祝明紅,孫海生,金 玲,湯 偉,劉志濤

(1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,西安 710072;2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心,四川綿陽(yáng) 621000)

0 引 言

風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)支撐修正技術(shù)是影響風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的主要因素之一。對(duì)于軍機(jī)的低速風(fēng)洞試驗(yàn),尤其是大迎角試驗(yàn)項(xiàng)目,國(guó)內(nèi)外均采用尾部支撐或張線支撐。而據(jù)目前了解,國(guó)內(nèi)在進(jìn)行尾部支撐或張線支撐的低速風(fēng)洞試驗(yàn)過(guò)程中,對(duì)支撐干擾是沒(méi)有進(jìn)行扣除的,根本原因在于,盡管在此方面做過(guò)大量的工作,但局限于某些典型布局模型以及常規(guī)的支撐裝置,并沒(méi)有完全掌握支撐系統(tǒng)的干擾規(guī)律及干擾量值,因此,難以給出工程實(shí)用的支架干擾修正方法。隨著我國(guó)航空工業(yè)技術(shù)的發(fā)展,對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)度的要求愈來(lái)愈高[1-4]。

近年來(lái),中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速所的Ф 3.2m風(fēng)洞承擔(dān)了大量的型號(hào)試驗(yàn),張線尾撐裝置是該風(fēng)洞最常用的支撐裝置,尤其在大迎角試驗(yàn)?zāi)芰Ψ矫婢哂歇?dú)特的優(yōu)勢(shì)。為了進(jìn)一步提高大迎角試驗(yàn)數(shù)據(jù)的質(zhì)量,摸清其支架干擾規(guī)律,在Φ 3.2m風(fēng)洞開(kāi)展了張線尾撐系統(tǒng)的支架干擾試驗(yàn)研究工作。研究結(jié)果表明：張線尾撐裝置的橫梁對(duì)飛機(jī)縱向的遠(yuǎn)場(chǎng)干擾量較小,大迎角區(qū)域內(nèi)尾支桿對(duì)飛機(jī)縱向的近場(chǎng)干擾量較大;迎角小于15°范圍內(nèi),支架使飛機(jī)偏航力矩系數(shù)減小、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增大,隨側(cè)滑角增大支架干擾量增大;去掉立尾后尾支桿對(duì)俯仰力矩的干擾明顯減小。

1 試驗(yàn)設(shè)備及模型

1.1 試驗(yàn)設(shè)備

1.1.1 風(fēng)洞

CARDC-1 Φ 3.2m低速風(fēng)洞是一座開(kāi)閉口兩用單回流式風(fēng)洞。試驗(yàn)段截面為圓形,直徑為3.2m,長(zhǎng)5m,開(kāi)口試驗(yàn)段的最高風(fēng)速可達(dá)115m/s,常用風(fēng)速60～85m/s。試驗(yàn)在開(kāi)口試驗(yàn)段中進(jìn)行。

1.1.2 測(cè)量設(shè)備

試驗(yàn)采用TG0561B桿式六分量應(yīng)變天平測(cè)力,用LSRP90單軸力平衡式伺服傾角傳感器測(cè)量模型迎角,傳感器測(cè)量精度為0.6′。試驗(yàn)測(cè)控處系統(tǒng)包括數(shù)據(jù)庫(kù)及網(wǎng)絡(luò)、測(cè)量控制、壓力控制和姿態(tài)角控制4部分。系統(tǒng)速壓的控制精度0.3%,準(zhǔn)度用微壓計(jì)校準(zhǔn),姿態(tài)角控制精度3′。

1.1.3 模型支撐系統(tǒng)

試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎脧埦€尾撐方式支撐,見(jiàn)圖1。張線尾撐裝置主要由張線掛架、支撐架、橫梁、支座和尾支桿等部分組成,迎角范圍為±360°,側(cè)滑角范圍為± 40°。為了減小大迎角時(shí)可能出現(xiàn)的模型振動(dòng),在張線與掛架間安裝抑振彈簧。

圖1 張線尾撐裝置Fig.1 Wire-assistant sting support set in Φ 3.2m LSWT

為研究支架干擾而研制了新的模擬尾支桿、橫梁及其支撐附屬部件。真假尾支桿的直徑均為60mm,即所有模擬部件與試驗(yàn)使用部件尺寸完全一致。

1.2 模型

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑閅F-16飛機(jī)1∶9鋁合金標(biāo)模,模型基本狀態(tài)定義為各舵面偏度均為0°。模型采用自由轉(zhuǎn)捩方式,示意圖見(jiàn)圖2。模型主要幾何參數(shù)：S= 0.3210m2,cA=0.3704m,b=0.9815m。

2 研究?jī)?nèi)容與數(shù)據(jù)處理

2.1 研究?jī)?nèi)容

本次試驗(yàn)迎角α=-5°～90°,側(cè)滑角β=0°～20°。風(fēng)速V=50～60m/s。研究?jī)?nèi)容包括縱橫向支架干擾試驗(yàn)(遠(yuǎn)場(chǎng)干擾和近場(chǎng)干擾)和不同外形布局飛機(jī)的尾支桿支架干擾試驗(yàn)(近場(chǎng)干擾)。

圖2 YF-16飛機(jī)模型示意圖Fig.2 Sketch of YF-16 model

2.2 研究方法

張線尾撐裝置的支架干擾由兩部分組成：尾支桿的近場(chǎng)干擾和橫梁的遠(yuǎn)場(chǎng)干擾。支架干擾試驗(yàn)采用傳統(tǒng)兩步法進(jìn)行,即“尾撐支架干擾”=“背撐+假尾撐支架”-“背撐”。模型和天平通過(guò)支桿安裝于支撐系統(tǒng)上。圖3給出了支架干擾試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭问疽鈭D。采用圖3的方式(假支架由尾支桿和橫梁組成)獲得遠(yuǎn)場(chǎng)和近場(chǎng)支架干擾之和,采用圖4的方式(假支架僅由橫梁組成)獲得遠(yuǎn)場(chǎng)支架干擾,此二者之差即為近場(chǎng)支架干擾(與尾支桿和橫梁相比,四根張線的干擾量為小量,本次研究忽略不計(jì))。

圖3 支架干擾研究示意圖Fig.3 Sketch of interference study of wireassistant sting support

試驗(yàn)結(jié)果中,縱向力和力矩(CL、CD、Cm)在風(fēng)軸系中給出,橫側(cè)向力和力矩(CY、Cn、Cl)在體軸系中給出。

3 結(jié)果及分析

3.1 張線尾撐支架干擾研究

圖5給出了V=60m/s、β=0°條件下的全機(jī)基本狀態(tài)支架縱向干擾試驗(yàn)結(jié)果[5]。圖中：“support”、“sting”、“beam”分別表示尾支桿和橫梁的組合、尾支桿、橫梁。

圖4 遠(yuǎn)場(chǎng)支架干擾研究示意圖Fig.4 Sketch of interference study of wireassistant sting support in far field

圖5 支架對(duì)縱向氣動(dòng)特性的干擾量(β=0°)Fig.5 Interference value of support on the longitudinal characteristics(β=0°)

由圖5可知,失速迎角之前：尾支桿和橫梁的存在使升力系數(shù)和阻力系數(shù)減小,在α=20°時(shí)升力干擾量達(dá)到最大值-0.02,在α=30°時(shí)阻力干擾量達(dá)到最大值-0.008;去掉尾支桿后即橫梁的干擾規(guī)律類(lèi)似;去掉橫梁后即尾支桿的干擾量很小。失速迎角之后：尾支桿和橫梁的存在使升力系數(shù)和阻力系數(shù)增大,在α=47°附近升力干擾量達(dá)到最大值0.031,在α=70°附近阻力干擾量達(dá)到最大0.0385;尾支桿的干擾規(guī)律類(lèi)似;橫梁的干擾量較小。

由圖5可知,在整個(gè)試驗(yàn)迎角范圍內(nèi),尾支桿和橫梁的存在使俯仰力矩系數(shù)減小,失速迎角之前,支架對(duì)俯仰力矩系數(shù)的干擾較小,約為-0.003;失速迎角之后,支架干擾明顯增大,在α=55°附近支架干擾量達(dá)最大值-0.02。尾支桿的干擾規(guī)律類(lèi)似。去掉尾支桿后即橫梁的干擾量明顯減小,失速迎角之前對(duì)俯仰力矩的干擾很小,失速迎角之后干擾略增大?？梢?jiàn),在大迎角區(qū)域尾支桿對(duì)升力、阻力和俯仰力矩的近場(chǎng)干擾占支架干擾的主要部分。去掉尾支桿后即橫梁對(duì)飛機(jī)俯仰力矩特性影響不大。

圖6給出了V=50m/s、不同側(cè)滑角下全機(jī)基本狀態(tài)尾支桿和橫梁(支架狀態(tài)同圖5中的“support”曲線)的橫航向干擾試驗(yàn)結(jié)果[5]。由圖可知：α≤15°范圍內(nèi),尾支桿和橫梁的存在使飛機(jī)的偏航力矩系數(shù)減小;隨著側(cè)滑角增大支架干擾量增大,β=20°時(shí)偏航力矩系數(shù)干擾量約為-0.002,α≥15°后,干擾量與側(cè)滑角無(wú)明顯的變化規(guī)律。由圖可知：α≤20°范圍內(nèi),尾支桿和橫梁的存在使飛機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增大;隨著側(cè)滑角增大支架干擾量增大,β=20°時(shí)干擾量約為0.002, α≥20°后,干擾量與側(cè)滑角無(wú)明顯的變化規(guī)律。

圖7給出了V=50m/s、不同側(cè)滑角下飛機(jī)無(wú)立尾狀態(tài)尾支桿和橫梁(支架狀態(tài)同圖5中的“support”曲線)的橫航向干擾試驗(yàn)結(jié)果[5]。由圖可知,β =10°時(shí)尾支桿和橫梁的存在對(duì)飛機(jī)偏航力矩系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)影響很小。隨側(cè)滑角增大支架干擾量增大,β=20°時(shí)支架對(duì)偏航力矩系數(shù)干擾量約為-0. 0009,對(duì)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)干擾量約為-0.0013。試驗(yàn)結(jié)果表明：隨側(cè)滑角增大支架干擾量增大;與圖6所示結(jié)果相比,去掉立尾后支架干擾明顯減小。

3.2 不同外形布局飛機(jī)的尾支桿干擾研究

圖8給出了V=60m/s、β=0°、不同飛機(jī)模型條件下的相同幾何參數(shù)尾支桿支架干擾試驗(yàn)結(jié)果。圖中：1表示某無(wú)平尾布局飛機(jī)模型試驗(yàn)的尾支桿干擾量[6],2表示YF-16飛機(jī)模型試驗(yàn)的尾支桿干擾量,即圖5所示的結(jié)果。

圖8 不同飛機(jī)模型的尾支桿干擾量(β=0°)Fig.8 Interference value of sting with different aircrafts (β=0°)

由圖可知：較正常布局的YF-16,α≤55°范圍內(nèi),無(wú)平尾布局飛機(jī)條件下的尾支桿升力系數(shù)干擾量明顯較大,在α=40°～50°時(shí)達(dá)到最大值0.035;α≥60°后,干擾量明顯減小。在α＜20°范圍內(nèi),尾支桿的存在使無(wú)平尾布局飛機(jī)的阻力系數(shù)略減小,量值約為-0.002;在20°≤α≤55°范圍內(nèi),干擾量略大于YF-16;α≥55°后,干擾量明顯減小。較正常布局的YF-16,尾支桿對(duì)無(wú)平尾布局飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)的干擾量很小,約為0,而YF-16的約為-0.004,這主要是因?yàn)閅F-16飛機(jī)具有平尾,而尾支桿對(duì)飛機(jī)平尾的干擾影響較大,造成較大的俯仰力矩系數(shù)干擾量。

4 結(jié) 論

通過(guò)對(duì)試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)和試驗(yàn)結(jié)果的綜合分析,可以得出以下結(jié)論：

(a)張線尾撐裝置的橫梁對(duì)飛機(jī)縱向的遠(yuǎn)場(chǎng)干擾量較小,大迎角區(qū)域內(nèi)尾支桿對(duì)飛機(jī)縱向的近場(chǎng)干擾量較大;

(b)α≤15°范圍內(nèi),尾支桿和橫梁的存在使飛機(jī)偏航力矩系數(shù)減小、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增大,隨側(cè)滑角增大支架干擾量增大;去掉立尾后支架干擾明顯減小;

(c)不同外形布局飛機(jī)的縱向尾支桿干擾影響差別較大,尤其是氣動(dòng)力矩。所以針對(duì)不同外形飛機(jī)需要開(kāi)展相應(yīng)的支架干擾研究,以便真實(shí)準(zhǔn)確扣除支架干擾量。

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