CN116754172B - 一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统及试验方法 - Google Patents
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Abstract
一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统及试验方法，属于风洞颤振试验技术领域。本发明解决了目前在颤振风洞试验过程中，尤其是高马赫数来流的条件下，试验模型发生颤振现象是具有较大危险性的问题。本发明的第二支撑机构设置在风洞内，第二支撑机构上设置有保护罩，机翼模型设置在保护罩内，机翼模型底部通过第一支撑机构与升降平台建立连接，升降平台安装在风洞内并通过电机驱动，第一支撑机构上安装有模型夹紧机构，模型夹紧机构与机翼模型配合连接，机翼模型上设置有传感器。本发明的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统对机翼模型具有较好的保护效果，并可以获得机翼模型振动特性的具体数据。
Description
技术领域
本发明属于风洞颤振试验技术领域，具体为一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统及试验方法。
背景技术
飞行器结构是弹性体，在气动力的作用下会产生弹性变形，结构的变形会产生附加的气动力，附加的气动力又会与弹性体产生新的变形，这就是气动弹性的问题，气动弹性的问题是典型的流固耦合问题，是气动力、弹性力和惯性力三种力学耦合作用的结果。在飞行器的机翼、舵面、壁板等部位，容易发生颤振现象，也就是动气弹问题。颤振现象发生时，结构剧烈振动，会对飞行器结构造成极大的破坏，所以颤振研究对维持飞行安全具有重大意义。
飞行器颤振问题的研究方法同绝大多数物理问题相同，理论和数值分析，锁比模型的风洞试验，飞行器结构的地面振动测试和真实飞行测试。颤振风洞试验是通过动力学相似模型来获得飞行颤振特性的一种技术手段，颤振风洞试验的进行，可以更直观的观察和研究流固耦合现象，进一步研究颤振问题。但因为模型会在颤振过程中剧烈振动，试验本身具有一定的危险，并且在高马赫数来流条件下，危险性更强。所以对风洞的试验系统和试验方法提出了更高的要求。
因此，本申请针对目前高马赫数来流的条件下，试验模型发生颤振现象具有较大危险性的问题，提出一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统及试验方法用以解决上述问题。
发明内容
本发明研发目的是为了解决目前在颤振风洞试验过程中，尤其是高马赫数来流的条件下，试验模型发生颤振现象是具有较大危险性的问题。在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。
本发明的技术方案：
方案一：一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统，包括机翼模型、第一支撑机构、第二支撑机构、升降平台、保护罩、传感器和模型夹紧机构，第二支撑机构设置在风洞内，第二支撑机构上设置有保护罩，机翼模型设置在保护罩内，机翼模型底部通过第一支撑机构与升降平台建立连接，升降平台安装在风洞内并通过电机驱动，第一支撑机构上安装有模型夹紧机构，模型夹紧机构与机翼模型配合连接，机翼模型上设置有传感器。
进一步的，还包括非接触测量系统，非接触测量系统布置在风洞的光学观察窗口外侧。
进一步的，所述传感器与数据采集系统建立连接，风洞内设置有测控系统，测控系统与模型夹紧机构和升降平台的驱动电机分别建立连接。
进一步的，所述模型夹紧机构包括卡槽、气缸、气缸支座、导轨和滑块，卡槽安装在滑块上，滑块与气缸的执行端建立连接，气缸通过气缸支座安装在第一支撑机构上，滑块通过导轨滑动安装在第一支撑机构上，卡槽与机翼模型配合连接。
进一步的，所述保护罩包括尖劈横板和空心罩，尖劈横板设置在空心罩上，空心罩为空心结构，空心罩的空腔内容纳机翼模型，尖劈横板的尖劈端布置在风洞来流方向上。
进一步的，所述机翼模型的骨架和蒙皮采用玻璃钢复合材料制成，机翼模型的维型结构采用德固赛泡沫制成，机翼模型的根肋采用7075-T6铝制成。
方案二：一种高马赫数自由来流风洞颤振试验方法，该方法基于方案一所述的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统所实现的，包括以下步骤：
步骤一：将试验系统全部就位后，风洞内从低动压开始起风；
步骤二：流场平稳后，升降平台带动机翼模型和第一支撑机构上升，在上升过程中，模型夹紧机构夹紧机翼模型；
步骤三：升降平台带动机翼模型穿过保护罩后完全处于均匀流场区，模型夹紧机构松开机翼模型；
步骤四：通过测控系统控制自由来流风洞动压提升；
步骤五：风洞变动压的同时，数据采集系统接收传感器的信号，获得机翼模型的实时数据，判断机翼模型的状态，通过非接触测量系统利用风洞上的光学观察窗口，通过纹影系统实时获得机翼模型和流场的状态，直至机翼模型发生颤振现象；
步骤六：通过测控系统控制模型夹紧机构将机翼模型的底部夹紧，减小机翼模型的振幅，同时通过升降平台将机翼模型降落至保护罩内，结束试验；
步骤七：风洞停风，保存试验数据。
本发明具有以下有益效果：
1、本发明的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统，在进行高马赫数自由来流风洞颤振试验时，可以保证机翼模型在风洞刚起风流场不稳定时，保护机翼模型不受到影响而发生振动，并且在颤振现象发生时，可以及时将机翼模型夹紧并收回，使机翼模型不受到破坏，节约机翼模型的制作成本。
2、本发明的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统通过非接触测量系统可以观测到瞬时的颤振现象以及流畅的状态，通过机翼模型上的传感器在数据采集系统中可以获得振动特性的具体数据。
附图说明
图1是一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统的整体结构示意图；
图2是机翼模型完全处于风洞流场内的示意图；
图3是模型夹紧机构的结构示意图；
图4是一种高马赫数自由来流风洞颤振试验方法的流程图。
图中：1-机翼模型，2-1-第一支撑机构，2-2-第二支撑机构，3-升降平台，4-保护罩，4-1-尖劈横板，4-2-空心罩，5-传感器，6-数据采集系统，7-测控系统，8-模型夹紧机构，8-1-卡槽，8-2-气缸，8-3-气缸支座，8-4-导轨，8-5-滑块，9-非接触测量系统。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明了，下面通过附图中示出的具体实施例来描述本发明。但是应该理解，这些描述只是示例性的，而并非要限制本发明的范围。此外，在以下说明中，省略了对公知结构和技术的描述，以避免不必要地混淆本发明的概念。
本发明所提到的连接分为固定连接和可拆卸连接，所述固定连接（即为不可拆卸连接）包括但不限于折边连接、铆钉连接、粘结连接和焊接连接等常规固定连接方式，所述可拆卸连接包括但不限于螺纹连接、卡扣连接、销钉连接和铰链连接等常规拆卸方式，未明确限定具体连接方式时，默认为总能在现有连接方式中找到至少一种连接方式能够实现该功能，本领域技术人员可根据需要自行选择。例如：固定连接选择焊接连接，可拆卸连接选择铰链连接。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
实施例1，结合图1-图3说明本实施例，本实施例的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统，包括机翼模型1、第一支撑机构2-1、第二支撑机构2-2、升降平台3、保护罩4、传感器5和模型夹紧机构8，第二支撑机构2-2设置在风洞内，第二支撑机构2-2上设置有保护罩4，机翼模型1设置在保护罩4内，机翼模型1底部通过第一支撑机构2-1与升降平台3建立连接，升降平台3安装在风洞内并通过电机驱动，第一支撑机构2-1上安装有模型夹紧机构8，模型夹紧机构8与机翼模型1配合连接，机翼模型1上设置有传感器5。
传感器5与数据采集系统6电性连接，将机翼模型1颤振过去中收集到的振动信号通过传感器5传递至数据采集系统6中进行收集、汇总和分析。传感器包括加速度计和应变片，用于测量模型振动状态，加速度计预埋在机翼模型1内部，应变片粘贴在机翼模型1的梁肋处。
机翼模型1根据颤振试验相似准则缩比设计，是极易发生颤振的部件，以符合材料为主材，机翼模型1的骨架和蒙皮选用玻璃复合材料，维型结构采用德固赛泡沫，根肋选用7075-T6铝，在模型加工阶段，需制备4个以上的机翼模型1，用来进行试验中颤振边界的探索和测控系统7的验证。
升降平台3设置在风洞内，受电机驱动进行升降，电机通过测控系统7进行控制，完成一次升降的速度在1s内。
保护罩4包括尖劈横板4-1和空心罩4-2，尖劈横板4-1设置在空心罩4-2上，空心罩4-2为空心结构，空心罩4-2的空腔内容纳机翼模型1，尖劈横板4-1的尖劈端布置在风洞来流方向上；保护罩4在非试验时刻，保护机翼模型1不受流场干扰，不处于低马赫数低动压区，保护罩4在高马赫数自由来流风洞中的横截面积不宜过大，加上机翼模型1后，风洞的阻塞度需要保证风洞能正常启动。尖劈横板4-1起到整流作用，可以把激波压在尖劈横板4-1下，保护机翼模型1不受激波干扰时刻处于均匀流场区。空心罩4-2采用空心结构，可以容纳机翼模型1升降和传感器线路的放置。
测控系统7用于控制模型夹紧机构8和风洞内电机驱动升降平台3上升或下降，测控系统7与模型夹紧机构8和风洞内升降平台3的驱动电机分别通过建立电性连接，同时控制风洞流场速压的改变。测控系统7在进行风洞速压变化的控制时，采集传感器5的信号，进行阻尼辨识，决定下次的升动压数值，阻尼正常或偏大或阻尼过小时，动压升高的幅度不同。在进行模型夹紧机构8和模型升降的控制时，需判断颤振试验现象是否发生，一般高速模型30~40个周期范围发散，属于缓慢发散，判断发散的指标为传感器5信号采集的振幅连续5个逐渐增大。
模型夹紧机构8包括卡槽8-1、气缸8-2、气缸支座8-3、导轨8-4和滑块8-5，卡槽8-1安装在滑块8-5上，滑块8-5与气缸8-2的执行端螺纹连接，气缸8-2通过气缸支座8-3安装在第一支撑机构2-1上，滑块8-5通过导轨8-4滑动安装在第一支撑机构2-1上，卡槽8-1与机翼模型1配合连接，气缸8-2通过测控系统7进行控制，卡槽8-1采用30CrMnSiA材料制成，气缸支座8-3采用Q235a材料制成，气缸8-2通过风洞中的气泵供气，气缸与供气气泵之间采用密封连接，使气缸在风洞中的低真空环境下也可以正常使用。
非接触测量系统9是利用风洞上的光学观察窗口，双目视觉系统所用的两台相机架设在设计位置上，保证一定角度，采用机翼模型1振动频率5-8倍的采样率进行拍摄，同时，风洞内的纹影系统可以实时获得流场。
实施例2，结合图1-图4说明本实施例，本实施例的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验方法，包括以下步骤：
步骤一：将试验系统全部就位后，风洞内从低动压开始起风；
步骤二：流场平稳后，升降平台3带动机翼模型1和第一支撑机构2-1上升，在上升过程中，模型夹紧机构8夹紧机翼模型1；
步骤三：升降平台3带动机翼模型1穿过保护罩4后完全处于均匀流场区，模型夹紧机构8松开机翼模型1；
步骤四：通过测控系统7控制自由来流风洞动压提升；
步骤五：风洞变动压的同时，数据采集系统6接收传感器5的信号，获得机翼模型1的实时数据，判断机翼模型1的状态，通过非接触测量系统9利用风洞上的光学观察窗口，通过纹影系统实时获得机翼模型1和流场的状态，直至机翼模型1发生颤振现象；
步骤六：通过测控系统7控制模型夹紧机构8将机翼模型1的底部夹紧，减小机翼模型1的振幅，同时通过升降平台3将机翼模型1降落至保护罩4内，结束试验；
步骤七：风洞停风，保存试验数据。
本实施例只是对本发明的示例性说明，并不限定它的保护范围，本领域技术人员还可以对其局部进行改变，只要没有超出本发明的精神实质，都在本发明的保护范围内。
Claims (5)
1.一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统，其特征在于：包括机翼模型(1)、第一支撑机构(2-1)、第二支撑机构(2-2)、升降平台(3)、保护罩(4)、传感器(5)和模型夹紧机构(8)，第二支撑机构(2-2)设置在风洞内，第二支撑机构(2-2)上设置有保护罩(4)，机翼模型(1)设置在保护罩(4)内，机翼模型(1)底部通过第一支撑机构(2-1)与升降平台(3)建立连接，升降平台(3)安装在风洞内并通过电机驱动，第一支撑机构(2-1)上安装有模型夹紧机构(8)，模型夹紧机构(8)与机翼模型(1)配合连接，机翼模型(1)上设置有传感器(5)；
所述传感器(5)与数据采集系统(6)建立连接，风洞内设置有测控系统(7)，测控系统(7)与模型夹紧机构(8)和升降平台(3)的驱动电机分别建立连接，传感器(5)包括加速度计和应变片，用于测量模型振动状态，加速度计预埋在机翼模型(1)内部，应变片粘贴在机翼模型(1)的梁肋处；
测控系统(7)在进行风洞速压变化的控制时，采集传感器(5)的信号，进行阻尼辨识，决定下次的升动压数值，阻尼正常或偏大或阻尼过小时，动压升高的幅度不同；在进行模型夹紧机构(8)和模型升降的控制时，需判断颤振试验现象是否发生，高速模型30～40个周期范围发散，属于缓慢发散，判断发散的指标为传感器(5)信号采集的振幅连续5个逐渐增大；升降平台(3)受电机驱动进行升降，电机通过测控系统(7)进行控制，完成一次升降的速度在1s内；
所述模型夹紧机构(8)包括卡槽(8-1)、气缸(8-2)、气缸支座(8-3)、导轨(8-4)和滑块(8-5)，卡槽(8-1)安装在滑块(8-5)上，滑块(8-5)与气缸(8-2)的执行端建立连接，气缸(8-2)通过气缸支座(8-3)安装在第一支撑机构(2-1)上，滑块(8-5)通过导轨(8-4)滑动安装在第一支撑机构(2-1)上，卡槽(8-1)与机翼模型(1)配合连接。
2.根据权利要求1所述的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统，其特征在于：还包括非接触测量系统(9)，非接触测量系统(9)布置在风洞的光学观察窗口外侧。
3.根据权利要求2所述的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统，其特征在于：所述保护罩(4)包括尖劈横板(4-1)和空心罩(4-2)，尖劈横板(4-1)设置在空心罩(4-2)上，空心罩(4-2)为空心结构，空心罩(4-2)的空腔内容纳机翼模型(1)，尖劈横板(4-1)的尖劈端布置在风洞来流方向上。
4.根据权利要求3所述的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统，其特征在于：所述机翼模型(1)的骨架和蒙皮采用玻璃钢复合材料制成，机翼模型(1)的维型结构采用德固赛泡沫制成，机翼模型(1)的根肋采用7075-T6铝制成。
5.一种高马赫数自由来流风洞颤振试验方法，该方法基于权利要求4所述的一种高马赫数自由来流风洞颤振试验系统所实现的，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：将试验系统全部就位后，风洞内从低动压开始起风；
步骤二：流场平稳后，升降平台(3)带动机翼模型(1)和第一支撑机构(2-1)上升，在上升过程中，模型夹紧机构(8)夹紧机翼模型(1)；
步骤三：升降平台(3)带动机翼模型(1)穿过保护罩(4)后完全处于均匀流场区，模型夹紧机构(8)松开机翼模型(1)；
步骤四：通过测控系统(7)控制自由来流风洞动压提升；
步骤五：风洞变动压的同时，数据采集系统(6)接收传感器(5)的信号，获得机翼模型(1)的实时数据，判断机翼模型(1)的状态，通过非接触测量系统(9)利用风洞上的光学观察窗口，通过纹影系统实时获得机翼模型(1)和流场的状态，直至机翼模型(1)发生颤振现象；
步骤六：通过测控系统(7)控制模型夹紧机构(8)将机翼模型(1)的底部夹紧，减小机翼模型(1)的振幅，同时通过升降平台(3)将机翼模型(1)降落至保护罩(4)内，结束试验；
步骤七：风洞停风，保存试验数据。
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2023
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