超声速低频大抖振气动弹性载荷试验

中国于2020年7月23日发射了火星探测器“天问一号”，并于2021年5月15日在火星成功着陆，成为了第2个在火星成功着陆探测的国家[1-2]。该飞行器有一个特殊的“配平翼”结构，由于该结构平面与飞行器主轴方向垂直，在飞行器进入火星大气层时，此局部结构相当于以90°左右的攻角直接进入火星流场，必将在流场中承受较大的气动载荷[3-4]。

风洞试验是研究结构的振动形式和动态条件下载荷情况的主要方式，特别是对于刚度较低的结构，在流场中常出现流固耦合、颤振等现象[5-7]。对于稳态条件下的结构载荷，French等[8-9]提出了一种弹性模型的设计手段，并利用增加配重的方法使模型满足动力学相似，完成了相应的试验。Carlsson和Kuttenkeuler[10]采用气弹剪裁方法设计了一个飞行器模型，使用内部的梁保持刚度，外部用刚性翼面保持气动外形。钱卫等[11]发展了全弹性模型的试验方法，并开展了相应的静气弹试验。寇西平[12]结合仿真分析软件完成了气动弹性模型的设计工作。刘南等[13]完成了飞行器尾翼的颤振试验。季辰等[14]通过设计的模型完成了高超声速下的颤振试验。杨贤文等[15]也开展了相应的风洞试验研究。

对于非定常气动力的研究，俄罗斯TsAGI研发了一套悬浮支撑系统用于研究飞行运动与气动力的耦合现象，且在低速风洞中增加两个摆动的叶片产生简谐离散阵风，中国也研发了类似的试验技术[16-17]。孙亚军等[18]针对民航客机机翼变形较大的特点进行了风洞试验，获得了跨声速条件下飞行器的颤振速度。梁技等[19]也利用风洞试验的方式研究了流场对飞行器尾翼动力学特性的影响。钱卫等[20]建立了某飞行器全机的风洞颤振试验，也获得了很好的试验结果。左承林等[21]进行了直升机旋翼桨叶位移的变形测量。杨希明等[22]则从气动弹性试验方面进行了总结和归纳。

对于其他形式结构也有大量的动力学试验测量结构的载荷和响应。例如有很多基于单自由度气弹模型试验展开的试验[23-25]应用于高楼、烟筒等大型建筑物上，也有很多基于桥梁等其他形式结构的风洞试验研究[26-30]。

相比于以往的试验，此次风洞试验存在以下困难：① 模型设计尺寸较小，由于需要在超声速条件下测量局部结构配平翼的载荷和动力学特性，模型必须经过放缩，又受到风洞阻塞度的限制，最终放缩后的配平翼部件仅有约2 cm×2 cm，这对模型的振动测量和激励带来了较大的困难；② 为研究不同频率模型的振动性质，需将模型设计为较低的频率，这要求试验模型既能在流场中发生较大变形，又不发生结构破坏以获得测量数据，这对试验模型的设计要求比较高；③ 配 平翼平面与流场方向基本垂直，又由于配平翼结构刚度较低，必然会发生较大的变形。

为研究火星进入舱配平翼结构在火星大气环境中所受静动态载荷的影响因素，规避和预防结构超载、结构破坏等情况的出现，本文将分析使用传统试验技术进行火星进入舱配平翼试验存在的不足，研究如何进行技术改进可以实现该飞行器的静动态载荷测量。希望能够基于技术改进建立火星进入舱配平翼试验平台，并准确有效地在风洞试验中实现火星进入舱配平翼结构的载荷预测，保障飞行器结构的飞行安全。

1 火星进入舱模型动载荷试验技术

1.1 动载荷试验技术需求

在进行火星进入舱模型动载荷试验的过程中需对模型进行支撑，并测量局部外部结构的动载荷特征，在不影响模型外部流场情况的条件下对模型进行激励，从而使其振动特征能在试验中更好地表现出来。传统的模型固定和激励方式中通常使用气缸等方式在模型外部激励，模型内部连接构造通常使用零件的形式进行连接。但传统的模型装置存在以下不足：

1) 结构零件较多，不同零件之间的动力学特征容易相互干扰，对试验结果造成不良影响。

2) 外部激励的方式容易对模型外部流场产生影响，使试验结果无法反映真实的载荷情况。

3) 机构复杂，在试验过程中容易受到外部流场影响，进而影响结构稳定性。

4) 一般很难实现对弹性结构模型试验的模拟。

1.2 动载荷试验技术改进

为克服1.1节提出的技术不足，设计了一种火星进入舱模型动载荷试验装置(如图1所示)，主要由以下部分组成：① 固定支杆，包括相对的第1端和第2端，第1端用于与风洞中的风洞弯刀相连；② 支杆连接套，支杆连接套的一端与固定支杆的第2端连接，另一端为中空结构；③ 进入舱头盖，盖合在支杆连接套的另一端，并与支杆连接套构成容置空间；④ 等频振动部件，包括内部梁和外部梁，内部梁位于容置空间中，外部梁位于容置空间外；⑤ 激振器，位于容置空间中，用于对内部梁施加激励，从而带动外部梁发生振动。

图1 火星进入舱模型结构
Fig.1 Structure of Mars entry module

1.3 动载荷试验技术实施效果

技术的有益效果在于在模型内部完成固定测量传导工作，不会破坏飞行器的气动外形，可有效实现对模型的加工和模型动力学特征的模拟。该内部激励方式相较于外部激励方式避免了对模型外部流场产生影响，使试验结果更准确。

进一步地，模型结构的组成部件较大程度地一体化成型减少了试验过程中受外部流场的影响，提高了结构稳定性；且相较于结构零件较多的形式，减少了不同零件之间的动力学特征产生的相互干扰，提高了试验结果的准确性。结构的稳定性和有效性将在后续试验中进行测试。

2 小尺度结构载荷测量技术

2.1 载荷测量技术需求

在进行大迎角小尺度模型的研究时，往往需要测量该结构在流场条件下承受的动态载荷。传统的载荷测量方式是在真实飞行器上进行的，通过粘贴应变片等方式直接测量飞行器不同位置的动载荷情况。

结构测量技术需反映试验模型的真实载荷情况，由于该项试验设备尺寸仅有2 cm×2 cm，在模型上粘贴应变片，使用压力传感器、压敏漆等试验方法都会在一定程度上对试验模型的频率和动力学特征产生不利影响。需研发相应的设计技术，以小尺寸的全弹性模型进行气动阻尼的测量试验。这给模型测量数据的真实性和准确性带来了极大挑战。

现有动载荷测量方式存在以下问题：① 在真实飞行器上进行测量，测量成本巨大，一旦发生事故将造成巨大的经济损失；② 无法在真实飞行过程之前预测载荷情况，一些载荷无法测量。

2.2 载荷测量技术改进

为测量低频结构承受的静动态载荷，建立了如图2所示的载荷测试方法。

首先在地面试验过程中使用应变片对不同载荷条件下的应变片测力结果进行标定，建立应变片示数与载荷的关系；然后利用数据拟合方式获得应变片示数与载荷的对应关系和公式；最后在风洞试验中获得各个应变片的示数，利用地面试验获得的对应公式反算，从而获得结构的载荷结果。

弹性模型测力包括静载荷和动载荷两部分，其中静载荷表现为载荷的均值，动载荷表现为载荷结果在均值附近的振幅，试验过程中通过数据处理可分别测量模型承受的静载荷和动载荷。

图2 载荷测试流程
Fig.2 Load test process

2.3 载荷测量技术实施效果

该技术可利用风洞试验在飞行器起飞前获得飞行器低频结构的动载荷数据，提前发现问题，相较于在真实飞行器上进行测量，该方法更简单便捷，尤其可避免真实飞行器载荷发生事故造成巨大的经济损失。该方法试验成本较低，即使出现由于载荷过大引起结构破坏的情况也不会产生巨大的经济损失。该方法尤其适用于大迎角(如迎角为70°～110°)、小尺度(如长度小于5 cm)、低频结构风洞动载荷测试。

3 结构体内部传动激振技术

3.1 传动激振技术设计需求

在进行该项动态风洞试验时需对模型进行激振，从而测量模型的振动衰减特征。为不改变模型边界条件，常规做法是在模型边安装激振器等设备对模型进行冲击和激振。如图3所示，现有的风洞试验模型激励装置包括反射板、激振器、激振器固定装置和试验模型。试验前需先将激振器固定装置通过螺钉安装在反射板上，再将激振器固定在激振器固定装置上。需对模型进行激励时，通过导线给激振器输入激振信号，实现对模型的激励作用。

原有的激振装置存在以下问题：

1) 试验结果可靠度低，激振器及其固定装置会影响风洞试验流场，从而影响试验数据可靠度。特别是对于小型的试验模型，模型尺寸相对激振器较小，受激励振器的影响相对更大。

2) 试验受限制，由于激振装置及其固定装置在风洞流场区域中，受到设备的限制，一些高温或高动压风洞试验无法完成。

3) 激振器容易破坏，由于激振器受风洞流场的冲击，很容易被破坏。

4) 工艺要求较高，如果激振器安装不牢固，导线捆绑不结实，很容易对试验结果产生影响，甚至会导致试验失败。

图3 原有的外部激振技术
Fig.3 Original external excitation technology

3.2 传动激振技术改进

为克服现有技术存在的缺点，设计了一种新型传动风洞试验激励装置。设计的相应传动机构可简单有效地实现激励风洞试验模型并完成风洞试验。

该传动激振装置包括激振器、翼舵面模型、薄壁连接板和等频率激振板(如图4所示)。其中，薄壁连接板倾斜放置，翼舵面模型水平固定安装在薄壁连接板的外侧壁，等频率激振板水平固定安装在薄壁连接板的内侧壁，激振器固定安装在等频率激振板的上表面，等频率激振板沿表面固定安装在外部模型的内壁，激振器和等频率激振板伸入外部模型的内部，翼舵面模型伸出外部模型的外部。也可以通过在翼舵面模型上开设变刚度开槽、增加复合材料填充的方式调整结构的质量和刚度分布(本次试验开槽较简单)。

图4 传动激励装置
Fig.4 Transmission excitation device

3.3 传动激振技术实施效果

本方案可通过内部振动和外部同频率振动的方式在模型内部对外部的试验配平翼进行激振，试验部件的动力学仿真分析如图5所示。

在进行模型激励时，可有效避免激振器等设备对模型振动流场的干扰，激振设备也不会受到流场冲击而发生破坏。

图5 试验部件动力学分析结果
Fig.5 Dynamic analysis results of test parts

4 风洞试验及其结果分析

4.1 试验情况

基于第1～3节的3项技术和方法搭建了超声速低频大抖振气动弹性载荷试验平台。试验平台可对第1～3节的3项试验方法和试验结构的可行性和有效性进行论证。风洞试验照片如图6所示。

图6 风洞试验照片
Fig.6 Wind tunnel test photo

4.2 试验结果与分析

试验测试获得的部分试验结果如图7所示，试验过程中数据的采样频率为9 600 Hz，可认为每个采样点为时域上的1/9 600 s。

试验过程中取数据的平均值换算获得结构承受的静载荷，取振动的振幅换算获得结构的动载荷(如式(1)所示)。计算动载荷的均方根rms反映振动的有效值(如式(2)所示)，计算其相对于静载荷的比例%rms，分析获得的部分试验结果如表1所示。

F动=Fmax-Fmin≈2A

(1)

(2)

式中：F动为动载荷；Fmax和Fmin分别为测量时段的最大和最小载荷；A为振幅；rms为测量动载荷的均方根；n为采样点个数；ai为各采样点的载荷测量值。

图7 部分风洞试验时域结果
Fig.7 Some time domain results of wind tunnel tests

试验结果显示飞行器在不同工况下承受的静动态载荷并不相同，模型3承受的动载荷相对较大，而在负攻角条件下结构所受的动载荷相对较高。但结合飞行器结构材料情况，该工况条件下飞行器结构受力仍低于材料的强度极限，飞行器仍然安全。

表1 部分动载荷试验结果
Table 1 Partial dynamic load test results

5 结 论

1) 建立了火星进入舱模型动载荷试验技术，通过该技术可有效获得飞行器在振动条件下的静动态载荷，结构形式简单，适合短钝体结构的载荷测量。

2) 建立了小尺度结构载荷测量技术，可通过结合仿真计算、地面标定试验、风洞试验的方式获得小尺度结构的内载荷。

3) 建立了结构体内部传动激振技术，可通过结构内部激励的方式降低激振设备对风洞流场的干扰，这对于小尺度模型具有更加重要的意义。

4) 进行了风洞试验，获得了飞行器在不同工况下承受的静动态载荷结果。结果显示模型3承受动载荷相对较大，而在负攻角条件下结构承受的动载荷相对较高。测量结果真实可信，试验方法具有可行性和有效性。

5) 在设定的载荷条件下，火星进入舱配平翼结构不会发生破坏。可通过改变结构频率、攻角等方式降低飞行器所受动载荷。