大幅振蕩試驗(yàn)支架干擾研究

沈彥杰卜 忱劉春明呂 紅眭建軍

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院低速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,黑龍江哈爾濱 150001)

大幅振蕩試驗(yàn)支架干擾研究

沈彥杰*,卜 忱,劉春明,呂 紅,眭建軍

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院低速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,黑龍江哈爾濱 150001)

低速風(fēng)洞大幅振蕩試驗(yàn)是飛行器研制,特別是具有過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力的戰(zhàn)斗機(jī)研制中,必不可少的試驗(yàn)研究項(xiàng)目。目前國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開(kāi)展了低速風(fēng)洞大幅振蕩試驗(yàn),并開(kāi)展了其他動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)的支架干擾試驗(yàn)研究和大幅振蕩試驗(yàn)洞壁干擾的試驗(yàn)研究,但對(duì)低速風(fēng)洞大幅振蕩試驗(yàn)結(jié)果中的支架干擾修正都沒(méi)有進(jìn)行過(guò)相應(yīng)的研究。為了進(jìn)一步提高低速風(fēng)洞大幅振蕩試驗(yàn)的數(shù)據(jù)準(zhǔn)度,掌握支架干擾影響規(guī)律,在FL-51風(fēng)洞采用兩步法對(duì)俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三個(gè)模態(tài)的單自由度大幅振蕩風(fēng)洞試驗(yàn)的支架干擾進(jìn)行了測(cè)量。兩步法支架干擾修正法使用疊加原理,認(rèn)為輔助支架、映像支架和主支架對(duì)模型氣動(dòng)力的干擾作用都是線性疊加關(guān)系,沒(méi)有考慮不同支架之間的相互干擾。通過(guò)設(shè)計(jì)加工專用的輔助支架和映像支架,利用兩步法試驗(yàn)獲得了單自由度大幅振蕩試驗(yàn)支架干擾的影響量。分析發(fā)現(xiàn)大幅振蕩試驗(yàn)中支架干擾影響量對(duì)單自由度大幅振蕩試驗(yàn)的準(zhǔn)度影響較大,進(jìn)行大幅振蕩試驗(yàn)時(shí),需要進(jìn)行相應(yīng)的支架干擾試驗(yàn),并且支架干擾影響量隨頻率增大而增大。結(jié)果表明大幅振蕩風(fēng)洞試驗(yàn)可以通過(guò)兩步法進(jìn)行支架干擾影響修正,進(jìn)而提高試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)度。

大幅振蕩試驗(yàn);支架干擾;兩步法;風(fēng)洞試驗(yàn);數(shù)據(jù)修正;非定常氣動(dòng)力;試驗(yàn)準(zhǔn)度

0 引 言

低速風(fēng)洞單自由度大幅振蕩試驗(yàn)技術(shù)是飛機(jī)研制,特別是具有過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力的戰(zhàn)斗機(jī)研制所必需的試驗(yàn)技術(shù)。對(duì)相應(yīng)的大幅振蕩試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行支架干擾修正,可大幅度提升數(shù)據(jù)的準(zhǔn)度,為飛行器的氣動(dòng)特性準(zhǔn)確預(yù)測(cè)和性能分析提供高質(zhì)量、高可信度的數(shù)據(jù)。這對(duì)提高飛行器研制保障水平,對(duì)飛行器性能計(jì)算和安全性評(píng)估具有重要意義。

目前國(guó)內(nèi)外均已經(jīng)開(kāi)發(fā)并應(yīng)用了多自由大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng),國(guó)外已有單位開(kāi)展相應(yīng)系統(tǒng)的支架干擾機(jī)理研究。加利福尼亞的Lars E Ericsson教授和專門從事非定常氣動(dòng)力研究的Reding教授對(duì)支架干擾進(jìn)行了多年的研究,他們認(rèn)為支桿的存在對(duì)飛機(jī)模型的尾跡有影響,它能引起渦的提前破裂,他們?cè)陲L(fēng)洞、水洞中,多方面、形象化地研究了支桿對(duì)渦破裂的影響,尤其是支桿的形狀、安放位置的影響[1-6]。巴思大學(xué)的G S Taylor教授也通過(guò)試驗(yàn)研究了俯仰振蕩中支桿不同位置對(duì)渦破裂的影響,指出動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的支架干擾問(wèn)題更復(fù)雜[7-8]。國(guó)內(nèi)雖然尚未對(duì)大幅振蕩試驗(yàn)支架干擾進(jìn)行相應(yīng)研究,但已經(jīng)開(kāi)展過(guò)其他動(dòng)態(tài)試驗(yàn)系統(tǒng)的支架干擾試驗(yàn)研究和大幅振蕩試驗(yàn)洞壁干擾的試驗(yàn)研究[9-15]。中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的高劍軍和杜希奇分別對(duì)旋轉(zhuǎn)天平和動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)系統(tǒng)的支架干擾進(jìn)行了試驗(yàn)研究,其試驗(yàn)結(jié)果表明:在強(qiáng)迫振蕩試驗(yàn)中,支架干擾對(duì)動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)有明顯的影響[8-9]。通過(guò)對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行支架干擾修正,可以進(jìn)一步提高試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性。雖然國(guó)外很早就開(kāi)始了大幅振蕩試驗(yàn)支架干擾影響研究,但仍然停留在機(jī)理研究,目前國(guó)內(nèi)外大幅振蕩試驗(yàn)支架干擾修正尚無(wú)面向工程應(yīng)用的試驗(yàn)研究。

中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院“非定常氣動(dòng)力技術(shù)團(tuán)隊(duì)”在FL-51風(fēng)洞對(duì)大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)的支架干擾進(jìn)行了探索性研究,通過(guò)兩步法,獲得了大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)的支架干擾影響量,提高了大幅振蕩試驗(yàn)試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)度。

1 試驗(yàn)設(shè)備及模型

1.1 模型

模型采用中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院動(dòng)態(tài)試驗(yàn)標(biāo)膜,為金屬與復(fù)合材料混合結(jié)構(gòu),機(jī)身、機(jī)翼等主要部件采用高強(qiáng)度鋁、高強(qiáng)度鋼等金屬材料作為主要承力和連接骨架,采用比強(qiáng)度、比剛度高的碳纖維殼體作為各種部件型面。模型主要參數(shù)見(jiàn)表1,模型照片見(jiàn)圖1。

表1 模型主要參數(shù)Table 1 Model parameters

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Test model

1.2 風(fēng)洞

FL-51風(fēng)洞為開(kāi)/閉口單回路低速風(fēng)洞,試驗(yàn)段截面為矩形,風(fēng)洞為開(kāi)/閉口單回流式低速風(fēng)洞,試驗(yàn)段尺寸4.5 m(寬)×3.5 m(高)×11 m(長(zhǎng)),閉口試驗(yàn)段最大風(fēng)速100 m/s,開(kāi)口試驗(yàn)段最大風(fēng)速85 m/s。

1.3 雙自由度大幅振蕩機(jī)構(gòu)

試驗(yàn)系統(tǒng)采用電機(jī)/液壓耦合驅(qū)動(dòng)的雙自由度運(yùn)動(dòng),由液壓伺服馬達(dá)驅(qū)動(dòng)彎刀運(yùn)動(dòng),實(shí)現(xiàn)模型的俯仰(模型正裝)運(yùn)動(dòng)或偏航(模型側(cè)裝)運(yùn)動(dòng),電機(jī)驅(qū)動(dòng)尾支桿實(shí)現(xiàn)模型的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。試驗(yàn)系統(tǒng)主要由上下連桿、液壓馬達(dá)、振蕩彎刀、電機(jī)驅(qū)動(dòng)裝置、滾轉(zhuǎn)支桿、液壓管路和泵站等組成。除液壓管路和泵站安裝在風(fēng)洞外側(cè),其余部件均安裝在試驗(yàn)段中,見(jiàn)圖2、圖3。機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)指標(biāo)見(jiàn)表2。

大幅振蕩試驗(yàn)角度變化規(guī)律如下:

表2 雙自由度大幅振蕩機(jī)構(gòu)運(yùn)動(dòng)指標(biāo)Table 2 Movement parameters of large amplitute oscillation test system

圖2 大幅振蕩試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.2 Structure of the large amplitude oscillation test system

圖3 FL-51風(fēng)洞大幅振蕩試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.3 Large amplitude oscillation test system in FL-51

其中θ為支桿俯仰角,ψ為偏航機(jī)構(gòu)角,?為支桿滾轉(zhuǎn)角。

1.4 測(cè)控系統(tǒng)及數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)

天平測(cè)得的電信號(hào)由FL-51風(fēng)洞VXI采集系統(tǒng)采集,數(shù)字信號(hào)由工控機(jī)處理,試驗(yàn)原始數(shù)據(jù)由大幅振蕩試驗(yàn)處理程序處理成中蘇坐標(biāo)軸系下的體軸六分量系數(shù)。動(dòng)態(tài)濾波采用傅里葉變換數(shù)字濾波器,試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)可以實(shí)時(shí)顯示曲線。

1.5 支架干擾輔助支撐系統(tǒng)

支架干擾輔助支撐系統(tǒng)由俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航輔助支撐系統(tǒng)組成,如圖4所示。輔助支撐系統(tǒng)的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航運(yùn)動(dòng)均由電機(jī)驅(qū)動(dòng)。

圖4 俯仰、滾轉(zhuǎn)及偏航輔助支撐系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.4 Structure of assist support system

2 試驗(yàn)方法

模型采用內(nèi)式天平,支架干擾只有支架對(duì)模型氣動(dòng)力的干擾項(xiàng)。采用兩步法進(jìn)行俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航大幅振蕩試驗(yàn)支架干擾的試驗(yàn)修正。兩步法支架干擾修正方法使用疊加原理,認(rèn)為輔助支架、映像支架和主支架對(duì)模型氣動(dòng)力的干擾作用都是線性疊加關(guān)系,沒(méi)有考慮不同支架之間的相互干擾。除模型試驗(yàn)外,要進(jìn)行兩步帶輔助支架的輔助試驗(yàn),如圖5所示。

圖5 偏航振蕩支架干擾兩步法試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.5 Pictures of the method to measure the support interference

模型試驗(yàn)和輔助試驗(yàn)的氣動(dòng)力分別為:

式中,下標(biāo)am表示輔助支架對(duì)模型的干擾,m表示模型,sm表示支架對(duì)模型的干擾。

扣除支架干擾后的模型氣動(dòng)力為:

上述的試驗(yàn)修正法都使用了疊加原理,即認(rèn)為輔助支架、映像支架和主支架對(duì)模型氣動(dòng)力的干擾作用都是線性疊加關(guān)系,沒(méi)有考慮不同支架之間的相互干擾。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 俯仰振蕩支架干擾影響

圖6中給出了ψ=0°、?=0°、f=0.8 Hz時(shí)俯仰振蕩動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾影響增量,圖中看出法向力和俯仰力矩的動(dòng)態(tài)支架干擾增量偏離靜態(tài)支架干擾增量,而軸向力動(dòng)態(tài)支架干擾增量在靜態(tài)支架干擾增量附近小幅波動(dòng)。

圖7、圖8給出了ψ=10°、ψ=20°(?=0°,f=0.8 Hz)時(shí)俯仰振蕩縱向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量。通過(guò)圖6～圖8中不同偏航機(jī)構(gòu)角的試驗(yàn)結(jié)果分析發(fā)現(xiàn),隨著偏航角的增大,動(dòng)態(tài)支架干擾增量偏離靜態(tài)支架干擾量的偏離值逐漸縮小,并靜態(tài)增量逐漸回到動(dòng)態(tài)增量遲滯環(huán)內(nèi)。分析認(rèn)為,偏離的原因可能是位于側(cè)面的支撐系統(tǒng)對(duì)動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)影響較大,隨著支撐系統(tǒng)轉(zhuǎn)到模型后方,影響量逐漸減小。

圖6 俯仰振蕩縱向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量(ψ=0°,?=0°,f=0.8 Hz)Fig.6 Interference quantities of longitudinal test results (ψ=0°,?=0°,f=0.8 Hz)

圖7 俯仰振蕩縱向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量(ψ=10°,?=0°,f=0.8 Hz)Fig.7 Interference quantities of longitudinal test results (ψ=10°,?=0°,f=0.8 Hz)

圖8 俯仰振蕩縱向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量(ψ=20°,?=0°,f=0.8 Hz)Fig.8 Interference quantities of longitudinal test results (ψ=20°,?=0°,f=0.8 Hz)

法向力靜態(tài)支架干擾增量在θ=0°～60°范圍內(nèi)均為正值,波動(dòng)較小,并在θ=48°附近達(dá)到最大值0.17。當(dāng)θ＜48°時(shí),隨支桿俯仰角的增加而逐漸增大,隨后隨支桿俯仰角的增加逐漸減小。

在θ=0°～60°內(nèi),上仰過(guò)程中,法向力動(dòng)態(tài)支架干擾增量隨支桿俯仰角的增加逐漸降低,但絕對(duì)差量逐漸增加,在支桿俯仰角為29°時(shí)達(dá)到最低點(diǎn)-0.056。支桿俯仰角大于29°之后法向力動(dòng)態(tài)支架干擾增量隨支桿俯仰角增加而逐漸增大,在支桿俯仰角44°附近與橫向坐標(biāo)軸交叉,隨后繼續(xù)增大到俯仰角60°時(shí)的值0.68,在這一過(guò)程中絕對(duì)差量先減小到零,然后逐漸增大,意味著帶支架和不帶支架的動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)在上仰過(guò)程中有一次交叉。

下俯過(guò)程中,法向力動(dòng)態(tài)支架干擾增量隨支桿俯仰角的變化規(guī)律與上仰過(guò)程相似,差別在于下俯過(guò)程中增量變化幅值較小,在18°附近達(dá)到負(fù)向最大值-0.036。另外帶支架和不帶支架的動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)在下俯過(guò)程中也有一次交叉,但與上仰過(guò)程相比,交叉點(diǎn)的支桿俯仰角較小,在34°附近。

軸向力動(dòng)靜態(tài)支架干擾增量在迎角θ=0°～60°范圍內(nèi)均圍繞橫向坐標(biāo)軸波動(dòng),波動(dòng)幅度較小,在±0.006以內(nèi)。

俯仰力矩靜態(tài)支架干擾增量在θ=0°～32°內(nèi)隨支桿俯仰角單調(diào)減小,在32°時(shí)達(dá)到最小值-0.012,在θ=32°～60°范圍內(nèi)俯仰力矩呈波動(dòng)下降趨勢(shì)。俯仰力矩動(dòng)態(tài)支架干擾增量,上仰和下俯過(guò)程中在支桿俯仰角小于49°時(shí)均呈單調(diào)遞減趨勢(shì),隨著支桿俯仰角的繼續(xù)增大,俯仰力矩支架干擾增量開(kāi)始增加。

圖9中給出俯仰振蕩頻率0.4 Hz時(shí)縱向動(dòng)靜態(tài)支架干擾增量,圖中可以看出與0.8 Hz比較,上仰和下俯過(guò)程中支架對(duì)縱向分量的的影響規(guī)律基本一致,差別在于,上仰和下俯過(guò)程中支架干擾增量形成的遲滯環(huán)更小,趨近于粘合。

圖9 俯仰振蕩縱向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量(ψ=0°,?=0°,f=0.4 Hz)Fig.9 Interference quantities of longitudinal test results (ψ=0°,?=0°,f=0.4 Hz)

綜上所述,俯仰振蕩試驗(yàn)中上仰和下俯過(guò)程中支架干擾的影響趨勢(shì)相似,支架對(duì)法向力和俯仰力矩影響較大,對(duì)軸向力影響較小。隨著頻率的增加,縱向支架干擾增量在上仰和下俯運(yùn)動(dòng)過(guò)程中形成的遲滯環(huán)呈增大趨勢(shì)。

3.2 滾轉(zhuǎn)振蕩支架干擾影響

圖10中給出了不同支桿俯仰角狀態(tài)下動(dòng)靜態(tài)滾轉(zhuǎn)振蕩試驗(yàn)中滾轉(zhuǎn)力矩支架干擾增量隨滾轉(zhuǎn)角變化曲線。圖10中可以看出各支桿俯仰角下靜態(tài)增量基本全在動(dòng)態(tài)增量遲滯環(huán)內(nèi),隨著支桿俯仰角的增加,動(dòng)靜態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩支架干擾增量的極大值呈先增大后減小的趨勢(shì),并在支桿俯仰角40°時(shí)極大值達(dá)到0.012。

圖10 滾轉(zhuǎn)振蕩橫向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量(ψ=0°,f=1.5 Hz)Fig.10 Interference quantities of lateral test results (ψ=0°,f=1.5 Hz)

在不同支桿俯仰角下,靜態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩支架干擾增量隨滾轉(zhuǎn)角呈單調(diào)變化。θ=0°～40°范圍內(nèi),隨著支桿俯仰角的增加,靜態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩支架干擾增量曲線斜率逐漸增加;θ=40°～80°范圍內(nèi),隨著支桿俯仰角的增加,靜態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩增量曲線斜率開(kāi)始逐漸減小。動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中滾轉(zhuǎn)力矩支架干擾增量遲滯環(huán)也隨靜態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩支架干擾增量斜率變化而同向變化。

動(dòng)態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩支架干擾增量遲滯環(huán)的變化趨勢(shì)在0°支桿俯仰角時(shí)為順時(shí)針?lè)较?當(dāng)支桿俯仰角增大到40°時(shí)遲滯環(huán)方向變?yōu)槟鏁r(shí)針?lè)较?之后到支桿俯仰角80°一直為逆時(shí)針變化規(guī)律。

圖11中給出滾轉(zhuǎn)振蕩頻率0.6 Hz動(dòng)靜態(tài)支架干擾滾轉(zhuǎn)力矩增量。從圖11中可以看出,與圖9 (1.5 Hz)比較,支架干擾影響規(guī)律基本一致,差別在于,遲滯環(huán)面積變小。

圖11 滾轉(zhuǎn)振蕩橫向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量(ψ=0°,f=0.6 Hz)Fig.11 Interference quantities of lateral test results (ψ=0°,f=0.6 Hz)

綜上所述,滾轉(zhuǎn)振蕩支架干擾影響量隨支桿俯仰角的增加呈先增加后減小趨勢(shì)。隨著頻率的增加,動(dòng)態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩支架干擾增量遲滯環(huán)增大。

3.3 偏航振蕩支架干擾影響

圖12～圖14中給出了不同支桿俯仰角狀態(tài)下動(dòng)靜態(tài)偏航振蕩試驗(yàn)中橫向三分量支架干擾增量隨偏航機(jī)構(gòu)角變化曲線。從圖中可以看出,各支桿俯仰角下靜態(tài)增量基本全在動(dòng)態(tài)增量遲滯環(huán)內(nèi);隨著支桿俯仰角的增加,動(dòng)靜態(tài)橫向三分量支架干擾增量的極大值呈增大的趨勢(shì)。

圖12 偏航振蕩橫向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量(θ=0°,?=0°,f=0.8 Hz)Fig.12 Interference quantities of lateral test (θ=0°,?=0°,f=0.8 Hz)

在不同支桿俯仰角下,靜態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩支架干擾增量隨偏航機(jī)構(gòu)角呈單調(diào)變化,偏航力矩和側(cè)力支架干擾增量無(wú)明顯變化規(guī)律。θ=0°～30°范圍內(nèi),隨著支桿俯仰角的增加,靜態(tài)橫向三分量支架干擾增量曲線斜率呈逐漸減小趨勢(shì),且偏航力矩和側(cè)力支架干擾增量波動(dòng)逐漸減小。動(dòng)態(tài)試驗(yàn)中支架干擾增量遲滯環(huán)也隨靜態(tài)支架干擾增量斜率變化而同向變化。

圖13 偏航振蕩橫向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量(θ=20°,?=0°,f=0.8 Hz)Fig.13 Interference quantities of lateral test results (θ=20°,?=0°,f=0.8 Hz)

圖14 偏航振蕩橫向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量(θ=20°,?=0°,f=0.8 Hz)Fig.14 Interference quantities of lateral test results (θ=20°,?=0°,f=0.8 Hz)

動(dòng)態(tài)橫向三分量支架干擾增量遲滯環(huán)面積隨支桿俯仰角增加而逐漸增大,說(shuō)明偏航振蕩時(shí)支桿俯仰角越大支架干擾越大。

圖15中給出偏航振蕩頻率0.4 Hz動(dòng)靜態(tài)支架干擾滾轉(zhuǎn)力矩增量。從圖14中可以看出,與圖13 (0.8 Hz)比較,支架干擾影響規(guī)律基本一致,但遲滯環(huán)面積變小。

綜上所述,偏航振蕩橫向三分量支架干擾影響量隨支桿俯仰角的增加呈增大趨勢(shì)。隨著頻率的增加,動(dòng)態(tài)橫向三分量支架干擾增量遲滯環(huán)增大。

圖15 偏航振蕩橫向動(dòng)靜態(tài)試驗(yàn)支架干擾增量(θ=0°,?=0°,f=0.4 Hz)Fig.15 Interference quantities of lateral test results (θ=0°,?=0°,f=0.4 Hz)

4 結(jié) 論

通過(guò)兩步法對(duì)俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三個(gè)模態(tài)的單自由度大幅振蕩風(fēng)洞試驗(yàn)的支架干擾進(jìn)行了測(cè)量與分析,得出以下主要結(jié)論:

(1)大幅振蕩試驗(yàn)中支架干擾量隨頻率的增大而增大。

(2)從俯仰振蕩、偏航振蕩和滾轉(zhuǎn)振蕩支架干擾試驗(yàn)結(jié)果來(lái)看,支架干擾對(duì)三類大幅振蕩試驗(yàn)的準(zhǔn)度影響較大,進(jìn)行大幅振蕩試驗(yàn)時(shí),需要進(jìn)行相應(yīng)的支架干擾試驗(yàn)。

(3)通過(guò)兩步法進(jìn)行大幅振蕩支架干擾試驗(yàn),可以去除支架的主要影響量,提高試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)度,為飛機(jī)型號(hào)研制單位提供高準(zhǔn)度試驗(yàn)數(shù)據(jù),提高型號(hào)研制保障水平。

[1]Ericsson L E,Reding J P.Review of support interference in dynamic tests[J].AIAA Journal,1983,21(12):1652-1666.

[2]Ericsson L E,Reding J P.Dynamic support interference in high alpha testing[J].Journal of Aircraft,1986,23(12):889-896.

[3]Ericsson L E.Reflections regarding recent rotary rig results [J].Journal of Aircraft,1987,24(1):25-30.

[4]Ericsson L E.Another look at high-alpha support interference in rotary tests[J].Journal of Aircraft,1991,28(9):584-591.

[5]Lars E Ericsson,Martin E Byers.Aspects of ground facility interference on leading-edge vortex breakdown[J].Journal of Aircraft,2001,38(2):310-314.

[6]Beyers M E,Ericsson L E.Ground facility interference on aircraft configurations with separated flow[J].Journal of Aircraft,1993,30(5):682-688.

[7]Taylor G S,Gursul I,Greenwell D.Investigation of support interference in high-angle-of-attack testing[J].Journal of Aircraft,2003,40(1):143-152.

[8]Taylor G,Gursul I.Support interference for a maneuvering delta wing[J].Journal of Aircraft,2005,42(6):1504-1515.

[9]Huang D,Wu G X.Experiment investigation of unsteady wall interference to model pitching in large angle of attack[J]. Journal of Nanjing University of Science and Technology, 2003,27(4),349-354.(in Chinese)黃達(dá),吳根興.模型大振幅運(yùn)動(dòng)風(fēng)洞壁面影響研究[J].南京理工大學(xué)學(xué)報(bào),2003,27(4):349-354.

[10]Huang D,Zhang W H.Investigation on unsteady wind tunnel wall interference[J].Acta Aerodynamica Sinica,2004,22(4): 384-388.(in Chinese)黃達(dá),張文華.非定常風(fēng)洞洞壁干擾研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2004,22(4):384-388.

[11]Huang D,Li Z Q,Ding K W,et al.Wall interference in unsteady force tests for delta wing in large amplitude pitching motions[J].Journal of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2003,35(1):13-17.(in Chinese)黃達(dá),李志強(qiáng),丁克文,等.三角翼大振幅俯仰運(yùn)動(dòng)非定常風(fēng)洞動(dòng)壁干擾實(shí)驗(yàn)研究[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2003,35 (1):13-17.

[12]Li Z Q,Zhang W H,Huang Da,et al.Unsteady wind tunnel wall pressure research[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,1997,18(6):652-655.(in Chinese)李志強(qiáng),張文華,黃達(dá),等.非定常風(fēng)洞壁壓特性研究[J].航空學(xué)報(bào),1997,18(6):652-655.

[13]Zhang W H,Li Z Q,Ding K W,et al.Unsteady wall corrections for a delta wing oscillating in pitch to very high angles of attack[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 1997,18(2):215-219.(in Chinese)張文華,李志強(qiáng),丁克文,等.三角翼過(guò)失速非定常洞壁干擾修正[J].航空學(xué)報(bào),1997,18(2):215-219.

[14]Du X Q.Investigation of support interference in low speed wind tunnel oscillation tests[J].Experiments and Measurements in Fluid Mechanics,2003,17(2):37-40.(in Chinese)杜希奇.動(dòng)導(dǎo)數(shù)支架干擾的試驗(yàn)研究[J].流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量,2003,17(2):37-40.

[15]Gao J J,Liu C M,Bu C.Investigation of support interference on rotary balance test in FL-8 Low Speed Wind Tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2012,26(1):88-92.高劍軍,劉春明,卜忱.FL-8風(fēng)洞旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)支架干擾研究[J].流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量,2012,26(1):88-92.

Investigation of support interference of large amplitude oscillation test

Shen Yanjie*,Bu Chen,Liu Chunming,Lyu Hong,Sui Jianjun
(AVIC Aerodynamics Research Institute,Harbin150001,China)

Low speed wind tunnel oscillation test is an essential test research project for the development of aircraft,especially in the development of the aircraft with the capability of post stall maneuver.At home and abroad,the oscillation tests have been carried out in low speed wind tunnel.Experimental study has also been conducted on oscillation and other dynamic system to test the support interference and wall interference;however,the modifications for the support interference have not been studied in low speed wind tunnel oscillation test.In order to improve the accuracy of low speed wind tunnel oscillation test,to understand the mechanism of the support interference in low speed wind tunnel oscillation test,to provide high quality data for accurate prediction of aerodynamic characteristics and highly reliable performance analysis,to improve the logistic security level for aircraft development,the support interference was measured in FL-51 wind tunnel by single degree of freedom oscillation test with a two-steps method for three modes,i.e.,pitch,roll and yaw.The two-step method for the support interference correction adopts the principle of superposition.The influence effect of the auxiliary support bracket,the main bracket and image model of aerodynamic forces are linear superposition in this method,without considering the mutual interference among different frames.With the aid of particularly designed and processed support frame and the image frame,the influence of the single degree of freedom oscillation was obtained by the two-step test.It is found that the influence of the support increases with increasing frequency,and the support has significant influence on the accuracy of the single degree of freedom oscillation test.When a large oscillation test isperformed,the corresponding support interference test is required.The results show that the two step method can be used to modify the disturbance caused by the bracket,and the accuracy of the test results can be improved.

large amplitude oscillation test;support interference;two step method;wind tunnel test;data correction;unsteady aerodynamics;test accuracy

V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0109

0258-1825(2016)06-0762-08

2015-07-21;

2015-09-05

沈彥杰*(1982-),男,河北承德人,碩士,工程師,研究方向:風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù).E-mail:shenyanjie0123@163.com

沈彥杰,卜忱,劉春明,等.大幅振蕩試驗(yàn)支架干擾研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2016,34(6):762-769.

10.7638/kqdlxxb-2015.0109 Shen Y J,Bu C,Liu C M,et al.Investigation of support interference of large amplitude oscillation test[J].Acta Aerodynamica Sinica,2016,34(6):762-769.