小展弦比飛翼標模三座高速風洞氣動力數(shù)據(jù)相關性研究

李永紅，劉會龍，黃 勇，鐘世東，蘇繼川

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

小展弦比飛翼標模三座高速風洞氣動力數(shù)據(jù)相關性研究

李永紅＊，劉會龍，黃 勇，鐘世東，蘇繼川

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

為研究飛翼布局模型在不同風洞的測力試驗數(shù)據(jù)的相關性，分析飛翼布局模型風洞測力試驗精度水平，為以融合體飛翼布局為代表的未來作戰(zhàn)飛機氣動力試驗精度提供參考，采用同一臺測力天平及外形相同的尾支桿在國內三座1.2m風洞中對小展弦比飛翼標模進行了重復性試驗和對比試驗。試驗結果表明，小展弦比飛翼標模風洞測力試驗精度及不同風洞數(shù)據(jù)相關性與飛翼布局流動特性關系較大，在小迎角附著流狀態(tài)，不同風洞的數(shù)據(jù)相關性較好，測力精度較高，隨著迎角的增加，飛翼布局背風面前緣渦會發(fā)生破裂，渦破裂后不同風洞的數(shù)據(jù)相關性和試驗精度都有不同程度的降低?？缏曀贄l件下由于飛翼布局背風面復雜的流動特性，使得其試驗精度較超聲速略差。不同風洞數(shù)據(jù)的差異主要體現(xiàn)在升力特性拐點起始迎角、近聲速附近馬赫數(shù)的零升阻力系數(shù)和零升迎角方面。

飛翼布局標模；高速測力試驗；重復性試驗；精度；相關性

0 引 言

風洞試驗作為航空航天飛行器研制和發(fā)展的主要氣動力數(shù)據(jù)來源，其數(shù)據(jù)質量的好壞是構成飛行器設計風險的重要因素之一。要最大限度地減小與風洞試驗有關的風險因素，最經(jīng)濟、有效的手段之一就是開展縮尺模型風洞試驗數(shù)據(jù)與全尺寸飛行數(shù)據(jù)的相關性研究，而開展風洞與飛行相關性研究首先要對風洞試驗基準數(shù)據(jù)進行提取和數(shù)據(jù)質量評估［1］。

國內現(xiàn)有的風洞試驗技術體系主要是針對常規(guī)布局飛機而建立起來的，難以滿足以融合體飛翼布局為代表的未來作戰(zhàn)飛機氣動力關鍵技術攻關以及設計和研制等方面的要求。為研究飛翼布局模型風洞試驗的精準度以及不同風洞試驗數(shù)據(jù)的相關性問題，歐美國家先后推出了多個具有標模意義的通用研究模型，如波音公司設計的UCAV1301／1302／1303飛翼系列、歐洲主導美國參與的NATO RTO AVT－161項目組提出的SACCON通用飛翼研究布局以及NASA提出的65°VFE－2模型［2－6］。針對此類布局的國內試驗手段單一、未成體系，試驗數(shù)據(jù)修正方法也不健全、不統(tǒng)一，還缺乏適用于此類布局的試驗數(shù)據(jù)質量評估標準。因此，迫切需要開展相關的試驗技術研究，研究確定具有代表性的融合體飛翼布局外形，建立國內統(tǒng)一的新型布局飛機高、低速風洞試驗標模，在主要的生產(chǎn)型風洞中開展系統(tǒng)對比試驗和數(shù)據(jù)相關性研究，分析研究此類新型布局飛機的氣動特性和流動機理，建立試驗數(shù)據(jù)精準度評價指標和評估方法，探索和研究提高試驗數(shù)據(jù)質量的有效手段和措施，以盡快建立較完整配套的試驗研究體系，為下一代飛行器研制提供技術支撐。為此，由氣動中心高速所牽頭、聯(lián)合航空氣動院、航天十一院等風洞試驗單位聯(lián)合開展 “小展弦比飛翼風洞試驗技術”攻關項目，以建立小展弦比飛翼標模體系。所建立的高速模型在國內三座1.2m跨、超聲速風洞進行了飛翼標模對比實驗和精準度研究，以研究飛翼布局模型風洞測力試驗的精準度以及不同風洞試驗數(shù)據(jù)的相關性，為以融合體飛翼布局為代表的未來作戰(zhàn)飛機氣動力試驗精度提供參考。

本文介紹飛翼布局的典型流動特性，對比分析了飛翼標模在三座風洞的試驗精度，給出了典型馬赫數(shù)下的測力精度范圍，最后對三座風洞試驗結果的主要差異進行了分析。

1 模型與試驗設備

試驗模型為翼身融合體的小展弦比飛翼布局全金屬模型，支撐方式為尾支撐。小展弦比飛翼標?；就庑螀?shù)見圖1，其前緣后掠角為65°，后緣后掠角為±47°，平均氣動弦長9.56m，力矩參考點距頭部長度為6.9m。試驗模型縮比為1∶19，模型零迎角時在風洞中的堵塞度約為1%。為保證外形簡潔、易于加工，模型由翼身融合體、頭部下方蓋板和左右航向控制面等部件構成，圖2為飛翼標模尾撐裝配圖。采用該模型和統(tǒng)一的六分量測力天平和尾支桿在國內三座1.2m跨、超聲速風洞中先后進行了小展弦比飛翼標模的對比試驗和精準度試驗研究，這些風洞包括氣動中心高速所FL－24風洞、航空氣動院FL－2風洞和航天十一院FD－12風洞。圖3為標模在風洞中的安裝照片。為研究不同風洞數(shù)據(jù)相關性，高速風洞試驗根據(jù)不同風洞試驗的特點和具體情況，設計加工各自的過渡接頭使模型處于風洞流場的均勻區(qū)；根據(jù)統(tǒng)一制定的高速試驗大綱和數(shù)據(jù)處理大綱在不同風洞進行測力試驗，試驗采用固定馬赫數(shù)和側滑角、改變迎角的常規(guī)方式進行。鑒于不同風洞動態(tài)品質、噪音水平的差異會影響到轉捩雷諾數(shù)，為保證不同風洞試驗數(shù)據(jù)的相關性和可比性，在試驗中采用了人工轉捩方式進行風洞試驗。轉捩帶粘貼位置統(tǒng)一在距機翼前緣5%當?shù)叵议L處，采用高度為0.12mm的柱狀轉捩帶。

圖1 小展弦比飛翼標模模型示意圖Fig.1 Basic geometry parameters of the model

圖2 小展弦比飛翼標模尾撐裝配圖Fig.2 Assemble photo of the model with tail support

圖3 小展弦比飛翼標模在風洞中的安裝照片F(xiàn)ig.3 Picture of the model in the wind tunnel

2 試驗結果與分析

2.1 飛翼標?；究v向試驗結果

大量研究結果表明對于飛翼布局飛行器，在跨聲速條件下存在三個典型的流動狀態(tài)［7－14］，即：在小迎角范圍飛翼布局上翼面以附著流為主；隨著迎角的增大，在上翼面會形成一對穩(wěn)定的前緣渦，使飛翼布局升力特性呈現(xiàn)非線性；當迎角達到某臨界值時，翼面上方的前緣渦渦核內的軸向速度會突然降低，以至形成駐點，其后的一個有限區(qū)域內是回流狀態(tài)，即所謂的前緣渦破裂，前緣渦的破裂使飛翼布局升力線斜率降低。圖4是典型馬赫數(shù)下飛翼標?？v向氣動力系數(shù)在FL－24風洞中的試驗結果，該結果進行了模型自重、天平彈性角和氣流偏角修正，且后文的不同風洞對比試驗數(shù)據(jù)都是進行此修正后的數(shù)據(jù)?？梢钥闯觯缏曀俜秶?，在小迎角時，全機為附著流動，升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨迎角線性變化，縱向靜穩(wěn)定；在中等迎角，機翼前緣渦出現(xiàn)并不斷發(fā)展，使全機升力線斜率和俯仰力矩曲線斜率增大，焦點后移；隨著迎角的繼續(xù)增大，前緣渦破裂（M＝0.8，渦破裂迎角在12°附近），使全機升力線斜率和俯仰力矩曲線斜率減小，同時，在前緣渦破裂初始迎角附近，升力線斜率大幅減小，俯仰力矩出現(xiàn)上仰。超聲速時，其氣動力隨迎角的變化規(guī)律受前緣渦流動的影響較小，與常規(guī)布局基本相同。飛翼布局的這種氣動特性對不同風洞的測力試驗精度和數(shù)據(jù)相關性具有直接的影響，這點將在后文進行詳細闡述。

圖4 典型馬赫數(shù)下縱向氣動力系數(shù)隨迎角的變化曲線Fig.4 Aerodynamic coefficients versus angle of attack at typical Mach numbers

2.2 飛翼標模在三座風洞中的試驗精度

試驗精度是通過求取同一風洞七次重復性試驗結果的樣本標準偏差獲得的。首先對典型馬赫數(shù)下飛翼標模在三座風洞同期測力試驗精度隨模型迎角的變化進行對比分析，試驗結果如圖5所示。

實驗結果表明，在飛翼標模模型和天平相同的情況下，不同風洞的試驗精度存在一定的差異，升力系數(shù)在B、C風洞中試驗誤差的分布較為集中，A風洞的試驗誤差整體較B、C風洞略大。在小迎角范圍（此時飛翼標模背風面主要是附著流為主），阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)在三座風洞的誤差均較小，且分布較為集中，但隨著迎角的增大，飛翼標模背風面由附著流狀態(tài)變?yōu)橐郧熬墱u流動為主，阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)試驗誤差變大，且散布變大，特別是阻力系數(shù)，A風洞的試驗誤差在前緣渦破裂之后（α＞12°）迅速變大，B、C風洞在前緣渦破裂之后的試驗精度較為接近，這可能是由不同風洞的流場品質、模型振動等原因造成的。橫向氣動力系數(shù)在三座風洞中的試驗誤差均隨迎角的增大有不同程度的增加，但整體誤差較小，且量值基本相當。

以上是單點（各個迎角）七次重復的標準差分析，為與基于殲七標模制定的高速風洞測力實驗精度指標進行對比，根據(jù)均方根誤差公式（1）對迎角－2°～4°區(qū)間范圍的整體精度進行了計算。

計算結果如表1和表2所示。表1列出了馬赫數(shù)為0.8時飛翼標模氣動力系數(shù)三座風洞測力試驗精度的比較，表2給出了典型馬赫數(shù)下標模在三座風洞中的試驗精度范圍。

圖5 三座風洞精度指標對比Fig.5 Comparisons of test precision of the model in the three wind tunnels

表1 小展弦比飛翼標模三座風洞試驗精度比較（M＝0.8）Table 1 Tunnel to tunnel comparison of test precision of the FYBM model（M＝0.8）

表2 典型馬赫數(shù)下標模在三座風洞中的試驗精度范圍Table 2 The overall ranges of data precision in three wind tunnels at typical Mach numbers

從表1中可以看出，B風洞的測力精度明顯高于A風洞和C風洞，在M＝0.8時，B風洞測力試驗精度全部達到國軍標合格指標，并且俯仰力矩、阻力、滾轉力矩和偏航力矩系數(shù)達到了國軍標先進指標。C風洞測量的氣動力系數(shù)也全部達到國軍標合格指標，部分達到先進指標。A風洞升力系數(shù)的測量精度較差，未達到合格指標要求。從表2中可以看出，超聲速時飛翼標模在三座風洞的測力精度均較高，散布較為集中，均達到國軍標合格指標，并且超過50%的測量值達到國軍標先進指標。由前文針對飛翼標模跨聲速流動特性的研究結果表明［15－17］：跨聲速時由于其復雜的分離和激波／前緣渦干擾特性，相對于以附著流為主的傳統(tǒng)布局，氣動特性對流動特性比較敏感，試驗測值存在一個散布帶，此散布帶的出現(xiàn)使得測力精度較差，不同風洞數(shù)據(jù)的相關性也較差，但總體來說在小迎角附著流狀態(tài)，三座風洞的數(shù)據(jù)相關性較好，測力精度滿足基于標模制定的高速風洞測力實驗精度指標要求。

2.3 三座風洞試驗數(shù)據(jù)對比分析

在確定風洞試驗總體方案時采取了多項技術措施包括底阻、模型自重、彈性角、氣流偏角等參數(shù)的修正，以確保不同風洞試驗結果的可對比性。圖6給出了M＝0.8時三座風洞基本縱向試驗結果的對比，可以看出，在渦破裂之前不同風洞的縱向氣動力試驗值比較一致，但在渦破裂后不同風洞的試驗值存在一定的差異，其中A和C風洞所得的渦破裂迎角較為一致，并且在渦破裂后的試驗值一致性仍然較好，而B風洞的渦破裂迎角較A和C風洞提前約2°，并且在渦破裂后氣動力試驗值與A和C風洞相差較大。在模型、天平和支桿相同的情況下，三座風洞在渦破裂后氣動力試驗值的這種差異主要是風洞洞體結構形式、支撐系統(tǒng)以及湍流度等差異引起的，總的來說A風洞和C風洞的洞壁開孔形式一致，均為上、下開孔（直孔），左、右實壁，而B風洞為四壁開孔（斜孔），A風洞和C風洞的支撐系統(tǒng)距模型頭部的距離也較B風洞更遠。因此，風洞的結構形式、支撐系統(tǒng)以及湍流度對飛翼布局渦破裂起始迎角和渦破裂后的氣動特性影響較大。

圖6 M＝0.8，β＝0°時三座風洞基本縱向試驗結果的對比Fig.6 Comparison of experimental data at M＝0.8，β＝0°

圖7給出了三座風洞氣動力導系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化。從圖7（a）可以看出M＝0.6、0.8、0.9時三座風洞所測零升阻力系數(shù)相差在0.0010之內，M＝0.95最大相差0.0013，M＝1.0、1.05、1.1、1.2，相差在0.002～0.005，差異明顯較大，跨聲速階段這種較大差異與風洞消波特性有較大關系。三座風洞的升力線斜率（－2°～2°范圍）差異較小，最大差異為0.002。各風洞所測模型的零升迎角差異略大，散布帶約為0.2°，總體看B風洞和C風洞比較接近，A風洞零升迎角在馬赫數(shù)0.6至1.5范圍較B風洞和C風洞偏大0.07°～0.3°。零升俯仰力矩系數(shù)和俯仰力矩隨迎角的斜率三座風洞的試驗值相關性較好。

圖7 三座風洞氣動力（導）系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化Fig.7 Aerodynamic derivatives versus Mach number

3 結 論

通過對小展弦比飛翼標模在三座風洞的測力試驗結果和試驗精度的對比分析，定量地研究了不同風洞的數(shù)據(jù)相關性，得出以下結論：

（1）小展弦比飛翼標模風洞測力試驗精度及不同風洞數(shù)據(jù)相關性與飛翼布局流動特性關系較大，在小迎角附著流狀態(tài)，不同風洞的數(shù)據(jù)相關性較好，測力精度較高，渦破裂后不同風洞的數(shù)據(jù)相關性和試驗精度都有不同程度的降低；

（2）跨聲速條件下由于飛翼布局背風面復雜的流動特性，使得其試驗精度較超聲速略差。

（3）不同風洞數(shù)據(jù)相關性整體較好，差異主要體現(xiàn)在升力特性拐點起始迎角、近聲速附近馬赫數(shù)的零升阻力系數(shù)和零升迎角，后續(xù)將對引起此差異的影響因素，如洞壁干擾、遠場支撐系統(tǒng)干擾等進行深入研究。

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Investigation on the correlation of high－speed force test results of flying－wing calibration model with low－aspect ratio

Li Yonghong＊，Liu Huilong，Huang Yong，Zhong Shidong，Su Jichuan

（High Speed Aerodynamic Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

In order to investigate the correlation of force test results of flying－wing calibration model with low－aspect ratio and analyze the precision level of wind tunnel experiments in different wind tunnels，repeated tests and comparison tests on the flying－wing calibration model are conducted in three different wind tunnels based on a same balance and a set of stings with the same geometry.Test results indicate that the flow characteristics have huge influent on the correlation relations and the precision levels of the three wind tunnel test data.At small angels of attack when attached flow is dominant，the correlation of test data is good and the precision is high enough.However，as angles of attack increase and the leading－edge vortex will breakdown，both the correlation and the precision may fall down.Due to the complex flow characteristics at transonic flow，both correlation and precision are worse than that of supersonic flow.The main differences between test data of the three wind tunnels lie in the angle of attack of inflexion of the lift curve，zero－lift drag coefficient and zero－lift angle of attack.

flying－wing calibration；high speed wind tunnel test；repeat test；precision；correlation

V212.1

A

10.7638／kqdlxxb－2015.0096

0258－1825（2016）01－0107－07

2015－07－21；

2015－09－16

李永紅＊（1986－），男，河南商丘，助理工程師，研究方向：氣動布局設計.E－mail：lyhxj52＠stu.xjtu.edu.cn

李永紅，劉會龍，黃勇，等.小展弦比飛翼標模三座高速風洞氣動力數(shù)據(jù)相關性研究［J］.空氣動力學學報，2016，34（1）：107－112.

10.7638／kqdlxxb－2015.0096 Li Y H，Liu H L，Huang Y，et al.Investigation on the correlation of high－speed force test results of flying－wing calibration model with low－aspect ratio［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：107－112.