冰风洞试验中机翼振动问题探究

流体力学论文第六篇：冰风洞试验中机翼振动问题探究

 

　　摘要：在结冰试验过程中,由于积冰不断生成,翼型周围流场也会变化,从而对翼面形成不稳定影响。针对混合缩比翼型,采用不同材质蒙皮进行了试验,绘制冰型、考察结冰历程中蒙皮稳定特性,并确定模型的安全情况。结果表明,积冰增长对流场的扰动使得翼面产生不规则冰型。振荡流场作用于蒙皮产生不同的振动效果,碳纤维蒙皮在共振作用下,对振荡反应更迅速,上下表面振动频率在120 Hz和130 Hz左右;铝合金蒙皮则处于逐渐振动的过程,且上下表面相同且振动频率基本稳定在120 Hz左右。

 

　　关键词：冰风洞; 气流振荡; 蒙皮; 稳定性;

 

　　Impact Aanlysis of Ice-induced Airflow Vibration on Hybrid Airfoil Skin Stability

 

　　YANG Guangjun LI Zhao SUN Jing XIAO Jingping JIANG Feng

 

　　National Key Laboratory of Science and Technology on UAV, Northwestern Polytechnical University School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University Institute of Low Speed, China Aerodynamics Research and Development Centre

 

　　Abstract：For large-scale model icing tests,test safety is very important.However,due to the continuous generation of ice accretion,the flow field around the airfoil will change rapidly,which will form unstable effect on the airfoil.For a hybrid airfoil,experiments are carried out with different skins,ice types are drawn respectively and stability characteristics of the skin during the icing process are studied and are drawn the safety of the model is determined.It is shown that the disturbance of the flow field caused by the accumulation of ice accretion makes the airfoil obtain an irregular ice shape;the skin with different elastic modulus has different response to the oscillating flow field,the vibration frequencyof upper and lower surfaceofcarbonfiberskinis around 120 Hz and 130 Hz,respectively,while for Aluminum alloy skin,which is about 120 Hz.

 

　　气动弹性现象是飞行器结构弹性与空气动力相互耦合产生的复杂结构响应问题,对于飞行器的操控性、稳定性及结构强度等具有很大影响,严重时会破坏结构造成飞行事故。现代飞机在执行任务时,会遇对飞行安全具有巨大影响的结冰自然环境,飞机在飞行中产生结冰会对其气动特性产生显著影响,致使飞机的操作稳定性进一步恶化。关于飞机结冰的机理及试验研究,国外已经进行了许多数值仿真及试验验证;国内也进行了基于NACA翼型的积冰过程及其对于翼型的气动特性的影响问题研究[1,2,3]。

 

　　气弹问题涉及空气动力学、结构动力学、飞行力学、材料力学等学科,因此仅依靠理论分析和数值仿真是无法解决该问题,必须通过大型风洞的气动弹性试验进行验证与探索[4]。目前,由于风洞尺寸和技术限制,进行大型风力机叶片、大展弦比航空器机翼湿冷环境下的结冰特征试验时,现有的结冰风洞试验段尺寸难以满足大尺度模型相似准则要求,尤其是改变模型迎角时,会造成冰风洞阻塞度增大,不能得到精确试验结果。因此,Saeed[5,6]于1997年改进混合模型方法而提出了一种混合缩比翼型设计方法,混合缩比模型可以实现与全尺寸翼型前缘部分流动特相同的情况下,只有全尺寸翼型一半弦长,从而,改善试验中的冰风洞阻塞问题。

 

　　冰风洞试验过程中,翼型前缘逐渐产生积冰使得机翼表面不光滑、形貌发生改变,从而使翼型周围流场产生变化,不稳定流场作用在翼型上会对其造成振动等不利影响。文中采用混合缩比模型方法,设计了基于NACA0012的混合翼型,并在结冰风洞中进行了该翼型结冰试验,为解决混合翼型在进行冰风洞试验过程中的振动及在气流作用下的结构响应问题,进行了冰致气流振荡导致的机翼振动问题的试验研究。

 

　　1 试验设计

 

　　1.1 试验方案及方法

 

　　(1) 混合缩比翼型结冰试验

 

　　针对不同蒙皮材料,采用相同的试验参数分别进行混合翼型结冰试验;在冰风洞中先进行3 min无水试验,接着进行3 min喷水结冰试验;风洞停车后,迅速用热刀插入冰内并绘制其外形于坐标纸上,通过摄像机记录成冰过程,同时保存声振仪在整个试验周期内的数据。

 

　　(2) 冰致气流振荡及响应测量

 

　　翼型结冰会对气流产生影响,相应地气流会对该翼型主要是蒙皮部分产生作用,利用LMS Test.Xpress声振分析仪,通过在翼型固定端及蒙皮不同位置设置加速度传感器,对各材质蒙皮结构的振动响应进行测量,以了解蒙皮在积冰过程中的振荡情况。

 

　　1.2 试验场地和设备

 

　　本试验在研究型回流式结冰风洞进行,风洞结构如图1所示,主试验段尺寸为0.3 m×0.2 m×0.65 m,模拟风速为21～210 m/s (模拟高度7 000 m) ,气流温度为-40～30℃(±0.5℃),总压为5 kPa至常压,粒径范围10～50 μm,气流湍流度小于等于0.5%。

 

　

　　图1 0.3 m×0.2 m冰风洞结构   

 

　　本试验通过螺栓固定翼型端板与风洞壁来设置翼型迎角,3个加速度传感器分别固定于翼型前端、上蒙皮中部位置及下蒙皮中部位置,从翼型端部槽内引出信号线,将翼型在结冰风洞中的试验数据储存至计算机中,以便进行后续处理。混合翼型模型及传感器安装如图2所示。

 

　

 

　　图2 模型截面尺寸及传感器安装位置   

 

　　本试验中,蒙皮振动响应数据采集及分析采用LMS Test.Xpress声振分析仪。LMS Test.Xpress可以同时进行数据采集与数据分析,在显示实时处理结果的同时,记录原始时域信号以供试验数据后处理。本试验对测量得到的振动数据进行FFT (快速傅里叶变换) 分析,确定不同蒙皮、不同位置结冰过程中振动响应情况,确定其共振频率,为后续试验安全提供参考。

 

　　1.3 试验参数

 

　　为对比不同蒙皮对于混合翼型的振动响应情况,制作铝合金和碳纤维蒙皮材质的混合翼型模型,并针对铝合金蒙皮及碳纤维蒙皮分别进行试验。试验中,来流总压101 325 Pa,来流温度-2℃,对应干冷空气来流速度为90 m/s。结冰过程中环境参数:液态水含量0.5 g/m3,平均液滴直径20 μm,结冰时间3 min。

 

　　2 试验结果与分析

 

　　2.1 混合缩比翼型结冰形貌

 

　　上述工况下混合翼型的结冰外形如图3所示。可以看出,此时翼面产生了不规则的积冰,这是由于水滴在空气带动下沿翼型表面向后部滑移。此时相对较高结冰温度并不能使水滴立刻凝结形积冰,而是在翼面向后滑动。液滴在翼型表面滑动过程中,与外界进行热量交换,逐渐凝结在翼面上;后续液滴由于冰形阻挡无法继续向后运动,只能向前生长;最终,在冰形与气流的相互影响扰动下,撞击在翼面上的液滴产生不规则的运动,从而形成不规则的冰形。

 

　

　　图3 hy4翼型-2℃冰型   

 

　　2.2 混合缩比翼型蒙皮振动响应

 

　　结冰试验过程中,在干冷空气作用下,结冰之后的翼型周围流场会发生变化,其完整过程的如图4所示。开始阶段,干冷空气绕翼型流动在蒙皮上下表面形成分离涡,使得尾部在其作用下产生振动。图4(a)为CFD模拟结果;图4(b)为绕翼型的流线图;图4(c)为冰风洞开始喷水在翼型前缘形成积冰,此时前缘脱离涡,并随时间历程向翼型后部推移,与尾部涡流叠加增加强度,表现为此阶段蒙皮振动幅度增大;图4(d)为前缘脱离涡及尾部振动对涡流产生的耦合叠加作用,使蒙皮振动进一步增大。

 

　　图5中,-30～0 s为仅吹气、未喷水阶段,各测量点均处于稳定振动。图5(a)为碳纤维蒙皮,在0 s之后喷水结冰开始,碳纤维蒙皮上表面迅速对结冰后气流产生响应,上表面以1g加速度振动持续到结束且蒙皮将涡流的影响作用传递到固定连接处,使其产生振动稍微增强的效果;图5(b)为铝合金蒙皮,其随结冰过程振动也逐渐增强,由于其具有更大弹性模量,对于涡流具有更好的忍耐力,不会由于涡流作用而导致固定连接处振动增强,因此,其固定处的加速度保持稳定。

 

　

 

　　图4 全时间周期流场变化过程及对蒙皮影响   

 

　

　　图5 碳纤维及铝合金蒙皮加速度测量值  

 

　　图6为碳纤维在吹气阶段(-30 s),结冰(30 s,60 s,90 s)时间点频率响应。在吹气阶段,碳纤维蒙皮由于尾部涡流影响在较低频率下便产生共振现象,其对振荡反应更迅速。随着结冰过程增长,冰型对气流的扰动也逐渐增大,此时的上下蒙皮均出现相应的振动增强。低频共振现象使得碳纤维蒙皮对于扰动气流的反应显著,这对于飞行是十分不利的情况。

 

　

 

　　图6 碳纤维蒙皮典型时间点频率响应测量值   

 

　　图7为铝合金蒙皮在吹气、结冰阶段不同时间点频率响应。铝合金蒙由于较高弹性模量,在整个结冰过程中,振动频率和强度均保持较稳定状态,较大的刚度使得蒙皮对于整个结冰过程中,低频段涡流扰动反应并不明显;而且在开始结冰的过程中,其下表面的振动幅度有逐渐增加的现象,上表面由于在迎角下前缘积冰的遮挡作用下,并未出现太大的振动波变化情况。由于铝合金蒙皮的对涡流的抵抗作用,前缘在各时间点处产生的振动均为发生变化,说明对于结冰环境工作的飞行器,采用铝合金等更大刚度的材料制作蒙皮具有更好的安全性。

 

　　

　　图7 铝合金蒙皮典型时间点频率响应测量值   

 

　　3 结 论

 

　　对混合缩比翼型在结冰过程中,不同材料蒙皮的振动特性、结冰历程中固定段、上下表面蒙皮在积冰导致的气流振荡作用下的振动响应进行了试验,对蒙皮振动频率进行分析,并有如下结论:

 

　　(1) 由于气流振荡及积冰对流场的扰动,混合翼型结冰过程会产生动态不规则的外形。

 

　　(2) 蒙皮材料对于其振动响应有较大影响,采用碳纤维等较软蒙皮,由于其刚度不足以抑制湍流波动,在尾部涡流及自身振动的叠加作用下,其蒙皮结构振动情况加剧。

 

　　(3) 对结冰过程不同状态点加速度分析,刚度大的蒙皮对于涡流的作用比较柔软蒙皮具有更好的抵抗能力,不会将其振动影响传递至模型前端,从而保持前端稳定。

 

　　(4) 随着结冰过程时间推移,碳纤维蒙皮在共振作用下对振荡反应更迅速,上下表面振动频率不同,分别是120 Hz和130 Hz;铝合金蒙皮则处于逐渐振动的过程,且上下表面相同且振动频率基本稳定在120 Hz左右。

 

　　混合缩比翼型最终需进行结冰试验以确定其设计性能,本文开展了某特定混合缩比翼型不同蒙皮材料结冰过程的振动试验,明确了蒙皮的振动特性及频率,并为后期的混合缩比翼型结冰实验提供了参考。

 

　　参考文献

 

　　[1] 王治国,杨军,娄德仓.结冰对翼型流场影响的研究[J].燃气涡轮试验与研究,2010,23 (1):31-36.

　　[2] 易贤,朱国林,王开春,等.翼型积冰的数值模拟[J].空气动力学学报,2002,20 (4):428-433.

　　[3] 周华,胡世良.圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析[J].力学季刊,2007,28 (1):28-33.

　　[4] 郭东明,贾振元,杨睿,等.大型风洞气动弹性试验模型/支撑制造、感知与控制的科学问题[J].中国科学基金,2017 (5):428-431.

　　[5] SAEED F,SELIG M S,BRAGG M B.Design of subscale airfoils with full-scale leading edges for ice accretion testing[J].Journal of Aircraft,1997,34 (1):94-100.

　　[6] SAEED F,SELIG M S,BRAGG M B.Hybrid airfoil design method to simulate full-scale Ice accretion throughout a given a range [J].Journal of Aircraft,1998,35(2):233-239.