某战斗机高速全模颤振风洞试验研究

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1、航空学报oct．252012VoI．33No．101765-1771ActaAeronauticaetAstronaulicaSinicaISSN1000．6893CN11—1929／Vhttp：∥hkxb．buaaedu．cnhkxb@buaa．educn文章编号：1000一6893(2012)10—1765一07某战斗机高速全模颤振风洞试验研究郭洪涛，路波*，余立，杨兴华，罗建国，吕彬彬中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳621000摘要：为了验证高速风洞全模颤振试验技术以

2、及获取某战斗机颤振安全边界，运用风洞试验的方法研究了某战斗机全模颤振特性．重点考察了模型在支撑系统上的稳定性、安全性以及典型颤振特性。结果表明：采用悬浮支撑系统可以使颤振模型具有除轴向以外的5个方向的运动自由度以及较好的稳定性和安全性；跨声速时的非线性气动力与速压较高日寸的结构非线性对全机颤振特性有较大影响，导致模态参数与颤振稳定性参数随速压呈非线性变化；振动波形图显示了该模型颤振形式为缓和型颤振，验证了模型设计时的计算结果。关键词：仝模颤振；气动弹性；悬浮支撑系统；风洞试验；战斗机中图分类号：

3、V215．3+4文献标识码；A现有工程中使用的颤振分析方法在亚声速和超声速范围可以给出较为准确的颤振边界预测结果，而对于跨声速范围的颤振，由于不能准确预计激波运动、激波与边界层的相互作用以及激波诱导分离等非线性因素而误差较大。因此，必须采用风洞试验的方法来研究飞行器的跨声速颤振特性。对于部件与部件之间结构不耦合或耦合程度较低时，利用部件模型颤振试验来校核飞行器的颤振特性是适用的。但是，随着现代飞行器的发展，复合材料技术广泛应用于飞行器结构，导致其结构非线性进一步增强，各部件之间的相互作用愈来愈复

4、杂，相互间的弹性影响不能被忽略。因此，对于部件之间存在气动力干扰以及结构动力耦合现象的飞行器，需要使用结构动力相似模型进行全模颤振风洞试验[1’7]。美国国家航空航天局兰利研究中心在TDT(TransonicDynamicsTunnel)风洞已进行了许多全模颤振风洞试验，例如在1960年，用一个1：8的缩尺比模型(LockheedElectraModel)进行了全模颤振试验，解决了该飞行器的推进系统颤振问题；波音747飞机于1967—1968年间总共进行了为期8周的全模颤振风洞试验，目的是为了确

5、定引擎扇叶前端装有大整流罩时对飞机的颤振特性影响；1973—1987年期间，对F一16战斗机总共进行了24项颤振风洞试验，其中部分颤振试验是用1：4的缩尺比全模进行的，目的就是为了验证F一16战斗机的全机颤振特性，以便为飞行试验提供指导；20世纪90年代，又陆续对一些先进布局的概念机(A12)以及商业运输机(CjtationX、M45)进行了全机颤振试验，都取得了很好的效果嘲。俄罗斯中央流体研究院(TsAGI)在T128风洞采用的悬浮支撑系统(Floatingsus—pensionSystem，

6、FSs)是一个柔性支撑系统，允许模型除轴向以外，可具有浮沉、俯仰、侧摆、偏航和滚转5个方向的自由度运动，且不影响模型的弹性振动模态，中国的“背景机”全模颤振模型应用收稿日期：2011—11—02；退修日期：2011·11—25；录用日期：2012·03—29；网络出版时间：2012—04·2716：17网络出版地址：wwwcnkinet／kcms／detail／111929．V．20120427．1617．011．html*通讯作者．Tel：0816—2462001E—mall：ghtl998@

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14、ca，2012，33(10)；1765．1771÷彝谤毒涛．路波．余立，等某战斗祝高速釜模颤振风洞试验研究-航空学摄．2012。33(1o)：1765-1771航空学报Oct．252012VoI．33No10这套系统在T

15、128风洞成功地进行了颤振试验，为国内建立全模颤振试验技术提供了经验和数据。目前，国内仅有中国空气动力研究与发展中心高速所(CARDC一2)的FI。一26风洞具备高速全模颤振风洞试验能力。2010年，国内首次高速全模颤振风洞试验在FL一26风洞完成，鉴于高速风洞全模颤振试验的研究工作在国内报道的较少，本文将该试验的相关情况作了简单介绍，给出了部分典型试验结果，并进行了简要分析与讨论。1试验设备1．1模型试验模型采用结构动力学相似方案，满足气动外形、刚度分布和质量分布相似。全机模型机身是纵向构件(