顫振風洞

顫振模型風洞試驗是氣動彈性試驗的重要內容，在諸多的氣動彈性試驗中，以顫振模型風洞試驗中的模型最為複雜。

顫振風洞試驗是一項非常複雜的工作，從模型設計直到風洞試驗，都包含嚴格的技術過程。例如：模型從加工完畢經調試後到安裝在風洞內，要不斷經歷地面振動試驗的校核；又如，全機模型在風洞中的安裝及防護等，都包含重大的試驗技術，它們都將直接影響試驗結果的正確性。

基本介紹

• 中文名：顫振風洞
• 外文名：Flutter wind tunnel
• 所屬領域：航空航天
• 用途：氣動彈性試驗
• 出現時間：20世紀60年代
• 首次套用：米格-21

顫振風洞試驗

顫振風洞試驗包括試驗前準備、試驗方法選擇、試驗操作、試驗後模型檢查、數據處理等環節。

顫振風洞試驗的目的是研究飛行器的臨界顫振特性，即該飛行器在某特定的馬赫數條件下發生顫振時的臨界顫振動壓和臨界顫振頻率。顫振模型是按幾何相似和結構動力相似的條件設計的，顫振的風洞試驗研究是在20世紀60年代初摸透米格-21時開展起來的。為了摸透米格-21飛機的顫振特性，並開拓顫振試驗的新技術，601所在管德主持下，從1962年開始組織人員設計了一批模型，先後進行風洞試驗。那時試驗方法比較原始，在低速風洞中是通過逐步增大風速來尋找模型的顫振臨界速度和頻率，在跨聲速風洞中是在固定馬赫數的前提下，通過逐步增大動壓來尋找顫振臨界速度和頻率。1964—1965年，在北京大學低速風洞進行過米格-21飛機單獨翼面和全機的顫振試驗。1965—1969年，在風洞中先後進行了平板、強5、米格-21單獨翼面的高速顫振試驗。

在60年代，顫振試驗要直接尋找顫振臨界點，模型極易損壞，不得不在風洞中加裝安全裝置。對低速風洞，試驗段加裝了安全網；對高速風洞，安裝了專門的安全夾。70年代後期，高速風洞顫振試驗時不再採用直接尋找顫振臨界點的辦法，所以不再用安全夾了。

60年代摸透米格-21的試驗結果表明，米格-21飛機的機翼和垂尾顫振余度較大，通過試驗還發現了平尾顫振速度隨平尾翼尖配重的變化規律，從而掌握了全動平尾防顫振加配重的設計方法。在此基礎上，殲8顫振邊界就是通過高低速風洞試驗確定的，通過機翼、平尾及垂尾的高低速試驗給出了各部件的顫振邊界。

在顫振試驗中，為了正確模擬模型的運動情況及支持條件，需要專門設計滿足試驗要求的支持系統。在低速試驗中，對於部件模型通常支持在剛架上，剛架相對於模型來說其剛度及質量要大得多，且在試驗所涉及的相關顫振頻率範圍內，不能出現剛架的固有頻率。在做全機模型試驗時，一般多採用自由一自由支持，支持系統除支持模型外，還應保持模型至少具有升降、俯仰和滾轉三個剛體運動自由度。在高速模型試驗中，可將部件模型固支在風洞側壁上。為減小洞壁附面層的影響，可以把機身部分的寬度適當加大。

顫振風洞試驗中，模型有可能被吹壞。為了防止模型破壞對風洞造成不良影響，需在試驗過程中進行安全防護。在低速模型顫振試驗中要系防護線，當發生顫振時，用防護線拉住模型。對於全機模型，需在各個部件上都設定防護線。對於自由一自由模型，還要有抑制剛體運動的防護線，且應做到多組防護裝置的協調一致。超聲速模型試驗中，顫振模型經受不了超聲速時風洞啟動和停車的衝擊，最好的辦法是在風洞的側壁安裝模型收放裝置的箱體，模型放置在箱體內，待穩定的流場建立後，把模型送入試驗段。模型發生顫振或關車前，應先把模型送入箱體內。總之，在試驗過程中，要採取各種措施，防止模型和風洞的毀壞。

顫振模型風洞試驗最為關心的問題是顫振臨界條件的判斷。顫振通常有爆發型及緩和型，前者用直觀的方法很容易判斷。而後者因為有很長一段阻尼區，模型回響雖大，但並不發散，臨界條件的判斷比較困難。有時把回響很大的情況定為臨界點；有時把振盪開始發散的情況定為臨界點，速度誤差很大。這時就需要有合適的數據處理方法，來進行亞臨界回響的測量分析。其方法是多種多樣的，但它的發展方向是由事後分析轉變為線上分析。

試驗任務

顫振模型風洞試驗的主要任務是：①在飛行器設計的初期，研究參數變化的影響，以供選擇設計方案，所以應在一個足夠的變數範圍內完成這項試驗。這個範圍要覆蓋飛行包線，以及所要求的各種外掛裝載及其狀態。研究應包括機翼、機身、尾翼和操縱面的重要參數。②校核顫振計算並驗證理論計算方法。在跨聲速範圍內，顫振線性分析技術的精度是不可靠的。因此，跨聲速模型風洞試驗是在顫振試飛前，驗證飛機跨聲速顫振特性的唯一途徑。

模型

顫振模型應有穩定的外形及質量、剛度（包括局部剛度）、阻尼（包括模型內部分布的局部阻尼）特性，這些特性在試驗過程中不會因環境的變化、調整試驗狀態及拆裝零部件而改變；模型固定部件應牢固，活動部件應轉動靈活，模型特性不能因拆裝而變化；模型結構簡單、可靠；模型應有足夠的強度，特別是高速試驗模型；在風洞試驗前，應做地面校核試驗，包括慣性試驗（稱重、測質心位置、測質量慣性矩）、剛度試驗（測模型彈性變形）及共振試驗（測量模型振動模態及頻率）。由於顫振模型試驗時，被毀壞的可能性很大，因此須同時準備幾個相同模型備用。

激勵方法

在20世紀50年代，試驗者即認識到要想獲得高信噪比的數據，達到充分的激振很重要。只有足夠大能量的激勵才能激起相應的振動模態，以便從回響數據中估計系統穩定性。對激勵系統的要求是，不僅提供足夠大的激振力，還必須是相關的頻率範圍。

目前在各種實用的飛行顫振試驗方法中，常用的方法有以下幾種。

(1)脈衝激勵

通過飛行員人工激勵操縱面，或者藉助小火箭來產生作用時間很短的脈衝激勵信號，對飛行中的飛機進行激勵。脈衝激勵是一種比較簡便的方法，它所用的設備也不複雜，進行一次試驗所需的時間較短。但要得到高信噪比的回響信號較困難，必須依靠複雜的數據處理方法才能得到模態頻率和阻尼。

(2)簡諧激勵

簡諧激勵可通過電磁激勵器來實現，常用的激勵有穩態激勵和衰減振盪兩種。簡諧激勵的主要特點是：試驗中激勵頻率可調，激勵能量大；但試驗的時間長，且試驗設備也相對較複雜。

(3)掃描激勵

利用專用的信號發生器產生一種特定信號，在一個選定的頻率範圍內，按照一定的規律連續改變激勵信號的頻率，從而對飛機結構進行掃描激勵。這種激勵方法可避免簡諧激勵費時太多的問題，但往往激勵能量不能滿足要求。

(4)隨機激勵

利用大氣紊流或機械的、空氣動力的方法產生隨機信號，對飛機結構進行激勵，且記錄結構的回響信號。利用大氣紊流激勵，設備簡單；但它在低頻範圍內能量較集中，所以易激出低頻模態。此外，還需用較為複雜的參數識別技術來求得模態頻率和阻尼。