[科普中国]-颤振风洞

颤振风洞试验

颤振风洞试验包括试验前准备、试验方法选择、试验操作、试验后模型检查、数据处理等环节。2

颤振风洞试验的目的是研究飞行器的临界颤振特性，即该飞行器在某特定的马赫数条件下发生颤振时的临界颤振动压和临界颤振频率。颤振模型是按几何相似和结构动力相似的条件设计的，颤振的风洞试验研究是在20世纪60年代初摸透米格-21时开展起来的。为了摸透米格-21飞机的颤振特性，并开拓颤振试验的新技术，601所在管德主持下，从1962年开始组织人员设计了一批模型，先后进行风洞试验。那时试验方法比较原始，在低速风洞中是通过逐步增大风速来寻找模型的颤振临界速度和频率，在跨声速风洞中是在固定马赫数的前提下，通过逐步增大动压来寻找颤振临界速度和频率。1964—1965年，在北京大学低速风洞进行过米格-21飞机单独翼面和全机的颤振试验。1965—1969年，在风洞中先后进行了平板、强5、米格-21单独翼面的高速颤振试验。

在60年代，颤振试验要直接寻找颤振临界点，模型极易损坏，不得不在风洞中加装安全装置。对低速风洞，试验段加装了安全网；对高速风洞，安装了专门的安全夹。70年代后期，高速风洞颤振试验时不再采用直接寻找颤振临界点的办法，所以不再用安全夹了。

60年代摸透米格-21的试验结果表明，米格-21飞机的机翼和垂尾颤振余度较大，通过试验还发现了平尾颤振速度随平尾翼尖配重的变化规律，从而掌握了全动平尾防颤振加配重的设计方法。在此基础上，歼8颤振边界就是通过高低速风洞试验确定的，通过机翼、平尾及垂尾的高低速试验给出了各部件的颤振边界。3

在颤振试验中，为了正确模拟模型的运动情况及支持条件，需要专门设计满足试验要求的支持系统。在低速试验中，对于部件模型通常支持在刚架上，刚架相对于模型来说其刚度及质量要大得多，且在试验所涉及的相关颤振频率范围内，不能出现刚架的固有频率。在做全机模型试验时，一般多采用自由一自由支持，支持系统除支持模型外，还应保持模型至少具有升降、俯仰和滚转三个刚体运动自由度。在高速模型试验中，可将部件模型固支在风洞侧壁上。为减小洞壁附面层的影响，可以把机身部分的宽度适当加大。

颤振风洞试验中，模型有可能被吹坏。为了防止模型破坏对风洞造成不良影响，需在试验过程中进行安全防护。在低速模型颤振试验中要系防护线，当发生颤振时，用防护线拉住模型。对于全机模型，需在各个部件上都设置防护线。对于自由一自由模型，还要有抑制刚体运动的防护线，且应做到多组防护装置的协调一致。超声速模型试验中，颤振模型经受不了超声速时风洞启动和停车的冲击，最好的办法是在风洞的侧壁安装模型收放装置的箱体，模型放置在箱体内，待稳定的流场建立后，把模型送入试验段。模型发生颤振或关车前，应先把模型送入箱体内。总之，在试验过程中，要采取各种措施，防止模型和风洞的毁坏。

颤振模型风洞试验最为关心的问题是颤振临界条件的判断。颤振通常有爆发型及缓和型，前者用直观的方法很容易判断。而后者因为有很长一段阻尼区，模型响应虽大，但并不发散，临界条件的判断比较困难。有时把响应很大的情况定为临界点；有时把振荡开始发散的情况定为临界点，速度误差很大。这时就需要有合适的数据处理方法，来进行亚临界响应的测量分析。其方法是多种多样的，但它的发展方向是由事后分析转变为在线分析。1

试验任务颤振模型风洞试验的主要任务是：①在飞行器设计的初期，研究参数变化的影响，以供选择设计方案，所以应在一个足够的变量范围内完成这项试验。这个范围要覆盖飞行包线，以及所要求的各种外挂装载及其状态。研究应包括机翼、机身、尾翼和操纵面的重要参数。②校核颤振计算并验证理论计算方法。在跨声速范围内，颤振线性分析技术的精度是不可靠的。因此，跨声速模型风洞试验是在颤振试飞前，验证飞机跨声速颤振特性的唯一途径。1

模型颤振模型应有稳定的外形及质量、刚度（包括局部刚度）、阻尼（包括模型内部分布的局部阻尼）特性，这些特性在试验过程中不会因环境的变化、调整试验状态及拆装零部件而改变；模型固定部件应牢固，活动部件应转动灵活，模型特性不能因拆装而变化；模型结构简单、可靠；模型应有足够的强度，特别是高速试验模型；在风洞试验前，应做地面校核试验，包括惯性试验（称重、测质心位置、测质量惯性矩）、刚度试验（测模型弹性变形）及共振试验（测量模型振动模态及频率）。由于颤振模型试验时，被毁坏的可能性很大，因此须同时准备几个相同模型备用。2

激励方法在20世纪50年代，试验者即认识到要想获得高信噪比的数据，达到充分的激振很重要。只有足够大能量的激励才能激起相应的振动模态，以便从响应数据中估计系统稳定性。对激励系统的要求是，不仅提供足够大的激振力，还必须是相关的频率范围。

目前在各种实用的飞行颤振试验方法中，常用的方法有以下几种。

(1)脉冲激励

通过飞行员人工激励操纵面，或者借助小火箭来产生作用时间很短的脉冲激励信号，对飞行中的飞机进行激励。脉冲激励是一种比较简便的方法，它所用的设备也不复杂，进行一次试验所需的时间较短。但要得到高信噪比的响应信号较困难，必须依靠复杂的数据处理方法才能得到模态频率和阻尼。

(2)简谐激励

简谐激励可通过电磁激励器来实现，常用的激励有稳态激励和衰减振荡两种。简谐激励的主要特点是：试验中激励频率可调，激励能量大；但试验的时间长，且试验设备也相对较复杂。

(3)扫描激励

利用专用的信号发生器产生一种特定信号，在一个选定的频率范围内，按照一定的规律连续改变激励信号的频率，从而对飞机结构进行扫描激励。这种激励方法可避免简谐激励费时太多的问题，但往往激励能量不能满足要求。

(4)随机激励

利用大气紊流或机械的、空气动力的方法产生随机信号，对飞机结构进行激励，且记录结构的响应信号。利用大气紊流激励，设备简单；但它在低频范围内能量较集中，所以易激出低频模态。此外，还需用较为复杂的参数识别技术来求得模态频率和阻尼。4