The experimental investigation of ramjet inlet aeroelasticity
-
摘要:
冲压发动机进气道流动复杂，在结构轻量化设计要求下，进气道壁板结构的气动弹性问题较为突出。为研究气动弹性对冲压发动机进气道性能的影响，开展了冲压发动机进气道气动弹性风洞试验。针对进气道唇口和内部壁板等典型部位的结构进行刚度设计，研究高速流场中进气道气动弹性对其性能的影响规律及结构动力学响应特性。风洞试验结果表明：进气道唇口结构最大弹性变形约为2.25 mm（与唇口宽度的比值为1.3%），导致进气道总压恢复系数下降约5%，流量系数增大约10%，进气道性能变化较为显著；在复杂激波作用下，进气道内部壁板结构呈现出明显的静变形特征，并在静变形基础上发生高频振动，振动频率与壁板高阶模态频率相近。研究结果表明：气动弹性对冲压发动机进气道性能影响显著，在进气道气动和结构设计中应考虑气动弹性影响。
Abstract:The flow of the inlet of the ramjet engine is complex, and the structure of the inlet wall plate is very easy to induce aeroelastic problems under the requirements of lightweight structural design. In order to study the influence of aeroelasticity on the performance of the ramjet inlet, the aeroelastic wind tunnel test of the inlet was carried out. The stiffness design of the structure of the inlet lip and the internal inlet panel was carried out, and the influence of the aeroelasticity of the inlet tract on the performance of the inlet tract and the structural dynamics response characteristics under the high-speed flow condition were studied. The results of the wind tunnel test show that the maximum elastic deformation of the inlet lip structure is about 2.25 mm, accounting for 1.3% of the inlet’s lip width, resulting in a decrease of about 5% in the total pressure recovery coefficient of the inlet tract, an increase of about 10% in the flow coefficient of the inlet tract, and a significant change in the inlet performance. Under the action of complex shock waves, the internal wall plate structure of the inlet duct presents obvious static deformation characteristics. There is high-frequency vibration on the basis of static deformation, and the vibration frequency is close to the high-order mode frequency of the wall plate. The results of this paper show that aeroelasticity has a significant effect on the performance of ramjet engine inlet tracts. Therefore, the influence of aeroelasticity should be considered in the refined design of the air inlet aerodynamics and structure.
-
Keywords:
- ramjet /
- inlet /
- aeroelastic /
- inlet panel /
- inlet lip /
- structural dynamics /
- total pressure recovery coefficient
-
0 引 言
冲压发动机具有巨大的比冲优势，已经成为提升飞行器性能研究关注的重点[1]。进气道作为冲压发动机的关键组成部分，主要完成对高速来流的捕获、压缩和减速增压，为发动机提供满足燃烧需求的气流，其性能直接影响冲压发动机的燃烧稳定性和整体性能。
前体进气道的位置和结构较为特殊，其气动弹性问题与传统问题有所不同。从流动角度而言，前体斜激波与进气道压缩面产生的激波交汇，相互干扰；进气道唇口截面内存在激波、流动分离、激波反射、激波与激波干扰、激波与附面层干扰等复杂流动现象（图1）[2]，且出口反压严重影响进气道内部激波形态及激波串结构的自激振荡，这就直接导致进气道壁面出现较强的非定常气动载荷。在持续非定常气动载荷的激励下，薄壁结构的动力学响应必然会对流场产生反作用。从结构角度而言，进气道结构简单，其壁面为薄板、壳的形式，整体上仍属于薄壁结构，刚度不高[3]；同时，发动机内流场复杂，其结构承受巨大的气动载荷和气动热载荷，且发动机工作时还会产生燃烧热载荷，直接导致结构材料性能下降[4]。因此，进气道结构的气动弹性问题引起了研究者的广泛关注。
在数值研究方面，Kline[6]、Lamorte[7]、Culler[8]、Duzel[9]等的研究表明，进气道的弹性变形改变了薄壁结构的温度和应力峰值，直接影响发动机性能。姚程[10]、张胜涛[11]、靖建朋[12]、张云峰[13]、叶坤[14]、代光月[15]等研究发现：在考虑气动弹性影响的情况下，进气道性能参数和波系结构将发生明显变化，进而影响下游发动机的燃烧效率乃至发动机性能。
进气道气动弹性试验较为复杂，因此目前研究主要以数值模拟为主。近年来，随着试验技术的提升，出现了为数不多的进气道气动弹性试验研究。Bahan[16]试验研究了不同马赫数和不同背压情况下的混压进气道振动特性和气动性能，研究结果表明，进气道激波周期性的振荡频率和进气道结构频率直接相关；Bhattrai[17]试验研究了进气道前体压缩面弹性变形影响下的进气道性能，研究结果表明：在考虑弹性变形影响的情况下，总压恢复系数偏离设计可达20%；在进气道隔离段处，结构变形和激波附面层的强耦合引起的压力脉动显著。在壁板气动弹性试验方面，Peltier[18]研究了激波激励下的薄壁流场和结构响应的关系，研究结果表明，壁板上的压力脉动与结构的模态振型存在联系。
在上述研究工作基础上，本文以冲压发动机进气道为研究对象，研究进气道唇口静气动弹性对进气道性能的影响，以及在激波干扰情况下进气道内部薄壁结构流场与壁板结构响应的变化规律。
1 试验方案和试验方法
试验在航空工业空气动力研究院暂冲式亚跨超三声速风洞（试验段截面尺寸为1.2 m × 1.2 m）中开展。试验过程中，测量了进气道壁板的振动特性数据、进气道内部沿程脉动压力数据、进气道流量系数和总压恢复系数，并通过试验段光学观察窗进行了高速纹影测量。
1.1 试验模型
试验系统由进气道模型、测量装置和支撑机构等组成。其中，进气道模型（图2）长为
1000 mm，宽为207 mm，捕获面积为19148.4 mm2。通过使用不同的进气道下壁板，组成静气弹进气道模型和动气弹进气道模型，分别开展进气道静气弹试验和进气道动气弹试验。如图3所示，本文使用的进气道下壁板包括静气弹下壁板和动气弹下壁板（图中下壁板展示的是朝向进气道内部一侧）：静气弹下壁板（250 mm × 170 mm）为厚度1 mm的钢板，动气弹下壁板（300 mm × 164 mm）为厚度1.5 mm的复合材料板。
![]()
图 3 静气弹模型和动气弹模型Fig. 3 Static aeroelastic model of inlet and dynamic aeroelastic model of inlet1.2 进气道性能参数测量
试验模型为冲压发动机进气道模型。在进气道出口安装节流锥，以保证进气道内处于超声速流场状态：一方面，节流锥可以改变进气道出口反压，进而改变进气道内流场状态，便于在有利观测条件下进行试验；另一方面，节流锥可以调整出口流动状态，使得进气道性能参数（总压恢复系数和流量系数）处于测量能力范围内。图4为进气道性能参数测量示意图。图5为设计状态下进气道内马赫数云图，可以看出，测压耙所在区域流动马赫数Ma < 1.0。
1.3 流场测量
通过进气道内壁沿程压力传感器及高速纹影，确认进气道内部流场状态是否达到试验要求，并获取进气道发生弹性变形时的内部流动变化规律。进气道内壁16个沿程静压测点分布如图6所示。
![]()
图 6 压力传感器位置Fig. 6 The locations of pressure instrumentation on the experimental models1.4 变形测量
进气道静气弹试验采用基于双目立体视觉的视频模型变形测量（Video Model Deformation, VMD）系统进行模型非接触变形测量。如图7所示，该系统的原理为：以2个或多个高速相机从不同角度对同一拍摄对象成像，获得立体像对，再基于计算机算法匹配出相应像点，计算出视差，然后根据三角测量方法得到三维坐标。试验前，在静气弹下壁板唇口附近布置VMD测量所需标记点；试验过程中，测量静气弹下壁板变形和进气道流量数据。
1.5 响应数据测量
在进气道动气弹试验中，测量进气道内激波振荡引起的压力脉动和结构响应。采集6路脉动压力传感器（Kulite脉动压力动态传感器，量程分别为3.5和7.0 bar）、3路应变片（中航电测BF350–2AA–A(11)N6，电阻值350.0 Ω）和3路加速度传感器（东华1A803E，量程 ± 500 g）的动态信号。
对动态数据进行时域和频域分析：时域分析是基于各种传感器校准系数对原始电压信号作数据转换，频域分析则对转换后的数据进行功率谱分析。
使用动气弹下壁板开展动气弹试验。动气弹下壁板由薄的弹性板和刚性底板组成，弹性板与底板之间有空腔。如图8所示，在弹性板朝向空腔一侧的前中后3个位置安装加速度传感器和应变片，并分别编号为A01～A03、F01～F06。前中后位置各安装1个加速度传感器和1对应变片，应变片组四分之一桥路，测量弹性板的应变响应。图9为动气弹试验中使用的安装了传感器的动气弹下壁板（白色区域为弹性板，褐色区域为刚性底板）。
1.6 试验方案
试验内容包含2项：进气道静气弹试验、进气道动气弹试验。
采用定马赫数、阶梯变迎角方式开展进气道静气弹试验。在Ma = 3.0条件下，阶梯改变试验模型迎角，流场稳定后，采集进气道测压耙的压力、进气道内部沿程压力；同时，通过安装于超声速试验段上方的VMD系统测量下壁板唇口变形，得到不同迎角下的唇口变形和进气道性能数据。
采用定马赫数、阶梯变迎角方式开展进气道动气弹试验。在Ma = 3.0条件下，阶梯改变模型迎角，流场稳定后，采集模型进气道测压耙压力、进气道内部沿程脉动压力及动气弹下壁板的加速度和应变信号，获得不同迎角下的动气弹下壁板振动响应数据和进气道性能数据。在动气弹试验前，通过锤击法地面振动试验（Ground Vibration Test, GVT）获得弹性板的固有频率、振型等结构固有属性。
进气道静气弹试验和进气道动气弹试验的来流条件一致，来流参数见表1。
表 1 风洞来流条件Table 1 The freestream condition风洞来流参数 值 来流马赫数 3.0 迎角 −6°～6° 来流密度 0.5193 kg/m3总压 4.5 × 105 Pa，3.4 × 105 Pa 2 试验结果
2.1 进气道性能试验
在开展进气道气动弹性试验之前，先通过调整进气道节流锥位置改变进气道出口反压，以寻找有利于开展进气道气动弹性试验的流场。初始时刻，节流锥处于全开位置，然后节流锥套筒向前移动（即逆气流方向移动），改变节流锥位置。图10为不同锥位（本文中，锥位是指节流锥套筒向前移动的距离）时测得的进气道内部壁面静压（如1.3节所述，静压测点共16个，图10中的第17个点为压力测量设备观测点）。当静压测点测得静压大于1 × 105 Pa时，根据等熵关系式估算，当地马赫数小于1。从图中可以看出：锥位为0.5和15 mm时，测压耙处流速为超声速；随着节流锥推进，测压耙处的流速逐渐降低，锥位从30 mm推至75 mm时，测压耙处流速逐渐变为亚声速（锥位为30 mm时，测压耙所在流向截面马赫数约为0.67，锥位为45 mm时，该截面马赫数约为0.41）。
![]()
图 10 不同锥位时的进气道内部壁面静压Fig. 10 The static wall pressures of inlet on different plug locations图11为进气道流场纹影图（锥位分别在35、36、37、38、39 mm处）。可以看出，当锥位为38 mm时，进气道内部流场变化较为明显，且节流锥前的流场压力满足测压耙测量需求。因此，本文选择锥位在38 mm处开展风洞试验。
2.2 进气道静气动弹性
针对静气弹进气道模型开展试验（Ma = 3.0、总压4.5 × 105 Pa、迎角范围−6°～6°）。图12（a）为静气弹进气道模型下壁板（1 mm钢板）照片，图12（b）为迎角6°时的下壁板变形云图（图中y轴方向为来流方向，来流从图中右下向左上流动），图12（c）为下壁板变形随迎角变化的曲线。图13展示了下壁板发生弹性变形对进气道性能参数的影响（图中“刚性模型”数据指下壁板变形前的数据，“弹性模型”数据指下壁板变形后的数据）：进气道总压恢复系数降低了5%，流量系数增大约10%。
当迎角为−6°时，进气道唇口最大变形发生于唇口中点位置，变形量为1.25 mm，变形方向指向使进气道入流截面增大的方向，流量系数为
0.2977 ，总压恢复系数为0.2775 。随着迎角增大，唇口变形、流量系数和总压恢复系数都逐渐增大。当迎角6°为时，进气道唇口发生最大变形，变形量为2.25 mm，与唇口宽度比值为1.3%，流量系数和总压恢复系数也增至最大，分别达到0.5018 和0.4815 。流量系数和总压恢复系数的变化规律，与模型迎角增大导致的进气道迎风面积增大及唇口变形导致的进气道入口截面积增大有关。2.3 进气道动气动弹性
针对动气弹进气道模型开展风洞试验。试验前，对动气弹进气道模型下壁板（1.5 mm复合材料板）进行模态分析。
2.3.1 模态试验
采用锤击法获得动气弹进气道模型弹性板的结构属性。图14给出了弹性板前四阶振型，模态频率见表2。
表 2 模态试验结果Table 2 Tested frequencies of panel阶数 1阶 2阶 3阶 4阶 模态频率 104.1 Hz 226.7 Hz 289.4 Hz 385.2 Hz 2.3.2 动气弹试验
对比弹性板前中后位置的加速度传感器和应变片的测量结果可以看出，弹性板中部及后部的加速度和应变振动响应比前部略大。图15的应变数据显示：在风洞试验过程中，弹性板发生静变形，变形方向指向使进气道截面减小的方向，即弹性板变形使进气道流通面积变小。需要说明的是，试验前，需先测试确定弹性板变形方向与应变数据正负的关系。
图16为部分加速度传感器、应变片的信号数据频谱分析结果（受风洞和进气道起动冲击影响，加速度传感器A03和应变片F02失效，未采集到数据。将采集的风洞和进气道起动过程的高频信号截断，仅处理进气道流场建立后采集的加速度、应变和压力数据）。对流场稳定后的振动信号进行分析，可以发现弹性板整体振动幅度较小，加速度都在 ± 5 g以内，应变波动量也很小。从频谱分析结果可以看出，弹性板应变片F04处有略明显峰值，峰值最高处频率约为400 Hz，约285 Hz处存在一个较低峰值，约181 Hz处还有一个不明显峰值。加速度传感器A02信号频谱分析结果则显示150～200 Hz之间存在一个峰值。脉动压力数据显示前6个测点（图6中的测点1～6）的压力脉动量较小，测点7～11的压力脉动量则略大，其中测点11的压力脉动量最大，达到了几kPa，频谱分析结果显示存在一个较为明显的主频（约为180 Hz），测点9和测点10则存在约400 Hz的主频。
从加速度和应变的频谱分析结果可以看出存在2个较为明显的频率，分别约为160和285 Hz，脉动压力的频谱分析结果中存在181、285和400 Hz的主频。上述频率和结构第三阶、第四阶模态频率较为接近，可以认为结构振动迫使流场按照结构频率进行振动。
3 结 论
1）通过开展进气道静气弹试验，获得了Ma = 3.0、总压4.5 × 105 Pa下的进气道下壁板（1 mm厚钢板）唇口静变形数据、进气道性能数据及变化规律。唇口变形中间大、两侧小，最大变形量和进气道流量系数随着迎角增大而增大；最大弹性变形量约为2.25 mm（与唇口宽度比值为1.3%），引起进气道总压恢复系数下降约5%，进气道流量系数增大约10%，进气道性能下降较为明显。
2）通过开展进气道动气弹试验，获得了弹性板部分振动主频及进气道性能数据。试验中，除风洞起动冲击时刻外，弹性板振动都较小。在风洞起动和进气道起动时，下壁板的弹性板发生明显振动，流场建立后，弹性板发生明显静变形，并在静变形基础上发生高频振动，振动频率和弹性板高阶模态频率相近；同时，弹性板振动引起流场振动，振动频率与弹性板高阶模态频率相近。这和外流颤振与结构低阶频率相关的认识有所不同。
在试验过程中，验证了进气道唇口变形对进气道性能的影响及进气道壁板振动响应与结构自身响应的关联，可以为进气道相关研究提供支持。
本文开展的进气道气动弹性试验工作可资借鉴的国内外研究工作不多，囿于研究经验和经费，未能获得大量试验数据。虽然在模型设计、试验设计、试验测量等环节尽可能考虑了意外因素的影响，但试验过程中仍出现了一些意想不到的问题，比如壁板背压控制、进气道动态性能采集、大柔性薄壁结构模态测量等。在后续工作中，将围绕上述问题开展深入研究。
-
![]()
图 3 静气弹模型和动气弹模型
Fig. 3 Static aeroelastic model of inlet and dynamic aeroelastic model of inlet
![]()
图 6 压力传感器位置
Fig. 6 The locations of pressure instrumentation on the experimental models
![]()
图 10 不同锥位时的进气道内部壁面静压
Fig. 10 The static wall pressures of inlet on different plug locations
表 1 风洞来流条件
Table 1 The freestream condition
风洞来流参数 值 来流马赫数 3.0 迎角 −6°～6° 来流密度 0.5193 kg/m3总压 4.5 × 105 Pa，3.4 × 105 Pa 
下载: 导出CSV
表 2 模态试验结果
Table 2 Tested frequencies of panel
阶数 1阶 2阶 3阶 4阶 模态频率 104.1 Hz 226.7 Hz 289.4 Hz 385.2 Hz
下载: 导出CSV
-
[1] SZIROCZAK D, SMITH H. A review of design issues specific to hypersonic flight vehicles[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2016, 84: 1–28. doi: 10.1016/j.paerosci.2016.04.001
[2] HÄBERLE J, GÜLHAN A. Investigation of two-dimensional scramjet inlet flowfield at Mach 7[J]. Journal of Propulsion and Power, 2008, 24(3): 446–459. doi: 10.2514/1.33545
[3] 叶正寅, 孟宪宗, 刘成, 等. 高超声速飞行器气动弹性的近期进展与发展展望[J]. 空气动力学学报, 2018, 36(6): 983–994. DOI: 10.7638/kqdlxxb-2018.0060 YE Z Y, MENG X Z, LIU C, et al. Progress and prospects on aeroelasticity of hypersonic vehicles[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2018, 36(6): 983–994. doi: 10.7638/kqdlxxb-2018.0060
[4] McNAMARA J, FRIEDMANN P, POWELL K, et al. Three-dimensional aeroelastic and aerothermoelastic behavior in hypersonic flow[C]//Proc of the 46th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics and Materials Conference. 2005: AIAA 2005-2175. doi: 10.2514/6.2005-2175
[5] ROGERS R, CAPRIOTTI D, GUY R. Experimental supersonic combustion research at NASA Langley[C]//Proc of the 20th AIAA Advanced Measurement and Ground Testing Technology Conference. 1998: AIAA 1998-2506. doi: 10.2514/6.1998-2506
[6] KLINE H L, PALACIOS F, ALONSO J J. Sensitivity of the performance of a 3-dimensional hypersonic inlet to shape deformations[C]//Proc of the 19th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. 2014. doi: 10.2514/6.2014-3228
[7] LAMORTE N, FRIEDMANN P P, GLAZ B, et al. Uncertainty propagation in hypersonic aerothermoelastic analysis[J]. Journal of Aircraft, 2014, 51(1): 192–203. doi: 10.2514/1.C032233
[8] CULLER A J, McNAMARA J J. Impact of fluid-thermal-structural coupling on response prediction of hypersonic skin panels[J]. AIAA Journal, 2011, 49(11): 2393–2406. doi: 10.2514/1.J050617
[9] DUZEL U, EYI S N. The effects of static aeroelasticity on the performance of supersonic/hypersonic nozzles[C]//Proc of the 44th AIAA Fluid Dynamics Conference. 2014. doi: 10.2514/6.2014-2770
[10] YAO C, LIU Z S, Ma R X, et al. Numerical vibration analysis of supersonic mixed-compression intake[C]// ASME Turbo Expo 2013: Turbine Technical Conference and Exposition. 2013. doi: 10.1115/GT2013-95444
[11] 张胜涛, 陈方, 刘洪. 高超声速进气道前缘流场-热-结构耦合分析[J]. 空气动力学学报, 2017, 35(3): 436–443. DOI: 10.7638/kqdlxxb-2017.0036 ZHANG S T, CHEN F, LIU H. Fluid-thermal-structural coupling analysis on leading edge of hypersonic inlets[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(3): 436–443. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0036
[12] 靖建朋, 郭荣伟. 气动变形对独立模块薄壳进气道性能影响研究[J]. 宇航学报, 2011, 32(1): 210–218. DOI: 10.3873/j.issn.1000-1328.2011.01.033 JING J P, GUO R W. Study on influence of pneumatic deformation on the performance of a single module inlet with thin shell[J]. Journal of Astronautics, 2011, 32(1): 210–218. doi: 10.3873/j.issn.1000-1328.2011.01.033
[13] 张云峰. 高速气流作用下冲压发动机进气道壁板结构振动特性研究[D]. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学, 2007. ZHANG Y F. Study on virbartion characteristic of panel structures of ramjet inlet affected by high speed fluid flows[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2007.
[14] 叶坤, 叶正寅, 屈展. 高超声速进气道气动弹性的影响研究[J]. 推进技术, 2016, 37(12): 2270–2277. DOI: 10.13675/j.cnki.tjjs.2016.12.009 YE K, YE Z Y, QU Z. Effects of aeroelasticity on performance of hypersonic inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2016, 37(12): 2270–2277. doi: 10.13675/j.cnki.tjjs.2016.12.009
[15] DAI G Y, ZENG L, JIA H Y, et al. Preliminary study on the influence of aerothermoelastic deformation on 2-D hypersonic inlet performance[C]//Proc of the 21st AIAA International Space Planes and Hypersonics Technologies Conference. 2017. doi: 10.2514/6.2017-2403
[16] BAHAN D, AKPOLAT M T, ÇITAK C, et al. Experimental evaluation of aerodynamic performance and structural excitation characteristics of a supersonic air inlet[C]//Proc of the AIAA AVIATION 2021 Forum, Virtual Event. 2021. doi: 10.2514/6.2021-2494
[17] BHATTRAI S, McQUELLIN L P, CURRAO G M D, et al. Experimental study of aeroelastic response and performance of a hypersonic intake ramp[J]. Journal of Propulsion and Power, 2022, 38(1): 157–170. doi: 10.2514/1.B38348
[18] PELTIER S J, RICE B E, SZMODIS J, et al. Aerodynamic response to a compliant panel in Mach 4 Flow[R]. Proc of the AIAA Aviation 2019 Forum. 2019. doi: 10.2514/6.2019-3541
计量
- 文章访问数: 45
- HTML全文浏览量: 7
- PDF下载量: 8
