解亞軍，葉正寅

（西北工業(yè)大學(xué)翼型、葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710072）

0 引 言

風(fēng)洞試驗(yàn)是研究飛行器氣動(dòng)性能的主要手段之一，影響飛行器模型試驗(yàn)精度的因素多種多樣且相互關(guān)聯(lián)。目前，除了已經(jīng)研究較多的風(fēng)洞流場(chǎng)、天平性能、模型定位、角度精確測(cè)量與控制等因素外，模型－支架系統(tǒng)的振動(dòng)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果會(huì)帶來(lái)嚴(yán)重影響［1］，尤其對(duì)大展弦比飛機(jī)模型，如大型運(yùn)輸機(jī)和高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)等飛行器，這種影響表現(xiàn)得更為突出［2－4，6］。結(jié)合國(guó)家自然科學(xué)基金項(xiàng)目和985建設(shè)項(xiàng)目，研制了專門的半模機(jī)翼振動(dòng)模型，為了研究不同機(jī)翼的性能，將機(jī)翼設(shè)計(jì)為可更換的。目前設(shè)計(jì)的兩種機(jī)翼翼型分別為NACA0012和NACA64－210。選取5種激振方式，通過(guò)直接測(cè)力法得到了模型在靜態(tài)和不同激振方式下縱向氣動(dòng)特性變化曲線，分別研究了雷諾數(shù)、自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩、數(shù)據(jù)采集方式等參數(shù)對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。試驗(yàn)結(jié)果表明：振動(dòng)對(duì)機(jī)翼縱向氣動(dòng)特性的影響因不同翼型構(gòu)型、不同采集方式和翼面不同流動(dòng)模式等會(huì)產(chǎn)生不同效果，并對(duì)三元半模測(cè)力試驗(yàn)與二元測(cè)壓試驗(yàn)和數(shù)值模擬計(jì)算結(jié)果之間存在差異的原因進(jìn)行了初步分析和探討。

1 試驗(yàn)方法

試驗(yàn)是在西北工業(yè)大學(xué)翼型研究中心某低速風(fēng)洞的三元試驗(yàn)段中進(jìn)行的。通過(guò)模型機(jī)翼翼梢5種不同偏心塊來(lái)改變模型的振動(dòng)頻率和振幅，以機(jī)翼弦長(zhǎng)為特征值的試驗(yàn)雷諾數(shù)Re＝0.342×106。采用升華法觀測(cè)機(jī)翼表面靜態(tài)與動(dòng)態(tài)邊界層轉(zhuǎn)捩或分離位置變化。將半翼展機(jī)翼模型固定在盒式天平浮動(dòng)框連接板上，模型機(jī)身與機(jī)翼和天平之間保持間隙，不可傳力。模型機(jī)身處考慮風(fēng)洞邊界層厚度［8］。天平安裝在與洞壁固定的支座上，見(jiàn)圖1。當(dāng)機(jī)翼翼梢電機(jī)帶動(dòng)5種不同的質(zhì)量塊旋轉(zhuǎn)時(shí)，機(jī)翼產(chǎn)生某一頻率的振動(dòng)，僅以頻率表示，這項(xiàng)工作需在模型進(jìn)洞前測(cè)試，兩種半模測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表1和2。根據(jù)常規(guī)半模試驗(yàn)方法和坐標(biāo)轉(zhuǎn)換，得到模型在靜、動(dòng)態(tài)下的氣動(dòng)力。采用通用接頭可以實(shí)現(xiàn)兩種機(jī)翼的互換。試驗(yàn)迎角由風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤門實(shí)現(xiàn)。

表1 NACA0012翼型機(jī)翼模型振動(dòng)參數(shù)（電機(jī)功率25W）Table 1 The vibration parameters of the model wing with NACA0012airfoil（power：25W）

表2 NACA64－210翼型機(jī)翼模型振動(dòng)參數(shù)（電機(jī)功率20W）Table 2 The vibration parameters of the model wing with NACA64－210airfoil（power：20W）

圖1 模型安裝在NF－3風(fēng)洞中Fig.1 The test model installed in wind tunnel

2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图霸O(shè)備

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)身為鋼芯木制結(jié)構(gòu)，機(jī)翼采用彈性模型設(shè)計(jì)。半模機(jī)身長(zhǎng)1800mm，最大橫截面圓半徑109.5mm，并考慮風(fēng)洞邊界層厚度100mm。機(jī)翼展長(zhǎng)1250mm，弦長(zhǎng)250mm。激振電機(jī)安裝在機(jī)翼翼梢型面內(nèi)，偏心桿和偏心塊在整流包內(nèi)轉(zhuǎn)動(dòng)，防止偏心機(jī)構(gòu)對(duì)來(lái)流干擾。為了防止電機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)過(guò)程中過(guò)熱燒壞，在電機(jī)附近的機(jī)翼和整流包上加工了許多小孔（見(jiàn)圖2），以便電機(jī)散熱。

圖2 模型頂部散熱孔Fig.2 The holes on the top of the model for hot reduction

在試驗(yàn)前用LMS SCADAS III應(yīng)力應(yīng)變測(cè)量?jī)x獲得實(shí)物模型的固有力學(xué)特性。NACA0012機(jī)翼的一階模態(tài)為彎曲變形，固有頻率5.27Hz，二階模態(tài)為扭轉(zhuǎn)變形，固有頻率29.16Hz；NACA64－210機(jī)翼的一階模態(tài)和二階模態(tài)與前者相同，其固有頻率分別為4.47Hz和22.15Hz。

2.2 風(fēng)洞

試驗(yàn)是在NF－3風(fēng)洞三元試驗(yàn)段中進(jìn)行的。NF－3風(fēng)洞是一座低速直流式風(fēng)洞，共有3個(gè)可更換使用的試驗(yàn)段。除三元試驗(yàn)段外，還有二元試驗(yàn)段和螺旋槳試驗(yàn)段，可分別進(jìn)行翼型研究和螺旋槳性能測(cè)試研究。三元試驗(yàn)段為切角矩形截面，高為2.5m，寬為3.5m，長(zhǎng)12.0m?？诊L(fēng)洞最大風(fēng)速可達(dá)90m／s，最小穩(wěn)定風(fēng)速為10m／s，湍流度為0.078%，軸向靜壓梯度dCp／dx＝0.0066（1／m）。

2.3 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

測(cè)力數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用中國(guó)成都華太公司開(kāi)發(fā)生產(chǎn)的VXI測(cè)量系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)測(cè)量部分和動(dòng)態(tài)測(cè)量部分，見(jiàn)圖3。穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)采集模板具有64通道數(shù)，A／D位數(shù)16位，采集速度不小于100Hz；配備10Hz固定低通濾波器和放大器，放大倍數(shù)滿足微伏級(jí)和毫伏級(jí)信號(hào)測(cè)試；試驗(yàn)中掃描速度和掃描通道順序可根據(jù)試驗(yàn)要求單獨(dú)設(shè)定，在試驗(yàn)時(shí)可根據(jù)實(shí)際情況選擇。

動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)有32個(gè)通道，16位A／D轉(zhuǎn)換，采集速度每通道100kHz。試驗(yàn)穩(wěn)態(tài)采集頻率200Hz，濾波頻率3Hz；動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集頻率500Hz，濾波頻率100Hz，每個(gè)迎角狀態(tài)采集時(shí)間20s。

2.4 試驗(yàn)天平

試驗(yàn)使用一臺(tái)六分量盒式應(yīng)變天平。天平的量程和校準(zhǔn)精度及準(zhǔn)度見(jiàn)表3。

圖3 VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)Fig.3 The VXI data acquisition system

表3 盒式天平技術(shù)參數(shù)Table 3 Parameters of the box－balance

2.5 偏心塊

偏心塊用來(lái)產(chǎn)生模型的激振力，偏心軸中心位于翼型弦線上，距前緣125mm，距機(jī)翼根部1080mm。5種偏心塊的外形見(jiàn)圖4，編號(hào)從下至上依次為1?！?＃，用于NACA0012機(jī)翼的為11＃～15＃，用于NACA64－210機(jī)翼的為21?！?2＃。

圖4 偏心塊外形Fig.4 Five sketches of the bias rods for vibrating

3 數(shù)據(jù)處理

靜態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)和動(dòng)態(tài)試驗(yàn)穩(wěn)態(tài)采集的數(shù)據(jù)均由VXI系統(tǒng)按常規(guī)模型試驗(yàn)方式經(jīng)過(guò)天平公式進(jìn)行預(yù)處理，得到天平校心處的模型氣動(dòng)力，按公式（1）轉(zhuǎn)換成力（或力矩）系數(shù)。動(dòng)態(tài)試驗(yàn)動(dòng)態(tài)采集數(shù)據(jù)則由VXI系統(tǒng)按天平輸出的8個(gè)通道得到隨時(shí)間變化的動(dòng)態(tài)電壓信號(hào)，將采集時(shí)間段內(nèi)的電壓值取平均后，代入天平公式求得氣動(dòng)力值，與靜態(tài)試驗(yàn)同樣的方法得到升力系數(shù)。

公式中q為試驗(yàn)動(dòng)壓，單位Pa；Y為天平測(cè)量的升力，單位N；S為參考面積。

4 試驗(yàn)結(jié)果與分析

4.1 模型靜態(tài)與動(dòng)態(tài)試驗(yàn)結(jié)果

圖5和6給出了NACA0012對(duì)稱翼型的半模機(jī)翼在雷諾數(shù)一定條件下，分別用穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)采集模式和動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)采集模式時(shí)自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩下的升力特性曲線。為了說(shuō)明方便起見(jiàn)，圖標(biāo)“f＝0”表示靜態(tài)試驗(yàn)狀態(tài)，其余表示不同偏心塊產(chǎn)生的頻率，并將NACA0012對(duì)稱翼型的半模機(jī)翼標(biāo)記為“Ⅰ號(hào)”，將NACA64－210層流翼型的半模機(jī)翼標(biāo)記為“Ⅱ號(hào)”。從中可以看出，在自然轉(zhuǎn)捩條件下，模型振動(dòng)時(shí)的最大升力系數(shù)和失速迎角比靜態(tài)時(shí)有增大趨勢(shì)，而且升力在失速迎角以后的下降趨勢(shì)比較平緩，說(shuō)明振動(dòng)對(duì)失速特性有所改善；而在固定轉(zhuǎn)捩條件下，模型振動(dòng)時(shí)的最大升力系數(shù)與靜態(tài)時(shí)基本一致，說(shuō)明在湍流流動(dòng)條件下振動(dòng)和數(shù)據(jù)采集方式對(duì)該模型機(jī)翼的升力特性無(wú)明顯影響。圖7是NACA64－210層流翼型的半模機(jī)翼在相同雷諾數(shù)時(shí)自然轉(zhuǎn)捩的升力特性曲線，其變化規(guī)律與NACA0012固定轉(zhuǎn)捩情況類似。

圖5 Ⅰ號(hào)模型機(jī)翼穩(wěn)態(tài)采集時(shí)有無(wú)振動(dòng)的升力曲線（Re＝0.342×106）Fig.5 The lift performance of theⅠ＃half－model wing with or without vibration under static acquisition（Re＝0.342×106）

圖6 Ⅰ號(hào)模型機(jī)翼動(dòng)態(tài)采集時(shí)有無(wú)振動(dòng)的升力曲線（Re＝0.342×106）Fig.6 The lift performance of theⅠ＃half－model wing with or without vibration under dynamic acquisition（Re＝0.342×106）

圖7 Ⅱ號(hào)模型機(jī)翼穩(wěn)態(tài)采集時(shí)有無(wú)振動(dòng)的升力曲線（Re＝0.342×106）Fig.7 The lift performance of theⅡ＃half－model wing with or without vibration under static acquisition（Re＝0.342×106）

4.2 與翼型測(cè)壓試驗(yàn)和文獻(xiàn)的比較

文獻(xiàn)［7］給出的二元翼型振動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果和文獻(xiàn)［4，6］給出的計(jì)算結(jié)果均表明，振動(dòng)會(huì)造成翼型大迎角下升力系數(shù)的減小和失速的提前，而半模機(jī)翼振動(dòng)測(cè)力試驗(yàn)中的情況與之不一致。分析其原因，首先兩次試驗(yàn)的折算頻率不同，翼型振動(dòng)試驗(yàn)受機(jī)構(gòu)條件限制，最高頻率僅為1Hz，折算頻率k＝0.19（k＝2πfb／v，b為弦長(zhǎng)，v為來(lái)流速度），半模實(shí)驗(yàn)最大折算頻率k＝1.432；其次半模試驗(yàn)中的激振方式不是單純施加沉浮或俯仰運(yùn)動(dòng)；此外半模機(jī)翼本身的慣性力影響無(wú)法扣除；以上原因還需要經(jīng)過(guò)大量的試驗(yàn)和計(jì)算進(jìn)行深入研究。

5 結(jié) 論

綜合試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比和數(shù)值模擬的初步分析，可以看出，模型機(jī)翼振動(dòng)對(duì)氣動(dòng)力影響的因素多且復(fù)雜，模型振動(dòng)對(duì)機(jī)翼縱向氣動(dòng)特性的影響因不同翼型構(gòu)型、不同采集方式和翼面不同流動(dòng)模式等會(huì)產(chǎn)生不同效果，如模型振動(dòng)可以改善NACA0012翼型機(jī)翼的失速性能；在自然轉(zhuǎn)捩失速前，振動(dòng)使機(jī)翼升力有所減??；振動(dòng)對(duì)對(duì)稱翼型和層流翼型機(jī)翼影響情況不同等。對(duì)于半模測(cè)力試驗(yàn)結(jié)論與前期的二元翼型振動(dòng)試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果不一致的原因還有待于作進(jìn)一步研究。

該期對(duì)NACA0012模型、11＃偏心塊、自然轉(zhuǎn)捩振動(dòng)、穩(wěn)態(tài)采集模式的試驗(yàn)狀態(tài)進(jìn)行7次重復(fù)性試驗(yàn)，升力系數(shù)的均方根誤差σCL＝0.0018，小于國(guó)軍標(biāo)合格指標(biāo)的0.004，表明該期試驗(yàn)數(shù)據(jù)可信。

［1］ 惲起麟.提高風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)精度的方法［J］.氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)與測(cè)量控制，1994，8（3）：74－81.

［2］ WHITING R J，DELAMORE－SUTCLIFFE D W，GREENWELL D.Experimental and numerical study of gust loads on stall flutter initiatio［R］.AIAA Paper 2005－5097.

［3］ YE Zhengyin，XIE Fei.The effects of elastic vibrations on the flow field near stall－incidence of the airfoil［C］.Proceedings of the Sino－Russian Conference on Aerospace Technology，April 16－17，2006，Xi＇an，China，348－353.

［4］ 葉正寅，謝飛.不同振動(dòng)形式下的翼型失速特性［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2008，26（1）：0258－1825.

［5］ 陳桂彬，鄒叢青.氣動(dòng)彈性設(shè)計(jì)基礎(chǔ)［M］.北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2004.

［6］ 宋保方.大功角下振動(dòng)對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性影響的計(jì)算研究［D］.西北工業(yè)大學(xué)碩士學(xué)位論文，2010.

［7］ 解亞軍，葉正寅.翼型大迎角振動(dòng)對(duì)氣動(dòng)性能影響的實(shí)驗(yàn)研究與初步分析［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2010，24（4）：25－28.

［8］ 惲起麟.風(fēng)洞試驗(yàn)［M］.北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2000.