魏 志，謝 艷，吳軍強(qiáng)，王瑞波，張 林

（1.中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)近代力學(xué)系，合肥 230026；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

連續(xù)變迎角測力試驗(yàn)技術(shù)在大型暫沖式跨聲速風(fēng)洞中的應(yīng)用

魏 志1，2，謝 艷2，吳軍強(qiáng)2，王瑞波2，張 林2

（1.中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)近代力學(xué)系，合肥 230026；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

由于暫沖式高速風(fēng)洞運(yùn)行時間短暫，普遍采用階梯變迎角方式進(jìn)行靜態(tài)測力試驗(yàn)，其試驗(yàn)信息量難以滿足先進(jìn)飛行器研制的試驗(yàn)需求。為在暫沖式高速風(fēng)洞中獲得更為詳盡的氣動力信息，在2.4m跨聲速風(fēng)洞中進(jìn)行了連續(xù)變迎角測力試驗(yàn)技術(shù)應(yīng)用研究。主要介紹了該項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)的基本特點(diǎn)，給出了J7標(biāo)模的主要試驗(yàn)結(jié)果。結(jié)果表明，該項(xiàng)試驗(yàn)技術(shù)獲得的氣動力數(shù)據(jù)與常規(guī)階梯方式具有很好的一致性，可以滿足工程實(shí)用的要求。

跨聲速風(fēng)洞；連續(xù)變迎角；試驗(yàn)技術(shù)；測力

由于暫沖式風(fēng)洞的運(yùn)行時間受氣源保障能力影響較大，一次試驗(yàn)的運(yùn)行時間不能太長，所以在暫沖式高速風(fēng)洞中應(yīng)用連續(xù)變迎角試驗(yàn)技術(shù)的先決條件是其運(yùn)行的經(jīng)濟(jì)性與階梯變迎角測力試驗(yàn)基本相當(dāng)，因此必須解決迎角運(yùn)行速率的選取問題、流場的快速跟隨調(diào)節(jié)問題和連續(xù)信號的同步采集問題。為充分發(fā)揮2.4m跨聲速風(fēng)洞在飛行器研制中的作用，開展了大型暫沖式高速風(fēng)洞連續(xù)變迎角試驗(yàn)技術(shù)研究。先后使用了不同布局、不同尺度的多個模型對連續(xù)變迎角測力試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行了考核驗(yàn)證。主要介紹了連續(xù)變迎角測力試驗(yàn)技術(shù)的基本情況，給出了J7標(biāo)模的主要試驗(yàn)結(jié)果。

1 試驗(yàn)設(shè)備與方法

1.1 風(fēng)洞和模型

試驗(yàn)在中國空氣動力研究與發(fā)展中心的2.4m跨聲速風(fēng)洞進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座引射式、半回流、暫沖型、跨聲速增壓風(fēng)洞；采用中壓引射器驅(qū)動，多變量參數(shù)控制。開孔壁全模試驗(yàn)段尺寸為2.4m×2.4m×7m。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑?：10.5的J7標(biāo)模，平均氣動弦長bA＝0.3813m，機(jī) 身 LB＝1.2556m，機(jī) 翼 展 長 L＝0.6814m，模型零迎角時在風(fēng)洞中的堵塞度約為0.35%。

圖1 標(biāo)準(zhǔn)模型在試驗(yàn)段中的位置Fig.1 Position of reference model in test section

1.2 天平和測試儀器

使用直徑為60mm的內(nèi)式六分量應(yīng)變天平測量模型氣動力，采用4個獨(dú)立的微型壓力傳感器測量模型底部壓力，使用SHS－100迎角傳感器實(shí)時測量機(jī)構(gòu)迎角。天平和迎角傳感器信號經(jīng)過信號調(diào)理器進(jìn)行1Hz硬件濾波處理后送入VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)，底壓傳感器信號直接送入VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。其中，為確保迎角機(jī)構(gòu)平穩(wěn)、勻速運(yùn)動，采用了“主從方式”的同步補(bǔ)償控制器，實(shí)現(xiàn)迎角機(jī)構(gòu)上下油缸的同步反向運(yùn)動。

1.3 試驗(yàn)方法

連續(xù)變迎角測力試驗(yàn)技術(shù)是風(fēng)洞流場達(dá)到設(shè)定要求時，模型以一恒定的迎角運(yùn)行速率改變模型迎角。在此過程中，流場控制系統(tǒng)保持流場受控，而數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)以一定的采集頻率采集迎角傳感器、天平和總靜壓傳感器等測量信號。為保持模型迎角持續(xù)變化過程中的流場處于相對穩(wěn)定狀態(tài)，根據(jù)模型姿態(tài)角與風(fēng)洞馬赫數(shù)控制參數(shù)之間的變化規(guī)律，通過預(yù)補(bǔ)償控制策略以達(dá)到流場的跟隨性控制；同時對總、靜壓信號的信號調(diào)理器的性能進(jìn)行調(diào)整優(yōu)化，減小控制周期中信號測量的延遲和失真，提高控制系統(tǒng)對流場變化的響應(yīng)時間。圖2給出了J7標(biāo)模以ω＝1.0°／s連續(xù)變迎角時的馬赫數(shù)跟隨曲線。

圖2 馬赫數(shù)變化曲線Fig.2 Mach number changing curve

2 數(shù)據(jù)處理與修正

與階梯測力方式相比，連續(xù)變迎角試驗(yàn)時，數(shù)據(jù)采集速度快、數(shù)據(jù)量大，在數(shù)據(jù)中存在著干擾的數(shù)據(jù)。因此，在常規(guī)數(shù)據(jù)處理之前，還需要對連續(xù)變迎角試驗(yàn)產(chǎn)生的原始數(shù)據(jù)進(jìn)行如下預(yù)處理：2Hz數(shù)字濾波處理；信號的同步修正；截去迎角延拓范圍內(nèi)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)；試驗(yàn)數(shù)據(jù)的離散化處理。

在對原始數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理之后，試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理可按階梯測力試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)化程序進(jìn)行處理，并進(jìn)行了如下修正：模型自重修正；天平彈性角修正；力矩參考點(diǎn)與天平校心不重合影響修正；天平測值的離心力修正。

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 迎角運(yùn)行速率研究

模型迎角運(yùn)行速率的選擇，不僅要考慮對風(fēng)洞流場、測量信號的有效頻帶和試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量的影響，同時還要兼顧風(fēng)洞運(yùn)行的經(jīng)濟(jì)性要求。因此，模型迎角運(yùn)行速率的選擇是暫沖式高速風(fēng)洞連續(xù)變迎角試驗(yàn)技術(shù)的核心問題。若迎角運(yùn)行速率過快，不僅難以保證模型繞流的充分發(fā)展，同時也加大了流場跟隨調(diào)節(jié)和信號測量的難度，并且有可能增加試驗(yàn)段流場的脈動水平，影響試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量。但若模型迎角運(yùn)行速率過低，則經(jīng)濟(jì)性難以滿足工程應(yīng)用要求。

為此，專門進(jìn)行了迎角運(yùn)行速率研究。從試驗(yàn)結(jié)果來看，在俯仰力矩曲線出現(xiàn)拐折之前，不同速率的試驗(yàn)結(jié)果吻合非常好，而在俯仰力矩曲線出現(xiàn)拐折之后M＝0.40時迎角速率ω＝1.5°／s的極曲線與其它兩個速率略有不同，M＝0.60時迎角速率ω＝1.5°／s的力矩曲線與其它兩個速率稍有差異。其主要原因是隨著升力系數(shù)的增大，力矩曲線出現(xiàn)拐折，模型表面繞流由完全附著流變?yōu)橐愿街鳛橹?，部分區(qū)域存在弱分離流，此時模型繞流特征對外部條件更為敏感。因此，綜合考慮數(shù)據(jù)質(zhì)量和運(yùn)行經(jīng)濟(jì)性兩個方面的要求，針對此類模型，2.4m風(fēng)洞選擇ω＝1.0°／s迎角運(yùn)行速率較為適合。

3.2 模型迎角正向、反向運(yùn)動研究

圖3 不同迎角運(yùn)行速率下的試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.3 Comparison of different rates of angle of attack

圖4 模型正向和負(fù)向俯仰運(yùn)動的試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.4 Comparison of pitch－up and pitch－down

對于飛行器而言，若姿態(tài)角改變速率過快，飛行器繞流的對流過程滯后于姿態(tài)角改變則會產(chǎn)生氣動遲滯現(xiàn)象［3］。而連續(xù)變迎角試驗(yàn)的目的是獲得飛行器模型在相應(yīng)迎角下的靜態(tài)氣動力，因此應(yīng)盡可能避免氣動遲滯現(xiàn)象的發(fā)生。為此，專門考核了模型迎角正向、反向運(yùn)動對試驗(yàn)結(jié)果的影響情況。從結(jié)果來看，模型以ω＝1.0°／s的速率作正向和反向的俯仰運(yùn)動，所獲得的試驗(yàn)曲線完全重合。由于模型迎角尚未進(jìn)入嚴(yán)重氣流分離占優(yōu)的大迎角區(qū)域，因此可以判定未產(chǎn)生氣動遲滯效應(yīng)，說明這種狀態(tài)下模型在相應(yīng)迎角下的繞流已充分發(fā)生，所獲得的氣動力數(shù)據(jù)真實(shí)反映了相應(yīng)來流條件下的模型靜態(tài)氣動力。

3.3 連續(xù)與階梯試驗(yàn)結(jié)果的對比分析

由于流場控制、天平和其它相關(guān)測試系統(tǒng)等方面的偶然原因，使得每次測試結(jié)果都不可避免含有隨機(jī)誤差。為此，通過比較連續(xù)（受條件限制只進(jìn)行了1次試驗(yàn)）和階梯（5次試驗(yàn)平均值）兩種方式的試驗(yàn)結(jié)果，來分析連續(xù)變迎角試驗(yàn)技術(shù)的準(zhǔn)度水平。圖5給出階梯與連續(xù)的橫向?qū)Ρ仍囼?yàn)曲線，其中兩條點(diǎn)劃線表示氣動系數(shù)的準(zhǔn)度控制范圍。結(jié)果表明，連續(xù)與階梯兩種試驗(yàn)方式得到的氣動規(guī)律一致性良好，兩者之間的縱向氣動力系數(shù)差量分別為∣ΔCL∣≤0.003、∣ΔCm∣≤0.0002和∣ΔCD∣≤0.0003，橫向氣動力系數(shù)差量分別為∣ΔCY∣≤0.0003、∣ΔCl∣≤0.0001和∣ΔCn∣≤0.0002，連續(xù)與階梯兩種試驗(yàn)方式之間的氣動系數(shù)差量在測試系統(tǒng)的正常誤差范圍之內(nèi)。

圖5 連續(xù)與階梯的橫向試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.5 Comparison of lateral results at continuous and step sweeping

4 結(jié) 論

以2.4m跨聲速風(fēng)洞為研究平臺，建立適用于暫沖式高速風(fēng)洞工程實(shí)用的連續(xù)變迎角測力試驗(yàn)技術(shù)，使用了J7標(biāo)模對關(guān)鍵影響因素進(jìn)行了實(shí)際考核驗(yàn)證，得到了如下結(jié)論：

（1）在2.4m跨聲速風(fēng)洞中采用ω＝1.0°／s的迎角運(yùn)行速率進(jìn)行連續(xù)變迎角測力試驗(yàn)可以滿足數(shù)據(jù)質(zhì)量和運(yùn)行經(jīng)濟(jì)性兩個方面的要求；

（2）采用ω＝1.0°／s的迎角運(yùn)行速率可以確保模型繞流的充分發(fā)展，所獲得的氣動力數(shù)據(jù)真實(shí)反映了相應(yīng)來流條件下的模型靜態(tài)氣動力；

（3）連續(xù)與階梯兩種試驗(yàn)方式之間的氣動系數(shù)差量在測試系統(tǒng)的正常誤差范圍之內(nèi)，兩種試驗(yàn)方式具有很好的一致性，達(dá)到了工程應(yīng)用要求。

［1］KILGORE W A，et al.Recent national transonic facility test process improvements［R］.AIAA 2001－0756.

［2］程 松.大迎角連續(xù)掃描試驗(yàn)技術(shù)在某型號飛機(jī)上的應(yīng)用［J］.流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測量，1999，13（4）：27－31.

［3］周 平.智能控制在2.4m風(fēng)洞同步協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)上的應(yīng)用［J］.流體力學(xué)實(shí)驗(yàn)與測量，2002，16（3）：68－72.

［4］朱自強(qiáng).現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)空氣動力學(xué)［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005.

［5］劉政崇.高低速風(fēng)洞氣動與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2003.

［6］惲起麟.實(shí)驗(yàn)空氣動力學(xué)［M］.北京：國防工業(yè)出版社，1991.

魏 志（1980－），男，安徽無為人，工程師。研究方向：跨聲速實(shí)驗(yàn)空氣動力學(xué)。通信地址：四川省綿陽市中國空氣動力研究與發(fā) 展 中 心 （621000）；聯(lián) 系 電 話：0816－2462320；E－mail：wzfluent＠ mail.ustc.edu.cn。

Application of continuous sweeping force measuring technology in large intermittent transonic wind tunnel

WEI Zhi1，2，XIE Yan2，WU Jun－qiang2，WANG Rui－bo2，ZHANG Lin2
（1.Modern Mechanism Department，University of Science and Technology of China，Hefei 230026，China；2.China Aerodynamics Research ＆ Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

Static force measuring tests are usually carried out with so－called“step”method in which model′s angle of attack changes step by step，as the run time in intermittent high speed wind tunnel is short.But this test method just provides deficient test information which can not satisfy the advanced aircraft invention demands.The study of continuous sweeping force measuring technology has been conducted in 2.4mtransonic wind tunnel for getting more aerodynamic information，in which to get aerodynamic data as model＇s angle of attack sweeps continuously.Specialities of the sweeping method and test results of J7reference model are presented.The test results show that the aerodynamic data of the sweeping method are consistent to conventional step method，and can satisfy demands of engineering applications.

transonic wind tunnel；continuous sweeping；test technology；force measuring

2010－09－06；

2011－03－30 15個離散的試驗(yàn)數(shù)據(jù)點(diǎn)，對于試驗(yàn)迎角運(yùn)行范圍內(nèi)其它狀態(tài)的數(shù)據(jù)則通過擬合插值獲得。由于階梯測力試驗(yàn)方式存在試驗(yàn)信息量少、曲線擬合困難會帶來插值誤差、關(guān)鍵氣動力參數(shù)判斷難度大等缺陷，不僅長期困擾著我國工業(yè)設(shè)計(jì)部門，也嚴(yán)重影響和制約了我國生產(chǎn)型高速風(fēng)洞在先進(jìn)飛行器研制中的作用發(fā)揮。

V211.71

A

1672－9897（2011）04－0099－04

0 引 言

連續(xù)變迎角測力試驗(yàn)所獲得的試驗(yàn)結(jié)果具有試驗(yàn)信息豐富、氣動特性曲線光滑連續(xù)、操穩(wěn)特性評估精確度高和關(guān)鍵氣動力參數(shù)（如零升阻力系數(shù)、失速迎角、最大升力系數(shù)和最大升阻比）判斷簡便等顯著優(yōu)點(diǎn)，同時由于連續(xù)式風(fēng)洞的流場快速調(diào)節(jié)能力較弱，因此連續(xù)式風(fēng)洞應(yīng)用連續(xù)變迎角試驗(yàn)技術(shù)還可以提高試驗(yàn)效率、降低運(yùn)行成本［1－2］，目前已成為國外連續(xù)式風(fēng)洞的一種常規(guī)試驗(yàn)技術(shù)。由于我國主要的生產(chǎn)性高速風(fēng)洞一般為暫沖式，長期以來普遍采用階梯變迎角測力試驗(yàn)方式，一次啟動一般只能得到10或