＴ摲椒ㄊ且环N非接觸式測量方法，無需破壞模型，而且測量結(jié)果空間分辨率高。自20世紀(jì)90年代以來，PSP方法在高速風(fēng)洞的應(yīng)用已逐漸成熟，已成功應(yīng)用于大量的風(fēng)洞試驗研究中。

(a) 測量系統(tǒng)

(b) 測量原理

衷洪杰等在高速風(fēng)洞中發(fā)展了雙分量PSP的非接觸式模型全表面壓力測量系統(tǒng)。利用8套光源及成像子系統(tǒng)，通過多視角同步測量，不僅可以得到模型全表面壓力分布信息，而且精準(zhǔn)度高，PSP測量結(jié)果與測壓孔對比，均方根誤差小于500 Pa。圖6為FL-3風(fēng)洞開展的DLR-F4模型全表面壓力測量結(jié)果。

采用光學(xué)手段進(jìn)行彈性變形和氣動載荷一體化測量是靜氣動彈性風(fēng)洞試驗的發(fā)展趨勢。2004年Liu等[23]介紹了基于VMD、PSP和其他手段的一體化測量技術(shù)，2011年進(jìn)一步推廣到動態(tài)非定常變形和載荷一體化測量[24]。國內(nèi)航空工業(yè)氣動院已實現(xiàn)VMD/PSP一體化測量技術(shù)，2015年張建剛等[25]在FL-3風(fēng)洞對大展弦比后掠機(jī)翼開展靜氣動彈試驗研究，采用PSP和VMD技術(shù)對試驗?zāi)Ｐ偷臍鈩虞d荷和彈性變形進(jìn)行同步測量(如圖7所示)，結(jié)果表明理論分析和試驗吻合較好。

圖7 FL-3試驗現(xiàn)場[25]Fig.7 Locale of wind tunnel test in FL-3[25]

2 顫振試驗技術(shù)

顫振是一種具有破壞性的氣動彈性動不穩(wěn)定性現(xiàn)象，國內(nèi)外飛行器動強(qiáng)度規(guī)范中對飛行器顫振特性提出了明確的規(guī)定，要求飛行器在整個飛行包線范圍內(nèi)留有至少15%的速度裕量，以及最低0.03的阻尼裕量[5]。

風(fēng)洞試驗是飛行器顫振設(shè)計研究的主要方法和手段。以下對國內(nèi)外顫振試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計、支撐設(shè)計和信號處理方面開展的研究進(jìn)行歸納總結(jié)。

2.1 顫振試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計

顫振試驗?zāi)Ｐ屯ǔＳ沙辛羌芡饧泳S形蒙皮組成。通過對原始模型進(jìn)行縮比簡化，然后按照人工經(jīng)驗或者結(jié)構(gòu)優(yōu)化得到縮比顫振試驗?zāi)Ｐ汀?/p>

國外在顫振試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計方面有豐富的經(jīng)驗。美國在1974年就研發(fā)了B-52顫振抑制試驗?zāi)Ｐ?，該模型由鋁合金骨架機(jī)身和翼梁提供模型剛度，并通過彈性分段蒙皮提供準(zhǔn)確的氣動輪廓[26]。2015年桁架支撐機(jī)翼(Truss-Braced Wing，TBW)顫振試驗?zāi)Ｐ腿匀徊捎妙愃频脑O(shè)計思路[27]，如圖8所示。該設(shè)計方法經(jīng)過數(shù)十年的發(fā)展已相當(dāng)成熟，配合傳統(tǒng)的制造加工工藝，已為型號顫振設(shè)計和分析做出巨大貢獻(xiàn)。

圖8 TDT風(fēng)洞中安裝的TBW試驗?zāi)Ｐ蚚27]Fig.8 TBW test model installed in the TDT wind tunnel[27]

隨著主動控制技術(shù)的不斷發(fā)展，利用舵面偏轉(zhuǎn)或壓電控制等手段改善飛行器氣動彈性性能成為研究熱點，在試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計過程中也需要考慮控制系統(tǒng)的布置。2008年Bartley-Cho等[28]介紹了諾斯羅普-格魯門傳感器飛機(jī)氣動彈性主動控制試驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計過程，模型主體結(jié)構(gòu)仍然采用翼盒形式，配備了5個控制面，設(shè)計結(jié)果如圖9所示。2011年Scott等[29]介紹了波音傳感器飛機(jī)主動控制試驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計和制作，模型更是配備了14個主動控制面以及80個數(shù)據(jù)流通道。上述模型都在TDT風(fēng)洞開展了試驗研究，結(jié)果表明主動控制系統(tǒng)對飛行器性能的提升十分顯著。由此可見，美國各大飛機(jī)公司在帶控復(fù)雜構(gòu)型顫振模型設(shè)計以及氣動彈性主動控制等方面開展了大量的研究工作，為飛行器氣動彈性主動控制設(shè)計和驗證提供了技術(shù)手段。

圖9 HiLDA試驗?zāi)Ｐ蚚28]Fig.9 HiLDA test model[28]

隨著3D打印等新型制造技術(shù)的發(fā)展，顫振模型設(shè)計和制作方法也出現(xiàn)了革命性的變化。2017年P(guān)ankonien等[30]利用3D打印技術(shù)制造低速顫振試驗?zāi)Ｐ?，并?yīng)用于X-56A飛機(jī)試驗?zāi)Ｐ椭谱?，如圖10所示。地面模態(tài)試驗和風(fēng)洞試驗證明了方法的可行性。雖然該方法目前僅初步應(yīng)用于低速簡單構(gòu)型顫振試驗?zāi)Ｐ椭圃?，但是在可見的未來，結(jié)合拓?fù)鋬?yōu)化和虛擬制造等手段，該方法在復(fù)雜構(gòu)型顫振模型設(shè)計中將會大放異彩。

圖10 X-56A試驗?zāi)Ｐ?D打印的所有部件[30]Fig.10 All printed parts of X-56A test model as fabricated[30]

國內(nèi)在20世紀(jì)六七十年代在殲8飛機(jī)研制過程中，管德院士就開展了顫振試驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計以及風(fēng)洞試驗，并總結(jié)了相關(guān)的設(shè)計和試驗方法[31]。

2004年郝紅武[32]、2006年劉兵山等[33]根據(jù)相似理論，建立低速顫振試驗?zāi)Ｐ蛢?yōu)化設(shè)計方法，提高了模型設(shè)計效率。曾東等[34]利用該方法完成了金屬結(jié)構(gòu)到復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的等代設(shè)計，并通過地面試驗驗證了該方法的合理性和可行性。2006年呂斌等[35]進(jìn)一步提升該方法，將顫振模型優(yōu)化問題分為集中質(zhì)量優(yōu)化和剛度優(yōu)化，設(shè)計結(jié)果與真實機(jī)翼縮比顫振速度誤差在5%以內(nèi)。2010年楊睿等[36]針對拓?fù)鋬?yōu)化方法只能得到不規(guī)則孔洞而無法滿足模型相似要求的難題，提出了一種含規(guī)則幾何約束的結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化方法。但是，上述研究都是針對機(jī)翼等簡單構(gòu)型，缺乏在全機(jī)構(gòu)型中的拓展應(yīng)用。

針對某型民用客機(jī)顫振適航符合性驗證需求，2013年梁技[37]等研制了全機(jī)低速顫振試驗?zāi)Ｐ?，如圖11所示，試驗結(jié)果表明該型飛機(jī)在正常情況、結(jié)構(gòu)破損情況和結(jié)冰情況下均滿足氣彈設(shè)計要求，并具有合適的顫振裕度。2014年孫亞軍等[38]為了研究該型飛機(jī)超臨界機(jī)翼跨聲速顫振特性，根據(jù)真實飛機(jī)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)動力學(xué)特點和氣動外形特點設(shè)計了跨聲速風(fēng)洞顫振試驗?zāi)Ｐ?，采用“金屬?復(fù)合材料維形”的梁架式結(jié)構(gòu)。

針對軍用飛機(jī)的顫振特點和試驗需求，2010年錢衛(wèi)等[39]采用結(jié)構(gòu)動力學(xué)相似方法，設(shè)計了一套氣動外形、剛度分布和質(zhì)量分布相似的顫振試驗?zāi)Ｐ?，并在FL-26風(fēng)洞開展了全模顫振試驗[40](如圖12所示)，證明了設(shè)計方法的合理性。綜上，在型號研制需求的驅(qū)動下，國內(nèi)已初步掌握了全機(jī)動力學(xué)相似模型的設(shè)計和制造技術(shù)，并在型號研制中得到應(yīng)用，但是由于風(fēng)洞尺寸、試驗手段和設(shè)計能力等方面不足，距國外先進(jìn)水平還有較大差距。

圖11 低速顫振模型風(fēng)洞試驗方案[37]Fig.11 Low speed flutter model wind tunnel test plan[37]

圖12 懸掛在風(fēng)洞中的全機(jī)模型[40]Fig.12 Cable-supported full model in wind tunnel[40]

2.2 顫振試驗信號處理

顫振試驗信號處理包括：(1) 信號預(yù)處理。由于采樣信號品質(zhì)較差，需要對獲得的數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，主要包括去零偏、去趨勢項、濾波、加窗處理等，其中信號濾波是關(guān)鍵技術(shù)。(2) 亞臨界響應(yīng)分析。對預(yù)處理后的試驗信號進(jìn)行參數(shù)(模態(tài)阻尼或其他穩(wěn)定性參數(shù))辨識，獲得參數(shù)隨來流速度(速壓)的變化趨勢，并通過外插獲得顫振邊界。

近年來，基于時頻分析的小波變換由于具有良好的時、頻分辨能力以及帶通濾波性質(zhì)被廣泛應(yīng)用于顫振試驗信號處理。1998年Brenner和Lind[41]將小波變換應(yīng)用到F/A-18大迎角驗證機(jī)氣動伺服彈性飛行試驗中，圖13是在副翼掃頻激勵下的5～20 Hz縱向加速度反饋信號濾波前后的頻譜對比，結(jié)果表明，小波濾波方法在提高顫振試驗信號信噪比方面具有顯著優(yōu)勢。

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亞臨界響應(yīng)分析方法是顫振風(fēng)洞試驗的關(guān)鍵技術(shù)之一，阻尼外推法是目前工程界使用最為普遍的一種方法。識別阻尼的方法主要有Prony方法、矩陣束方法、隨機(jī)子空間方法、特征系統(tǒng)實現(xiàn)方法等。但是，由于顫振風(fēng)洞試驗的復(fù)雜性、采樣信號質(zhì)量較低等因素的影響，識別的阻尼具有很大的分散性。為了提高阻尼識別精度，1973年Cole[42]將隨機(jī)衰減法應(yīng)用于顫振試驗，利用濾波后的隨機(jī)衰減信號獲得模態(tài)阻尼。該方法可以提高阻尼預(yù)測精度，然而僅適用于結(jié)構(gòu)模態(tài)數(shù)等于1的情況。1977年Hammond和Doggett[43]將moving-block技術(shù)和隨機(jī)衰減法結(jié)合，解決了這一問題。但是對于突發(fā)型顫振，阻尼和速壓呈現(xiàn)高度非線性關(guān)系，導(dǎo)致阻尼外推法在遠(yuǎn)離顫振臨界點時，無法準(zhǔn)確預(yù)測顫振邊界，而在接近顫振點的風(fēng)洞試驗存在較大風(fēng)險。

針對這一問題，研究人員利用系統(tǒng)穩(wěn)定性理論建立隨來流速壓(或速度)變化更平緩的模態(tài)穩(wěn)定性參數(shù)，提高顫振邊界預(yù)測精度。1964年Zimmerman等[44]提出了一種顫振裕度法，基于經(jīng)典的彎-扭兩自由度結(jié)構(gòu)運動方程，利用Routh判據(jù)建立顫振裕度。由于顫振裕度法對阻尼的敏感程度小于對頻率的敏感程度，而頻率的識別精度相比阻尼要高，因此該方法可以顯著地提高顫振預(yù)測的精度。但是該方法僅適用于兩自由度系統(tǒng)，Price和Lee[45]、Lind[46]改進(jìn)了該方法并將之推廣到多自由度系統(tǒng)，結(jié)果并不理想。

NASA蘭利中心Stanford在大量的風(fēng)洞試驗中發(fā)現(xiàn)顫振試驗信號的譜峰值和來流速壓存在一定的關(guān)系。1975年Foughner[47]在此基礎(chǔ)上提出了Peak-Hold方法，通過建立Peak-Hold譜峰值的倒數(shù)和速壓之間的關(guān)系，外插獲得顫振邊界。Doggett[48]將Peak-Hold方法應(yīng)用于小展弦比三角翼模型顫振試驗亞臨界響應(yīng)分析中，表現(xiàn)出較高的精準(zhǔn)度和可靠性，該方法也逐漸成為NASA蘭利中心TDT風(fēng)洞顫振試驗信號處理的標(biāo)準(zhǔn)方法之一。

1985年日本國家航天實驗室Matsuzaki和Ando[49]在1 m暫沖式風(fēng)洞對鋁合金平板后掠機(jī)翼開展了顫振試驗研究，采用自回歸滑動平均(Auto-Regressive Moving Average，ARMA)構(gòu)造亞臨界響應(yīng)分析方法對顫振邊界進(jìn)行預(yù)測。結(jié)果表明：階梯變速壓方法得到的顫振邊界與真實結(jié)果相差僅6.2%，證明ARMA方法的可靠性；但是，在連續(xù)變速壓顫振試驗過程中，當(dāng)來流速壓距顫振邊界較遠(yuǎn)時，顫振穩(wěn)定性參數(shù)的離散度很大。2001年Torii和Matsuzaki[50]改進(jìn)了上述方法，采用最大似然估計方法實時更新ARMA模型參數(shù)，進(jìn)而獲得更加準(zhǔn)確的顫振穩(wěn)定性參數(shù)，僅用了不到5 s就獲得了顫振邊界，大幅提高了試驗效率。

Ruhlin等[51]在NASA蘭利中心TDT風(fēng)洞中開展了根部固支后掠機(jī)翼顫振試驗，對四種亞臨界響應(yīng)分析方法(隨機(jī)衰減法、功率譜密度法、互功率譜方法和Peak-Hold方法)進(jìn)行了評估。試驗結(jié)果表明：相比而言，Peak-Hold方法和互功率譜方法能夠得到可靠的結(jié)果，并適合于在線處理。

美國仍在持續(xù)開展顫振試驗信號處理方法研究。2009年NASA資助ZONA公司開發(fā)一套基于參數(shù)變化估計方法的在線顫振預(yù)測工具[52]，集成多種參數(shù)識別技術(shù)來估計風(fēng)洞試驗過程中物理模態(tài)的阻尼和頻率，包括Zimmerman-Weissenburger顫振裕度、阻尼趨勢外插等傳統(tǒng)方法以及μ分析先進(jìn)手段等，為試驗提供在線處理能力。工作重點是方法的工程實用化，理論上沒有什么創(chuàng)新和突破。

國內(nèi)在顫振信號處理和亞臨界響應(yīng)分析方法等方面開展的研究較少，而且高校的理論研究與風(fēng)洞試驗單位的工程實踐并沒有良好地統(tǒng)一，也沒有形成系統(tǒng)的、工程可用的研究成果。

高校的理論研究大多通過仿真信號或低速風(fēng)洞試驗信號進(jìn)行驗證，由于復(fù)雜性和處理難度，針對高速風(fēng)洞顫振試驗信號處理方面缺乏深入研究。例如，2005年唐煒和史忠科[53]引入梯度倒數(shù)加權(quán)濾波器對數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，通過仿真信號證明該方法的有效性。2005年宋叔飚和裴承鳴[54]針對連續(xù)變速壓顫振試驗信號的非平穩(wěn)特點及在線分析需求，提出了一種遞推時頻分析方法。2007年宋叔飚和裴承鳴[55]又基于非平穩(wěn)信號處理理論，融合多種結(jié)構(gòu)阻尼和穩(wěn)定性分析方法，建立了實時顫振邊界預(yù)測系統(tǒng)，對Lyapunov判據(jù)和Jury判據(jù)在低速風(fēng)洞試驗進(jìn)行驗證分析。2013年廖振洋等[56]針對顫振試驗數(shù)據(jù)模態(tài)密集及非平穩(wěn)現(xiàn)象嚴(yán)重等特點，提出了一種改進(jìn)的希爾伯特黃變換算法，通過頻移降低模態(tài)混疊程度。譚博等[57]于2014年提出一種基于基函數(shù)分解的連續(xù)變速壓顫振邊界預(yù)測方法，可滿足顫振試驗信號的在線處理需求，得到顫振邊界隨時間變化的預(yù)測趨勢。

另一方面，風(fēng)洞試驗單位大多采用國外已有的成熟方法。例如，2013年郭洪濤等[58]在0.6 m×0.6 m風(fēng)洞開展了連續(xù)變速壓顫振試驗研究，試驗信號采用Butterworth IIR數(shù)字濾波器進(jìn)行濾波，并通過Fourier變換獲得顫振信號自回歸函數(shù)的功率譜密度，最后基于Peak-Hold方法進(jìn)行顫振邊界預(yù)測。2015年郭洪濤等[59]又在FL-26風(fēng)洞對上述方法進(jìn)行了一定的改進(jìn)，并采用大展弦比超臨界機(jī)翼顫振試驗進(jìn)行驗證。2015年季辰等[60]針對平板翼進(jìn)行了高超聲速風(fēng)洞顫振試驗，采用隨機(jī)子空間辨識結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)，通過Zimmerman-Weissenburger方法預(yù)測顫振臨界動壓。

2.3 顫振試驗?zāi)Ｐ椭畏椒?/h3>

顫振試驗相比傳統(tǒng)常規(guī)測力、測壓試驗，對試驗?zāi)Ｐ偷闹翁岢隽烁唷⒏量痰囊?。相對常?guī)測力、測壓風(fēng)洞試驗，顫振試驗則需要額外考慮支撐對試驗?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)動力學(xué)特性的影響。

NASA蘭利中心TDT風(fēng)洞作為氣動彈性試驗專用風(fēng)洞，具備多種試驗?zāi)Ｐ椭畏椒╗61]，包括：多種支桿支撐、多種側(cè)壁支撐、一個轉(zhuǎn)窗(位于風(fēng)洞地板上)、一個雙索懸浮支撐、一臺直升機(jī)試驗設(shè)備、一臺傾轉(zhuǎn)旋翼試驗設(shè)備、以及一些自定義支撐系統(tǒng)。支撐系統(tǒng)內(nèi)部還有一些特殊的設(shè)備，例如側(cè)壁轉(zhuǎn)窗可以通過電機(jī)或者液壓高頻率運動，被稱作振蕩轉(zhuǎn)窗(Oscillating Turntable, OTT)，如圖14所示。

圖14 TDT風(fēng)洞中模型支撐系統(tǒng)和特殊的設(shè)備[61]Fig.14 TDT model mount systems and unique models[61]

Cole等[62]詳細(xì)介紹了TDT風(fēng)洞中雙索懸浮支撐系統(tǒng)的發(fā)展歷程。20世紀(jì)60年代剛建成的雙索系統(tǒng)僅由前方的豎直鋼索和后方的水平鋼索組成，通過滑輪與風(fēng)洞洞體相連。為了滿足靜不穩(wěn)定飛行器的顫振試驗需求，雙索系統(tǒng)中增加了一套主動鋼索張緊系統(tǒng)，通過控制回路和伺服電機(jī)主動改變鋼索的張力，使試驗?zāi)Ｐ捅３址€(wěn)定，如圖15所示。在20世紀(jì)70年代初期，在雙索系統(tǒng)的基礎(chǔ)上增加了一些額外的鋼索(稱作“緩沖系統(tǒng)”)，主要作用是在低速壓試驗時為模型提供額外的升力，還能夠在模型發(fā)生顫振時通過人工操縱使鋼索張緊保護(hù)模型。該系統(tǒng)廣泛應(yīng)用于戰(zhàn)斗機(jī)和運輸機(jī)等布局飛行器全機(jī)顫振試驗中，對試驗?zāi)Ｐ偷慕Y(jié)構(gòu)動力學(xué)特性影響較小，表現(xiàn)出很高的可靠性和準(zhǔn)確性，已成為全機(jī)顫振試驗的標(biāo)準(zhǔn)方法之一。

圖15 雙索支撐中主動鋼索系統(tǒng)的示意圖[62]Fig.15 Schematic of a cable-mounted model on the active cable-mount system[62]

在氣動效率提升(Aerodynamic Efficiency Improvement, AEI)項目中，NASA蘭利中心研究人員在自由沉浮/俯仰半模支撐方式的基礎(chǔ)上，重新設(shè)計了一套支撐裝置，額外提供前后方向的自由度(如圖16所示)，進(jìn)一步提高試驗結(jié)果的準(zhǔn)確性，在傳感器飛機(jī)陣風(fēng)載荷減緩和主動顫振抑制等試驗中得到應(yīng)用[31]。綜上可見，在不同類型飛行器顫振試驗需求下，美國TDT相關(guān)研究人員具備了豐富的支撐設(shè)計方法，并能夠根據(jù)實際問題建立適當(dāng)?shù)闹畏椒?，為顫振試驗的順利完成奠定基礎(chǔ)。

圖16 沉浮、俯仰、前后移動三自由度支撐系統(tǒng)[31]Fig.16 Three degree-of-freedom mount system[31]

俄羅斯TsAGI在T-128風(fēng)洞研發(fā)了一套懸浮支撐系統(tǒng)(Floating Suspension System, FSS)，如圖17。2004年通過與TsAGI合作，在2.4m跨聲速風(fēng)洞FL-26也開發(fā)了一套類似的系統(tǒng)。經(jīng)過十年的發(fā)展，國內(nèi)具備了進(jìn)行跨聲速全模顫振試驗的能力[63]。2017年楊興華等[64]介紹了FL-26 FSS系統(tǒng)的國產(chǎn)化改造，結(jié)果表明改造后的系統(tǒng)運行順暢，能有效地控制顫振模型的姿態(tài)，并成功應(yīng)用于某型號飛機(jī)全模顫振風(fēng)洞試驗。相比TDT雙索系統(tǒng)而言，該系統(tǒng)無法適用于靜不穩(wěn)定飛行器，很多型號的軍用戰(zhàn)斗機(jī)都需要經(jīng)過配重處理方能開展試驗。

圖17 懸浮支撐系統(tǒng)原理圖[63]Fig.17 Principle of floating suspension system[63]

2017年楊俊斌等[65]針對飛翼布局剛彈耦合特點，在風(fēng)洞試驗中研發(fā)了圖18所示的支撐系統(tǒng)，為試驗?zāi)Ｐ吞峁┏粮『透┭鰞煞较虻淖杂啥龋舷屡鋫淞藦椈删彌_系統(tǒng)保護(hù)試驗裝置和模型，與TDT半模自由沉浮/俯仰系統(tǒng)比較類似。

圖18 沉浮和俯仰兩自由度支撐系統(tǒng)[65]Fig.18 Two degree of freedom mount system[65]

航空工業(yè)氣動院FL-62風(fēng)洞(2.4 m×2.4 m)是我國第一座大型連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞，該風(fēng)洞在二期建設(shè)中規(guī)劃了專用的顫振試驗段，并配備了豐富的支撐形式，包括全模單支桿自由沉浮/俯仰支撐、半模自由沉浮/俯仰支撐、全模懸浮支撐、轉(zhuǎn)窗支撐(放置于試驗段上壁板)等，可以為顫振問題提供試驗支撐條件。

3 陣風(fēng)試驗技術(shù)

現(xiàn)代大型民用客機(jī)、軍用運輸機(jī)、高空長航時無人機(jī)由于機(jī)翼展弦比大、結(jié)構(gòu)柔性強(qiáng)等特征，對陣風(fēng)響應(yīng)更加敏感，陣風(fēng)載荷經(jīng)常成為飛行載荷最嚴(yán)重的情況。2016年伊爾-18型客機(jī)在雅庫特著陸時遭受強(qiáng)陣風(fēng)，劇烈的顛簸及硬著陸沖擊造成16人重傷，機(jī)體結(jié)構(gòu)遭到嚴(yán)重?fù)p壞。

采用陣風(fēng)載荷減緩主動控制技術(shù)成為降低飛機(jī)陣風(fēng)載荷、提高飛機(jī)性能的重要手段。Boeing787和A350XWB等先進(jìn)大型民用客機(jī)采用了陣風(fēng)載荷主動控制技術(shù)，提高了飛機(jī)的性能和市場競爭力。B-2飛機(jī)的布局特點使其俯仰自由度接近中立穩(wěn)定，導(dǎo)致飛機(jī)對陣風(fēng)響應(yīng)極為敏感，利用主動控制可實現(xiàn)增穩(wěn)和陣風(fēng)減緩等能力。B-52E轟炸機(jī)、C-5A運輸機(jī)都曾在TDT風(fēng)洞開展過陣風(fēng)載荷減緩試驗研究。

3.1 陣風(fēng)發(fā)生裝置

在飛機(jī)陣風(fēng)載荷預(yù)測和陣風(fēng)載荷減緩試驗需求的驅(qū)動下，國外大型低速風(fēng)洞陣風(fēng)試驗技術(shù)得到了較快的發(fā)展。從20世紀(jì)60年代開始，出現(xiàn)了各種形式的陣風(fēng)發(fā)生裝置。

早期陣風(fēng)發(fā)生裝置較為多樣。Kobayakawa等采用通過射流方式模擬陣風(fēng)流場，利用固定在洞壁上的旋轉(zhuǎn)圓柱產(chǎn)生振蕩流場。Mai等在DLR跨聲速風(fēng)洞中采用振蕩葉片進(jìn)行陣風(fēng)試驗。Tang等采用固定機(jī)翼和尾緣處的旋轉(zhuǎn)圓柱組成陣風(fēng)發(fā)生裝置。

經(jīng)過數(shù)十年的技術(shù)發(fā)展和積累，目前國外生產(chǎn)型風(fēng)洞中最具代表性的陣風(fēng)發(fā)生器包括以下三類：(1) 擺動葉片式陣風(fēng)發(fā)生器(T-104風(fēng)洞為代表)；(2) 振蕩機(jī)翼式陣風(fēng)發(fā)生器(TDT風(fēng)洞為代表)；(3) 尾緣吹氣式陣風(fēng)發(fā)生器(TWT風(fēng)洞為代表)。

俄羅斯中央空氣流體動力研究院(簡稱TsAGI)T-104低速風(fēng)洞[66]在圓形噴管出口配置兩個擺動葉片，產(chǎn)生簡諧離散陣風(fēng)，可在開口試驗段進(jìn)行陣風(fēng)試驗，如圖21所示。

圖21 T-104風(fēng)洞擺動葉片式陣風(fēng)發(fā)生器[66]Fig.21 Oscillating vane type gust generator in T-104 wind tunnel[66]

美國TDT風(fēng)洞在試驗段上游安裝了4個振蕩機(jī)翼[67](圖22)，振蕩機(jī)翼以簡諧方式運動，后方的尾流模擬陣風(fēng)，振蕩頻率0～20 Hz，振幅-12°～12°。

圖22 TDT風(fēng)洞振蕩機(jī)翼式陣風(fēng)發(fā)生器[67]Fig.22 Oscillating wing type gust generator in TDT wind tunnel[67]

第三種尾緣吹氣式陣風(fēng)發(fā)生器[68]出現(xiàn)于英國皇家學(xué)會(Associate of the Royal Academy，ARA)TWT風(fēng)洞(如圖23所示)。該陣風(fēng)發(fā)生器由兩個機(jī)翼組成，每個機(jī)翼內(nèi)部布置900個電磁閥，每18個閥門一組，產(chǎn)生離散陣風(fēng)頻率范圍為10～250 Hz，陣風(fēng)最大折合迎角3°，最大試驗馬赫數(shù)0.8，目前已經(jīng)完成概念驗證試驗。

相比而言，國內(nèi)相關(guān)研究起步較晚，陣風(fēng)發(fā)生器集中在低速風(fēng)洞，形式基本都是擺動葉片式。2009年北航氣彈研究室在中國航天空氣動力研究院FD-09低速風(fēng)洞(3 m×3 m)研發(fā)了擺動葉片式陣風(fēng)發(fā)生器[69](如圖24所示)，已具備一定的陣風(fēng)試驗?zāi)芰70]。但是陣風(fēng)指標(biāo)(側(cè)向陣風(fēng)擾動速度幅值1 m/s、頻率2～6 Hz)相比較低，多用于理論研究。

圖23 TWT風(fēng)洞尾緣吹氣式陣風(fēng)發(fā)生器[68]Fig.23 Trailing-edge blowing type gust generator in TWT wind tunnel[68]

CARDC低速所梁鑒等[71]于2007～2009年在FL-12風(fēng)洞研制了橫向和縱向兩套陣風(fēng)發(fā)生器。金華等[72]又于2010年在8 m量級低速風(fēng)洞FL-13設(shè)計、加工了一套陣風(fēng)響應(yīng)試驗裝置(如圖25所示)。研制的陣風(fēng)試驗裝置實現(xiàn)了在來流40 m/s的風(fēng)速范圍內(nèi)按正弦規(guī)律變化產(chǎn)生陣風(fēng)，模型中心處最大陣風(fēng)幅值達(dá)到9 m/s。但是，由于存在振動問題限制了性能，仍在不斷改進(jìn)發(fā)展中。

圖24 FD-09風(fēng)洞陣風(fēng)發(fā)生器[70]Fig.24 Gust generator in FD-09 wind tunnel[70]

圖25 FL-13風(fēng)洞陣風(fēng)發(fā)生器[72]Fig.25 Gust generator in FL-13 wind tunnel[72]

2016至2017年航空工業(yè)氣動院在FL-5風(fēng)洞(Φ1.5 m)開展陣風(fēng)發(fā)生器設(shè)計、加工和流場校測研究(如圖26所示)，為4 m和8 m量級風(fēng)洞(FL-51和FL-10風(fēng)洞)的陣風(fēng)發(fā)生器研制提供技術(shù)積累。目前，氣動院正在進(jìn)行FL-10大型低速風(fēng)洞(8 m)陣風(fēng)發(fā)生器的設(shè)計工作。采用多電機(jī)同步驅(qū)動或液壓擺動缸驅(qū)動等形式降低試驗裝置的振動問題，提升性能指標(biāo)和試驗范圍。

圖26 FL-5風(fēng)洞陣風(fēng)發(fā)生器Fig.26 Gust generator in FL-5 wind tunnel

3.2 陣風(fēng)載荷主動控制試驗研究

自20世紀(jì)60年代以來，隨著主動控制技術(shù)和數(shù)值建模方法的發(fā)展，陣風(fēng)載荷主動控制成為飛行器設(shè)計領(lǐng)域的一大熱點，并開展了大量的試驗研究。

20世紀(jì)70至90年代，美國、日本、歐洲等針對彈性飛機(jī)陣風(fēng)減緩開展了大量的試驗研究，探索最優(yōu)的控制系統(tǒng)布局方案和控制律設(shè)計，進(jìn)而為工程實際應(yīng)用打下良好基礎(chǔ)。

20世紀(jì)70年代初，美國空軍飛行動力學(xué)實驗室啟動了B-52E隨控布局飛行器飛行試驗計劃，前期主要利用風(fēng)洞試驗探索主動顫振抑制和乘坐品質(zhì)提升，最后通過飛行試驗進(jìn)行綜合驗證，試驗?zāi)Ｐ腿鐖D27所示。本次研究的重要意義在于，動力學(xué)縮比模型主動控制風(fēng)洞試驗中得到的規(guī)律和結(jié)果在真實飛機(jī)顫振抑制和陣風(fēng)減緩中仍然有效，因此風(fēng)洞試驗在氣動彈性主動控制技術(shù)發(fā)展和應(yīng)用中占有重要地位。

21世紀(jì)初，美國空軍啟動了規(guī)模宏大的“傳感器飛機(jī)”計劃，任務(wù)指標(biāo)非?？量?，傳統(tǒng)布局和技術(shù)無法滿足指標(biāo)要求。波音和諾斯羅普-格魯門分別提出了聯(lián)結(jié)翼布局和飛翼布局方案，并采用陣風(fēng)減緩提高飛行性能和任務(wù)性能。控制面和傳感器配置更加復(fù)雜，波音的聯(lián)結(jié)翼布局試驗?zāi)Ｐ蜕踔敛捎?4個控制面和80個傳感器通道。試驗結(jié)果表明采用主動控制技術(shù)后能夠顯著降低飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量，從而顯著提升飛機(jī)的久航能力。

針對跨聲速陣風(fēng)減緩，2010年左右NASA蘭利中心Silva等[74]開展了半展長超聲速運輸機(jī)(Semi-Span Super-Sonic Transport, S4T)氣動伺服彈性研究計劃。圖28為S4T試驗?zāi)Ｐ驮赥DT風(fēng)洞中的安裝情況。第一階段的風(fēng)洞試驗主要測試陣風(fēng)載荷減緩控制和提高乘坐品質(zhì)兩方面，但是從風(fēng)洞試驗結(jié)果來看，控制律的實際效果并不理想，主要原因是對跨聲速空氣動力非線性的估計不足。

在陣風(fēng)載荷減緩風(fēng)洞試驗方面，國內(nèi)開展的工作比較有限，主要是一些探索性的初步研究工作，試驗?zāi)Ｐ椭饕菑椥詸C(jī)翼部件或半翼展模型，風(fēng)速范圍僅限于不可壓。大部分公開的研究成果都是北航氣彈研究室完成的，例如陳磊等[75]于2009年在FD-09風(fēng)洞開展的某大展弦比多控制面彈性機(jī)翼陣風(fēng)減緩試驗(如圖24所示)，戴玉婷等[76]開展的半翼展常規(guī)布局民用飛機(jī)陣風(fēng)減緩試驗(如圖29所示)，楊俊斌等[68]開展的飛翼布局飛機(jī)等構(gòu)型的陣風(fēng)載荷減緩試驗(如圖30所示)。

圖28 S4T試驗?zāi)Ｐ桶惭b圖示[74]Fig.28 Model instrumentation layout[74]

圖30 半翼展飛翼布局陣風(fēng)減緩試驗?zāi)Ｐ蚚68]Fig.30 GLA test model of half span flying wing[68]

4 總結(jié)與展望

風(fēng)洞試驗在飛行器氣動彈性設(shè)計、分析和校核中具有重要的工程意義。國外(尤其是美國)極為重視該領(lǐng)域的基礎(chǔ)研究，并建立了完整的試驗研究體系。風(fēng)洞試驗在解決型號氣動彈性問題、探索先進(jìn)氣動彈性技術(shù)、驗證數(shù)值計算方法等方面做出了巨大貢獻(xiàn)。

相比而言，國內(nèi)氣動彈性試驗技術(shù)與國外仍存在較大差距，主要體現(xiàn)在以下幾點：(1) 風(fēng)洞條件的制約。例如風(fēng)洞尺寸問題，國內(nèi)跨聲速風(fēng)洞尺寸較小，目前在用的最大口徑僅是2.4 m×2.4 m(FL-26)，導(dǎo)致模型縮比較大，結(jié)構(gòu)動力學(xué)縮比模型設(shè)計困難甚至根本無法制作，嚴(yán)重制約了我國氣動彈性試驗的發(fā)展。(2) 試驗體系不完善。以模型支撐為例，美國TDT風(fēng)洞具備十多種支撐方式，國內(nèi)大部分風(fēng)洞僅具有一兩種支撐方式。(3) 技術(shù)發(fā)展缺乏系統(tǒng)性。例如顫振試驗信號處理，國內(nèi)基本都是拿來主義，缺乏深入的系統(tǒng)性研究。

但是，氣動彈性問題及其試驗技術(shù)正受到越來越多的重視，在預(yù)研課題方面呈現(xiàn)不斷增加的趨勢。我們可以借鑒美國的研究體系，結(jié)合飛行器研制，由主機(jī)所和相關(guān)專業(yè)研究所等組成聯(lián)合攻關(guān)團(tuán)隊，有針對性地逐步開展基礎(chǔ)研究、應(yīng)用研究和型號驗證。從目前飛行器氣動彈性風(fēng)洞試驗技術(shù)研究現(xiàn)狀來看，以下幾個方面是未來發(fā)展的重要趨勢：

(1) 高精度試驗?zāi)Ｐ涂焖僭O(shè)計和制造技術(shù)。利用先進(jìn)的結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化和增材制造技術(shù)，大幅降低氣動彈性試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計、制造難度和成本，并縮短周期。但是，目前增材制造結(jié)構(gòu)尚不具備金屬加工件的強(qiáng)度和剛度特性，無法完全取代傳統(tǒng)金屬模型，尤其是針對跨聲速工況。在滿足增材制造約束下，如何更好地利用結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化手段獲得滿足結(jié)構(gòu)動力學(xué)縮比相似的試驗?zāi)Ｐ褪俏磥淼难芯恐攸c。

(2) 試驗?zāi)Ｐ椭畏椒ㄑ芯?。針對不同的氣動彈性試驗需求，需要根?jù)試驗?zāi)康暮蛷椥阅Ｐ吞卣餮兄婆c之相匹配的支撐方式，并可根據(jù)實際情況進(jìn)行調(diào)整。例如，考慮沉浮和俯仰自由度的全模型顫振試驗可采用單支桿支撐，目前國內(nèi)尚不具備；不考慮剛體自由度影響的全模型顫振試驗可采用懸浮支撐，可以避免固定支撐對試驗?zāi)Ｐ徒Y(jié)構(gòu)動力學(xué)特性的影響，前提條件是保證剛體頻率低于最低階彈性頻率的1/3，然而目前國內(nèi)FSS系統(tǒng)尚無法適用于靜不穩(wěn)定飛行器。因此，國內(nèi)急需建設(shè)相關(guān)的氣動彈性試驗支撐系統(tǒng)，并形成具備根據(jù)試驗?zāi)康暮湍Ｐ偷奶厥庖箝_展針對性支撐設(shè)計的能力。

(4) 顫振試驗信號高精度在線處理技術(shù)。顫振試驗過程中采集的大量動態(tài)信號數(shù)據(jù)品質(zhì)較低，而高效率、高精度的在線處理方法尚不具備，往往需要進(jìn)行事后處理，不僅降低了試驗效率，而且容易導(dǎo)致模型在試驗過程中遭到破壞。針對這一問題，未來急需的研究重點在于：一方面需要利用先進(jìn)濾波方法提高數(shù)據(jù)的信噪比，根據(jù)風(fēng)洞的背景噪聲特征建立針對性的濾波方法，為顫振邊界預(yù)測提供高質(zhì)量的數(shù)據(jù)輸入；另一方面急需發(fā)展高魯棒性亞臨界響應(yīng)分析方法，提高抗噪能力，提升風(fēng)洞試驗過程中顫振邊界預(yù)測的準(zhǔn)確性。

(5) 氣動彈性主動控制風(fēng)洞試驗技術(shù)。氣動彈性主動控制作為未來飛行器的顛覆性技術(shù)之一，一直受到廣泛重視。在若干計劃的資助下，美國針對軍用/民用飛行器、常規(guī)/非常規(guī)布局飛行器等氣動彈性主動控制開展了大量研究，也進(jìn)行了風(fēng)洞試驗和飛行試驗對比驗證。但是，國內(nèi)尚未將氣動彈性融入整個飛行器設(shè)計流程中，針對主動控制技術(shù)也僅停留在理論性的初步研究中。因此，急需建立氣動彈性主動控制風(fēng)洞試驗?zāi)芰?，穩(wěn)步提升相關(guān)技術(shù)成熟度，為未來工程應(yīng)用和技術(shù)突破奠定基礎(chǔ)。