張小慶, 王 琪, 劉偉雄, 呂金洲,2

(1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力研究所 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 四川 綿陽(yáng) 621000; 2.西南交通大學(xué)機(jī)械工程學(xué)院 摩擦學(xué)研究所, 成都 610031)

0 引 言

吸氣式高超聲速飛行器具有巨大的軍事價(jià)值和經(jīng)濟(jì)價(jià)值，是當(dāng)前航空航天技術(shù)的研究熱點(diǎn)。其最顯著的特點(diǎn)是各系統(tǒng)高度耦合，必須采用一體化方法進(jìn)行研究?，F(xiàn)階段，地面風(fēng)洞試驗(yàn)是開(kāi)展該研究的最重要手段。脈沖燃燒風(fēng)洞口徑大、建造及運(yùn)行成本低[1]，是目前國(guó)內(nèi)開(kāi)展超燃發(fā)動(dòng)機(jī)和一體化高超聲速飛行器試驗(yàn)研究的主力設(shè)備之一[2]。

在脈沖燃燒風(fēng)洞中進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)，由于風(fēng)洞沖擊載荷較大，試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、天平與支架組成的測(cè)力系統(tǒng)將產(chǎn)生振動(dòng)。對(duì)于工作時(shí)間只有300ms的脈沖燃燒風(fēng)洞，如果測(cè)力系統(tǒng)振動(dòng)頻率過(guò)低、響應(yīng)速度慢，天平輸出將無(wú)法上升至穩(wěn)態(tài)值，不能獲得有效輸出。因此，為了獲得較為準(zhǔn)確的飛行器氣動(dòng)力載荷，必須提高整個(gè)模型測(cè)力系統(tǒng)的頻響。

但是，隨著試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叨仍龃螅滟|(zhì)量增加，將導(dǎo)致系統(tǒng)頻響降低?，F(xiàn)階段，美國(guó)X-51飛行器在LENS激波風(fēng)洞進(jìn)行全尺度模型測(cè)力試驗(yàn)，模型尺度約4.3m；中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心激波風(fēng)洞某測(cè)力模型長(zhǎng)度約1m，質(zhì)量約20kg；中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所JF12爆轟驅(qū)動(dòng)激波風(fēng)洞進(jìn)行3～4m飛行器模型測(cè)力試驗(yàn)，模型質(zhì)量約100kg。和上述風(fēng)洞相比，在脈沖燃燒風(fēng)洞中進(jìn)行的高超聲速飛行器測(cè)力試驗(yàn)尺度更大、模型更重、系統(tǒng)頻響更低。因此，快速測(cè)力技術(shù)成為脈沖燃燒風(fēng)洞試驗(yàn)亟需克服的難題。

為解決脈沖類(lèi)風(fēng)洞快速測(cè)力問(wèn)題，國(guó)內(nèi)外學(xué)者針對(duì)測(cè)力天平開(kāi)展了大量研究，包括加速度計(jì)天平[3-8]、應(yīng)力波天平[9-10]、光學(xué)天平[11-13]以及壓電天平[14]等，研究涉及的天平主要應(yīng)用于傳統(tǒng)激波風(fēng)洞，其有效試驗(yàn)時(shí)間一般少于10ms，涉及的試驗(yàn)?zāi)Ｐ洼^輕(一般低于10kg)。

隨著高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰Φ奶岣?，新型脈沖燃燒風(fēng)洞的有效試驗(yàn)時(shí)間超過(guò)了100ms[15-16]。中國(guó)科學(xué)院汪運(yùn)鵬[17-19]采用應(yīng)變天平獲得了JF12風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)力載荷。賀偉[20]通過(guò)對(duì)比脈沖燃燒風(fēng)洞和長(zhǎng)時(shí)間風(fēng)洞的測(cè)力結(jié)果，驗(yàn)證了脈沖燃燒風(fēng)洞中采用單分量天平開(kāi)展高超聲速飛行器測(cè)力試驗(yàn)的可行性。王峰[21]將載荷辨識(shí)技術(shù)應(yīng)用于脈沖燃燒風(fēng)洞模型測(cè)力，根據(jù)天平測(cè)量信號(hào)與模型氣動(dòng)載荷歷程之間的線性關(guān)系，可對(duì)模型載荷進(jìn)行辨識(shí)；但對(duì)復(fù)雜模型測(cè)力系統(tǒng)很難建立較為準(zhǔn)確的傳力模型，載荷辨識(shí)難度較大。

綜上所述，脈沖燃燒風(fēng)洞測(cè)力方法只有以常規(guī)風(fēng)洞測(cè)力方法為基礎(chǔ)，通過(guò)控制模型質(zhì)量、增大試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃吞炱絼偠?、提高測(cè)力系統(tǒng)的響應(yīng)速度才能滿足快速測(cè)力的要求。本文針對(duì)脈沖燃燒風(fēng)洞高超聲速飛行器測(cè)力系統(tǒng)，建立動(dòng)力學(xué)方程，分析振動(dòng)模態(tài)，并在試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭胁贾谜駝?dòng)傳感器測(cè)量振動(dòng)信號(hào)，以研究測(cè)力系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性，發(fā)展脈沖燃燒風(fēng)洞一體化飛行器測(cè)力方法。該方法通過(guò)改進(jìn)模型和天平的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案，匹配模型和天平動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性，增大整個(gè)測(cè)力系統(tǒng)剛度，提高測(cè)力系統(tǒng)頻響，在較短的有效試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)獲得更多周期的測(cè)力信號(hào)，以滿足一體化飛行器脈沖風(fēng)洞帶動(dòng)力試驗(yàn)的測(cè)力需求。

1 脈沖燃燒風(fēng)洞測(cè)力原理

吸氣式高超聲速一體化飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诿}沖燃燒風(fēng)洞中的安裝如圖1所示。測(cè)力系統(tǒng)由試驗(yàn)?zāi)Ｐ汀⑻炱胶椭Ъ芙M成。試驗(yàn)過(guò)程中，當(dāng)風(fēng)洞駐室壓力達(dá)到設(shè)定試驗(yàn)狀態(tài)時(shí)，位于燃燒室和噴管之間的膜片瞬時(shí)打開(kāi)，風(fēng)洞在很短的時(shí)間內(nèi)(約5ms)完成起動(dòng)，在噴管出口建立穩(wěn)定的試驗(yàn)流場(chǎng)。試驗(yàn)氣流與安裝在噴管出口均勻區(qū)內(nèi)的飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖嗷プ饔?，一部分氣流?jīng)進(jìn)氣道壓縮進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室，與燃油供給系統(tǒng)提供的燃油相互作用，燃燒后產(chǎn)生的氣體經(jīng)尾噴管膨脹并與外流相互作用產(chǎn)生推力。試驗(yàn)?zāi)Ｐ退茌d荷通過(guò)與其連接的天平輸出相應(yīng)的電信號(hào)，放大后采集存儲(chǔ)于記錄儀中。試驗(yàn)結(jié)束后，將采集的電信號(hào)代入天平靜校公式計(jì)算試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕纤艿臍鈩?dòng)力載荷，據(jù)此開(kāi)展吸氣式高超聲速一體化飛行器推阻特性評(píng)估。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ突窘Y(jié)構(gòu)如圖2所示。飛行器氣動(dòng)外形部件均為薄壁結(jié)構(gòu)，通過(guò)螺栓剛性連接在支撐框架上，支撐框架與天平浮動(dòng)框連接，天平固定框與天平支架連接，整個(gè)試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭斡陲L(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)。試驗(yàn)時(shí)，來(lái)自噴管的高速氣流作用在試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕?，使其受到氣?dòng)載荷作用，所受載荷可無(wú)損失地傳遞至支撐框架，支撐框架在非常短的時(shí)間內(nèi)即可把載荷無(wú)損失地傳遞至測(cè)力天平。

2 測(cè)力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)分析

2.1 測(cè)力系統(tǒng)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模

根據(jù)動(dòng)力學(xué)理論對(duì)上述試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)建模。在研究很短時(shí)間內(nèi)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)時(shí)，一般不考慮阻尼影響(因脈沖燃燒風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)間不到0.5s，故此可忽略阻尼影響)。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)部采用剛度較大的框架支撐，并通過(guò)框架與天平浮動(dòng)框固連，因此，在分析系統(tǒng)振動(dòng)頻率時(shí)假定試驗(yàn)?zāi)Ｐ?質(zhì)量為mt)與天平浮動(dòng)框(質(zhì)量為mf)為一整體，質(zhì)量為兩者之和(mt+mf)。天平固定框與天平支架固聯(lián)，且支架可以近似為剛體。天平應(yīng)變梁為測(cè)量元件，受力產(chǎn)生應(yīng)變并通過(guò)應(yīng)變片輸出信號(hào)，可以視為一個(gè)剛度為K的彈簧。對(duì)其中一個(gè)自由度方向，整個(gè)系統(tǒng)可以用一個(gè)彈簧模型來(lái)表示，如圖3所示。

對(duì)系統(tǒng)的簡(jiǎn)化模型進(jìn)行分析，可以獲得系統(tǒng)的振動(dòng)頻率為：

(1)

為了測(cè)量推阻平衡附近的小量，天平應(yīng)具有較高靈敏度，也就是要提高測(cè)量元件的應(yīng)變值，一般高速風(fēng)洞天平設(shè)計(jì)應(yīng)變值取為100με。但是，天平靈敏度的提高會(huì)帶來(lái)天平固有頻率的下降。根據(jù)目前應(yīng)變片和數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)的技術(shù)水平，為了獲得較高的靈敏度和精度，在天平設(shè)計(jì)時(shí)必須兼顧天平的靈敏度和固有頻率。脈沖燃燒風(fēng)洞有效試驗(yàn)時(shí)間為300ms，天平要獲得比較準(zhǔn)確的結(jié)果，需要測(cè)力系統(tǒng)在有效試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)至少輸出6個(gè)周期的力信號(hào)，因此，測(cè)力系統(tǒng)頻率應(yīng)大于20Hz。根據(jù)天平頻率與測(cè)力系統(tǒng)頻率的關(guān)系，一般天平的頻率設(shè)計(jì)值大于100Hz。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼駝?dòng)頻率與模型的質(zhì)量、剛度有關(guān)，對(duì)整個(gè)系統(tǒng)的振動(dòng)頻率產(chǎn)生影響。在設(shè)計(jì)時(shí)可依據(jù)式(2)確定試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷囊浑A振動(dòng)頻率：

(2)

式中:B為比例系數(shù)，主要考慮模型內(nèi)部聯(lián)結(jié)對(duì)頻率的影響，一般取0.95；F、Δst分別表示氣動(dòng)力載荷及其作用下產(chǎn)生的最大變形量；mt為試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷馁|(zhì)量。氣動(dòng)載荷與最大變形量的比值就是試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膭偠?，一般?guī)定模型的最大變形量為模型迎角的改變。迎角變化導(dǎo)致氣動(dòng)載荷的變化值，應(yīng)小于天平的最小分辨率，則迎角改變值應(yīng)不大于0.03°。

2.2 振動(dòng)模態(tài)分析

為了獲得天平的振動(dòng)頻率和振型，采用錘擊法對(duì)天平的自由模態(tài)進(jìn)行測(cè)定。測(cè)定時(shí)采用東方振動(dòng)和噪聲技術(shù)研究所的力錘及加速度傳感器、數(shù)據(jù)采集儀等設(shè)備，運(yùn)用DASP-V10軟件進(jìn)行模態(tài)計(jì)算。測(cè)試系統(tǒng)如圖4所示。測(cè)試過(guò)程中，天平懸空，近似模擬自由狀態(tài)，其測(cè)點(diǎn)及力錘激勵(lì)點(diǎn)分布如圖5所示。求解模態(tài)參數(shù)時(shí)，綜合采用特征系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)算法(ERA)和多參考點(diǎn)脈沖響應(yīng)算法(PolyIIR)兩種模態(tài)參數(shù)識(shí)別方法，獲得天平的前6階固有頻率，結(jié)果如表1所示。

表1 天平模態(tài)測(cè)試參數(shù)Table 1 Mode test parameters of balance

從結(jié)果來(lái)看，天平的一階固有頻率為176.98Hz，頻率特性滿足設(shè)計(jì)要求。

由試驗(yàn)?zāi)Ｐ?、天平和支架組成的測(cè)力系統(tǒng)的振動(dòng)模態(tài)采用有限元仿真計(jì)算和錘擊法試驗(yàn)分別獲得。模態(tài)分析采用子空間迭代法(該方法通常用于大型結(jié)構(gòu)中)，只求整個(gè)結(jié)構(gòu)前5階振動(dòng)模態(tài)，計(jì)算速度較快，所得結(jié)果比較準(zhǔn)確。測(cè)力系統(tǒng)模型采用四面體網(wǎng)格進(jìn)行離散，網(wǎng)格數(shù)約9.3萬(wàn)；為與試驗(yàn)狀態(tài)保持一致，將支架下底面設(shè)為固定邊界條件。通過(guò)計(jì)算獲得了測(cè)力系統(tǒng)的前5階固有頻率，結(jié)果列于表2中。

表2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ湍B(tài)計(jì)算結(jié)果Table 2 Mode analysis result of test model

采用錘擊法測(cè)定系統(tǒng)振動(dòng)模態(tài)，測(cè)點(diǎn)及激勵(lì)點(diǎn)分布如圖6所示。采用DASP軟件進(jìn)行模態(tài)參數(shù)識(shí)別，辨識(shí)結(jié)果(包括階模態(tài)的頻率和振型)列于表3中。

表3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ湍B(tài)測(cè)量結(jié)果Table 3 Mode test result of test model

從上述結(jié)果可知，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果在一階模態(tài)的固有頻率和振型方面均保持一致。計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的第二、三階模態(tài)頻率值相差不大，振型不同；而第四、五階的固有頻率和振型相差較大。造成分析和測(cè)定結(jié)果差異的可能原因是：(1) 接觸條件的影響。仿真時(shí)設(shè)定各零部件的接觸條件為綁定接觸，而試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷母鱾€(gè)零部件靠螺釘進(jìn)行連接，二者存在差異。(2) 仿真分析過(guò)程中假定一切條件均為理想狀態(tài)，但是實(shí)際試驗(yàn)過(guò)程中不能達(dá)到該狀態(tài)。綜合考慮上述因素，錘擊試驗(yàn)測(cè)量的結(jié)果更能準(zhǔn)確反應(yīng)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼鎸?shí)振動(dòng)模態(tài)，以此結(jié)果作為試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼駝?dòng)模態(tài)。

整個(gè)測(cè)力系統(tǒng)的最低頻率，即一階振動(dòng)頻率為26.18Hz，振動(dòng)周期為38.2ms。脈沖燃燒風(fēng)洞的試驗(yàn)有效時(shí)間為300ms，在有效時(shí)間內(nèi)測(cè)力天平可以測(cè)量出7.9個(gè)周期的振動(dòng)信號(hào)。對(duì)脈沖燃燒風(fēng)洞測(cè)力天平，要求在有效試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)必須獲得6個(gè)周期的振動(dòng)信號(hào)，才能比較準(zhǔn)確地測(cè)量出試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)力載荷。因此，整個(gè)測(cè)力系統(tǒng)的頻率滿足脈沖燃燒風(fēng)洞的測(cè)力要求。

3 測(cè)力系統(tǒng)振動(dòng)分析

為了監(jiān)測(cè)試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮谠囼?yàn)過(guò)程中的振動(dòng)情況，在試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛢?nèi)部安裝了加速度傳感器。加速度傳感器為變電容式，其特性是：僅測(cè)量模型的振動(dòng)加速度，對(duì)模型內(nèi)腔的聲壓振動(dòng)響應(yīng)遲鈍。加速度傳感器的安裝位置如圖2所示。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼駝?dòng)加速度的測(cè)量結(jié)果如圖7所示。從信號(hào)時(shí)域圖中可以看出：試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼駝?dòng)加速度在0附近上下振動(dòng)，范圍為±10m/s2，模型振動(dòng)的持續(xù)時(shí)間約為0.9s；從振動(dòng)信號(hào)的頻域圖中可以看出:模型的振動(dòng)頻率主要分布在1～5kHz范圍內(nèi)，這些高頻振動(dòng)主要是高速氣流脈動(dòng)引起局部部件結(jié)構(gòu)變形產(chǎn)生的振動(dòng)。由于試驗(yàn)?zāi)Ｐ洼^重，受氣動(dòng)載荷作用而產(chǎn)生的振動(dòng)主要是低頻振動(dòng)，因此對(duì)振動(dòng)信號(hào)進(jìn)行低通濾波，濾波的截止頻率設(shè)置為50Hz，濾波后的信號(hào)時(shí)頻圖如圖8所示。從圖中可以看出，濾波后試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷皖l振動(dòng)的加速度范圍在-0.3～0.5m/s2之間，估算測(cè)點(diǎn)處模型振動(dòng)振幅較小(約±0.2mm)，這就說(shuō)明試驗(yàn)過(guò)程中試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼駝?dòng)幅度很小，試驗(yàn)姿態(tài)角基本保持不變，從而說(shuō)明試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膭偠葷M足試驗(yàn)要求。從濾波后的信號(hào)頻域圖可以看出，在50Hz內(nèi)有一個(gè)峰值頻率26.67Hz，它就是試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼駝?dòng)的一階頻率，這與通過(guò)錘擊法測(cè)定的一階頻率基本相等，從而驗(yàn)證了錘擊法測(cè)定試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼駝?dòng)模態(tài)的正確性。

天平的輸出信號(hào)是天平應(yīng)變梁的變形信號(hào)，也可以反映出試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼駝?dòng)情況。由于試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷恼駝?dòng)為低頻信號(hào)，故對(duì)天平軸向力(x方向)輸出信號(hào)進(jìn)行低通濾波，截止頻率也設(shè)定為50Hz，濾波后的信號(hào)時(shí)頻圖如圖9所示。從時(shí)域圖可以看出，隨著風(fēng)洞總壓的上升，風(fēng)洞流場(chǎng)逐漸建立起來(lái)，試驗(yàn)?zāi)Ｐ退艿臍鈩?dòng)力載荷逐漸增加，天平輸出信號(hào)在振蕩過(guò)程中逐漸上升；風(fēng)洞總壓上升穩(wěn)定后，風(fēng)洞均勻區(qū)流場(chǎng)建立。在有效試驗(yàn)時(shí)間內(nèi)，風(fēng)洞總壓基本穩(wěn)定，試驗(yàn)?zāi)Ｐ退艿臍鈩?dòng)力載荷穩(wěn)定，因此天平輸出信號(hào)是在一個(gè)穩(wěn)定均值上下往復(fù)振蕩。從頻域圖可以看出，天平應(yīng)變梁振動(dòng)的主頻為26Hz，在風(fēng)洞有效試驗(yàn)時(shí)間(300ms)內(nèi)，天平輸出了7個(gè)周期的振動(dòng)信號(hào)，滿足脈沖燃燒風(fēng)洞的測(cè)力要求。

一體化飛行器帶動(dòng)力試驗(yàn)過(guò)程中的測(cè)量信號(hào)如圖10所示。風(fēng)洞試驗(yàn)開(kāi)始后，風(fēng)洞總壓上升至穩(wěn)定壓力，噴管出口均勻區(qū)內(nèi)試驗(yàn)流場(chǎng)建立，然后通過(guò)輸油管路向發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)注入燃料，燃料經(jīng)過(guò)噴注和點(diǎn)火延時(shí)后開(kāi)始燃燒，發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)壓力升高，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)始工作并產(chǎn)生推力，天平軸向力信號(hào)由負(fù)變?yōu)檎?，表明整個(gè)飛行器所受的軸向載荷由阻力變?yōu)橥屏Α?/p>

從圖10中濾波后的天平軸向力信號(hào)可以看出，在發(fā)動(dòng)機(jī)工作后延遲約30ms，天平軸向力信號(hào)由負(fù)變正并達(dá)到穩(wěn)定，說(shuō)明天平的延遲較小，跟隨性較好，從而證明了本文設(shè)計(jì)的測(cè)力系統(tǒng)可以滿足一體化飛行器帶動(dòng)力試驗(yàn)要求。

4 結(jié) 論

在脈沖燃燒風(fēng)洞中進(jìn)行大尺度高超聲速一體化飛行器氣動(dòng)力試驗(yàn)，是對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃蜏y(cè)力天平結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、測(cè)力技術(shù)的嚴(yán)峻考驗(yàn)，影響測(cè)力結(jié)果的主要因素就是整個(gè)測(cè)力系統(tǒng)的振動(dòng)特性。通過(guò)研究，得出以下結(jié)論：

(1) 基于結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)理論基礎(chǔ)，建立了脈沖燃燒風(fēng)洞高超聲速飛行器測(cè)力系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型，為進(jìn)一步研究測(cè)力系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)特性奠定了基礎(chǔ)；

(2) 一體化飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果說(shuō)明，設(shè)計(jì)的測(cè)力系統(tǒng)滿足脈沖燃燒風(fēng)洞測(cè)力要求，能夠準(zhǔn)確獲得大尺度高超聲速一體化飛行器氣動(dòng)力載荷，從而證明了在脈沖燃燒風(fēng)洞中進(jìn)行該類(lèi)飛行器技術(shù)研究的可行性。