劉大偉，陳德華，尹陸平，李強(qiáng)，師建元，彭超

(1.空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川綿陽621000; 2.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)

2.4米跨聲速風(fēng)洞條帶懸掛支撐試驗(yàn)技術(shù)研究

劉大偉1，2，*，陳德華1，2，尹陸平2，李強(qiáng)1，2，師建元2，彭超2

(1.空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川綿陽621000; 2.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)

為提高大型飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)的支撐系統(tǒng)剛度、降低支撐氣動干擾以及實(shí)現(xiàn)真實(shí)船尾后體流動的模擬，在2.4米跨聲速風(fēng)洞中建立了條帶懸掛支撐試驗(yàn)系統(tǒng)。主要包括專用試驗(yàn)段、條帶支撐機(jī)構(gòu)、控制系統(tǒng)、天平設(shè)備、標(biāo)模及半彎刀尾支撐機(jī)構(gòu)研制等六部分。系統(tǒng)研制成功后，在2.4米跨聲速風(fēng)洞中開展了流場調(diào)試及標(biāo)模試驗(yàn)，分別采用風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬方法獲取了條帶懸支撐的干擾量。在某飛機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)中，采用條帶支撐系統(tǒng)，獲得了飛機(jī)模型的氣動特性，并與尾撐試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比。以條帶支撐為輔助支撐，得到了尾支撐干擾量，與腹撐試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比。研究結(jié)果表明，條帶懸掛支撐系統(tǒng)具備型號應(yīng)用條件，同期重復(fù)性精度高，在－2°≤α≤2°范圍內(nèi)，重復(fù)性精度滿足σCL≤0.0012，σCD≤0.00013，σCm≤0.0005，標(biāo)模試驗(yàn)結(jié)果與國外風(fēng)洞試驗(yàn)相關(guān)性較好;條帶支撐干擾試驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬吻合較好，低亞聲速時(shí)支撐干擾量較小，在－4°≤α≤10°范圍內(nèi)，M=0.6時(shí)的支撐干擾量ΔCL≤0.005，ΔCD≤0.0008，ΔCm≤0.005。

條帶懸掛支撐;Ty154標(biāo)模;支撐干擾;風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引言

在飛行器設(shè)計(jì)過程中，風(fēng)洞試驗(yàn)是獲取其氣動特性的重要途徑。常規(guī)測力試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵话悴捎梦膊恐喂潭ㄓ陲L(fēng)洞試驗(yàn)段。對于應(yīng)用船尾后體的大型飛機(jī)而言，為了安裝尾部支撐，模型后體局部外形將受到破壞，局部流場模擬失真，進(jìn)而對試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖枇透┭隽禺a(chǎn)生較大的影響［1-3］。

在低速風(fēng)洞中，采用張線支撐可以有效克服傳統(tǒng)支撐方式對扁平或收縮后體試驗(yàn)?zāi)Ｐ屯庑纹茐妮^大的缺陷［4-5］。在高速風(fēng)洞中，由于試驗(yàn)載荷大、張線干擾大等因素的限制，張線支撐技術(shù)難以直接移植到高速風(fēng)洞［6］。為解決這一問題，俄羅斯中央流體動力研究院(TsAGI)在T-106、T-128等跨聲速風(fēng)洞中建立了外式條帶懸掛支撐系統(tǒng)。與采用圓截面的低速張線不同，條帶剖面一般采用對稱翼型，以減小高速試驗(yàn)時(shí)條帶本身受載及對模型繞流的干擾。實(shí)踐證明，條帶懸掛支撐系統(tǒng)不僅能夠保持模型后體完整，還兼具縱向剛度強(qiáng)、支撐干擾小等優(yōu)點(diǎn)，對提升大型飛機(jī)測力試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度具有重要意義［7-8］。

TsAGI研制的條帶懸掛支撐系統(tǒng)采用的是外式天平，其優(yōu)點(diǎn)是對模型空間要求較低，不需要把天平安裝在模型機(jī)身內(nèi)，不足之處是研制成本較高，試驗(yàn)精度相對偏低，系統(tǒng)整體框架剛度偏弱，不適合進(jìn)行橫向試驗(yàn)［5］。因此，在吸收國外先進(jìn)技術(shù)的基礎(chǔ)上，立足2.4米跨聲速風(fēng)洞的實(shí)際情況，建立了條帶懸掛內(nèi)式支撐試驗(yàn)技術(shù)，研制了配套的專用試驗(yàn)段、條帶支撐機(jī)構(gòu)、控制系統(tǒng)、天平設(shè)備、標(biāo)模及半彎刀尾支撐機(jī)構(gòu)。該系統(tǒng)系國內(nèi)首次在跨聲速風(fēng)洞中建立條帶懸掛支撐試驗(yàn)技術(shù)，對提升我國大型飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度具有重要意義。

系統(tǒng)研制成功后，在2.4米跨聲速風(fēng)洞中開展了專用試驗(yàn)段流場調(diào)試及標(biāo)模試驗(yàn)，綜合應(yīng)用風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬手段分析了條帶懸掛支撐的干擾特性，為條帶懸掛支撐系統(tǒng)的型號應(yīng)用推廣奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

1 總體研究方案

考慮到條帶支撐對試驗(yàn)段的特殊要求，需要根據(jù)條帶支撐裝置研制框架結(jié)構(gòu)形式的專用試驗(yàn)段——張線試驗(yàn)段，其外形尺寸與2.4米跨聲速風(fēng)洞全模、半模試驗(yàn)段基本相同。在張線試驗(yàn)段里，以條帶懸掛支撐機(jī)構(gòu)為模型支撐骨架，研制條帶懸掛內(nèi)式支撐專用天平，發(fā)展條帶支撐機(jī)構(gòu)的控制系統(tǒng)。通過標(biāo)模試驗(yàn)，與國外風(fēng)洞、尾支撐試驗(yàn)結(jié)果對比分析，校驗(yàn)2.4米跨聲速風(fēng)洞條帶懸掛支撐試驗(yàn)技術(shù)的可靠性。為扣除條帶懸掛支撐干擾，配套研制了一套半彎刀尾支撐機(jī)構(gòu)。該機(jī)構(gòu)是半彎刀結(jié)構(gòu)形式的尾支撐裝置，主要用作主支撐扣除條帶懸掛支撐的干擾量［7-8］。

2 主要技術(shù)指標(biāo)

條帶懸掛支撐系統(tǒng)的主要技術(shù)指標(biāo)如下:

1)試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍M=0.3～0.9，最大速壓qmax=0.6×105Pa;模型迎角α范圍－10°～30°，角度最大誤差|#α|≤0.05°。

2)適用的模型尺寸:模型長度≤2200 mm;機(jī)翼展長≤1700 mm;動帶縱向調(diào)節(jié)范圍:400～1000 mm;定帶橫向調(diào)節(jié)裝置范圍:80～800mm。

3)條帶負(fù)載要求。研制了兩套條帶，一套適用于較大載荷，另一套適用于較小載荷。系統(tǒng)的最大承載能力以較大載荷條帶為準(zhǔn)，具體載荷詳見表1。

4)天平為內(nèi)式六分量應(yīng)變天平，其性能指標(biāo)見表2，溫度效應(yīng)小于0.01%。

5)半彎刀尾支撐機(jī)構(gòu)堵塞度小于5.5%，迎角變化范圍為α=－12°～18°。

表1 系統(tǒng)的最大承載能力Table 1 The largest affordable load of system

3 主要研制內(nèi)容

3.1 張線試驗(yàn)段

為了適應(yīng)條帶懸掛支撐裝置的安裝與調(diào)節(jié)特點(diǎn)，在2.4米跨聲速風(fēng)洞中研制了專用試驗(yàn)段，該試驗(yàn)段采用開槽壁板。如何設(shè)計(jì)開閉比在國內(nèi)鮮有先例可供借鑒，給試驗(yàn)段研制帶來了挑戰(zhàn)。另外，條帶懸掛內(nèi)式支撐裝置的連接位置及形式、槽壁試驗(yàn)段的流場校測等也是張線試驗(yàn)段設(shè)計(jì)的技術(shù)難點(diǎn)。

經(jīng)過多輪方案優(yōu)化迭代，參考引導(dǎo)性風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，張線試驗(yàn)段方案設(shè)計(jì)最終為:左、右壁板為實(shí)壁，上、下壁板為開槽壁板，開閉比變化范圍為6%～12%。開槽壁的槽數(shù)為6，相鄰兩槽之間為等距，靠近左、右側(cè)壁兩槽與側(cè)壁的間距為固定半槽寬30 mm。中間四道槽寬最大為60 mm，可按照30 mm、40 mm、50mm、60mm階梯調(diào)節(jié)。根據(jù)流場校測結(jié)果，最終固化了開槽壁板的開閉比［9］。

試驗(yàn)段尺寸2.4m(寬)×2.4 m(高)，重量180 T左右，主要由框架、前左/右壁板、前上/下壁板、補(bǔ)償板、后上/下壁板、后左/右調(diào)節(jié)片及其執(zhí)行機(jī)構(gòu)、行走機(jī)構(gòu)等部分組成。

3.2 條帶支撐機(jī)構(gòu)

條帶懸掛內(nèi)式支撐機(jī)構(gòu)是本試驗(yàn)系統(tǒng)的核心機(jī)構(gòu)。圖1給出了Ty154標(biāo)模安裝在條帶懸掛支撐系統(tǒng)上的照片。試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀?0根條帶支撐，前端兩根動帶用于上下拉動以改變模型迎角，后端共8根是定帶。其中，動帶可上、下調(diào)節(jié)，定帶可橫向調(diào)節(jié)。在條帶支撐機(jī)構(gòu)的研制過程中，攻克了以下技術(shù)難點(diǎn):

1)條帶加工精度要求高。為減小干擾，條帶支撐厚度較薄，沿氣流剖面為對稱翼型，抗橫向干擾能力不強(qiáng)。若條帶支撐左右加工不對稱，一方面會帶來額外的氣動干擾，另一方面可能引起整個(gè)支撐系統(tǒng)較大的抖動。

2)條帶支撐的安裝。條帶支撐系統(tǒng)安裝比較復(fù)雜，既要保證條帶支撐和模型初始姿態(tài)角安裝正確，又要避免條帶支撐與模型在試驗(yàn)過程中發(fā)生碰撞。經(jīng)多次摸索，形成了一套完整的條帶懸掛支撐安裝流程，確保支撐和試驗(yàn)?zāi)Ｐ透哔|(zhì)量、高效率安裝。

3)條帶與模型接口附近的密封問題。為防止氣流穿過，在模型動帶開口處采用厚度為1～2mm的普通橡膠進(jìn)行密封，但由于無法預(yù)知模型的橫向振動幅度，要求橡膠密封間隙盡量大，且具有較大的彈性和一定的剛度，最終通過試驗(yàn)確定了合適的密封橡膠。

圖1 Ty154標(biāo)模安裝于條帶懸掛支撐機(jī)構(gòu)Fig.1 Ty154 model installed on the vane cable suspension support system

3.3 控制系統(tǒng)

控制系統(tǒng)由獨(dú)立的兩部分構(gòu)成:一是條帶懸掛支撐迎角控制系統(tǒng)(圖2)，二是多功能組合支撐控制系統(tǒng)。條帶迎角系統(tǒng)由“三相異步電機(jī)+KEB F5系列變頻器+21位絕對式SSI編碼器”構(gòu)成，多功能組合支撐控制系統(tǒng)由“液壓油缸+伺服閥+電液伺服控制器+上位機(jī)”構(gòu)成。由于條帶控制系統(tǒng)在調(diào)試過程中出現(xiàn)可靠性不高的問題，加之兩套獨(dú)立的控制系統(tǒng)不能滿足尾支撐干擾試驗(yàn)對條帶系統(tǒng)和尾撐系統(tǒng)同步控制的要求，因此需加以改造，將兩套控制系統(tǒng)有機(jī)融合為一套系統(tǒng)，以提高控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性和可靠性，實(shí)現(xiàn)支撐干擾試驗(yàn)時(shí)對條帶系統(tǒng)和組合支撐系統(tǒng)的同步控制。

圖2 控制系統(tǒng)界面Fig.2 Interface of the control system

控制系統(tǒng)改造方案為:整體結(jié)構(gòu)不變，對局部進(jìn)行優(yōu)化，即:三相異步電機(jī)(AC380V，11KW)、21位SSI絕對式編碼器、油缸、伺服閥等不變。新研制的部分構(gòu)建于西門子S7-300 317T 2DP CPU之上，采用IM174接口模塊，加上必要的其它功能模板(如AI、AO、DI、DO等)功能模塊實(shí)現(xiàn)對條帶懸掛支撐異步電機(jī)和尾撐迎角側(cè)滑角的控制。

控制系統(tǒng)改造完成后，開展了靜態(tài)調(diào)試，隨后通過Ty154標(biāo)模尾支撐干擾試驗(yàn)對控制系統(tǒng)進(jìn)行了動態(tài)調(diào)試和檢驗(yàn)(圖3)。結(jié)果顯示，改造后的控制系統(tǒng)吹風(fēng)試驗(yàn)過程平穩(wěn)，數(shù)據(jù)良好，能夠滿足條帶支撐和多功能組合支撐的同步運(yùn)動動態(tài)試驗(yàn)要求。

圖3 Ty154標(biāo)模尾支撐干擾試驗(yàn)相片F(xiàn)ig.3 Sting interference test of Ty154 model

3.4 天平設(shè)備

條帶懸掛支撐天平采用內(nèi)式六分量環(huán)式結(jié)構(gòu)，芯棒前端連接塊與芯棒連接組成芯棒系統(tǒng)，其前端通過動帶連接軸與動帶相連，后端通過定帶連接軸與定帶連接，構(gòu)成天平的支撐系統(tǒng)。當(dāng)動帶在條帶支撐機(jī)構(gòu)的帶動下運(yùn)動時(shí)，就可以實(shí)現(xiàn)模型的迎角調(diào)節(jié)。圖4給出了天平、條帶支撐及試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷倪B接示意圖。圖5給出了天平結(jié)構(gòu)形式。表2給出了天平主要性能指標(biāo)。

圖4 天平與條帶支撐和試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷倪B接示意圖Fig.4 Connection of balance，vane cab le suspension support and test model

圖5 條帶懸掛支撐內(nèi)式天平結(jié)構(gòu)形式圖Fig.5 Sketch of internal strain-gauge balance

表2 天平性能指標(biāo)Table 2 Capability of balance

與常規(guī)天平不同，條帶天平在研制過程中存在以下技術(shù)難點(diǎn)［6，10］:

阻力元件的布置與天平的整體強(qiáng)度。對于環(huán)式六分量天平而言，開“八”字槽后，天平阻力元件處的連接部分只有大約三分之一的截面，它將直接影響到天平的強(qiáng)度和剛度，并且使得天平測量梁的上下應(yīng)變不對稱比較嚴(yán)重。此外，天平的校準(zhǔn)狀態(tài)與試驗(yàn)狀態(tài)不一致。由于條件限制及條帶懸掛支撐系統(tǒng)的特殊性，條帶懸掛支撐系統(tǒng)無法在天平校準(zhǔn)試驗(yàn)室安裝，使得天平的校準(zhǔn)狀態(tài)與試驗(yàn)狀態(tài)不一致。

為解決上述難題，在天平設(shè)計(jì)時(shí)，歷經(jīng)數(shù)次優(yōu)化，并輔之?dāng)?shù)值計(jì)算，最終確定了解決方案。

1)天平內(nèi)腔采用扁圓結(jié)構(gòu)，有效地解決了天平阻力元件處“八”字槽位置的強(qiáng)度和剛度問題，大大降低了前后測量梁上下應(yīng)變不對稱的程度，同時(shí)由于天平內(nèi)腔采用了扁圓結(jié)構(gòu)，橫向載荷的測量梁可以向天平中心線靠近，增大了側(cè)向力及偏航力矩的輸出。

2)為了解決天平的校準(zhǔn)狀態(tài)與試驗(yàn)狀態(tài)的不一致，確定條帶懸掛支撐天平的校準(zhǔn)方案是:首先按常規(guī)天平的校準(zhǔn)方式對天平實(shí)施校準(zhǔn)，確定天平的工作公式;然后試驗(yàn)時(shí)采用迎角傳感器確定模型迎角，這樣天平工作公式可以直接使用。

3.5 標(biāo)模

研究標(biāo)模采用縮比為1∶22的Ty-154模型(如圖6所示)。模型由機(jī)身、機(jī)翼、垂尾及平尾組成，其特征尺寸如下:

機(jī)身長:LB=1.9596m;

翼展:LW=1.7068m;

機(jī)身等值段直徑:D=0.1338m;

機(jī)翼面積:S=0.384814m2;

平均氣動弦長:bA=0.25m。

圖6 Ty154標(biāo)模三維數(shù)模圖Fig.6 Three dimensional digital model of Ty154

3.6 半彎刀尾支撐裝置

為扣除條帶懸掛支撐干擾，在2.4米跨聲速風(fēng)洞張線試驗(yàn)段中研制了多功能尾支撐裝置，主要用作支撐干擾試驗(yàn)的主支撐，同時(shí)可用來在張線試驗(yàn)段開展連續(xù)變側(cè)滑角試驗(yàn)。關(guān)于該支撐機(jī)構(gòu)的詳細(xì)信息見文獻(xiàn)［11］。

4 試驗(yàn)結(jié)果與分析

4.1 流場調(diào)試

張線試驗(yàn)段研制成功后，開展了一期流場調(diào)試和校測工作，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍0.3～1.2。調(diào)試試驗(yàn)完成了洞體開閉比的選擇、核心流場的校測以及風(fēng)洞附面層的測量等內(nèi)容，見文獻(xiàn)［9］。

試驗(yàn)結(jié)果表明［9］，張線試驗(yàn)段在M=0.3～1.0范圍內(nèi)的流場品質(zhì)滿足GJB1197-91《高速風(fēng)洞與低速風(fēng)洞流場品質(zhì)規(guī)范》要求，部分馬赫數(shù)的均方根偏差接近或已經(jīng)達(dá)到國軍標(biāo)先進(jìn)指標(biāo)。距試驗(yàn)段入口4.6m的位置處的附面層厚度，按照速度恢復(fù)系數(shù)計(jì)算在75～95 mm之間;按照壓力恢復(fù)系數(shù)計(jì)算在41～88mm之間。

4.2 標(biāo)模試驗(yàn)

4.2.1 精度分析

采用Ty154標(biāo)模，在2.4米跨聲速風(fēng)中開展了條帶懸掛支撐系統(tǒng)的動校試驗(yàn)。在M=0.8時(shí)，用條帶懸掛支撐系統(tǒng)進(jìn)行了七次重復(fù)性試驗(yàn)。表6給出了重復(fù)性試驗(yàn)精度。

表6 條帶懸掛支撐系統(tǒng)七次均方根誤差Table 6 Mean square root errors of the vane cable suspension support system

從結(jié)果來看，在M=0.8、α≤4°范圍內(nèi)，條帶懸掛支撐專用天平的三個(gè)分量CL、CD、Cm的試驗(yàn)重復(fù)性較好，均方根誤差均達(dá)到國軍標(biāo)合格指標(biāo)，且大部分迎角達(dá)到先進(jìn)指標(biāo)，如在迎角α=0°時(shí)，σCL= 0.00037，σCD=0.00007，σCL=0.00028。在-4°≤α≤20°范圍內(nèi)，除個(gè)別點(diǎn)外，試驗(yàn)重復(fù)性精度也較高。

表7給出了Ty154標(biāo)模采用尾部支撐時(shí)在FL-26風(fēng)洞全模試驗(yàn)段的重復(fù)性精度。通過表6和表7的對比可以發(fā)現(xiàn)，條帶懸掛支撐系統(tǒng)的重復(fù)性精度比尾支撐高，其主要原因是條帶懸掛支撐系統(tǒng)縱向剛度好，模型抖動較小。

表7 尾支撐系統(tǒng)七次均方根誤差Table 7 M ean square root errors of the sting support

4.2.2 準(zhǔn)度分析

該模型在俄羅斯TsAGI的T-106風(fēng)洞中進(jìn)行了一系列的標(biāo)模調(diào)試試驗(yàn)。圖7給出了Ty154標(biāo)模在T-106風(fēng)洞試驗(yàn)段的相片。圖8給出了兩個(gè)風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果對比(均未扣除支撐干擾)。

從圖8可以看出，F(xiàn)L-26風(fēng)洞與T-106風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果在小角度(α＜10°)情況下，結(jié)果吻合較好。在α＞10°時(shí)，除俯仰力矩Cm有個(gè)別點(diǎn)偏差較大外，其余結(jié)果吻合較好。這表明應(yīng)用新研制的條帶支撐系統(tǒng)獲取的試驗(yàn)數(shù)據(jù)是可靠的。

圖7 條帶懸掛支撐試驗(yàn)(T-106風(fēng)洞)Fig.7 Vane cable suspension supports test in T-106 W ind Tunnel

圖8 FL-26風(fēng)洞與T-106風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比Fig.8 Test data comparison between FL-26 and T-106 W ind Tunnel

Ty154標(biāo)模在張線試驗(yàn)段還進(jìn)行了尾撐試驗(yàn)，并以條帶為主支撐開展了尾撐干擾試驗(yàn)。圖9給出了Ty154標(biāo)模在FL-26風(fēng)洞條帶懸掛支撐與尾支撐試驗(yàn)結(jié)果對比，兩種支撐方式的試驗(yàn)結(jié)果均扣除了支撐干擾。可以看到，條帶懸掛支撐和尾支撐試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

圖9 FL-26風(fēng)洞條帶懸掛支撐與尾支撐結(jié)果對比Fig.9 Test data com parison between the sting and vane cable suspension support in FL-26 W ind Tunnel

總體來說，條帶懸掛支撐縱向剛度良好，吹風(fēng)試驗(yàn)過程平穩(wěn)，可實(shí)現(xiàn)的迎角范圍大，模型抖動很小，與T-106風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果關(guān)聯(lián)性較好，與FL-26風(fēng)洞尾支撐結(jié)果吻合較好。

4.3 支撐干擾研究

本文采用半彎刀尾支撐機(jī)構(gòu)(尾撐)進(jìn)行了條帶懸掛支撐干擾試驗(yàn)，圖10給出了試驗(yàn)的原理示意圖?！盃顟B(tài)1”是單純的尾支撐試驗(yàn)，“狀態(tài)2”是“尾支撐+模擬條帶”試驗(yàn)，“狀態(tài)2”減去“狀態(tài)1”的氣動數(shù)據(jù)，就得到“條帶支撐”的干擾量。

圖10 條帶支撐干擾試驗(yàn)原理Fig.10 Method of vane support interference tests

圖11給出了條帶支撐干擾的試驗(yàn)照片。在初始方案中，主支撐采用普通尾支撐，但由于縱向剛度不強(qiáng)，試驗(yàn)時(shí)模型抖動較大，導(dǎo)致假條帶(尤其是動帶)與試驗(yàn)?zāi)Ｐ皖l繁、劇烈碰撞，試驗(yàn)被迫中止。隨后，為減小模型抖動重新設(shè)計(jì)了高縱向剛度的特殊尾支撐，確保了條帶支撐干擾試驗(yàn)的順利完成，獲取了條帶支撐的試驗(yàn)干擾量。

圖11 條帶懸掛支撐干擾試驗(yàn)相片F(xiàn)ig.11 Photos of vane support interference tests

近年來，數(shù)值模擬方法在飛行器氣動特性預(yù)測方面的可靠性逐漸增強(qiáng)［12］，越來越多地應(yīng)用在支撐干擾修正上［13-15］。本文忽略尾支撐的影響，采用嵌套網(wǎng)格，通過模擬有、無條帶獲取支撐干擾量［6］。為減少網(wǎng)格量僅對數(shù)模的半模型進(jìn)行了計(jì)算，網(wǎng)格劃分見圖12。圖13給出了風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算結(jié)果干擾量隨迎角的變化規(guī)律?？梢钥闯觯瑑烧咧胃蓴_量分布規(guī)律大致相同，量值相當(dāng)，且支撐干擾量較小。

圖12 模型表面網(wǎng)格劃分及挖洞結(jié)果Fig.12 Surface grids distribution of Ty154 model and hole-cutting results

由于條帶截面采用的是對稱翼型，在馬赫數(shù)較高時(shí)會產(chǎn)生激波，給試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶磔^大的支撐干擾。圖14給出了Ty154標(biāo)模在不同迎角下條帶支撐干擾量隨馬赫數(shù)的變化曲線?？梢钥闯?，當(dāng)試驗(yàn)馬赫數(shù)M＞0.9時(shí)，條帶支撐干擾量迅速增加。因此，條帶懸掛支撐的應(yīng)用范圍一般控制在馬赫數(shù)0.9以內(nèi)。

圖13 Ty154標(biāo)模支撐干擾量數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.13 Comparison between CFD and experiment interference results of Ty154 model

圖14 條帶支撐干擾量隨馬赫數(shù)變化數(shù)值模擬結(jié)果Fig.14 Variation of vane cable suspension support interference w ith M ach numbers

5 條帶懸掛支撐系統(tǒng)的應(yīng)用

相對于傳統(tǒng)的尾支撐方式，條帶懸掛內(nèi)式支撐采用兩點(diǎn)支撐，支撐剛度大，吹風(fēng)過程中模型幾乎不抖動，提高了試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度。圖15為某大型飛機(jī)采用條帶懸掛支撐與尾支撐方式得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比，可以看出:采用條帶懸掛支撐方式得到縱向試驗(yàn)數(shù)據(jù)與尾支撐方式基本一致;條帶懸掛支撐在分離迎角和力矩失穩(wěn)迎角預(yù)測上更具優(yōu)勢。

圖15 條帶懸掛支撐與尾支撐試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比(M=0.74)Fig.15 Com parison of testing data using vane cable suspension support and sting support(M=0.74)

此外，由于條帶懸掛支撐方式本身的支撐干擾量較小、縱向高度強(qiáng)，可將其用于尾支撐、腹支撐等支撐形式的支撐干擾扣除試驗(yàn)中。

圖16給出了采用不同主支撐獲取的某飛機(jī)尾支撐干擾量。需要指出的是，兩種支撐方式采用不同的天平、不同的模型縮比，且試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃篌w破壞程度不同。從圖16中可以看出，采用條帶懸掛支撐方式與腹支撐方式得到的尾支撐干擾量量值相當(dāng)，表明條帶支撐可應(yīng)用于其它支撐形式的干擾扣除試驗(yàn)。

圖16 不同主支撐下尾支撐干擾量對比Fig.16 Com parison of sting interferences using different m ain support

6 結(jié)論

1)在大型高速風(fēng)洞中成功建立了條帶懸掛內(nèi)式天平支撐試驗(yàn)技術(shù)，可投入型號應(yīng)用。該試驗(yàn)技術(shù)具有保持模型后體完整、試驗(yàn)迎角范圍大、縱向支撐剛度好及支撐干擾小等優(yōu)點(diǎn)，與尾支撐試驗(yàn)結(jié)果、國外條帶懸掛外式支撐試驗(yàn)結(jié)果關(guān)聯(lián)性較好。

2)建立了條帶懸掛內(nèi)式支撐天平設(shè)計(jì)技術(shù)，有效解決了天平阻力元件處“八”字槽位置的強(qiáng)度和剛度問題，成功研制出了條帶懸掛內(nèi)式支撐天平，重復(fù)性精度較高。

3)通過完善條帶支撐和半彎刀尾支撐機(jī)構(gòu)的兩套控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了條帶支撐系統(tǒng)與尾支撐系統(tǒng)的同步控制，成功解決了支撐干擾試驗(yàn)時(shí)假支桿與模型碰撞的問題，具備工程應(yīng)用條件。

4)綜合運(yùn)用風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬手段，發(fā)展了一套可靠的條帶懸掛內(nèi)式支撐干擾修正方法，為條帶支撐試驗(yàn)技術(shù)的推廣應(yīng)用奠定了技術(shù)基礎(chǔ)。

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Investigation on the vane cable suspension support system in the 2.4m Transonic Wind Tunnel

Liu Dawei1，2，*，Chen Dehua1，2，Yin Luping2，Li Qiang1，2，Shi Jianyuan2，Peng Chao2
(1.State Key Laboratory of Aerodynamics，Mianyang621000，China; 2.High Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang621000，China)

The vane cable suspension support system in the CARDC 2.4 m Transonic Wind Tunnel was successfully developed for the sake of high stiffness，less support interference and fully simulation of a boat tail in this paper，the system includes test section，support system，control system，balance，standard model and attack angle mechanism.The flow filed calibration and standard model tests were conducted，interference of the support was obtained utilizing numerical and experimental methods.Aerodynamic characteristics of a typical airplane were obtained using this vane cable suspension support system，and were compared with the results obtained with single sting support.The interference of single sting was also achieved by the utilization of the suspension support and was compared with that of blade support.Results indicated that the vane cable suspension support system is successful，the short term repeatability of standard model is high，which meets σCL≤0.0012，σCD≤0.00013，σCm≤0.0005 while－2°≤α≤2°.Interference of the vane cable suspension support system is low at subsonic speed，which meets ΔCL≤0.005，ΔCD≤0.0008，ΔCm≤0.005 while M=0.6 and－4°≤α≤10°.

vane cable suspension support;Ty154 standard model;support interference;wind tunnel test

V211.73

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0127

0258-1825(2016)03-0354-08

2015-07-23;

2015-11-30

空氣動力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室基金(JBKY15020201)

劉大偉*(1982-)，男，湖北廣水人，碩士，助理研究員，研究方向:大型飛機(jī)試驗(yàn)技術(shù)及數(shù)據(jù)修正.E-mail:liudawei@mail.ustc.edu.cn

劉大偉，陳德華，尹陸平，等.2.4米跨聲速風(fēng)洞條帶懸掛支撐試驗(yàn)技術(shù)研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(3):354-361.

10.7638/kqdlxxb-2015.0127Liu L，Gui Y W，Geng X R，et al.Investigation on the vane cable suspension support system in the 2.4m Transonic Wind Tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(3):354-361.