張永升，尹世博，劉 丹，賈 毅，郎衛(wèi)東

( 中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074)

0 引 言

早期的低速風(fēng)洞試驗(yàn)常采用外式機(jī)械天平，與之相適應(yīng)，模型多采用腹部支撐。后來由于應(yīng)變天平等技術(shù)的發(fā)展，機(jī)械天平逐步被淘汰，進(jìn)而尾撐也逐步取代腹撐成為低速風(fēng)洞中廣泛應(yīng)用的模型支撐方式。近年來，隨著我國支線客機(jī)和大型飛機(jī)等項(xiàng)目研制的發(fā)展，對低速風(fēng)洞相關(guān)試驗(yàn)技術(shù)也提出了相應(yīng)的需求。由于客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)及轟炸機(jī)等飛機(jī)的后機(jī)身呈船尾形上翹收縮，若采用尾撐，必須較大地修改后機(jī)身幾何外形，這會導(dǎo)致模型尾部繞流畸變，氣動力模擬遭到破壞。因此在發(fā)展運(yùn)輸機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的過程中，腹支撐又重新得到了低速風(fēng)洞的重視。

低速風(fēng)洞的腹支撐有很多種，按支撐點(diǎn)數(shù)目分有單點(diǎn)、雙點(diǎn)和三點(diǎn)共3 種［1-5］。單點(diǎn)腹支撐即在模型腹部只有一個支撐點(diǎn)，比較有代表性的主要是法國ONERA 的F1 風(fēng)洞和DFVLR 哥廷根的3m ×3m 風(fēng)洞的單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)［1，6］。其使用內(nèi)式天平，改變迎角時，整個支桿繞風(fēng)洞下方的弧形軌道旋轉(zhuǎn)，迎角最大到40°；側(cè)滑角通過整個機(jī)構(gòu)繞豎直軸旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)，側(cè)滑角最大到30°；模型運(yùn)動過程中模型參考點(diǎn)所處的位置是保持不變的。雙點(diǎn)腹支撐主要包括前后雙支桿兩點(diǎn)支撐和主支桿附帶俯仰支臂的兩點(diǎn)支撐兩種方式，它們都屬于前后兩點(diǎn)串列式支撐。三點(diǎn)腹支撐通常采用三支桿支撐和叉形支架三點(diǎn)支撐［7］兩種形式。雙點(diǎn)和三點(diǎn)腹支撐是我國低速風(fēng)洞主要采用的腹支撐方式，可以使用機(jī)械天平和內(nèi)式應(yīng)變天平。而單點(diǎn)腹支撐是一種新型的腹支撐方式，目前國內(nèi)對單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的研究非常少，只有本文討論的FD-09風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐和8m ×6m 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐兩套機(jī)構(gòu)［8-10］。與雙點(diǎn)和三點(diǎn)腹支撐相比，單點(diǎn)腹支撐由于支撐點(diǎn)少，對模型繞流干擾較小并且模型設(shè)計(jì)也比較簡單。

為了在FD-09 風(fēng)洞中發(fā)展新型的腹支撐系統(tǒng)，基于FD-09 風(fēng)洞現(xiàn)有的下大迎角機(jī)構(gòu)，設(shè)計(jì)研制了FD-09 風(fēng)洞內(nèi)式應(yīng)變天平單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)。單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)于2011 年研制成功并投入使用，先后進(jìn)行了運(yùn)輸機(jī)和無人機(jī)等多項(xiàng)試驗(yàn)任務(wù)，試驗(yàn)皆取得了很好的結(jié)果。本文對單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)、試驗(yàn)方法、數(shù)據(jù)處理、關(guān)鍵技術(shù)及應(yīng)用結(jié)果等進(jìn)行了分析。

1 FD-09 低速風(fēng)洞

FD-09 風(fēng)洞是一座單回流閉口低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段橫截面為四角圓化正方形，F(xiàn)D-09 風(fēng)洞的氣動布局見圖1。

圖1 FD-09 風(fēng)洞氣動布局圖Fig.1 The layout of FD-09 wind tunnel

FD-09 風(fēng)洞主要參數(shù)如下： 試驗(yàn)段截面尺寸：3m×3m；試驗(yàn)段長度： 14m； 空風(fēng)洞最大風(fēng)速： 100m/s；試驗(yàn)段平均湍流度：0.13%；試驗(yàn)段軸向靜壓梯度：0。

2 單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)

FD-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)主要由迎角機(jī)構(gòu)、腹支桿和內(nèi)式天平等組成，如圖2 所示。迎角機(jī)構(gòu)使用風(fēng)洞現(xiàn)有的下大迎角機(jī)構(gòu)，為平行四邊形雙立桿組合件，通過后立桿的上下移動可以改變迎角，通過轉(zhuǎn)盤轉(zhuǎn)動可以改變側(cè)滑角。腹支桿截面為圓形( 直徑70mm) ，其底端垂直固定在迎角機(jī)構(gòu)的接頭上，頂端通過一個90°的接頭連接內(nèi)式六分量應(yīng)變天平，則模型機(jī)身軸線與腹支桿成垂直角度安裝。

圖2 FD-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)Fig.2 The single point ventral support system in FD-09 wind tunnel

FD-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)在風(fēng)洞現(xiàn)有的平行四邊形迎角機(jī)構(gòu)的基礎(chǔ)上通過改造實(shí)現(xiàn)了模型的單點(diǎn)腹支撐，具有系統(tǒng)簡便實(shí)用、模型設(shè)計(jì)簡單、支撐干擾相對穩(wěn)定等特點(diǎn)。

利用FD-09 風(fēng)洞現(xiàn)有的迎角機(jī)構(gòu)，只需要設(shè)計(jì)新的接頭和新的腹支桿即可實(shí)現(xiàn)單點(diǎn)腹支撐，改造方案簡單易行、成本較低。迎角機(jī)構(gòu)的驅(qū)動部件位于風(fēng)洞外部，風(fēng)洞內(nèi)機(jī)構(gòu)簡潔，對流場干擾較小。整套機(jī)構(gòu)安裝拆卸方便，節(jié)省了試驗(yàn)準(zhǔn)備時間，提高了試驗(yàn)效率，具有很好的實(shí)用性。由于采用了單點(diǎn)腹撐，且迎角機(jī)構(gòu)不用設(shè)置在模型內(nèi)部，所以試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計(jì)比較簡單；因?yàn)橹恍枰O(shè)計(jì)一個支撐點(diǎn)位置，對模型表面的破壞也比較少，提高了氣動力模擬的保真度。在迎角變化過程中，單點(diǎn)腹支桿始終與模型機(jī)身軸線保持垂直，不會像雙點(diǎn)或三點(diǎn)腹支撐那樣，迎角越大腹支桿越靠近機(jī)身尾部，對尾翼的干擾也越大。單點(diǎn)腹支撐的支桿與機(jī)身尾部的夾角和距離是固定不變的，所以迎角變化過程中腹支桿對尾翼的干擾比雙點(diǎn)或三點(diǎn)腹支撐要相對小一些。

與8m×6m 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)比較而言，F(xiàn)D-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)具有以下獨(dú)特的優(yōu)勢：8m ×6m 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的迎角機(jī)構(gòu)位于試驗(yàn)段內(nèi)部的模型后方，通過在迎角機(jī)構(gòu)上安裝“L”形支桿的方式實(shí)現(xiàn)單點(diǎn)腹支撐；而FD-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的迎角機(jī)構(gòu)主體部件位于試驗(yàn)段外部，試驗(yàn)段內(nèi)主要是腹支桿部件，所以流場比較干凈，試驗(yàn)機(jī)構(gòu)產(chǎn)生的干擾大大減小。

FD-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的主要性能指標(biāo)如下：迎角變化范圍-40° ～40°，側(cè)滑角變化范圍-30° ～30°，角度精度0.05°。

3 試驗(yàn)方法和數(shù)據(jù)處理

3.1 試驗(yàn)方法

試驗(yàn)時模型正裝于單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)上，抬頭為正迎角?？v向試驗(yàn)過程中固定動壓、側(cè)滑角，連續(xù)改變迎角進(jìn)行試驗(yàn)；橫向試驗(yàn)過程中固定動壓、迎角，連續(xù)改變側(cè)滑角進(jìn)行試驗(yàn)。支架干擾量試驗(yàn)通過兩步法獲得，即模型反裝有/無鏡像支桿的試驗(yàn)數(shù)據(jù)相減即可獲得支架干擾量。

3.2 數(shù)據(jù)處理

試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理時進(jìn)行了如下修正：(1) 氣流偏角修正；(2) 風(fēng)洞落差系數(shù)修正； ( 3) 洞壁干擾修正；(4) 支架干擾修正。

4 關(guān)鍵技術(shù)及應(yīng)用結(jié)果分析

4.1 支桿人工固定轉(zhuǎn)捩

FD-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的支桿截面為圓形，既可用于縱向試驗(yàn)也可用于橫向試驗(yàn)，加工也比較方便。但是圓截面的流動是分離流，對雷諾數(shù)比較敏感。在低速風(fēng)洞中支桿繞流雷諾數(shù)一般處于臨界雷諾數(shù)范圍，此時支桿的邊界層十分不穩(wěn)定，它處于由層流分離轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鞣蛛x的過渡區(qū)，支桿繞流的不穩(wěn)定導(dǎo)致了支桿對模型的干擾也不穩(wěn)定。為了解決這個問題，必須在支桿表面采用人工固定轉(zhuǎn)捩的方法使支桿邊界層變成穩(wěn)定的湍流狀態(tài)。FD-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)采用的是在支桿表面纏繞尼龍網(wǎng)布［1］的方法，如圖2 所示。為了進(jìn)行支桿干擾量的測量，鏡像支桿也在表面纏繞了尼龍網(wǎng)布進(jìn)行人工固定轉(zhuǎn)捩。

4.2 地面效應(yīng)試驗(yàn)

在進(jìn)行地面效應(yīng)試驗(yàn)時，用剛性支架將地板支撐固定于風(fēng)洞下洞壁，地板為蜂窩結(jié)構(gòu)的鋁制地板，長5.6m，寬2.95m。地板上相應(yīng)位置開槽用于通過腹支桿，開槽處用海綿填充，并在地板下表面用膠皮密封，以減輕地板串氣產(chǎn)生的影響。地面效應(yīng)試驗(yàn)照片如圖3 所示。

圖3 地面效應(yīng)試驗(yàn)Fig.3 Ground effect test

地面效應(yīng)試驗(yàn)中需要模擬模型的離地高度，在迎角變化時，模型的離地高度會發(fā)生變化。為了保證迎角改變后模型還處在相同離地高度，需要通過迎角機(jī)構(gòu)的整體升沉運(yùn)動來調(diào)整模型離地高度。如果每變化一個迎角就通過尺子測量調(diào)整一次高度，則工作繁瑣、效率低下。為了簡化工作程序并提高試驗(yàn)效率，采用了光學(xué)測量標(biāo)定方法。在迎角機(jī)構(gòu)上布置一定長度的光柵尺位移傳感器，通過光柵數(shù)顯表讀取光柵尺數(shù)據(jù)。在每一個迎角下，通過調(diào)節(jié)迎角機(jī)構(gòu)的升沉使模型達(dá)到所需的離地高度，記錄下此時光柵數(shù)顯表上的數(shù)據(jù)，這樣就可以得到整個迎角序列內(nèi)不同迎角下保持相同離地高度所對應(yīng)的光柵尺數(shù)據(jù)。正式試驗(yàn)前標(biāo)定好不同迎角和不同離地高度下光柵尺數(shù)據(jù)的矩陣，正式試驗(yàn)時只需要在測控間內(nèi)通過調(diào)節(jié)迎角機(jī)構(gòu)的升沉使光柵尺讀數(shù)調(diào)整到所對應(yīng)的標(biāo)定矩陣數(shù)據(jù)即可。使用光柵尺測量調(diào)整模型離地高度，精度較高、操作簡單，有效提高了試驗(yàn)效率。

4.3 試驗(yàn)重復(fù)性精度

使用試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行了縱向和橫向的7 次重復(fù)性試驗(yàn)，重復(fù)性試驗(yàn)精度計(jì)算結(jié)果和國軍標(biāo)精度指標(biāo)［11］的對比如表1 所示。

表1 7 次重復(fù)性試驗(yàn)均方根誤差(≤10°)Table 1 Root mean square errors of 7 repeated tests(≤10°，10°)

表1 7 次重復(fù)性試驗(yàn)均方根誤差(≤10°)Table 1 Root mean square errors of 7 repeated tests(≤10°，10°)

縱向 σCL σCD σCm β=0° 0.00166 0.00044 0.00040國軍標(biāo)合格 0.0040 0.00050 0.0012國軍標(biāo)先進(jìn) 0.0010 0.00020 0.0003橫向 σCl σCn σCY β=8° 0.00015 0.00017 0.00064國軍標(biāo)合格 0.0005 0.0005 0.0012國軍標(biāo)先進(jìn)0.0001 0.0001 0.0003

從表1 可以看出，縱向和橫向的重復(fù)性試驗(yàn)精度結(jié)果均達(dá)到了國軍標(biāo)合格指標(biāo)的要求，并且有4 個分量( 升力、俯仰力矩、滾轉(zhuǎn)、偏航) 接近國軍標(biāo)的先進(jìn)指標(biāo)?？傮w來說，F(xiàn)D-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的重復(fù)性試驗(yàn)精度較高，可以滿足型號試驗(yàn)的需求。

4.4 支桿干擾量

圖4 給出了試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂v向基本試驗(yàn)( β =0°) 的支桿干擾量曲線?？梢钥闯觯谑儆侵爸U干擾量的波動量非常小，是一個比較穩(wěn)定的量； 在失速之后，支桿干擾量略有變化?？傮w來說，支桿對升力和阻力的干擾量比較小，但是對俯仰力矩的干擾量是一個大量。由于失速之前支桿干擾量是一個比較穩(wěn)定的量，所以支桿干擾量只是引起縱向氣動曲線的平移，對縱向氣動曲線的斜率( CL～α 和Cm～α) 沒有影響。

圖5 給出了試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋M向基本試驗(yàn)( α =8°) 的支桿干擾量曲線?？梢钥闯觯U對橫向氣動系數(shù)的干擾量很小，波動量也很小，并且有較好的線性，干擾量的正負(fù)側(cè)滑角對稱性也比較好?？傮w來說，支桿對橫向氣動系數(shù)的干擾量是一個線性的小量。由于支桿對橫向氣動系數(shù)的干擾量是一個有較小斜率的線性量，所以支桿干擾會引起橫向氣動曲線的斜率( Cl～β、Cn～β 和CY～β) 略有減小。

圖5 橫向試驗(yàn)支桿干擾量Fig.5 Ventral support interference of lateral test

綜上所述，支桿對俯仰力矩的干擾量是一個比較穩(wěn)定的大量，支桿對其它5 個分量的干擾量是一個穩(wěn)定或線性的小量。所以FD-09風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的支桿干擾是比較穩(wěn)定的，并且對大部分氣動分量的干擾量是小量，這對于腹撐試驗(yàn)結(jié)果是有利的，說明FD-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)適合開展飛機(jī)型號的腹撐試驗(yàn)。

FD-09 風(fēng)洞原來使用的是雙點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)，表2給出了單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)與雙點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)縱向試驗(yàn)的支桿干擾量比較。

表2 支桿干擾量比較Table 2 Compare of ventral support interference

從表2 可以看出，單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的支桿干擾量要明顯小于雙點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)，說明單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)具有支桿干擾較小的優(yōu)勢。

5 結(jié) 論

本文介紹了FD-09 風(fēng)洞單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的研制和應(yīng)用結(jié)果，可以得出如下結(jié)論：

(1) FD-09 風(fēng)洞研制的單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)是一種新型的腹支撐形式，具有系統(tǒng)簡便實(shí)用、模型設(shè)計(jì)簡單、支撐干擾穩(wěn)定等特點(diǎn)；

(2) 在地面效應(yīng)試驗(yàn)中使用布置光柵尺位移傳感器的新方法取代了傳統(tǒng)的測量方法，大大提高了地面效應(yīng)試驗(yàn)的控制精度和試驗(yàn)效率；

(3) 單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的試驗(yàn)重復(fù)性精度較高，部分指標(biāo)已經(jīng)接近國軍標(biāo)的先進(jìn)指標(biāo)，可以滿足型號試驗(yàn)的需求；

(4) 單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)的支桿干擾是比較穩(wěn)定的，且對大部分氣動分量的干擾量是小量，所以單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)適合開展飛機(jī)型號的腹撐試驗(yàn)；

(5) 與雙點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)比較而言，單點(diǎn)腹支撐系統(tǒng)具有支桿干擾較小的優(yōu)勢。

［1］ 程厚梅. 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)干擾與修正［M］. 北京： 國防工業(yè)出版社，2003： 156-160，185-194.

［2］ 艾倫·波普，約翰J·哈珀. 低速風(fēng)洞試驗(yàn)［M］. 彭錫銘，嚴(yán)俊仁，石佑倫，等譯. 北京： 國防工業(yè)出版社，1977： 160-165.

［3］ 惲起麟. 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)［M］. 北京： 國防工業(yè)出版社，2000： 63-66.

［4］ 王勛年. 低速風(fēng)洞試驗(yàn)［M］. 北京： 國防工業(yè)出版社，2002： 127-130.

［5］ 范潔川. 風(fēng)洞試驗(yàn)手冊［M］. 北京： 航空工業(yè)出版社，2002： 110-111.

［6］ Steinbach D. Calculation of support interference on the aerodynamic coefficients for a wind tunnel calibration model［R］. DLR-FB-90-26，1990.

［7］ 高劍軍，焦仁山. FL-8 風(fēng)洞三點(diǎn)支撐系統(tǒng)研制［J］. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2011，25(6) ： 88-91.

［8］ 孫海生，張暉. 8m ×6m 風(fēng)洞特大迎角試驗(yàn)設(shè)備研制［J］. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2009，23(1) ： 70-73.

［9］ 楊遠(yuǎn)志，張輝，黃勇. 氣動中心低速風(fēng)洞在ARJ21 研制中的作用［C］//大型飛機(jī)關(guān)鍵技術(shù)高層論壇暨中國航空學(xué)會2007 年學(xué)術(shù)年會論文集. 廣東深圳： 中國航空學(xué)會，2007.

［10］王勛年，祝明紅，龔曉東. 大型民機(jī)低速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究［C］//大型飛機(jī)關(guān)鍵技術(shù)高層論壇暨中國航空學(xué)會2007 年學(xué)術(shù)年會論文集. 廣東深圳：中國航空學(xué)會，2007.

［11］國防科學(xué)技術(shù)工業(yè)委員會. GJB 1061-91 高速風(fēng)洞和低速風(fēng)洞測力實(shí)驗(yàn)精度指標(biāo)［S］. 北京： 中國標(biāo)準(zhǔn)出版社，1991.