顏 巍 / YAN Wei

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

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立式風(fēng)洞與立式風(fēng)洞試驗(yàn)

顏 巍 / YAN Wei

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

尾旋是飛機(jī)的一種非正常的復(fù)雜旋轉(zhuǎn)飛行狀態(tài)，飛機(jī)尾旋研究在航空工程中屬于比較冷門(mén)的專(zhuān)業(yè)。立式風(fēng)洞是專(zhuān)門(mén)進(jìn)行飛機(jī)尾旋研究等特種試驗(yàn)的風(fēng)洞設(shè)施，這種風(fēng)洞在飛機(jī)研發(fā)過(guò)程中與常規(guī)風(fēng)洞相比使用率較低。對(duì)立式風(fēng)洞和立式風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行簡(jiǎn)要的回顧和闡述，為相關(guān)飛機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)單位進(jìn)行立式風(fēng)洞試驗(yàn)、研究飛機(jī)尾旋特性與改出特性提供參考。

立式風(fēng)洞；自由尾旋；旋轉(zhuǎn)天平

0 引言

風(fēng)洞(Wind Tunnel)是一種產(chǎn)生人造氣流的管道，用于研究空氣流經(jīng)物體所產(chǎn)生的氣動(dòng)效應(yīng)，主要應(yīng)用于飛行器、導(dǎo)彈設(shè)計(jì)領(lǐng)域。按照不同的類(lèi)型可以將風(fēng)洞進(jìn)行區(qū)分。按照氣流速度可將風(fēng)洞分為亞音速風(fēng)洞、跨音速風(fēng)洞、超音速風(fēng)洞。按照風(fēng)洞試驗(yàn)的內(nèi)容可將風(fēng)洞分為常規(guī)風(fēng)洞和特種風(fēng)洞，常規(guī)風(fēng)洞一般進(jìn)行測(cè)力、測(cè)壓等常規(guī)試驗(yàn)、以及一部分非常規(guī)試驗(yàn)，如大迎角試驗(yàn)、動(dòng)導(dǎo)數(shù)試驗(yàn)等；特種風(fēng)洞是專(zhuān)門(mén)進(jìn)行特種試驗(yàn)的風(fēng)洞，如進(jìn)行飛機(jī)尾旋研究的立式風(fēng)洞、進(jìn)行飛機(jī)噪聲研究的聲學(xué)風(fēng)洞、進(jìn)行飛機(jī)結(jié)冰研究的結(jié)冰風(fēng)洞、進(jìn)行飛機(jī)高雷諾數(shù)條件下試驗(yàn)的低溫風(fēng)洞等[1]。

1 立式風(fēng)洞

立式風(fēng)洞是進(jìn)行飛機(jī)尾旋特性和改出特性研究試驗(yàn)、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)和其它一些特種試驗(yàn)的平臺(tái)。自20世紀(jì)30年代開(kāi)始，世界上主要航空大國(guó)均陸續(xù)建設(shè)了立式風(fēng)洞來(lái)進(jìn)行相關(guān)的科學(xué)研究試驗(yàn)。目前，世界上可使用的立式風(fēng)洞并不多，表1展示了主要立式風(fēng)洞的概況，可以看出世界上大多數(shù)立式風(fēng)洞使用環(huán)形回流形式，其次是單回流式。圖1展示了環(huán)形回流立式風(fēng)洞和單回流立式風(fēng)洞在結(jié)構(gòu)上的差異，圖2展示了美國(guó)和俄羅斯各自的立式風(fēng)洞，這兩座立式風(fēng)洞除了在結(jié)構(gòu)上有著本質(zhì)的差異外，在試驗(yàn)手段上也完全不同。蘭利立式風(fēng)洞的試驗(yàn)段為閉口試驗(yàn)段，T-105試驗(yàn)段為開(kāi)口試驗(yàn)段。蘭利立式風(fēng)洞通過(guò)埋在風(fēng)洞洞體內(nèi)的通電環(huán)形銅線(xiàn)所發(fā)出的強(qiáng)大磁場(chǎng)將飛機(jī)模型約束在試驗(yàn)段的中心，即飛機(jī)模型與風(fēng)洞洞體無(wú)任何接觸，處于完全自由懸浮狀態(tài)，而T-105立式風(fēng)洞通過(guò)在飛機(jī)模型的背部和腹部的掛鎖以及柔線(xiàn)與洞體上部和下部相連，結(jié)合試驗(yàn)段的“中部凹陷-四周環(huán)形凸起”的碟形流場(chǎng)，將模型約束在試驗(yàn)段中心。在尾旋改出試驗(yàn)中，蘭利立式風(fēng)洞通過(guò)分布在洞體四周的捕獲網(wǎng)將模型捕獲，T-105立式風(fēng)洞通過(guò)人力拉住柔線(xiàn)來(lái)防止飛機(jī)模型飛出試驗(yàn)段。通過(guò)比較可以看出，蘭利立式風(fēng)洞比T-105立式風(fēng)洞在設(shè)備上以及試驗(yàn)手段上要先進(jìn)，比如：由于T-105立式風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎玫鯍旆绞剑谀Ｐ透某鑫残囊凰查g，由于柔線(xiàn)的拉力和飛機(jī)模型的運(yùn)動(dòng)方向相反，飛機(jī)模型的背部和腹部的掛鎖部位承受巨大的載荷，根據(jù)估算大約有近5g的過(guò)載，這樣飛機(jī)模型上的某些關(guān)鍵部位(特別是中機(jī)身)不得不進(jìn)行強(qiáng)度加強(qiáng)，這樣重量就會(huì)增加，這就與尾旋模型設(shè)計(jì)的思路相違背，增加了模型設(shè)計(jì)的難度[2-3]。

表1 世界上立式風(fēng)洞列表

圖1 環(huán)形回流尾旋風(fēng)洞與單回流尾旋風(fēng)洞的比較

圖2 立式風(fēng)洞

2 立式風(fēng)洞試驗(yàn)

2.1 尾旋特性與改出特性試驗(yàn)

在立式風(fēng)洞中所進(jìn)行的試驗(yàn)中，最主要的是飛機(jī)模型的尾旋試驗(yàn)與改出試驗(yàn)，主要目的是從宏觀(guān)上判定飛機(jī)在失速后發(fā)生尾旋的可能性、飛機(jī)在螺旋運(yùn)動(dòng)中尾旋的模態(tài)以及飛機(jī)自身是否有改出尾旋的能力，此外還可以進(jìn)行反尾旋傘選型試驗(yàn)。圖3展示了美國(guó)NASA蘭利立式風(fēng)洞和俄羅斯TsAGI T-105立式風(fēng)洞中所進(jìn)行的一些飛機(jī)型號(hào)的尾旋試驗(yàn)和反尾旋傘試驗(yàn)。試驗(yàn)前預(yù)設(shè)飛機(jī)模型的升降舵和方向舵偏度，為了迫使飛機(jī)進(jìn)入尾旋，一般升降舵和方向舵均預(yù)設(shè)到滿(mǎn)偏偏度。開(kāi)啟風(fēng)洞后，由投手按照預(yù)設(shè)角度將飛機(jī)模型準(zhǔn)確地投入到試驗(yàn)段中心，待飛機(jī)模型穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)后開(kāi)始進(jìn)行測(cè)量記錄，穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)5圈以上，可以通過(guò)無(wú)線(xiàn)電操控飛機(jī)舵面進(jìn)行反尾旋偏轉(zhuǎn)，迫使飛機(jī)模型改出尾旋。此外，還可以在模型內(nèi)部預(yù)裝反尾旋傘，打傘后觀(guān)測(cè)反尾旋傘迫使飛機(jī)改出尾旋的效果，對(duì)不同規(guī)格的反尾旋傘進(jìn)行選型。

圖3 模型進(jìn)行尾旋特性與改出特性試驗(yàn)

飛機(jī)模型在立式風(fēng)洞試驗(yàn)段中的運(yùn)動(dòng)軌跡和運(yùn)動(dòng)姿態(tài)需要有合適的測(cè)量設(shè)備記錄下來(lái)，以便進(jìn)行相關(guān)的分析。早期的試驗(yàn)使用人工判讀測(cè)量系統(tǒng)，即使用高速攝影機(jī)將飛機(jī)運(yùn)動(dòng)以膠片的形式連續(xù)拍攝下來(lái)，用投影儀將膠片投影到屏幕上與一個(gè)縮比后的解碼模型進(jìn)行對(duì)比，人工判讀出模型的空間姿態(tài)，這種方法獲得的結(jié)果比較粗糙，處理過(guò)程費(fèi)時(shí)費(fèi)力，除了TsAGI的T-105立式風(fēng)洞外，其它立式風(fēng)洞已摒棄此方法。由于人工判讀方法的弊端，科研人員開(kāi)發(fā)了全視場(chǎng)尾旋測(cè)量系統(tǒng)，該系統(tǒng)采用基于圖像采集與處理的雙目圖像測(cè)量技術(shù)，其基本原理是基于光學(xué)中心的面投影方程。所有內(nèi)部方位參數(shù)和外部方位參數(shù)通過(guò)相機(jī)(含鏡頭)校準(zhǔn)而確定，這些參數(shù)確定后，目標(biāo)在2D圖像平面的坐標(biāo)和3D物理空間的坐標(biāo)的關(guān)系得以確定。系統(tǒng)采用4臺(tái)攝像機(jī)，分成A、B兩組，每組2臺(tái)形成雙目立體視覺(jué)。任一目標(biāo)點(diǎn)在一組攝像機(jī)成像后，可解出目標(biāo)的空間坐標(biāo)，再根據(jù)其解算模型的各種運(yùn)動(dòng)參數(shù)。這種方法被世界上許多立式風(fēng)洞所采用，不足之處是試驗(yàn)前的空間位置標(biāo)定和模型標(biāo)記點(diǎn)定位比較費(fèi)時(shí)間。隨著科技的進(jìn)步，傳統(tǒng)的、粗笨的機(jī)械式陀螺儀逐漸被微型機(jī)電式(MEMS)陀螺儀所取代，這種微型陀螺儀體積小、質(zhì)量輕、信號(hào)可無(wú)線(xiàn)傳輸，可將其放置于飛機(jī)尾旋模型的內(nèi)部，最典型的是MTI-28A53G25型姿態(tài)航向參考系統(tǒng)。這個(gè)系統(tǒng)包括了三軸加速度計(jì)、三軸陀螺儀、三軸磁強(qiáng)計(jì)和溫度傳感器等，可以直接測(cè)量出飛機(jī)模型運(yùn)動(dòng)時(shí)，機(jī)體軸系下x、y、z三個(gè)方向上的加速度值，繞x、y、z三個(gè)軸的旋轉(zhuǎn)角速度，俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角等。

圖4 尾旋模型進(jìn)行質(zhì)心、質(zhì)量和慣量調(diào)試

在飛機(jī)模型進(jìn)行立式風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)之前，需要進(jìn)行不同構(gòu)型、不同狀態(tài)條件下，模型的質(zhì)量、質(zhì)心和慣量等參數(shù)的調(diào)試，此項(xiàng)工作的周期較長(zhǎng)，對(duì)于一期立式風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)前一般都需要將近一個(gè)月時(shí)間進(jìn)行相關(guān)參數(shù)調(diào)試。簡(jiǎn)易的調(diào)試設(shè)備如圖4所示。但是使用這些設(shè)備進(jìn)行慣量調(diào)試均忽略了空氣阻尼力矩的影響，從原理上講這樣做是有缺陷的，這樣直接導(dǎo)致了振動(dòng)周期T的測(cè)量誤差。美國(guó)的NASA與俄羅斯的TsAGI均有相關(guān)的真空罐來(lái)進(jìn)行飛機(jī)立式風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛻T量的調(diào)試，圖4e)展示了俄羅斯圖波列夫設(shè)計(jì)局設(shè)計(jì)的，將要在T-105立式風(fēng)洞中進(jìn)行尾旋試驗(yàn)研究的Tu-334客機(jī)模型在TsAGI的真空罐(Φ3m×9m)內(nèi)進(jìn)行慣量的調(diào)試[3-4]。

2.2 旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)

旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)是用來(lái)測(cè)量模型繞速度軸穩(wěn)態(tài)旋轉(zhuǎn)中所受的氣動(dòng)力(即旋轉(zhuǎn)流數(shù)據(jù)，旋轉(zhuǎn)流動(dòng)給飛機(jī)產(chǎn)生一個(gè)附加的力和力矩)，為研究飛機(jī)大迎角旋轉(zhuǎn)氣動(dòng)特性，求解六自由度運(yùn)動(dòng)方程，預(yù)測(cè)飛機(jī)穩(wěn)態(tài)尾旋平衡點(diǎn)及其特性，為飛機(jī)失速尾旋的發(fā)展及改出的時(shí)間歷程計(jì)算提供氣動(dòng)力基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。圖5展示了一些飛機(jī)在立式風(fēng)洞中進(jìn)行旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)。通過(guò)旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)可以準(zhǔn)確地獲得飛機(jī)尾旋過(guò)程與改出過(guò)程中的氣動(dòng)力與氣動(dòng)力系數(shù)，準(zhǔn)確而定量地預(yù)測(cè)當(dāng)飛機(jī)在氣動(dòng)力與慣性力平衡、氣動(dòng)力力矩與慣性力力矩平衡條件下的穩(wěn)定尾旋時(shí)的迎角、側(cè)滑角等。試驗(yàn)時(shí)，模型內(nèi)部的天平所測(cè)量的力和力矩包括三個(gè)部分，旋轉(zhuǎn)流引起的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩，重力引起的力和力矩，旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的慣性力和力矩。為了獲得單純的氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩，需要首先扣除重力的影響。然后在無(wú)風(fēng)的狀態(tài)下，通過(guò)旋轉(zhuǎn)和測(cè)量獲得慣性力和慣性力矩，為了消除空氣阻尼的影響，旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)需要進(jìn)行正、反轉(zhuǎn)試驗(yàn)。最后，將有風(fēng)時(shí)旋轉(zhuǎn)天平測(cè)得的力和力矩減去無(wú)風(fēng)時(shí)旋轉(zhuǎn)天平測(cè)得的力和力矩，獲得總的純氣動(dòng)力和純氣動(dòng)力矩。此外，旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)相對(duì)尾旋模型設(shè)計(jì)較為容易，主要是由于在慣量上沒(méi)有苛刻的設(shè)計(jì)要求。

圖5 不同飛機(jī)模型進(jìn)行旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)

2.3 其它試驗(yàn)

在進(jìn)行飛機(jī)模型尾旋試驗(yàn)和旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)之外，世界各國(guó)的立式風(fēng)洞也根據(jù)各自情況發(fā)展和應(yīng)用了一些其它的特種試驗(yàn)技術(shù)。如在立式風(fēng)洞中進(jìn)行模擬真人跳傘試驗(yàn)，如圖6a)所示。TsAGI的T-105立式風(fēng)洞可以進(jìn)行直升機(jī)旋翼的氣動(dòng)力研究和飛艇的氣動(dòng)力研究，圖6b)展示了卡莫夫-50直升機(jī)的共軸反轉(zhuǎn)旋翼的氣動(dòng)力影響試驗(yàn)，圖6c)展示了飛艇的氣動(dòng)力研究試驗(yàn)。NASA蘭利立式風(fēng)洞可以進(jìn)行模擬宇宙飛船返回艙開(kāi)減速傘的研究試驗(yàn)，如圖6d)所示[3-4]。

圖6 立式風(fēng)洞中進(jìn)行的其它試驗(yàn)

3 結(jié)論

簡(jiǎn)要回顧了不同國(guó)家所使用的不同形式的立式風(fēng)洞和在立式風(fēng)洞中進(jìn)行的相關(guān)特種試驗(yàn)，主要包括尾旋試驗(yàn)、旋轉(zhuǎn)天平試驗(yàn)等，為相關(guān)飛機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)單位進(jìn)行立式風(fēng)洞試驗(yàn)、研究飛機(jī)尾旋特性與改出特性提供了參考。

[1] 范潔川，等.世界風(fēng)洞[M].南京：南京出版社，1992.

[2] 祝明紅，等.Φ5m立式風(fēng)洞尾旋試驗(yàn)技術(shù)[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2007,21(3):49-53.

[3] 俄羅斯中央流體力學(xué)研究院T-105立式風(fēng)洞簡(jiǎn)介，http://www.tsagi.ru/en/ .

[4] 美國(guó)NASA蘭利Φ6.1m立式風(fēng)洞簡(jiǎn)介，http://www.nasa.gov/ .

Vertical Wind Tunnel and Vertical Wind Tunnel Experiments

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

Aircraft spin is a very complex rotational flight state, aircraft spin research is relatively less focused. Vertical wind tunnel is the specific wind tunnel facility for aircraft spin research, this kind of wind tunnel is less been used compare with normal wind tunnel. This paper presents the review and discussion of vertical wind tunnel and vertical wind tunnel experiments.

vertical wind tunnel; free-spin; rotary balance

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.03.012

V211.74

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