本發(fā)明屬于航空氣動力風洞試驗，尤其涉及一種連續(xù)式跨聲速風洞顫振試驗系統(tǒng)及方法。

背景技術：

1、跨聲速區(qū)域是飛行器顫振問題最為嚴重的區(qū)域，飛行器在跨聲速范圍飛行時，由于激波運動、流動分離等現(xiàn)象，空氣動力學特性表現(xiàn)出了強烈的非線性特征，使得飛行器的顫振邊界在跨聲速區(qū)域出現(xiàn)特有的低點，即凹坑現(xiàn)象，這對顫振試驗過程中的試驗方法和防護措施提出了較高的挑戰(zhàn)。顫振風洞試驗是獲得跨聲速顫振特性的重要手段，連續(xù)式跨聲速風洞由于其長時間運行、速壓范圍寬、馬赫數(shù)和速壓超調小等優(yōu)勢成為研究飛行器跨聲速顫振特性的重要基礎設施，以往一般以暫沖式風洞開展跨聲速顫振試驗，近年了建成多座連續(xù)式跨聲速風洞，因此建立一套行之有效的連續(xù)式跨聲速風洞顫振試驗系統(tǒng)和方法，來提高飛行器顫振試驗的精度、效率、可靠性和安全性就尤為必要。

技術實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的目的是提供一種連續(xù)式跨聲速風洞顫振試驗系統(tǒng)及方法，以解決風洞顫振試驗出現(xiàn)低點凹坑時可靠性和安全性不足的問題。本發(fā)明所采用的技術方案如下：

2、包括首尾依次連接構成閉合回路的壓縮機、低速擴散段、換熱段、三拐段、洞體主管路、四拐段、試驗段、一拐段和二拐段，試驗段的外部設有駐室，試驗段內設有靜壓采集傳感器，駐室內設有總壓采集傳感器，換熱段與消音塔通過第一管路相連，所述第一管路上設有排氣閥門，低速擴散段通過第二管路與中壓氣源相連，所述第二管路上設有增壓閥門，主補氣管路的一端與換熱段相連，第一補氣支管和第二補氣支管的一端分別與駐室相連，所述第一補氣支管和第二補氣支管的另一端與所述主補氣管路的另一端通過三通相連，所述主補氣管路上設有補氣截止閥，所述第一補氣支管上設有第一快速補氣閥，所述第二補氣支管上設有第二快速補氣閥；

3、試驗段上設有安全夾具，所述安全夾具包括執(zhí)行氣缸、電磁閥和u形頭，執(zhí)行氣缸固定在試驗段的外壁上，執(zhí)行氣缸的活塞桿穿過試驗段的側壁，并與u形頭相連，電磁閥通過供氣管路與高壓氣源連接，電磁閥通過兩個出氣管路分別與執(zhí)行氣缸的兩端氣室對應連接，試驗模型安裝在試驗段的內壁上，試驗模型上設置有保護軸，當執(zhí)行氣缸的活塞桿伸出時，u形頭的兩端分別夾在保護軸的兩側，防止試驗模型持續(xù)抖動，當執(zhí)行氣缸的活塞桿縮回時，u形頭脫離保護軸；

4、試驗模型上設有加速度傳感器組，所述加速度傳感器組和電磁閥分別與顫振測控plc電連接，壓縮機、所述總壓采集傳感器、所述靜壓采集傳感器、補氣截止閥、第一快速補氣閥和第二快速補氣閥分別與風洞測控plc電連接，所述顫振測控plc與所述風洞測控plc電連接。

5、本發(fā)明還提供了一種連續(xù)式跨聲速風洞顫振試驗方法，依托于上述一種連續(xù)式跨聲速風洞顫振試驗系統(tǒng)實現(xiàn)，包括以下步驟：

6、步驟一、設置初始狀態(tài)：打開補氣截止閥，關閉增壓閥門、排氣閥門、第一快速補氣閥和第一快速補氣閥，確認所述安全夾具夾緊保護軸，確認所述加速度傳感器組數(shù)據的安全閾值設置正確；

7、步驟二、設定增壓顫振試驗的目標壓力和目標馬赫數(shù)，打開補氣截止閥，啟動壓縮機，通過總壓采集傳感器和靜壓采集傳感器采集總壓壓力值和靜壓壓力值，計算得到風洞實時馬赫數(shù)m，并控制風洞實時馬赫數(shù)m達到目標馬赫數(shù)，實時馬赫數(shù)m的計算公式如下：

8、；

9、其中：p0為總壓壓力值，單位為pa，pct為靜壓壓力值，單位為pa；

10、步驟三、打開增壓閥門，逐漸增加風洞的總壓，控制風洞的來流實時速壓q達到目標壓力，實時速壓q的計算公式如下：

11、；

12、當實時速壓q滿足試驗要求時，控制執(zhí)行氣缸的活塞桿縮回，使試驗模型脫離u形頭的夾合，通過顫振測控plc采集加速度傳感器組的信號，計算并判斷試驗模型是否處于預顫振狀態(tài)或顫振狀態(tài)：

13、步驟31：顫振測控plc指定加速度傳感器組中單個或多個傳感器作為數(shù)據采樣通道，每個數(shù)據采樣通道每次采集n個數(shù)據，定義其中正負方向峰值超出設定閾值k幅值a%的數(shù)據為m，a小于100，如果數(shù)據采集通道所有采樣數(shù)據中m的個數(shù)小于設定個數(shù)m0，則增大風洞的總壓并繼續(xù)試驗，同時使用arma模型時序分析方法利用參數(shù)模型對有序隨機振動響應數(shù)據進行處理，從而進行模態(tài)參數(shù)識別，在離散時間域內，其中n個自由度的線性系統(tǒng)激勵與響應之間的關系符合下列差分方程：

14、；

15、其中：等式左側為自回歸差分多項式，即ar模型，等式右側為滑動平均差分多項式，即ma模型， y1為自回歸模型和滑動平均模型的階次， a i和 b j分別為待識別的系數(shù)， y2為當前離散時間步，x y1- i為 y1 -i步的動態(tài)信號， f y2- j為 y2- j步的激勵，在風洞試驗中激勵是湍流脈動，是未知的，arma模型的傳遞函數(shù)為：

16、；

17、其中： z -j和 z -i分別是遞歸算法的前項和后項，所述遞歸算法的后移算子表達為：

18、；

19、用高次代數(shù)方程求解分母多項式的根，即為傳遞函數(shù)的極點，其與系統(tǒng)模態(tài)頻率ωk和阻尼ξk的關系如下：

20、；

21、；

22、進而得到試驗模型的模態(tài)頻率fk和阻尼ξk通過下式計算：

23、；

24、；

25、式中：ln為自然對數(shù)，δt為采樣步長，pi為圓周率，re為實部，im為虛部；

26、如果數(shù)據采集通道前n1個采樣數(shù)據中m的個數(shù)大于等于設定個數(shù)m0，n1小于n，則判定當前狀態(tài)為預顫振狀態(tài)，由顫振測控plc向風洞測控plc發(fā)送報警信號，減小風洞壓力增幅并繼續(xù)試驗，計算試驗模型的模態(tài)頻率fk和阻尼ξk，如果出現(xiàn)步驟31的情形，則開始步驟四；

27、步驟32：顫振測控plc指定加速度傳感器組中單個或多個通道作為數(shù)據采樣通道，每個數(shù)據采樣通道每次采集n個數(shù)據，定義其中正負方向峰值超出設定閾值k幅值100%的數(shù)據為m1，如果數(shù)據采集通道前n1個采樣數(shù)據中m1的個數(shù)大于等于設定個數(shù)m0，n1小于n，則判定當前狀態(tài)為顫振狀態(tài)，由顫振測控plc向風洞測控plc發(fā)送停車信號，終止后續(xù)數(shù)據的計算，直接轉入步驟五；

28、步驟四、如果顫振試驗出現(xiàn)步驟31的情形，則停止試驗：由顫振測控系統(tǒng)控制安全夾具夾緊保護軸，風洞測控系統(tǒng)打開排氣閥門，同時關閉增壓閥門，保持第一快速補氣閥和第二快速補氣閥關閉，并由風洞測控系統(tǒng)通過控制壓縮機的轉速保持實時馬赫數(shù)m不變，當實時速壓q值降低至安全范圍之內后，由風洞測控系統(tǒng)停止對實時馬赫數(shù)m的控制，降低壓縮機的轉速至盤車速度，并在風洞壓力降低至大氣壓力時關閉排氣閥門；

29、步驟五、如果顫振試驗出現(xiàn)步驟32的情形，由顫振測控plc控制安全夾具夾緊保護軸，根據顫振速壓與實時馬赫數(shù)m關系的最低點原則進行如下動作：

30、步驟51：若當前停車狀態(tài)附近顫振速壓不存在最低點，則由顫振測控plc打開第一快速補氣閥和第二快速補氣閥，將風洞換熱段的氣流引入駐室，迅速增加靜壓，進而快速降低實時馬赫數(shù)m，同時由風洞測控系統(tǒng)停止對實時馬赫數(shù)m的控制，并降低壓縮機的轉速至安全范圍，關閉增壓閥門；

31、步驟52：若當前停車狀態(tài)附近顫振速壓存在最低點，則由風洞測控plc打開排氣閥門，同時關閉增壓閥門，保持第一快速補氣閥和第二快速補氣閥關閉，并由風洞測控系統(tǒng)通過控制壓縮機的轉速保持實時馬赫數(shù)m不變，且計算實時速壓q值，當速實時壓q值降低至安全范圍之內后，由風洞測控系統(tǒng)關閉排氣閥門，并停止對實時馬赫數(shù)m的控制，降低壓縮機轉速至安全范圍。

32、與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明的有益效果在于：

33、1．本發(fā)明以壓縮機、洞體主管路、一拐段、二拐段、三拐段、四拐段、換熱器段、駐室、試驗段構成流動回路，總壓采集點、靜壓采集點、動態(tài)傳感器組、安全夾具、顫振測控系統(tǒng)、風洞測控系統(tǒng)構成控制與防護系統(tǒng)，中壓氣源、增壓閥門、消音塔、排氣閥門、補氣截止閥、快速補氣閥組構成壓力控制回路，以此形成具備跨聲速顫振試驗的能力。

34、2．本發(fā)明通過布置在試驗模型上的加速度傳感器獲取原始信號作為實時計算的依據進行階梯報警和安全防護，并使用arma模型時序分析方法獲取系統(tǒng)顫振特性。依據飛行器的顫振邊界在跨聲速區(qū)域出現(xiàn)特有的低點，即凹坑現(xiàn)象來規(guī)劃制定試驗方法，提出了在凹坑敏感區(qū)和非敏感區(qū)采用不同的方法和策略來保證顫振試驗的安全穩(wěn)定運行。