王澤江，宋文萍，曾學軍，楊波，孫鵬，唐小偉

1.西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所，綿陽 621000

高超聲速通氣模型直接測力試驗

王澤江1,*，宋文萍1，曾學軍2，楊波2，孫鵬2，唐小偉2

1.西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動力研究所，綿陽 621000

基于動量定理的內(nèi)阻測量誤差大，常規(guī)高超聲速通氣模型測力試驗精度無法滿足應用需求。為此，提出了采用“尾支+六分量天平”直接測量作用在通氣模型機體控制體上的待測氣動特性的新型試驗方法，并對相關理論基礎、工作原理進行了討論。借鑒大尺度通氣模型內(nèi)外流解耦設計經(jīng)驗完成了模型設計，在FD-20A風洞上開展了原理性試驗，通過對比分析來驗證新型試驗方法。結(jié)果表明：基于相似理論和力分解原則的通氣模型直接測力試驗方法可行，測量數(shù)據(jù)準確可信；試驗數(shù)據(jù)信息豐富，能夠準確評判間隙密封效果；由于減少了內(nèi)阻測量環(huán)節(jié)，通氣模型直接測力試驗精度高；當來流馬赫數(shù)為6時阻力系數(shù)誤差小于2%，遠低于常規(guī)通氣模型測力試驗，滿足應用需求。

高超聲速；風洞試驗；直接測量方法；通氣模型；天平；氣動力；內(nèi)阻

氣動性能是飛行器設計的基礎，是評判飛行器性能的標準。確定吸氣式飛行器氣動性能時，通常需要開展常規(guī)通氣模型測力試驗：采用單天平測量全模氣動力，同時測量模型管道出口截面氣流參數(shù)；根據(jù)管流動量變化確定作用在模型管道壁面的非模擬力(內(nèi)阻)并從全模氣動力中扣除，從而得到待測飛行器氣動特性。常規(guī)通氣模型測力試驗技術成熟，并廣泛用于亞、跨、超聲速吸氣式飛行器氣動特性研究[1-2]，試驗精度滿足需求。目前，常規(guī)通氣模型測力試驗正在向高超聲速吸氣式飛行器研究領域[3-7]拓展。

基于動量定理的管流動量變化確定內(nèi)阻技術，即動量法測內(nèi)阻[6-10]，是常規(guī)通氣模型測力試驗的關鍵。研究[4-6]表明，隨著馬赫數(shù)的增加，動量法所測定內(nèi)阻誤差急劇增大，使得常規(guī)通氣模型測力試驗精度無法滿足高超聲速吸氣式飛行器研究需要。主要原因有兩點：一是動量定理絕熱假設失效。開展通氣模型測力試驗的高超聲速風洞，一般都是高溫熱氣流驅(qū)動的、短時或瞬態(tài)暫沖式風洞。試驗過程中高溫熱氣流會引起金屬通氣模型壁溫上升，導致管道內(nèi)流總溫隨試驗時間的增加而變化，與動量定理絕熱假設不符。二是通氣模型內(nèi)外流速度差隨馬赫數(shù)的增加而增大，內(nèi)阻與氣動阻力的比值急劇增加。高馬赫數(shù)下模型內(nèi)阻所占比例很大，甚至可能超過氣動阻力[4]。在內(nèi)阻測量誤差相同情況下，通氣模型內(nèi)阻與氣動阻力比值的增大會導致氣動阻力測量誤差急劇上升。對于非均勻管流，基于動量定理的內(nèi)阻測量誤差更大，常規(guī)通氣模型測力試驗的精度更差。

為確保基于動量定理的內(nèi)阻測量精度滿足常規(guī)高超聲速通氣模型測力試驗需要，國內(nèi)外學者對此開展了許多研究[11-15]。Goon’ko[4]指出，即使是采用現(xiàn)代化高精度測試儀器，并對試驗來流總溫效應進行修正的情況下，來流馬赫數(shù)Ma∞=6.0時動量法所測定的內(nèi)阻誤差仍在10%～15%之間，導致氣動阻力系數(shù)的誤差高達8.7%。與國外相比，國內(nèi)常規(guī)高超聲速通氣模型測力試驗的精度更差，有的甚至超過30%[5]，很難滿足應用需要。

為提高內(nèi)阻測量精度，王澤江等[6]將天平直接測量內(nèi)阻技術引入常規(guī)高超聲速通氣模型測力試驗，Ma∞=6.0時內(nèi)阻測量誤差在3%左右，試驗精度有所提高。但必須解決與雙天平測力相關的模型設計、天平設計及其支撐布局和安裝空間等問題，試驗系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復雜，技術復雜程度與試驗成本較高。因此，有必要開展進一步的研究，在獲取高精度測力試驗數(shù)據(jù)的同時，還能夠大幅度降低試驗技術復雜程度及其成本。

為此，本文從改進試驗方法角度出發(fā)，提出并探索了采用“尾支+六分量天平”直接測量通氣模型氣動特性的新型試驗(簡稱通氣模型直接測力試驗)方法。以高超聲速圓截面吸氣式飛行器簡化外形為試驗對象，在Ma∞=6.0條件下開展了原理性研究，通過對比分析對新型試驗的方法及其相關技術進行了驗證。

1 試驗方法

常規(guī)通氣模型測力試驗遵循“全模氣動力-內(nèi)阻=待測氣動力”方法，內(nèi)阻測量精度不高是試驗最大難題。從改進試驗方法角度，去掉內(nèi)阻測量環(huán)節(jié)，采用天平直接測量作用在通氣模型機體控制體上的待測氣動特性，高馬赫數(shù)下的試驗精度就會得到大幅度提高。下面對其相關理論、工作原理進行討論。

1.1 理論基礎

眾所周知，作用在飛行器/模型/流動控制體任何表面S的合力R，都是壓力和摩擦力分布積分的結(jié)果，即

(1)

式中：p為當?shù)仂o壓；p∞為自由流靜壓；n為面元法向方向單位矢量；τ為表面摩擦力。

合力R又可以表示為

R=nRCRq∞Sref

(2)

式中：CR為無量綱氣動力系數(shù)；nR為合力的單位矢量；q∞為來流動壓；Sref為參考面積。

依據(jù)相似理論[1-4]，對于通氣模型測力試驗，模型氣動力/全尺寸飛行器氣動力、模型管流性能/發(fā)動機冷態(tài)性能都具有對應增減關系且能被測定。當模型與全尺寸飛行器無量綱氣動系數(shù)相等時，作用在模型以及全尺寸飛行器上對應力的值所滿足的表達式為

(nR)mod=(nR)veh， (CR)mod=(CR)veh

(3)

式中：下標mod和veh分別表示通氣模型和飛行器。

根據(jù)特定力分解原則[1-4]，作用在通氣模型上的合力Rt可分解為

Rt=Ra+Te

(4)

式中：Ra為作用在模型外流部件浸潤表面(機體控制體)的力，對應飛行器的氣動特性；Te為作用在模型內(nèi)流部件浸潤表面(推進控制體)的力，對應發(fā)動機的冷態(tài)推力性能或內(nèi)阻。這樣，式(3)所示的模型與全尺寸飛行器所對應的力滿足的表達式為

(5)

式中：nRa、nTe分別為Ra與Te的單位矢量；CRa、CTe分別為Ra與Te的無量綱氣動力系數(shù)。

對于通氣模型直接測力試驗，模型外流部件天平測量力與修正項之差即為待測氣動特性Ra：

Ra=Rext-bal-Rext-base-Rext-cont-Rext-supp

(6)

式中：Rext-bal為天平測量力；Rext-base為外流部件底部阻力；Rext-cont為機體控制體相關修正量，包括控制體模擬偏差、間隙密封干擾等；Rext-supp為外流部件安裝相關修正量，包括支架干擾等。

1.2 工作原理

基于相似理論和力分解原則，減少內(nèi)阻測量環(huán)節(jié)的通氣模型測力試驗工作原理簡述為：按照飛行器研究規(guī)定的機體-推進控制體劃分，將通氣模型設計為內(nèi)/外流2個獨立部件；根據(jù)幾何相似原則設計部件型面，確保模型外流和進氣道繞流模擬真實；試驗系統(tǒng)尾支采用“尾支+六分量天平”方法，直接測量作用在模型外流部件(機體控制體)上的待測氣動力載荷。

通氣模型直接測力試驗，去掉了常規(guī)通氣模型測力試驗的內(nèi)阻測量環(huán)節(jié)，不需要測量管流參數(shù)或內(nèi)流氣動力。確保在進氣道繞流和通流情況下，模型設計時可不考慮內(nèi)流道幾何相似、內(nèi)流參數(shù)測量裝置安裝等問題，模型結(jié)構(gòu)相對簡單且內(nèi)部空間足夠。在高超聲速模型通流問題[7]得到較好解決的情況下，如何準確地將待測氣動力載荷與作用在模型上的其他力分開(內(nèi)外流解耦)，就成為通氣模型直接測力試驗的唯一關鍵[6,8]。

尾支方式對模型外流幾乎無干擾，能獲得高精度的外流氣動力天平測量數(shù)據(jù)[1,2]。對于無內(nèi)阻測量環(huán)節(jié)的通氣模型直接測力試驗，試驗系統(tǒng)以尾支為佳，其精度取決于天平測量系統(tǒng)。

2 試驗方案

2.1 試驗模型

2.1.1 研究對象與設計要求

研究對象為某高超聲速圓截面吸氣式巡航飛行器。模型設計要求為：盡可能保證內(nèi)流道通氣效率接近真實情況，以確保進氣道唇口溢流狀態(tài)與實際情況相近；在確保模型通流的前提下，盡量保證進氣道(包括隔離段)幾何相似；不模擬進氣道隔離段之后的發(fā)動機型面；由于是原理性試驗，可對模型進行簡化處理。

2.1.2 內(nèi)外流解耦設計

試驗模型設計時必須解決內(nèi)外流解耦相關技術難題：一是內(nèi)/外流分離問題。即如何將作用在通氣模型上的合力分解為內(nèi)外流氣動力載荷，方便試驗準確測定。二是內(nèi)/外流部件間隙設計。必須采用數(shù)值計算(CFD)與計算機輔助設計(CAD)相結(jié)合的方法，對部件間隙位置與尺度、密封方案與驗證措施進行仔細權衡，確保通氣模型在試驗過程中無竄流、不傳力。

借鑒大尺度通氣模型內(nèi)外流解耦設計[16-19]成熟經(jīng)驗，為確保內(nèi)/外流部件分離和待測氣動力載荷的準確提取，模型設計從以下幾個方面采取了技術措施：

1) 內(nèi)外流部件及其間隙設計

按照飛行器機體-推進控制體界面(見圖1，圖中V∞、Ve分別表示來流流速和通氣模型管道出流速度)，將模型設計為相互獨立的內(nèi)/外流部件；為方便模型加工和安裝，采用模塊化-組合設計方法設計內(nèi)外流部件；采用CFD/CAD輔助內(nèi)外流部件間隙設計。內(nèi)/外流部件間隙的頭部開口(見圖2(a))位于進氣道內(nèi)壓縮面，距離唇口5 mm，尺寸為2.5 mm；間隙尾部開口(見圖2(b))在模型底部，尺寸為4.9 mm。

圖1 飛行器機體-推進控制體示意圖Fig.1 Sketch of airframe-propulsion control volume

圖2 通氣模型內(nèi)/外流部件間隙局部放大圖 Fig.2 Partial enlarged views of clearance between internal and external flow parts of ducted model

2) 內(nèi)外流部件型面設計

按照幾何相似原則設計外流部件和內(nèi)流部件進氣道隔離段之前的型面，保證通氣效率相近、模型外流和進氣道繞流模擬真實，確保待測氣動力載荷模擬準確。適當改變隔離段之后的發(fā)動機型面，確保測力天平及其支架安裝空間足夠。出于簡化需要，未對飛行器翼、舵進行模擬。

3) 模型通流設計

為確保模型在所要求的攻角α=-2°～2°范圍內(nèi)完全通流，模型進氣道設計遵循的氣動原理是：進氣道(包含隔離段)幾何相似；模型進氣道喉道位置不變，喉道高度的幾何縮比尺寸約為3.7 mm；管道出口面積為5 178.48 mm2，是喉道面積(913.33 mm2)的5.67倍，滿足通氣模型管道出口面積與喉道面積之比大于2的設計準則[1-2,7,18-19]。

4) 間隙密封措施與驗證

為防止內(nèi)流道與內(nèi)/外流部件之間的腔體產(chǎn)生竄流(竄流會影響測力數(shù)據(jù)準確性)，借鑒航空發(fā)動機噴流特性試驗成熟密封技術[19]，在底部間隙開口處填充耐高溫密封膠，即可實現(xiàn)內(nèi)/外流部件間隙密封。頭部間隙開口尺寸較小，會形成氣動壁面，可不密封。借鑒前期研究經(jīng)驗[20-21]，試驗通過測定的氣動特性曲線變化趨勢來評判通氣模型是否存在竄流或傳力，確認密封效果。

2.1.3 模型結(jié)構(gòu)

根據(jù)風洞尺寸約束，試驗模型縮比為1∶7.5，重約12 kg，全長為850 mm，最大橫截面直徑為100 mm，具體結(jié)構(gòu)如圖 3所示。其中，外流部件包含頭罩段、隔離段外殼段、天平安裝段、尾段；內(nèi)流部件分為頭錐段、隔離段、尾支桿安裝段和噴管段。為確保同軸度，同一部件不同分段之間通過“凸臺-螺紋”結(jié)構(gòu)連接。

通過M8的螺栓，外流部件與內(nèi)置測力天平固聯(lián)，內(nèi)流部件與尾支桿-天平支架固聯(lián)。除了與底部間隙密封槽內(nèi)的耐高溫密封膠接觸之外，外流部件與其他零部件之間沒有任何剛性連接，確保內(nèi)/外流氣動力載荷準確分離，方便天平測量作用在外流部件上的待測氣動力載荷。采用耐高溫密封膠的原因是：確保測試期間模型無竄流；通過柔性密封介質(zhì)受力變形，避免內(nèi)/外流部件之間存在傳力；柔性介質(zhì)變形對天平測力干擾小。

天平支架位于模型質(zhì)心，與內(nèi)流部件固聯(lián)。通過4個連接筋，尾支桿與天平支架固定連接；4個連接筋之間預留了足夠的氣流流通面積，確保內(nèi)流道完全通流。強度校核結(jié)果表明：模型最薄弱處最大應力為3.875×107Pa，安全系數(shù)達到5.693，安全余量較大，滿足設計要求。

圖3 試驗系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Sketch of test system subassembly

2.2 試驗設備

原理性試驗在FD-20A高超聲速風洞[18]上開展。該風洞是一座運行時間約30 s的下吹、暫沖式風洞，試驗段為3 m×3 m×3 m的正方體；型面噴管出口直徑為1 m。模擬馬赫數(shù)為3～8，模擬高度為14～70 km。配備有測控系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)、多自由度模型攻角機構(gòu)、彩色紋影顯示系統(tǒng)等儀器設備，滿足各種參數(shù)測量與處理、流場顯示與記錄的需求。

2.3 測試儀器設備

測試儀器設備包括：測量外流部件氣動力載荷的六分量天平、電子壓力掃描閥、綜合測量誤差小于0.1%的96通道數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)、記錄速率為25 frame/s的500 mm彩色紋影系統(tǒng)等。

測力天平采用環(huán)式結(jié)構(gòu)(見圖4)、內(nèi)式尾支撐方案，安裝在模型內(nèi)/外流部件之間的腔體內(nèi)(見圖3)。天平具體尺寸為：軸向長度為80 mm，外徑為84 mm，內(nèi)徑為64 mm。靜態(tài)校準精度為0.5%，達到國軍標GJB 2244A合格指標。

天平設計時考慮了風洞啟/停沖擊載荷、模型變形等因素影響。天平剛度設計較大，靈敏度相對較低。為減小溫度效應對測力的干擾，天平的兩端均安裝有隔熱片。采用有限元分析方法對天平結(jié)構(gòu)強度進行了校核，最大應力約為4.64×107Pa，小于材料屈服強度，滿足設計要求。

圖4 環(huán)式應變天平結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of ring type strain-gauge balance

3 試驗結(jié)果與分析

試驗來流參數(shù)為：Ma∞=6.0，總壓pt=2.92×106Pa，攻角α=-2°～4°，側(cè)滑角β=0°，單位雷諾數(shù)約為2.7×107。采用常規(guī)氣動力試驗數(shù)據(jù)處理方法獲得待測氣動特性。通過不同支撐方式與不同試驗方法典型結(jié)果對比分析，來驗證通氣模型直接測力試驗可行性及其結(jié)果可信性。

3.1 支撐方式多方案對比分析

典型尾支、腹支通氣模型直接測力試驗(Force Direct-Test with Ducted Models，F(xiàn)DTDM)升力系數(shù)(CL)對比曲線如圖 5所示。其中，“Test-ventral strut”是典型腹支通氣模型直接測力試驗數(shù)據(jù)，來源于文獻[21]；“Test-sting strut”代表典型尾支通氣模型直接測力試驗結(jié)果。

如圖5所示，由于腹支架干擾及其修正技術的限制，腹支試驗升力系數(shù)曲線不通過0°攻角，測量數(shù)據(jù)大于對應攻角下尾支試驗結(jié)果；尾支試驗升力系數(shù)曲線通過0°攻角，且沿α= 0°對稱分布。從而說明，尾支試驗結(jié)果明顯優(yōu)于腹支試驗。尾支模式對天平測力的干擾相對更小，其測量數(shù)據(jù)更加精確可靠；驗證了通氣模型直接測力試驗采用尾支方式最佳的結(jié)論。

試驗測定氣動特性曲線包含的試驗信息豐富，能夠準確反映模型通流/不通流現(xiàn)象：模型通流時(α=-2°～2°)升力系數(shù)曲線隨攻角變化平緩，斜率較??；不通流時(α> 2°)升力系數(shù)曲線隨攻角變化較陡，斜率較大。

2種不同支撐方式所得氣動力系數(shù)的差異較小，主要原因有：一是測試模型無翼/舵，腹支架對光彈身干擾很??；二是腹支試驗的測力天平內(nèi)置，天平測量數(shù)據(jù)不包含作用在裸露支架上的力，腹支撐干擾相對較小。

圖5 升力系數(shù)隨攻角的變化曲線Fig.5 Variation curves of lift coefficients with angle of attack

3.2 不同試驗方法對比分析

來流參數(shù)、模型機體控制體型面和尺寸相同的通氣模型直接測力試驗與常規(guī)通氣模型測力試驗(Traditional Force Test with Ducted Models，TFTDM)的氣動特性曲線對比見圖 6。

如圖 6所示，在模型通流的α=-2°～2°范圍內(nèi)，2種不同試驗方法所測定的氣動系數(shù)絕對值均隨攻角的增大而增加，且沿攻角α= 0° 對稱分布。證明模型內(nèi)/外流部件之間既無竄流也無傳力，從物理上實現(xiàn)了內(nèi)外流解耦，測定的氣動力數(shù)據(jù)準確可信。否則，試驗測定的氣動特性變化曲線毫無規(guī)律可言[20]。從而說明，根據(jù)氣動特性變化曲線確認間隙密封效果的技術措施合理，可方便、直觀、準確地判定通氣模型在試驗過程中是否存在竄流或傳力。

圖6 氣動系數(shù)隨攻角的變化曲線Fig.6 Variation curves of aerodynamic coefficients with angle of attack

從圖 6(a)可知，α=-2°～2°時，常規(guī)通氣模型測力試驗軸向力系數(shù)(CA)大于通氣模型直接測力試驗。主要原因是，與高精度天平測量內(nèi)阻值相比，動量法測定的內(nèi)阻數(shù)據(jù)值偏小[6]，因而扣除內(nèi)阻之后所得的常規(guī)通氣模型測力試驗軸向力系數(shù)則會偏大。α≥3° 時，由于進氣道溢流增加，動量法測定的內(nèi)阻值迅速減少[6]，因而不能真實反映內(nèi)阻隨總壓恢復系數(shù)增加而急劇增大的物理現(xiàn)象，導致2種不同試驗方法所測定的軸向力系數(shù)之間存在較大偏差。

如圖 6(b)所示，常規(guī)通氣模型測力試驗法向力系數(shù)(CN)與通氣模型直接測力試驗結(jié)果之間也存在較大差異。主要原因是：常規(guī)通氣模型測力試驗，采用動量法只能獲得內(nèi)流道軸向方向的管道效應(內(nèi)阻)，無法修正管道效應對法向力系數(shù)的影響，試驗測定的法向力系數(shù)是整個模型所產(chǎn)生的法向力系數(shù)(對于有翼復雜外形，管道效應法向分量是小量，通常被忽略)。通氣模型直接測力試驗，能夠直接獲得待測法向力系數(shù)；由于不存在管道效應法向分量，其測量結(jié)果更加精確可信。由于測試模型無舵/翼、攻角較小的緣故，管道效應法向分量對法向力系數(shù)的影響大，導致不同試驗方法所測定的法向力系數(shù)存在較大偏差。

3.3 試驗精度

可能影響通氣模型直接測力試驗精度的因素主要有：支架干擾、模擬面積偏差、底部阻力、密封介質(zhì)干擾、天平測量系統(tǒng)誤差等。其中，試驗系統(tǒng)采用尾支方式，支架對天平測力的干擾小。采用CFD方法可以方便、準確地修正模擬面積偏差與底阻影響。耐高溫密封膠同時與內(nèi)/外流部件壁面接觸，對天平測力干擾影響主要體現(xiàn)在2個方面：一是柔性密封介質(zhì)彈性變形對天平測力干擾的影響；評估結(jié)果[20]表明：在天平滿量程力情況下，密封介質(zhì)干擾量不超過1%，可視為系統(tǒng)干擾量。二是密封介質(zhì)在流場壓強和部件間隙腔體壓強作用下會產(chǎn)生變形，可能產(chǎn)生擠壓作用導致模型內(nèi)/外流部件之間傳力；由于密封介質(zhì)只在2個方向有約束，在壓應力作用下產(chǎn)生變形時可沿無約束方向運動，對內(nèi)/外流部件幾乎不產(chǎn)生擠壓，因而其干擾影響可忽略。綜上可知，通氣模型直接測力試驗的精度取決于天平測量系統(tǒng)。

試驗測定的阻力系數(shù)均方根誤差見表 1。從表 1可知，Ma∞=6.0、模型完全通流條件下，通氣模型直接測力試驗的阻力系數(shù)均方根誤差不到2%，遠小于常規(guī)通氣模型測力試驗阻力系數(shù)誤差[4-5]，完全滿足甚至超過高超聲速吸氣式飛行器研究指標。從而證明，高超聲速條件下，改進常規(guī)通氣模型測力試驗所遵循的“全模氣動力-內(nèi)阻=待測氣動力”方法，減少內(nèi)阻測量環(huán)節(jié)，采用天平直接測量作用在通氣模型外流部件上的氣動特性的試驗方法可行,試驗結(jié)果可信且精度高。

表1 阻力系數(shù)誤差(Ma∞=6.0)Table 1 Errors of drag coefficients (Ma∞=6.0)

相對于采用天平直接測量內(nèi)阻的常規(guī)通氣模型測力試驗而言，通氣模型直接測力試驗不考慮雙天平及支撐安裝空間問題，模型結(jié)構(gòu)相對簡單，技術復雜程度和試驗成本相對較低。

4 結(jié) 論

1) 基于相似理論和合理的力分解原則，改進常規(guī)高超聲速通氣模型測力試驗所遵循的“全模氣動力-內(nèi)阻=待測氣動力”方法，減少內(nèi)阻測量環(huán)節(jié)，采用“尾支+六分量天平”直接測量通氣模型待測氣動特性的試驗方法切實可行。

2) 借鑒大尺度通氣模型內(nèi)外流解耦設計經(jīng)驗，通過合理的內(nèi)外流部件設計、部件間隙設計和密封方案選擇，可確保通氣模型直接測力試驗過程中，內(nèi)/外流部件之間既無竄流也無接觸，從物理上實現(xiàn)待測氣動力載荷的準確提取。

3) 高超聲速通氣模型直接測力試驗采用尾支方式最佳，所測定的氣動特性優(yōu)于模型腹支測量結(jié)果，試驗數(shù)據(jù)更加準確可靠。

4) 高超聲速通氣模型直接測力試驗測量結(jié)果可信；由于無內(nèi)阻測量環(huán)節(jié)，試驗精度取決于天平測量系統(tǒng)。Ma∞=6.0時的阻力系數(shù)誤差不超過2%，遠小于常規(guī)高超聲速通氣模型測力試驗，滿足高超聲速氣動力試驗需求。

5) 高超聲速通氣模型直接測力試驗測量數(shù)據(jù)信息量豐富，能夠評判間隙密封效果，準確反映內(nèi)外流解耦、模型通流/不通流等物理現(xiàn)象；具有測量數(shù)據(jù)可信且精度高、模型結(jié)構(gòu)相對簡單、技術復雜程度相對較低的優(yōu)勢，在高超聲速風洞試驗中推廣應用的可能性大。

[1] 王勛年. 低速風洞試驗[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2002: 135-145, 164-182.

WANG X N. Low-speed wind tunnel testing[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2002: 135-145, 164-182 (in Chinese).

[2] 王發(fā)祥. 高速風洞試驗[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2001: 155-170, 242-255.

WANG F X. High-speed wind tunnel testing [M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2001: 155-170, 242-255 (in Chinese).

[3] 吳子牛, 白晨媛, 李娟, 等. 高超聲速飛行器流動特征分析[J]. 航空學報, 2015, 36(1): 58-85.

WU Z N, BAI C Y, LI J, et al. Analysis of flow characteristics for hypersonic vehicle [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 58-85 (in Chinese).

[4] GOON’KO Y P. Aerodynamic experimentation with ducted models as applied to hypersonic air-breathing vehicles[J]. Experiments in Fluids,1999,27(3): 219-234.

[5] 余平, 段毅, 塵軍. 高超聲速飛行的若干氣動問題[J]. 航空學報, 2015, 36(1): 7-23.

YU P, DUAN Y, CHEN J. Some aerodynamic issures in hypersonic flight[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 7-23 (in Chinese).

[6] 王澤江, 唐小偉, 宋文萍, 等. 圓截面超燃沖壓發(fā)動機冷態(tài)內(nèi)流測力試驗[J]. 推進技術, 2016, 37(4): 617-623.

WANG Z J, TANG X W, SONG W P, et al. Zero-fuel internal flow force test for circular cross section scramjet engine[J]. Journal of Propulsion Technology, 2016, 37(4): 617-623 (in Chinese).

[7] 趙忠良, 楊曉娟, 蔣衛(wèi)民, 等. 高超聲速飛行器通流模擬方法與風洞驗證技術[J]. 航空學報, 2014, 35(11): 2932-2938.

ZHAO Z L, YANG X J, JIANG W M, et al. Through-flow simulation method and wind tunnel validation technique for hypersonic vehicle [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(11): 2932-2938 (in Chinese).

[8] 許曉斌, 舒海峰, 謝飛, 等. 通氣模型內(nèi)流道阻力直接測量技術[J]. 推進技術, 2013, 34(3): 311-315.

XU X B, SHU H F, XIE F, et al. Technique investigation on flow through model inner flow drag straightway measured by strain-gauge balance[J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(3): 311-315 (in Chinese).

[9] 黃湛, 張江, 宮建, 等. DPIV 技術在高超聲速通氣模型內(nèi)阻測量中的應用[J]. 應用力學學報, 2014, 31(2): 182-187.

HUANG Z, ZHANG J, GONG J, et al. Application of internal drag DPIV measurement for hypersonic ducted models [J]. Journal of Applied Mechanics, 2014, 31(2): 182-187 (in Chinese).

[10] 唐志共, 許曉彬, 楊彥廣, 等. 高超聲速風洞氣動力試驗技術進展[J]. 航空學報, 2015, 36(1): 86-97.

TANG Z G, XU X B, YANG Y G, et al. Research progress on hypersonic wind tunnel aerodynamic testing techniques [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(1): 86-97 (in Chinese).

[11] 張紹武, 關祥東, 朱濤, 等. 高超聲速風洞進氣道流量系數(shù)測量精度影響因素研究[J]. 推進技術, 2013, 34(4): 470-476.

ZHANG S W, GUAN X D, ZHU T, et al. Investigation on factors affecting the measurement accuracy for inlet flow coefficient in hypersonic wind tunnel [J]. Journal of Propulsion Technology, 2013, 34(4): 470-476 (in Chinese).

[12] 鄧帆, 杜新, 譚慧俊, 等. 吸氣式高超聲速飛行器冷流試驗設計及驗證[J]. 北京航空航天大學學報, 2014, 40(10): 1341-1348.

DENG F, DU X, TAN H J, et al. Design and validation of cold-flow test for air-breathing hypersonic vehicle[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2014, 40(10): 1341-1348(in Chinese).

[13] KIRKHAM F S, CUBBAGE J M, VAHL W A, et al. Studies of airframe-propulsion-system integration for Mach 6 cruise vehicles:NASA TN D-4128[R].Washington, D.C.: NASA,1967.

[14] ELLISON J C. Investigation of the aerodynamic characteristics of a hypersonic transport model at Mach numbers to 6: NASA TN D-6191[R]. Washington, D.C.: NASA,1971.

[15] WIE D V, CORPENING G, MATTES L， et al. An experimental technique for the measurement of mass flow of scramjet inlets tested in hypersonic pulse facilities: AIAA-1989-2331 [R]. Reston, VA: AIAA, 1989.

[16] 王剛, 楊彥廣, 唐志共. 高超聲速氣動力試驗模擬參數(shù)選擇準則[J]. 航空學報, 2015, 36(3): 789-796.

WANG G, YANG Y G, TANG Z G. Criterion of selective simulation parameters for hypersonic aerodynamic test[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(3): 789-796 (in Chinese).

[17] 李國帥, 魏志, 李巍, 等. 現(xiàn)代試驗設計方法在高速風洞試驗中的應用[J]. 航空學報, 2015, 36(3): 782-788.

LI G S, WEI Z, LI W, et al. Using modern design of experiments methodologies for high speed wind tunnel tests [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(3): 782-788 (in Chinese).

[18] 唐志共. 高超聲速氣動力試驗[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2004: 75-81, 198-202, 245-258.

TANG Z G. Hypersonic aerodynamic test [M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2004: 75-81, 198-202, 245-258 (in Chinese).

[19] 夏玉順, 稀忠祥, 鮑國華. 風洞特種實驗技術[M].西安: 西北工業(yè)大學出版社, 1985: 37-55.

XIA Y S, XI Z X, BAO G H. Special wind tunnel experiment technology [M]. Xi’an: Northwestern Polytechnical University Press, 1985: 37-55 (in Chinese).

[20] 王澤江, 李緒國, 孫鵬, 等. 高超聲速內(nèi)外流解耦試驗系統(tǒng)設計與驗證[J]. 推進技術, 2015, 36(6): 920-926.

WANG Z J, LI X G, SUN P, et al. Design and verification for hypersonic external and internal decoupling test system [J]. Journal of Propulsion Technology, 2015, 36(6): 920-926 (in Chinese).

[21] 王澤江, 孫鵬, 李緒國, 等. 吸氣式高超聲速飛行器內(nèi)外流同時測力試驗[J]. 航空學報, 2015, 36(3): 797-803.

WANG Z J, SUN P, LI X G, et al. Force test on internal and external flow simultaneous measurement of air-breathing hypersonic vehicle[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(3): 797-803 (in Chinese).

Directforcemeasurementtestswithhypersonicductedmodel

WANGZejiang1,*,SONGWenping1,ZENGXuejun2,YANGBo2,SUNPeng2,TANGXiaowei2

1.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China2.HypervelocityAerodynamicsInstitute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

Becauseoflargeerrorsofinternaldragmeasurementbasedonthemomentumtheorem,theaccuracyofTraditionalForceTestwithDuctedModels(TFTDM)isunabletomeetthedemandsathypersonicspeeds.Tosolvethisproblem,anewexperimentalmethodforForceDirect-TestwithDuctedModels(FDTDM)ispresented.Thetestingaerodynamicforcesactingontheairframecontrolvolumeofductedmodelswithsting-supportedmodelaremeasureddirectlybyasix-componentbalance.TherelatedtheoreticalbasisandtheworkingprincipleofFDTDMarediscussed.Thetestingductedmodelisdesignedusingthedesignexperienceoflargescalemodelswithinternalandexternalflowdecoupling.AwindtunneltestisconductedinFD-20Ahypersonicwindtunnel,andthemethodologyandtechnologyofFDTDMareverifiedbycomparativeanalysis.Theresultsindicatethatthenewexperimentalmethodbasedonthesimilaritytheoryandtheforcedecompositionprinciplesisfeasible,andthemeasurementsareaccurateandcredible.Theinformationamountofexperimentalmeasurementsisabundant,whichcoulddetermineaccuratelythegassealingeffect.TheaccuracyofFDTDMisveryhighduetosimplificationoftheprocedureofinternaldragmeasurement.Thedragcoefficienterrorsarelessthan2%atfreestreamMachnumber6,whichisfarbelowthatofTFTDMtomeettheapplicationrequirements.

hypersonic;windtunneltest;directmeasurementmethod;ductedmodel;balance;aerodynamicforce;internaldrag

2017-01-04；Revised2017-02-07；Accepted2017-03-01；Publishedonline2017-03-231636

URL：http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171003.html

s：NationalBasicResearchProgramofChina(2014CB744100)；NationalNaturalScienceFoundationofChina(11325212)

.E-mailwangpeiyi1209@163.com

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.121100

V211.7

A

1000-6893(2017)10-121100-08

2017-01-04；退修日期2017-02-07；錄用日期2017-03-01；< class="emphasis_bold">網(wǎng)絡出版時間

時間：2017-03-231636

http://hkxb.buaa.edu.cn/CN/html/20171003.html

國家“973”計劃 (2014CB744100)； 國家自然科學基金 (11325212)

*

.E-mailwangpeiyi1209@163.com

王澤江，宋文萍，曾學軍，等．高超聲速通氣模型直接測力試驗J． 航空學報,2017,38(10):121100.WANGZJ,SONGWP,ZENGXJ,etal.DirectforcemeasurementtestswithhypersonicductedmodelJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(10):121100.

(責任編輯：王嬌)