FL－8風(fēng)洞三點(diǎn)支撐系統(tǒng)研制

高劍軍，焦仁山

（1.北京航空航天大學(xué)，北京 100083；2.中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，哈爾濱 150001）

FL－8風(fēng)洞三點(diǎn)支撐系統(tǒng)研制

高劍軍1，焦仁山2

（1.北京航空航天大學(xué)，北京 100083；2.中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，哈爾濱 150001）

為提高大展弦比和飛翼類等大載荷飛行器風(fēng)洞試驗(yàn)的準(zhǔn)精度，中航工業(yè)氣動(dòng)院在FL－8低速風(fēng)洞開(kāi)展了三點(diǎn)支撐系統(tǒng)研究。兩種空間形狀和截面形狀支桿的風(fēng)洞試驗(yàn)表明：三點(diǎn)支撐增加了試驗(yàn)系統(tǒng)縱橫向的剛度，使得試驗(yàn)精度有所提高；支桿形狀對(duì)橫向試驗(yàn)結(jié)果影響顯著，精細(xì)地設(shè)計(jì)模型附近支桿對(duì)提高試驗(yàn)準(zhǔn)度很有幫助。

三點(diǎn)支撐；精度；準(zhǔn)度；支架干擾；風(fēng)洞試驗(yàn)

V211.72

A

0 引 言

為在風(fēng)洞中進(jìn)行特種布局飛機(jī)如大展弦比布局、飛翼布局和變體飛機(jī)等試驗(yàn)提供有效的支撐方式和試驗(yàn)方法，經(jīng)過(guò)深入調(diào)研，確定使用三點(diǎn)支撐為飛翼布局等形式飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)的支撐方式，其優(yōu)點(diǎn)是：（1）采用三點(diǎn)支撐方式，支撐的橫航向剛度得到提高，可以最大限度地降低模型試驗(yàn)時(shí)的振動(dòng)，提高試驗(yàn)精度；（2）采用分散的支撐點(diǎn)，使支桿分布于模型氣動(dòng)特性不敏感的區(qū)域，對(duì)提高準(zhǔn)度有幫助；（3）通過(guò)精細(xì)設(shè)計(jì)模型與支桿的連接件，很大程度地消除了上下翼面之間的串流，提高了試驗(yàn)的準(zhǔn)度。

為了盡量準(zhǔn)確地扣除支撐系統(tǒng)的干擾，預(yù)先采用CFD方法對(duì)模型附近支桿的空間形狀和截面形狀進(jìn)行了優(yōu)化計(jì)算，得到了支架干擾量小并且相對(duì)穩(wěn)定的兩種支桿形狀，空間形狀分別為叉形和垂直立柱形，截面形狀分別為水滴形和正24邊形。

三點(diǎn)支撐系統(tǒng)加工完成之后，于2009年初在FL－8風(fēng)洞進(jìn)行了調(diào)試試驗(yàn)。試驗(yàn)使用某飛翼布局全金屬模型（見(jiàn)圖1），試驗(yàn)的目的是：測(cè)量?jī)煞N空間形狀和截面形狀三點(diǎn)支撐變風(fēng)速情況下的縱、橫向支架干擾特性、風(fēng)速影響和重復(fù)性精度。

試驗(yàn)風(fēng)速為：V＝40、50、60和70m／s，試驗(yàn)角度范圍為：迎角α＝－6°～16°，Δα＝2°（迎角以機(jī)身水平線為基準(zhǔn)）；側(cè)滑角β＝－16°～16°，Δβ＝2°。在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下以模型平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為特征長(zhǎng)度的最大雷諾數(shù)為1.77×106。

試驗(yàn)結(jié)果表明：水滴形截面支桿在橫向試驗(yàn)時(shí)由于本身的橫向力較大，使得結(jié)果的精度很差，而縱向試驗(yàn)結(jié)果的精度很高；正24邊形截面支桿縱橫向試驗(yàn)的精度都較好。

1 模型及試驗(yàn)設(shè)備

1.1 風(fēng)洞

FL－8風(fēng)洞為單回路低速閉口風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面為扁八角形，其主要參數(shù)如下［1］：

圖1 兩種三點(diǎn)支撐Fig.1 Two kinds of support

試驗(yàn)段截面尺寸： 3.5m×2.5m

試驗(yàn)段長(zhǎng)度： 5.5m

空風(fēng)洞最大風(fēng)速： 73m／s

試驗(yàn)段平均湍流度： 0.1745%

落差系數(shù)： 0.989（70m／s）

試驗(yàn)段軸向靜壓梯度： 0

1.2 模型

試驗(yàn)使用由課題組自行設(shè)計(jì)的飛翼布局模型，全金屬結(jié)構(gòu)，質(zhì)量較好。模型力矩參考點(diǎn)沿X方向取機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的25%處，Y方向在機(jī)身對(duì)稱面上，Z方向在機(jī)身構(gòu)造水平線上。模型布局及在風(fēng)洞中的安裝情況見(jiàn)圖1。模型主要幾何參數(shù)如下：

機(jī)翼面積： 0.73685m2

機(jī)翼展長(zhǎng)： 2.2m

機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)： 0.37027m

機(jī)翼前緣后掠角： 35°

機(jī)翼后緣后掠角： 20°

1／4弦線后掠角： 31°

力矩參考點(diǎn)位置： 距機(jī)頭0.363m

1.3 支撐機(jī)構(gòu)及天平

FL－8風(fēng)洞新研制的三點(diǎn)支撐機(jī)構(gòu)由叉形主支桿、尾支桿、主立柱（上面有迎角機(jī)構(gòu)，外有流線型風(fēng)擋）和外式天平等組成，叉形主支桿有水滴形和正24邊形兩種截面，支桿頭跨距560mm（結(jié)構(gòu)和截面形狀見(jiàn)圖2），連接模型機(jī)翼；尾支桿為對(duì)稱翼型截面，一端與模型機(jī)身連接，另一端與曲柄滑塊機(jī)構(gòu)連接，通過(guò)電機(jī)帶動(dòng)絲杠驅(qū)動(dòng)滑塊來(lái)實(shí)現(xiàn)迎角的變化。主立柱上面連接叉形主支桿，下面安裝到外式天平的活動(dòng)面上。天平的基礎(chǔ)面通過(guò)螺栓固連到腹撐架車的轉(zhuǎn)盤(pán)上，通過(guò)電機(jī)驅(qū)動(dòng)轉(zhuǎn)盤(pán)來(lái)實(shí)現(xiàn)側(cè)滑角的連續(xù)變化。

試驗(yàn)采用的是8BM03－01外式六分力應(yīng)變天平。該天平使用FL－8風(fēng)洞靜校支架和VXI采集系統(tǒng)校準(zhǔn)，靜校環(huán)境：溫度20℃、濕度60%，有效期至2010年3月，天平有關(guān)數(shù)據(jù)見(jiàn)參考文獻(xiàn)［2］。

圖2 兩種截面形狀叉形支桿Fig.2 Two kinds of support rod with different shapes

1.4 FL－8風(fēng)洞測(cè)量與控制系統(tǒng)

試驗(yàn)數(shù)據(jù)采集、角度及風(fēng)速控制系統(tǒng)主要由FL－8風(fēng)洞VXI采集系統(tǒng)、主控機(jī)、服務(wù)器、數(shù)據(jù)處理與分析機(jī)（3臺(tái)）及羅賓康變頻控制系統(tǒng)構(gòu)成。試驗(yàn)時(shí)FL－8主控機(jī)通過(guò)MODBUS總線向羅賓康變頻系統(tǒng)發(fā)出給定轉(zhuǎn)速（經(jīng)驗(yàn)值）命令，當(dāng)電機(jī)達(dá)到給定轉(zhuǎn)速后，使用速壓傳感器測(cè)得的實(shí)時(shí)速壓，依據(jù)計(jì)算的風(fēng)速手動(dòng)調(diào)節(jié)變頻器的輸出頻率，調(diào)整電機(jī)的轉(zhuǎn)速，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)風(fēng)速的準(zhǔn)確控制；風(fēng)速穩(wěn)定后FL－8主控機(jī)通過(guò)CAN總線向α、β角度機(jī)構(gòu)單片機(jī)發(fā)出指令，由各角度機(jī)構(gòu)的單片機(jī)控制相應(yīng)電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)，帶動(dòng)相應(yīng)角度機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)使模型到達(dá)預(yù)定姿態(tài)；然后FL－8主控機(jī)向VXI發(fā)送采集命令，VXI采集系統(tǒng)將天平電信號(hào)采集并通過(guò)網(wǎng)絡(luò)存儲(chǔ)到FL－8服務(wù)器上；最后，由數(shù)據(jù)處理與分析機(jī)進(jìn)行處理并分析。

2 試驗(yàn)方法與數(shù)據(jù)處理

2.1 試驗(yàn)方法

支架干擾特性試驗(yàn)采用兩步法獲得，模型反裝有／無(wú)鏡像支桿的試驗(yàn)數(shù)據(jù)相減獲得支架干擾量。采用固定模型迎角變側(cè)滑角的方法進(jìn)行橫向精度試驗(yàn)。

2.2 數(shù)據(jù)處理

試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了如下修正：

（1）洞壁干擾修正；

（2）風(fēng)洞落差系數(shù)修正；

（3）天平彈性角修正；

（4）支架干擾修正。

3 試驗(yàn)結(jié)果及討論

3.1 試驗(yàn)重復(fù)性精度

各個(gè)迎角和側(cè)滑角下的試驗(yàn)精度見(jiàn)表1。在國(guó)軍標(biāo)規(guī)定的考察精度的角度范圍內(nèi)，縱向試驗(yàn)結(jié)果均達(dá)到要求，并且接近先進(jìn)水平；橫向試驗(yàn)結(jié)果兩個(gè)力矩均達(dá)到合格指標(biāo)或接近先進(jìn)指標(biāo)，正24邊形截面叉形支桿試驗(yàn)結(jié)果側(cè)力基本滿足合格指標(biāo)，而水滴形截面叉形支桿試驗(yàn)結(jié)果遠(yuǎn)遠(yuǎn)達(dá)不到要求［3］。

從表1可以看出，兩種截面形狀叉形支桿試驗(yàn)的縱向三分力和橫向的滾轉(zhuǎn)力矩精度都很高。對(duì)于這種飛翼構(gòu)型，全機(jī)相當(dāng)于一個(gè)升力面，縱向三分力和滾轉(zhuǎn)力矩比較大，對(duì)支架干擾及流場(chǎng)特性的差別不敏感，曲線基本一致，因此，在文中對(duì)這四個(gè)分力不做討論，而只分析偏航力矩和側(cè)力。

3.2 支架干擾

正常情況下橫向三分力的支架干擾為很小的波動(dòng)值，或者有很好的線性。從圖3（6°迎角）可以看出，正24邊形截面叉形支桿的干擾量符合這個(gè)規(guī)律，其量值較小，跳動(dòng)量也不大，因此，使用正24邊形截面叉形支桿獲得的支架干擾結(jié)果是可信的。因?yàn)槟Ｐ蜑轱w翼式布局，沒(méi)有產(chǎn)生側(cè)向力的部件，因此模型的偏航力矩和側(cè)力都應(yīng)該很小。而水滴形截面叉形支桿側(cè)向支架干擾量本身量值和波動(dòng)量都很大，已經(jīng)遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)了模型本身的氣動(dòng)力，因此可以判斷，其支架干擾試驗(yàn)結(jié)果是不穩(wěn)定的，必須慎重使用。

圖3 兩種支桿的支架干擾量比較Fig.3 Comparison of interferences between the two shaped rods

3.3 支桿影響

圖4和圖5給出了迎角為6°、風(fēng)速為70m／s時(shí)兩種截面形狀叉形支桿的橫向重復(fù)性試驗(yàn)曲線。由圖中可以看出，兩種支桿的偏航力矩雖然形狀相差明顯，但由于其本身量級(jí)較小，除三點(diǎn)外一致性較好，因而最終的試驗(yàn)精度并不低，優(yōu)于國(guó)軍標(biāo)的合格指標(biāo)。在β＝－2°、－4°和－8°三個(gè)點(diǎn)，水滴形截面叉形支桿試驗(yàn)結(jié)果偏航力矩曲線重復(fù)性很差，影響了整個(gè)曲線的線性度，明顯是不合理的。

圖5 正24邊形截面支桿橫向重復(fù)性Fig.5 Lateral test repeatability with regular 24sides polygon shaped rod

兩種截面形狀叉形支桿的側(cè)力曲線相差極大：水滴形截面叉形支桿試驗(yàn)結(jié)果不僅重復(fù)性差，其精度遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于國(guó)軍標(biāo)合格指標(biāo)，而且曲線劇烈波動(dòng)，反映出當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)是非?；靵y的，水滴形截面叉形支桿試驗(yàn)結(jié)果重復(fù)性差的原因在于支桿的截面形狀和空間形狀。分析認(rèn)為：（1）在進(jìn)行橫向試驗(yàn)時(shí)，水滴形截面支桿本身具有一定的橫向力，已經(jīng)超過(guò)了飛翼構(gòu)型模型本身的側(cè)向力，使得曲線的形狀不合理；（2）扣除支架干擾后的試驗(yàn)結(jié)果與支架干擾的規(guī)律并不一致，說(shuō)明真實(shí)支桿和鏡像支桿都有很大的側(cè)向力，鏡像支桿并不能真正模擬真實(shí)支桿，因此最后獲得的并不是模型真正的側(cè)向力；（3）支桿附近或與模型的相互干擾使得流動(dòng)很不穩(wěn)定，結(jié)果重復(fù)性差，曲線的分散度大。

正24邊形截面支桿試驗(yàn)結(jié)果偏航力矩優(yōu)于國(guó)軍標(biāo)先進(jìn)指標(biāo)，側(cè)力精度達(dá)到了國(guó)軍標(biāo)合格標(biāo)準(zhǔn)，其原因在于正24邊形截面支桿的邊界層處于穩(wěn)定的湍流狀態(tài)，從而減小了支桿的壓差阻力，支桿干擾量較?。?］。從較小側(cè)滑角范圍內(nèi)不應(yīng)該存在較大的側(cè)力和曲線的線性較好來(lái)看，試驗(yàn)結(jié)果是合理的。

4 結(jié) 論

通過(guò)FL－8風(fēng)洞三點(diǎn)支撐系統(tǒng)研制及風(fēng)洞調(diào)試試驗(yàn)，獲得以下結(jié)論：

（1）三點(diǎn)支撐系統(tǒng)在進(jìn)行縱向試驗(yàn)時(shí)具有優(yōu)勢(shì)，能夠有效降低模型及支撐系統(tǒng)的振動(dòng)水平，提高試驗(yàn)的重復(fù)性，其精度優(yōu)于國(guó)軍標(biāo)合格水平，接近先進(jìn)指標(biāo)；

（2）在進(jìn)行橫向試驗(yàn)時(shí)水滴形截面支桿本身具有較大的橫向力，它決定了模型整體氣動(dòng)力的最后形狀。支桿本身的氣動(dòng)力及與模型的相互干擾，降低了試驗(yàn)的準(zhǔn)精度，支架干擾是造成水滴形截面叉形支桿試驗(yàn)結(jié)果不合理的根本原因；

（3）正24邊形截面叉形支桿適宜于進(jìn)行飛翼類模型的縱橫向低速風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)。

［1］陳寶，王振剛.FL－8風(fēng)洞第二期改造流場(chǎng)校測(cè)報(bào)告［R］.2004.

［2］劉蘭清.8BM03－01應(yīng)變天平靜態(tài)校準(zhǔn)證書(shū)［R］.2005.

［3］GJB 1061－91.高速風(fēng)洞和低速風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)精度指標(biāo)［S］.

［4］田學(xué)詩(shī)，肖鳳梧，韓東彪，等.新型小載荷和全載荷腹撐支架系統(tǒng)研制報(bào)告［C］.第九屆全國(guó)風(fēng)洞試驗(yàn)會(huì)議論文集，1991.

高劍軍（1963－），男，吉林長(zhǎng)春市人，博士研究生。研究方向：風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)。通信地址：哈爾濱市第88信箱（150001）；聯(lián)系電話：13946094639，045187570181；E－mail：gaojjcaria＠yahoo.com.cn

Development of mounting forks system in FL－8low speed wind tunnel

GAO Jian－jun1，JIAO Ren－shan2
（1.Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100083，China；2.China Aerodynamics Research Institute of Aeronautics，Harbin 150001，China）

To enhance the precision and accuracy of wind tunnel test of aircraft with large aspect ratio and flying wing，mounting forks（three－point－support）system had been developed in FL－8low speed wind tunnel of CARIA.The test results of supports with two spatial shapes and two cross section shapes show that the mounting forks improved the rigidity of the whole test system，hence increased the test's precision，and the shape of support distinctly influenced the lateral test results，and subtly designed supports near the model are benefit to enhance the accuracy of wind tunnel test.

mounting forks；precision；accuracy；support interference；wind tunnel test

1672－9897（2011）06－0088－04

2011－03－07；

2011－08－04