大展弦比機(jī)翼跨聲速靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)

郭洪濤,陳德華,呂彬彬,余 立,祖孝勇

(1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川 綿陽(yáng) 621000;2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所,四川 綿陽(yáng) 621000)

大展弦比機(jī)翼跨聲速靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)

郭洪濤1,2,*,陳德華1,呂彬彬2,余 立2,祖孝勇2

(1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川 綿陽(yáng) 621000;2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所,四川 綿陽(yáng) 621000)

基于靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)研究了某翼身組合體的跨聲速靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)。試驗(yàn)結(jié)果表明：在設(shè)計(jì)巡航點(diǎn)，靜氣動(dòng)彈性對(duì)大展弦比超臨界機(jī)翼的氣動(dòng)特性影響明顯，可使機(jī)翼的升力系數(shù)降低21%、升阻比增加8%、焦點(diǎn)前移約1%bA；在超過(guò)巡航馬赫數(shù)后，靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)使得機(jī)翼氣動(dòng)特性有惡化的趨勢(shì)?？缏曀贂r(shí)，馬赫數(shù)和速壓對(duì)機(jī)翼的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)具有較大影響，且影響規(guī)律呈復(fù)雜非線性，難以依據(jù)現(xiàn)有理論分析準(zhǔn)確預(yù)計(jì)。

靜氣動(dòng)彈性；大展弦比機(jī)翼；跨聲速流動(dòng)；風(fēng)洞試驗(yàn)；氣動(dòng)特性

0 引 言

靜氣動(dòng)彈性表征了氣動(dòng)力和結(jié)構(gòu)彈性力之間的耦合作用，對(duì)飛行器的氣動(dòng)性能與飛行安全有著重要影響。例如，在Ma=0.8、Re=2.1×107條件下，彈性變形對(duì)MD -90飛機(jī)翼身組合體機(jī)翼外側(cè)剖面的壓力分布影響可達(dá)30%以上；波音707飛機(jī)在3 km高度亞聲速飛行時(shí)，靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)可使飛機(jī)焦點(diǎn)前移0.06bA(即機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的6%)，航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)下降50%[1]。因此，大型飛機(jī)的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)問(wèn)題日益被重視，成為當(dāng)前飛行器氣動(dòng)彈性專業(yè)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)之一。

為了準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)靜氣動(dòng)彈性對(duì)飛行器氣動(dòng)性能與結(jié)構(gòu)安全的影響，國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開(kāi)展了大量的研究工作。在數(shù)值模擬研究方面：MSC公司基于不可壓無(wú)旋流線性Laplace方程發(fā)展了NASTRAN等商業(yè)軟件，波音公司基于跨聲速小擾動(dòng)方程開(kāi)發(fā)了XTRAN3S，NASA基于Navier-Stokes方程耦合模態(tài)運(yùn)動(dòng)方程研發(fā)了CFL3D程序，Ames研究中心專門研發(fā)的氣動(dòng)彈性計(jì)算軟件ENSAERO，都已經(jīng)被廣泛應(yīng)用于飛行器的靜氣動(dòng)彈性計(jì)算分析[2-8]。在風(fēng)洞試驗(yàn)研究方面：比較著名的有美國(guó)基于F/A-18A飛機(jī)的主動(dòng)氣動(dòng)彈性翼(Active Aeroelastic Wing,AAW)項(xiàng)目，希望可以主動(dòng)利用機(jī)翼的氣動(dòng)彈性效應(yīng)達(dá)到更好的滾轉(zhuǎn)控制、顫振抑制、阻力減小以及最大可能提升飛行器氣動(dòng)性能[9-11]。在歐洲，瑞典的Martin C對(duì)一個(gè)大展弦比后掠機(jī)翼進(jìn)行了低速靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)基于應(yīng)變天平測(cè)量氣動(dòng)力/力矩，利用光學(xué)系統(tǒng)來(lái)測(cè)量機(jī)翼的彈性變形。研究結(jié)果表明：隨著風(fēng)速的增加，機(jī)翼升力線斜率減小，副翼效率明顯降低，機(jī)翼沿展向變形明顯[12]。在國(guó)內(nèi)，北航的萬(wàn)志強(qiáng)、楊超等人在復(fù)合材料前掠翼的發(fā)散特性方面進(jìn)行了相關(guān)研究，通過(guò)開(kāi)展低速靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)，采用測(cè)量結(jié)構(gòu)應(yīng)變的Southwell亞臨界發(fā)散試驗(yàn)技術(shù)得到前掠翼模型的發(fā)散特性[13-14]。沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)所的錢衛(wèi)與劉鐘坤等人在大展弦比機(jī)翼靜氣動(dòng)彈性模型設(shè)計(jì)與低速風(fēng)洞試驗(yàn)方面進(jìn)行了大量的研究工作，他們所設(shè)計(jì)的模型滿足了幾何外形相似與剛度相似的條件，并使模型在大迎角大變形下具備了足夠的韌性和強(qiáng)度，且通過(guò)低速風(fēng)洞試驗(yàn)獲得了模型的壓力系數(shù)、升力線斜率與升降舵效率的靜氣動(dòng)彈性影響量[15]。

根據(jù)文獻(xiàn)資料來(lái)看，有關(guān)飛行器靜氣動(dòng)彈性方面的研究主要集中在數(shù)值模擬分析與低速風(fēng)洞試驗(yàn)研究方面。而對(duì)于模型設(shè)計(jì)與制作難度較大、氣動(dòng)特性復(fù)雜、風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)要求更高的大展弦比機(jī)翼跨聲速靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)說(shuō)，目前還缺少比較系統(tǒng)的研究。近年來(lái)，CADRC高速空氣動(dòng)力研究所針對(duì)某大型飛機(jī)翼身組合體開(kāi)展了跨聲速靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)研究，得到了該模型機(jī)翼在Ma=0.65～0.85、q=35～75 kPa范圍的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，為大型飛機(jī)靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)的數(shù)值模擬方法驗(yàn)證以及風(fēng)洞/飛行相關(guān)性修正研究提供了技術(shù)支持。本文簡(jiǎn)要介紹了試驗(yàn)的相關(guān)內(nèi)容，給出了部分典型試驗(yàn)條件下的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)數(shù)據(jù)及曲線，對(duì)某些典型現(xiàn)象與規(guī)律進(jìn)行了討論與分析，結(jié)果表明由于跨聲速階段大展弦比機(jī)翼靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)隨流動(dòng)參數(shù)變化的復(fù)雜性，風(fēng)洞試驗(yàn)仍將是研究大型飛機(jī)靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)的有力手段之一。

1 風(fēng)洞試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

風(fēng)洞試驗(yàn)采用了翼身組合體半模型。機(jī)身是剛性的，只提供整流作用；機(jī)翼加工兩套，一套剛性翼面，一套彈性翼面，比較剛性機(jī)翼與彈性機(jī)翼氣動(dòng)特性差異，即可獲取試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷撵o氣動(dòng)彈性效應(yīng)[16]。機(jī)翼外形為型架構(gòu)型的“干凈”翼面，具備超臨界翼型以及大展弦比、后掠、下單翼氣動(dòng)布局特征，忽略短艙/掛架、襟翼滑軌整流罩等。模型及其在風(fēng)洞中的安裝示意圖如圖1所示。剛性模型的機(jī)身與機(jī)翼材質(zhì)均為30CrMnSiA，試驗(yàn)過(guò)程中可認(rèn)為不變形。彈性機(jī)翼材質(zhì)為高強(qiáng)度復(fù)合材料，受到氣動(dòng)載荷后會(huì)發(fā)生相應(yīng)的彈性變形。

針對(duì)彈性機(jī)翼而言，為了更精確地模擬結(jié)構(gòu)內(nèi)部的傳力關(guān)系，模型設(shè)計(jì)時(shí)參考了真實(shí)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)形式，內(nèi)部采用梁架結(jié)構(gòu)，外部覆以碳纖維蒙皮。模型除兩根大梁外，內(nèi)翼段中部還有一根短梁及13根肋板與梁架通過(guò)角片聯(lián)接以支撐蒙皮，其余空間填充泡沫維形。彈性模型的結(jié)構(gòu)示意圖如圖2所示。彈性機(jī)翼除根部接頭采用30CrMnSiA材料以外，其余部分都采用的是復(fù)合材料。蒙皮采用高強(qiáng)度碳纖維(東麗T300)，梁架部分采用高強(qiáng)度玻璃纖維布SW-100A，空隙處用德固賽泡沫(ROHACELL51IG/IG-F)填充維形。與原準(zhǔn)模型相比，根據(jù)地面剛度試驗(yàn)檢測(cè)，該彈性機(jī)翼模型除翼根局部范圍以外，其余測(cè)點(diǎn)的柔度矩陣系數(shù)誤差均小于5%；根據(jù)地面模態(tài)試驗(yàn)檢測(cè)，機(jī)翼的前四階主要模態(tài)頻率誤差均小于2%。滿足了靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)模型的設(shè)計(jì)制作要求[17]。

1.2 試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)在CARDC高速空氣動(dòng)力研究所2.4 m跨聲速風(fēng)洞(FL-26)半模試驗(yàn)段中進(jìn)行。該風(fēng)洞的詳細(xì)性能參數(shù)見(jiàn)參考文獻(xiàn)[18]。

測(cè)力試驗(yàn)采用高速空氣動(dòng)力研究所研制的B4W5-200B高精度五分量電阻應(yīng)變式半模天平，其設(shè)計(jì)載荷、校準(zhǔn)載荷、測(cè)量不確定度等詳細(xì)性能參數(shù)見(jiàn)參考文獻(xiàn)[19]。

1.3 試驗(yàn)方法

本項(xiàng)試驗(yàn)研究采用半模試驗(yàn)方法。為了消除風(fēng)洞側(cè)壁附面層對(duì)模型氣動(dòng)特性的干擾，特意將半模機(jī)身的厚度在沿機(jī)翼展向靠近安裝面的一側(cè)增加了40 mm，使半模機(jī)身的有效外形曝露于風(fēng)洞側(cè)壁邊界層之外。機(jī)身不參與測(cè)力，直接與風(fēng)洞側(cè)壁轉(zhuǎn)窗相連，機(jī)翼則通過(guò)天平接頭與半模天平連接。天平接頭包覆于機(jī)身內(nèi)部，如圖3所示。為了防止試驗(yàn)過(guò)程中機(jī)翼與機(jī)身、天平接頭與機(jī)身相碰而影響測(cè)力數(shù)據(jù)，機(jī)翼、天平接頭與機(jī)身之間通常預(yù)留2～3 mm的縫隙；為了防止縫隙竄流的干擾，試驗(yàn)前先用硅膠或海綿填充縫隙，再利用強(qiáng)力膠帶封嚴(yán)。

靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，對(duì)于彈性模型，試驗(yàn)程序采用固定馬赫數(shù)、變速壓或變迎角的方式進(jìn)行，風(fēng)洞速壓根據(jù)靜氣動(dòng)彈性模型設(shè)計(jì)時(shí)確定的速壓比換算獲得。對(duì)于剛性模型，則采用固定馬赫數(shù)、固定速壓、變迎角的方式進(jìn)行，風(fēng)洞速壓通常選取該風(fēng)洞各馬赫數(shù)下的最低速壓，以減小試驗(yàn)時(shí)模型承受的氣動(dòng)載荷，避免模型發(fā)生較大的彈性變形。

2 試驗(yàn)結(jié)果分析

2.1 巡航狀態(tài)的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)分析

對(duì)于具有大展弦比機(jī)翼的大型飛機(jī)來(lái)說(shuō)，為了提高氣動(dòng)效率，其巡航Ma通常設(shè)定在跨聲速區(qū)域，而這個(gè)范圍也正是機(jī)翼靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)比較嚴(yán)重的區(qū)域。因此，靜氣動(dòng)彈性對(duì)大展弦比機(jī)翼巡航狀態(tài)的氣動(dòng)特性影響值得重點(diǎn)關(guān)注。對(duì)照飛機(jī)的設(shè)定巡航飛行狀態(tài)，根據(jù)相似定理?yè)Q算后，選取對(duì)應(yīng)巡航狀態(tài)為Ma=0.78、q=35 kPa、α=2°。

圖4給出了Ma=0.78、q=35 kPa時(shí)剛性機(jī)翼和彈性機(jī)翼的CL～α、CD～α、Cm～CL曲線?？梢钥闯?，在試驗(yàn)狀態(tài)范圍內(nèi)，剛性機(jī)翼和彈性機(jī)翼的氣動(dòng)特性差異明顯。也就是說(shuō)，在巡航飛行狀態(tài)時(shí)，該機(jī)翼的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)將明顯影響其飛行性能。具體來(lái)看，對(duì)于升力特性而言，靜氣動(dòng)彈性減小了機(jī)翼的升力線斜率CLα，根據(jù)α∈[-2°～2°]線性擬合求得的CLα計(jì)算可知，CLα_F/CLα_R=92.7%(下標(biāo)“_F”對(duì)應(yīng)于彈性機(jī)翼，下標(biāo)“_R”對(duì)應(yīng)于剛性機(jī)翼，以下同)，且在巡航迎角α=2°時(shí)，升力系數(shù)CL大約降低了21%。同時(shí)，對(duì)比阻力特性曲線可以發(fā)現(xiàn)，機(jī)翼的零升阻力受靜氣動(dòng)彈性影響較小，對(duì)阻力特性的影響主要體現(xiàn)在升致阻力大幅降低；在巡航迎角α=2°時(shí)，阻力系數(shù)CD大約降低了27%。由于升力阻力同時(shí)減小，可知靜氣動(dòng)彈性對(duì)機(jī)翼升阻比的影響不及單獨(dú)對(duì)升力或阻力的影響大。經(jīng)過(guò)計(jì)算，在巡航迎角α=2°時(shí)，升阻比K增加了大約8%。

Cm～CL曲線反映了機(jī)翼的焦點(diǎn)位置或縱向靜穩(wěn)定性裕度，CmCL越小，縱向靜穩(wěn)定性裕度就越大。可以發(fā)現(xiàn)，靜氣動(dòng)彈性降低了機(jī)翼的縱向靜穩(wěn)定性。

圖4巡航Ma時(shí)的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)
Fig.4StaticaeroelasticeffectsatcruiseMachnumber

經(jīng)過(guò)計(jì)算得知，CmCL_F-CmCL_R=0.0093，亦即焦點(diǎn)位置XF前移約1%bA。

根據(jù)參考文獻(xiàn)[20]，導(dǎo)致以上現(xiàn)象的原因，主要是由于靜氣動(dòng)彈性作用會(huì)導(dǎo)致機(jī)翼發(fā)生扭轉(zhuǎn)變形與彎曲變形，從而改變機(jī)翼各翼型剖面(平行于機(jī)身縱軸)的有效迎角Δα。Δα的計(jì)算方法如下：

其中，φ、θ、χ分別為機(jī)翼的彈性扭轉(zhuǎn)角、彈性彎曲角(上反角)以及后掠角。

由于超臨界機(jī)翼采用上翼面前部“削平”與下翼面后緣加載設(shè)計(jì)，其設(shè)計(jì)巡航點(diǎn)的焦點(diǎn)位置一般比較靠后，使得機(jī)翼的壓心線與剛心線非常接近，加之翼面的扭轉(zhuǎn)剛度很大，因此φ值一般較小，而與機(jī)翼彎曲剛度相關(guān)的撓度變形卻很大，因而θ值較大。于是，Δα值的大小及符號(hào)主要取決于θ，而θ是與機(jī)翼的升力密切相關(guān)的。根據(jù)式(1)可知，靜氣動(dòng)彈性作用通常會(huì)減小超臨界大展弦比后掠機(jī)翼的有效迎角，從而影響載荷分布，改變其氣動(dòng)特性，從而產(chǎn)生所謂的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)。

2.2 速壓對(duì)靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)的影響分析

研究靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)隨飛行高度和馬赫數(shù)的變化，是確定飛機(jī)飛行包線的重要內(nèi)容之一。通常，高速靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)都是利用變速壓來(lái)模擬不同的飛行高度，以獲取真實(shí)飛機(jī)的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)隨飛行高度的變化特性。定義

其中，x表示機(jī)翼的某氣動(dòng)系數(shù)(導(dǎo)數(shù))。

圖5給出了Ma=0.78時(shí)的ΔCLα～q、ΔKα=2～q、ΔCmCL～q曲線?？傮w來(lái)看，在Ma=0.78時(shí)，機(jī)翼的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)隨速壓并不是表現(xiàn)為簡(jiǎn)單的線性對(duì)應(yīng)關(guān)系，而是呈現(xiàn)出一定的非線性。值得說(shuō)明的是，ΔKα=2～q曲線在q=45 kPa時(shí)規(guī)律稍顯異常，量值偏大，筆者推測(cè)應(yīng)該是由于在α=2°時(shí)機(jī)翼的軸向力絕對(duì)量值較小，天平的測(cè)量誤差所致?？梢钥闯?，在試驗(yàn)狀態(tài)范圍內(nèi)，機(jī)翼的|ΔCLα|與|ΔKα=2|均隨著速壓的增加而增大，且增長(zhǎng)速率隨速壓增大而加劇；ΔCmCL隨速壓增加也在增大，但增長(zhǎng)速率隨速壓增大而減緩。因此，以上試驗(yàn)結(jié)果表明：在跨聲速區(qū)域，速壓(飛行高度)對(duì)大型飛機(jī)機(jī)翼靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)的影響不能簡(jiǎn)單按照線性規(guī)律推測(cè)或外插計(jì)算，最好是直接通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量或者依據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果內(nèi)插計(jì)算來(lái)獲取。

2.3 馬赫數(shù)對(duì)靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)的影響分析

馬赫數(shù)變化體現(xiàn)了空氣壓縮性的影響。圖6給出了剛性機(jī)翼與彈性機(jī)翼的CLα～Ma、Kα=2～Ma、CmCL～Ma曲線。并且，為了表明曲線隨Ma的變化特性并非偶然，特意給出了彈性機(jī)翼的兩組不同速壓值下的數(shù)據(jù)?？梢钥闯觯谠囼?yàn)狀態(tài)范圍內(nèi)，對(duì)應(yīng)于不同的馬赫數(shù)，剛性機(jī)翼與彈性機(jī)翼的氣動(dòng)系數(shù)/導(dǎo)數(shù)除了量值差異較大，其變化規(guī)律也不完全一致。例如，剛性機(jī)翼的CLα隨著Ma的增加而增大，但彈性機(jī)翼的CLα隨著Ma的增加卻是先增大后減小，在Ma=0.85、q=65 kPa時(shí)，CLα_F與CLα_R相差可達(dá)36%，但此時(shí)二者的Kα=2卻幾乎相等?？傮w上來(lái)看，隨著Ma的增加，靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)引發(fā)的升阻比增長(zhǎng)趨勢(shì)減弱，升力線斜率減小趨勢(shì)增強(qiáng)，靜穩(wěn)定性減弱趨勢(shì)增強(qiáng)。尤其是在超過(guò)設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)以后，靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)使得機(jī)翼氣動(dòng)特性有惡化的趨勢(shì)，這主要是由于該機(jī)翼的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)是針對(duì)剛性數(shù)模來(lái)進(jìn)行的，未對(duì)靜氣動(dòng)彈性變形后的機(jī)翼進(jìn)行氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)。因此，由于跨聲速階段靜氣動(dòng)彈性影響的復(fù)雜性，要準(zhǔn)確預(yù)計(jì)大型飛機(jī)的氣動(dòng)特性，必須借助于風(fēng)洞試驗(yàn)或其它更可靠的手段來(lái)獲取靜氣動(dòng)彈性影響量，并進(jìn)行相應(yīng)的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)修正。

圖5靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)隨速壓的變化
Fig.5Dependenceofstaticaeroelasticeffectsonq

圖6靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)隨馬赫數(shù)的變化
Fig.6DependenceofstaticaeroelasticeffectsonMa

3 結(jié) 論

基于氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)相似的翼身組合體模型，對(duì)某大型客機(jī)機(jī)翼的跨聲速靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)研究，重點(diǎn)探討了靜氣動(dòng)彈性對(duì)超臨界大展弦比后掠機(jī)翼設(shè)計(jì)巡航點(diǎn)的氣動(dòng)特性影響，以及在跨聲速階段時(shí)速壓、馬赫數(shù)對(duì)機(jī)翼靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)的影響。得到了以下主要結(jié)論：

1) 在設(shè)計(jì)巡航點(diǎn)，靜氣動(dòng)彈性對(duì)超臨界大展弦比機(jī)翼的氣動(dòng)特性影響明顯，可使機(jī)翼的升力系數(shù)降低21%、升阻比增加8%、焦點(diǎn)前移約1%bA；

2) 在超過(guò)設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)以后，靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)使得機(jī)翼氣動(dòng)特性有明顯惡化的趨勢(shì)；

3) 在跨聲速時(shí)，馬赫數(shù)、速壓對(duì)機(jī)翼的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)具有顯著影響，且影響規(guī)律呈現(xiàn)復(fù)雜非線性特征，難以依據(jù)現(xiàn)有理論分析手段進(jìn)行準(zhǔn)確預(yù)測(cè)。

由于大展弦比機(jī)翼跨聲速階段靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)隨流動(dòng)參數(shù)變化的復(fù)雜性，利用風(fēng)洞試驗(yàn)來(lái)獲取先進(jìn)大型飛機(jī)靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)仍將是最有說(shuō)服力的重要手段，建議在進(jìn)行飛行器氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及優(yōu)化時(shí)，考慮靜氣動(dòng)彈性的影響，并基于風(fēng)洞試驗(yàn)開(kāi)展技術(shù)驗(yàn)證。

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Windtunneltestontransonicstaticareoelasticityofhigh-aspect-ratiowing

GUO Hongtao1,2,*,CHEN Dehua1,LYU Binbin2,YU Li2,ZU Xiaoyong2

(1.StateKeyLaboratoryofAerodynamics,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China;2.HighSpeedAerodynamicsofInstituteChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

Static aeroelasticity has great influence on the aerodynamic performance and safety of aircrafts.Based on a wing-body model for aerodynamic/structural similarity,a static aeroelastic wind tunnel test was carried out to research the transonic static aeroelastic effects.The results show that the static aeroelasticity has significant influence on the aerodynamic performance for the hypercritical high-aspect-ratio sweepback wing at its designed cruise point.The static aeroelastic effects lead to 21% decrement in the lift coefficient,8% increment in the lift-drag ratio,and the forward movement of the aerodynamic centre about 1%bA.With the Mach number higher than the designed cruise value,the static aeroelastic effects worsen the wing′s aerodynamic performance.In addition,in transonic range,the Mach number and dynamic pressure have significant influence on the static aeroelastic effects,and the influence has nonlinear characteristics.It is difficult to precisely predict the influence law and magnitude by current theory.

static aeroelasticity; high-aspect-ratio wing; transonic flow; wind tunnel test; aerodynamic performance

0258-1825(2017)06-0841-05

V224; V211.753

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0075

2015-06-12;

2015-08-31

郭洪濤*(1980-)，男，四川南充市人，高級(jí)工程師，主要從事氣動(dòng)彈性研究.E-mail：ght1998@126.com

郭洪濤,陳德華,呂彬彬,等.大展弦比機(jī)翼跨聲速靜氣動(dòng)彈性風(fēng)洞試驗(yàn)[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2017,35(6):841-845.

10.7638/kqdlxxb-2015.0075 GUO H T,CHEN D H,LYU B B,et al.Wind tunnel test on transonic static areoelasticity of high-aspect-ratio wing[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):841-845.