巴玉龍 白 峰 / BA Yulong BAI Feng

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

高速風(fēng)洞模型支撐方式研究

巴玉龍 白 峰 / BA Yulong BAI Feng

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

為了合理選擇模型支撐形式，在高速風(fēng)洞進(jìn)行了直支桿與Z-支桿兩種支撐形式的支架干擾研究試驗(yàn)。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，支架對(duì)模型帶來(lái)不可忽略的干擾量，兩種支撐形式對(duì)升力、阻力與力矩的干擾量隨迎角基本上呈線性變化；直支桿由于距離模型較近，對(duì)模型尾部帶來(lái)較大的影響。而Z-支桿對(duì)模型尾部影響較小，在全機(jī)與無(wú)尾兩種狀態(tài)下的干擾量較為相近。

Z-支桿；尾支撐；支架干擾；風(fēng)洞試驗(yàn)；高速風(fēng)洞

0 引言

風(fēng)洞試驗(yàn)是模擬飛行器在真實(shí)大氣環(huán)境下的飛行狀態(tài)試驗(yàn)，是預(yù)測(cè)飛行器氣動(dòng)性能最主要的手段。在風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，飛行器模型通過(guò)支架支撐在風(fēng)洞試驗(yàn)段中進(jìn)行試驗(yàn)數(shù)據(jù)測(cè)量。由于支架的存在使模型的繞流產(chǎn)生畸變，這樣就使模型試驗(yàn)結(jié)果與真實(shí)飛機(jī)氣動(dòng)特性產(chǎn)生差別，此即支架干擾。對(duì)于大型民用客機(jī)，其安全性和經(jīng)濟(jì)性的要求對(duì)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度提出了更高要求。為提高風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確度，風(fēng)洞模型支架干擾修正一直是實(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)急需解決的問(wèn)題之一。由于支架形式的多樣性，支架干擾的嚴(yán)重程度也相差很大。支架干擾的嚴(yán)重程度隨支撐方式，模型迎角及來(lái)流馬赫數(shù)等因素而變化。支架干擾的修正方法一般采用專門的支架干擾試驗(yàn)來(lái)獲取干擾量[1]。歐洲ETW風(fēng)洞建成后，集合了7個(gè)國(guó)家14家單位開展了高雷諾數(shù)試驗(yàn)條件下支撐裝置優(yōu)化及支撐干擾修正研究[2]。國(guó)內(nèi)相關(guān)研究機(jī)構(gòu)對(duì)風(fēng)洞模型支撐系統(tǒng)和支架干擾進(jìn)行了大量的研究[3-6]，相關(guān)高校也開展了相應(yīng)的研究工作[7]。

雖然國(guó)內(nèi)外對(duì)風(fēng)洞模型支撐裝置進(jìn)行了大量研究，提出了許多修正支架干擾量的新方法，但對(duì)于常規(guī)布局飛機(jī)模型的風(fēng)洞試驗(yàn)而言，最常用也是最精確的獲取支架干擾量的方法還是傳統(tǒng)的支架干擾試驗(yàn)。尾支撐與Z-支撐是高速風(fēng)洞常用兩種支撐形式，為了研究這兩種支撐形式的優(yōu)越性，本文通過(guò)在DNW-HST開展高速風(fēng)洞模型支架干擾試驗(yàn)，分別獲取了全機(jī)狀態(tài)與無(wú)尾狀態(tài)下尾部直支桿與Z-支桿的支架干擾試驗(yàn)結(jié)果，分析了這兩種支撐形式對(duì)高速風(fēng)洞試驗(yàn)升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)干擾量。

1 試驗(yàn)概述

試驗(yàn)在荷蘭DNW-HST高速風(fēng)洞進(jìn)行。DNW-HST風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸為2.0m(寬)×1.8m(高)。試驗(yàn)段側(cè)壁為實(shí)壁，上下為開槽壁(開槽面積約12%)。風(fēng)洞總壓范圍20kPa～390kpa，風(fēng)洞Ma數(shù)范圍0.2～1.3。風(fēng)洞總壓和駐室壓力采用壓力測(cè)量一體的流動(dòng)測(cè)控系統(tǒng)，本次試驗(yàn)采用2.5in量級(jí)測(cè)力天平，天平精度滿足高速風(fēng)洞試驗(yàn)的國(guó)軍標(biāo)要求。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦x自某飛機(jī)模型，包括機(jī)身、機(jī)翼、尾翼、起落架等部件，發(fā)動(dòng)機(jī)采用通氣短艙來(lái)模擬。模型直支桿支撐形式見(jiàn)圖1，Z-支桿支撐形式見(jiàn)圖2。模型的設(shè)計(jì)和加工均滿足GJB569A-2012《高速風(fēng)洞模型設(shè)計(jì)準(zhǔn)則》要求。模型力矩參考點(diǎn)取機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)25%位置，天平中心與模型力矩參考點(diǎn)均位于模型的構(gòu)造水平面上，力矩參考點(diǎn)在天平中心重合。由于支桿結(jié)構(gòu)不一樣，模型在風(fēng)洞中的位置也不同。在直支桿情況下，力矩參考點(diǎn)在風(fēng)洞中心之前，而在Z-支桿情況下力矩參考點(diǎn)基本與風(fēng)洞中心前重合。正式試驗(yàn)開始前進(jìn)行了重復(fù)性試驗(yàn)，得到的重復(fù)性誤差滿足風(fēng)洞試驗(yàn)相關(guān)規(guī)范要求。

圖1 模型直支桿支撐

圖2 模型Z-支桿支撐

本次試驗(yàn)主要研究支架干擾對(duì)升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)的干擾量(CX4)。獲得支架干擾量的方法如下：根據(jù)背撐帶假支桿構(gòu)型試驗(yàn)結(jié)果(CX3)和背撐構(gòu)型試驗(yàn)結(jié)果(CX1)差量得到，可以表示為CX4=CX3-CX1。這兩種構(gòu)型的試驗(yàn)結(jié)果都根據(jù)相應(yīng)的風(fēng)洞校準(zhǔn)結(jié)果進(jìn)行了相應(yīng)的修正。圖3和圖4分別給出了背撐帶假直支桿及背撐帶假Z-支桿的示意圖。

圖3 背撐帶假直支桿

圖4 背撐帶假Z-支桿

2 試驗(yàn)及結(jié)果分析

2.1 升力系數(shù)干擾量

圖5給出了全機(jī)狀態(tài)下支桿對(duì)升力系數(shù)干擾量的試驗(yàn)結(jié)果。從圖可知，在本期試驗(yàn)的迎角范圍內(nèi)，兩種不同的支桿對(duì)升力系數(shù)的干擾量隨迎角基本呈線性變化，國(guó)內(nèi)某研究機(jī)構(gòu)的研究結(jié)果也表明直支桿對(duì)升力系數(shù)的干擾量隨迎角呈線性變化[3]。由圖5可知，Ma=0.4時(shí)，升力系數(shù)干擾量隨迎角增加，Ma=0.85時(shí)，升力系數(shù)干擾量隨迎角減小。Z-支桿的升力系數(shù)干擾量小于直支桿。

本期試驗(yàn)采用的直支桿是風(fēng)洞中最常用的尾部支撐形式，直支桿對(duì)模型的干擾包括模型的直接近場(chǎng)干擾和后部支撐對(duì)模型的遠(yuǎn)場(chǎng)干擾。直支桿對(duì)模型的直接近場(chǎng)干擾主要影響模型尾部及底部流場(chǎng)，特別是對(duì)于具有尾部船型布局的飛機(jī)，直支桿的存在將明顯改變模型的底部壓力，從而帶來(lái)明顯的升力系數(shù)干擾量。本期試驗(yàn)采用的Z-支桿是對(duì)尾部直支桿支撐形式的一種改進(jìn)形式，它采用一段葉片連接段將支桿與模型的距離增加了許多，從而減小了支桿對(duì)模型尾部流場(chǎng)的直接干擾。采用法國(guó)ONERA風(fēng)洞標(biāo)模對(duì)模型支桿的研究結(jié)果表明，腹部葉片對(duì)全機(jī)模型的升力系數(shù)干擾量很小[1]。因此，相對(duì)直支桿支撐，Z-支桿支撐帶來(lái)的升力系數(shù)干擾量較小，特別是當(dāng)馬赫數(shù)較大時(shí)，Z-支桿對(duì)升力系數(shù)的干擾明顯較小。

圖6給出了無(wú)尾狀態(tài)下支桿對(duì)升力系數(shù)干擾量的試驗(yàn)結(jié)果。與全機(jī)狀態(tài)類似，支桿對(duì)升力系數(shù)的干擾量在本期試驗(yàn)的迎角范圍內(nèi)基本隨迎角呈線性變化。不同的是，在無(wú)尾狀態(tài)下，Z-支桿對(duì)升力系數(shù)的干擾量與直支桿基本相當(dāng)。這是因?yàn)椋?Z-支桿對(duì)模型尾部流場(chǎng)的直接干擾量較小，有尾翼與無(wú)尾翼兩種狀態(tài)下支桿對(duì)升力系數(shù)干擾量相差不大；而直支桿帶來(lái)的升力系數(shù)干擾量主要是支桿對(duì)尾翼的直接影響造成的，有尾翼與無(wú)尾翼兩種狀態(tài)下支桿對(duì)升力系數(shù)干擾量相差較大(對(duì)比圖5和圖6可知)。Pait等人在法國(guó)ONERA風(fēng)洞的試驗(yàn)研究[8]得出了同樣的結(jié)論。

圖5 升力干擾量(全機(jī)狀態(tài))

圖6 升力干擾量(無(wú)尾狀態(tài))

2.2 阻力系數(shù)干擾量

圖7和圖8分別給出了全機(jī)和無(wú)尾兩種狀態(tài)下支桿對(duì)阻力系數(shù)干擾量的試驗(yàn)結(jié)果，圖中縱軸采用逆序坐標(biāo)，即支架對(duì)模型阻力系數(shù)的干擾量為負(fù)值。由圖可知，支桿對(duì)阻力系數(shù)的干擾量隨迎角呈線性變化，這與支桿對(duì)升力系數(shù)干擾量的規(guī)律一致。無(wú)論是低馬赫數(shù)還是高馬赫數(shù)狀態(tài)下，Z-支桿對(duì)阻力的干擾量均小于直支桿。直支桿直接連接到機(jī)身內(nèi)部，改變了機(jī)身尾部的船型外形，對(duì)模型后體氣流有阻滯作用，使得氣流速度降低，壓力增加，再加上機(jī)身空腔與支桿的間隙存在死水區(qū)。根據(jù)相關(guān)研究，直支桿對(duì)模型的這種阻滯影響的區(qū)域可以前傳至機(jī)翼、翼身鼓包及起落架等部件[3]。這就說(shuō)明直支桿對(duì)模型的阻力干擾量與尾翼的存在關(guān)系不大，對(duì)比圖7和圖8不難發(fā)現(xiàn)，直支桿在無(wú)尾狀態(tài)時(shí)對(duì)阻力系數(shù)的干擾量與全機(jī)狀態(tài)時(shí)相當(dāng)。

圖7 阻力干擾量(全機(jī)狀態(tài))

圖8 阻力干擾量(無(wú)尾狀態(tài))

Z-支桿的葉片部分對(duì)氣流的阻塞作用很小，支桿本身又離模型較遠(yuǎn)，因此對(duì)阻力系數(shù)的干擾量較小，約為直支桿干擾量的一半。

2.3 俯仰力矩系數(shù)干擾量

圖9和圖10分別給出了全機(jī)和無(wú)尾兩種狀態(tài)下支桿對(duì)俯仰力矩系數(shù)干擾量的試驗(yàn)結(jié)果，圖中縱軸采用逆序坐標(biāo)，即支架對(duì)模型力矩系數(shù)的干擾量為負(fù)值。支桿對(duì)力矩系數(shù)的干擾量隨迎角也同樣呈線性變化。平尾部件是俯仰力矩的主要貢獻(xiàn)，平尾存在時(shí)，直支桿會(huì)對(duì)模型帶來(lái)較大的力矩系數(shù)干擾量，Z-支桿相對(duì)較小，這主要是因?yàn)橹敝U對(duì)平尾帶來(lái)較大的升力增量，從而增加了模型低頭力矩。Z-支桿對(duì)模型平尾影響較小，帶來(lái)的低頭力矩系數(shù)增量也較小。尾翼去掉之后，兩種支撐形式對(duì)力矩的干擾量均較小。

圖9 俯仰力矩干擾量(全機(jī)狀態(tài))

圖10 俯仰力矩干擾量(無(wú)尾狀態(tài))

3 結(jié)論

通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)，研究和分析了直支桿與Z-支桿兩種支撐形式對(duì)高速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的影響，結(jié)果表明：支架對(duì)模型氣動(dòng)特性的干擾不可忽略；在本期試驗(yàn)迎角范圍內(nèi)，兩種支撐形式對(duì)升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)的影響隨迎角基本上呈線性變化；尾部直支桿對(duì)平尾的直接影響較大，對(duì)模型氣動(dòng)特性的干擾量較大，而Z-支桿由于離模型尾部的距離較遠(yuǎn)，對(duì)氣動(dòng)特性的干擾量相對(duì)較小，且無(wú)尾狀態(tài)下與全機(jī)狀態(tài)下的干擾量較為接近。建議在其它條件相同的情況下，盡量采用Z-支桿進(jìn)行高速風(fēng)洞試驗(yàn)。

[1] 李周復(fù)．風(fēng)洞試驗(yàn)手冊(cè)[M]．北京：航空工業(yè)出版社，2015．

[2] J．Quest，M．C．N．Wright，S．Rolston．Investigation of a Modern Transonic Transport Aircraft Configuration over a Large Range of Reynolds Numbers[R]．AIAA-2002-0422．

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[8] J．F．Pait，N．Esteve．Recent Experiments with New Twin-Sting Supports in ONERA’s Large Wind Tunnels[R]．AIAA-2002-2921．

Research of Sting Support in High-speed Wind-Tunnel Test

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

In order to choosing right model support, support interference of rear sting and Z-sting was experimentally investigated in a high-speed wind tunnel. The experimental results show that the sting support interference is not small enough to be neglected. The interference on lift，drag and pitching moment coefficient changes lineally with the model attack angle. The rear sting is so close to model that it affects the flow field on model empennage. The Z-sting brings little effect on model empennage, so the interference of whole model is similar with that of the model without empennage.

Z-sting; rear sting; sting interference; wind tunnel test; high-speed wind tunnel

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.04.012

V211.7

A