鄭新軍,焦仁山,蘇文華,馬洪雷,張連河

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 低速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,黑龍江 哈爾濱 150001)

低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞腹撐支架干擾研究

鄭新軍*,焦仁山,蘇文華,馬洪雷,張連河

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 低速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,黑龍江 哈爾濱 150001)

針對(duì)FL-9低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞腹撐支架干擾問(wèn)題，采用風(fēng)洞試驗(yàn)研究的方法，開(kāi)展了圓截面支桿與24棱截面支桿、錐度支桿與等直段支桿、不同的模型機(jī)身與支桿直徑比等一系列對(duì)比驗(yàn)證試驗(yàn)，對(duì)FL-9風(fēng)洞內(nèi)式天平單支桿腹撐支桿的二維截面形狀、三維外形、支桿直徑選取原則等進(jìn)行了研究。獲得了對(duì)雷諾數(shù)不敏感、支架干擾量小且穩(wěn)定的腹撐支桿，并通過(guò)與其他風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)比，進(jìn)一步驗(yàn)證了FL-9風(fēng)洞內(nèi)式天平單支桿腹撐系統(tǒng)的精準(zhǔn)度。

雷諾數(shù)；單支桿腹撐；支架干擾

0 引 言

2007年建成并投入使用的FL-9風(fēng)洞，是我國(guó)唯一一座低速增壓高雷諾數(shù)風(fēng)洞，具備低速高雷諾數(shù)和變雷諾數(shù)的試驗(yàn)?zāi)芰?，在大展弦比軍?民用運(yùn)輸機(jī)的氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)、增升裝置設(shè)計(jì)驗(yàn)證、失速特性預(yù)測(cè)與改善措施研究、風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的雷諾數(shù)效應(yīng)修正等工作中具有重要作用[1]。其高雷諾數(shù)試驗(yàn)，可以對(duì)飛行器飛行中與黏性相關(guān)的流動(dòng)進(jìn)行更加真實(shí)的模擬，獲得更可靠的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)飛行器性能做出更準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)；其變雷諾數(shù)試驗(yàn)，可以獲得雷諾數(shù)對(duì)飛行器氣動(dòng)特性的影響規(guī)律與量級(jí)，為飛機(jī)氣動(dòng)特性與性能的預(yù)估及雷諾數(shù)效應(yīng)修正提供試驗(yàn)依據(jù)[2-4]。

當(dāng)前，對(duì)于大展弦比軍用/民用運(yùn)輸機(jī)低速風(fēng)洞試驗(yàn)，國(guó)內(nèi)外普遍采用腹部支撐的方式。對(duì)于FL-9風(fēng)洞來(lái)說(shuō)，采用增加或調(diào)節(jié)風(fēng)洞內(nèi)氣體壓力(密度)實(shí)現(xiàn)高/變雷諾數(shù)試驗(yàn)的運(yùn)行方式，使得風(fēng)洞試驗(yàn)的速壓、模型重量、氣動(dòng)載荷等都遠(yuǎn)大于常規(guī)低速風(fēng)洞，這對(duì)大展弦比運(yùn)輸機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭蜗到y(tǒng)的剛度、強(qiáng)度提出了更高的要求，采用腹撐是合理或是必然的選擇。FL-9風(fēng)洞的腹撐支架干擾問(wèn)題，相比常規(guī)低速風(fēng)洞更復(fù)雜、難度更大。一方面由于變壓力(變雷諾數(shù))試驗(yàn)帶來(lái)的試驗(yàn)速壓大，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛣偠忍岣吆蟮闹亓看?，大展弦比飛機(jī)的氣動(dòng)載荷大等原因，為保障腹撐系統(tǒng)的剛度、強(qiáng)度，支桿直徑必然相對(duì)粗大，其支架干擾也必然大。另一方面，在較寬的試驗(yàn)雷諾數(shù)范圍內(nèi)，實(shí)現(xiàn)支架干擾的穩(wěn)定，或是使支桿的氣動(dòng)力受雷諾數(shù)影響小，相對(duì)更加困難[5-7]。

對(duì)于低速風(fēng)洞全模型試驗(yàn)，除非采用磁懸浮支撐，否則支架干擾問(wèn)題就必然存在[8]。因此，國(guó)內(nèi)外風(fēng)洞試驗(yàn)工程師們對(duì)支架干擾問(wèn)題的研究，主要集中在兩個(gè)方面：一是在滿足風(fēng)洞試驗(yàn)支撐系統(tǒng)剛度、強(qiáng)度要求的前提下，盡量減小支架干擾量，這可以降低支架干擾修正中大量減大量帶來(lái)的誤差，對(duì)提高風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)度有利；二是優(yōu)化支桿的氣動(dòng)外形，提高支桿的干擾穩(wěn)定性，這可以實(shí)現(xiàn)支架干擾的準(zhǔn)確測(cè)量與修正，對(duì)保證和提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度有利[9-11]。在這兩方面，風(fēng)洞試驗(yàn)工程師們?cè)诔Ｒ?guī)低速風(fēng)洞中已進(jìn)行了大量的研究工作，并形成了較為成熟的風(fēng)洞試驗(yàn)支架干擾測(cè)量與修正方法。

如20世紀(jì)90年代，航空工業(yè)氣動(dòng)院采用測(cè)力和油流顯示等試驗(yàn)方法，對(duì)3 m量級(jí)常規(guī)風(fēng)洞腹撐支架干擾問(wèn)題進(jìn)行了大量的研究工作，獲得了一種采用多棱截面(24棱)的固定轉(zhuǎn)捩支桿，在雷諾數(shù)為(0.2～0.5)×106范圍內(nèi)，其氣動(dòng)特性及表面流動(dòng)狀態(tài)比圓截面支桿更穩(wěn)定。這一雷諾數(shù)范圍恰好是FL-8風(fēng)洞常用的試驗(yàn)雷諾數(shù)范圍，所以該24棱支桿在該風(fēng)洞得到了很好的應(yīng)用[12-14]。

但是，F(xiàn)L-9風(fēng)洞在常壓到0.4MPa壓力范圍內(nèi)，按常用的70m/s風(fēng)速，支桿雷諾數(shù)范圍約為(0.5～2.0)×106，已超出當(dāng)時(shí)的研究范圍。在這個(gè)雷諾數(shù)范圍，24棱支桿是否能夠繼續(xù)保持其氣動(dòng)特性的穩(wěn)定，還是圓截面支桿在具有穩(wěn)定性的同時(shí)阻力系數(shù)更小，需要進(jìn)一步研究。

因此，針對(duì)FL-9風(fēng)洞腹撐支架干擾問(wèn)題，在參考和借鑒前人常規(guī)低速風(fēng)洞研究成果的基礎(chǔ)上，以減小腹撐支架干擾和提高其在使用雷諾數(shù)范圍內(nèi)的穩(wěn)定性為目標(biāo)，開(kāi)展了腹撐支桿二維截面形狀選擇研究、三維外形選擇研究、支桿直徑影響研究及與國(guó)外風(fēng)洞對(duì)比驗(yàn)證試驗(yàn)等研究工作。通過(guò)以上研究工作，獲得了滿足風(fēng)洞試驗(yàn)工程應(yīng)用要求，支架干擾小且氣動(dòng)特性對(duì)雷諾數(shù)不敏感的腹撐支桿，并給出了支桿直徑選擇的基本原則，對(duì)比試驗(yàn)驗(yàn)證表明，該研究有效地提高了FL-9風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度。

1 風(fēng)洞及支撐機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)介

FL-9低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞，可通過(guò)增加或改變風(fēng)洞內(nèi)氣體壓力(密度)來(lái)實(shí)現(xiàn)高雷諾數(shù)和變雷諾數(shù)試驗(yàn)。風(fēng)洞的主要參數(shù)如下：

試驗(yàn)段截面尺寸：4.5 m(寬)×3.5 m(高)；

壓力范圍：常壓～0.4 MPa；

最大風(fēng)速：130 m/s(常壓)，90 m/s(0.4 MPa)。

FL-9風(fēng)洞內(nèi)式天平單支桿腹撐系統(tǒng)主要包括活動(dòng)軌道車、回轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)盤(pán)、迎角機(jī)構(gòu)、單支桿、內(nèi)式天平等。機(jī)構(gòu)常用迎角范圍為-6°～28°及-8°～26°，側(cè)滑角范圍-180°～180°。通過(guò)更換不同預(yù)置角的支桿可以實(shí)現(xiàn)不同的試驗(yàn)迎角范圍。

2 支桿截面形狀選擇試驗(yàn)研究

在FL-9風(fēng)洞進(jìn)行了圓截面支桿和24棱截面支桿的支架干擾特性對(duì)比試驗(yàn)研究，優(yōu)選出適合FL-9風(fēng)洞腹撐支桿的截面形狀，以實(shí)現(xiàn)在不同的試驗(yàn)條件下支架干擾量值波動(dòng)幅度較小的目的。

2.1 試驗(yàn)方法

雖然FL-9風(fēng)洞采用內(nèi)式天平腹撐來(lái)進(jìn)行大展弦比飛機(jī)試驗(yàn)，其支架干擾中僅剩干擾項(xiàng)而不含支桿本身的氣動(dòng)力，支架干擾量已大大降低。但為了凸顯差異，更好地對(duì)比與分析研究，采用了外式天平腹撐鏡像兩步法支架干擾試驗(yàn)來(lái)獲得兩種截面支桿的支架干擾特性，即進(jìn)行模型反裝帶鏡像假支桿和不帶鏡像假支桿的縱、橫向測(cè)力試驗(yàn)，兩次試驗(yàn)結(jié)果相減，即得到兩種截面支桿的支架干擾量。

2.2 試驗(yàn)內(nèi)容

基于大展弦比飛機(jī)模型巡航構(gòu)型，進(jìn)行圓截面支桿和24棱支桿的高/變雷諾數(shù)支架干擾測(cè)量試驗(yàn)，具體試驗(yàn)內(nèi)容見(jiàn)表1。

表1 不同截面支桿的支架干擾特性研究試驗(yàn)內(nèi)容Table 1 Support interference test content for different cross section shapes of support rod

2.3 試驗(yàn)結(jié)果

將獲得的支架干擾量除以當(dāng)?shù)厮賶汉蛥⒖汲叽绾?，得到支架干擾量系數(shù)后進(jìn)行比較。

圖1～圖8給出了采用某上單翼飛機(jī)獲得的圓截面支桿和24棱支桿的縱、橫向試驗(yàn)支架干擾曲線。因滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩的曲線規(guī)律與側(cè)向力相近，故文中只給出了側(cè)向力的支架干擾曲線。

將圓截面支桿和24棱支桿在模型0°迎角時(shí)的支架干擾阻力系數(shù)提取出來(lái)，繪制其隨雷諾數(shù)的變化曲線，見(jiàn)圖9。

通過(guò)以上試驗(yàn)，得出了以下結(jié)論：

(1) 24棱截面支桿支架干擾量系數(shù)的一致性和橫航向支架干擾的過(guò)零性更好，表明24棱支桿的表面流動(dòng)及其對(duì)模型的干擾在各雷諾數(shù)下的穩(wěn)定性都要好于圓截面支桿；

(2) 在橫航向試驗(yàn)的支架干擾方面，24棱截面支桿的支架干擾穩(wěn)定性要優(yōu)于縱向，可以僅進(jìn)行常壓下的橫航向支架干擾試驗(yàn)，就能實(shí)現(xiàn)變雷諾數(shù)試驗(yàn)的支架干擾修正；

(3) 同一迎角不同雷諾數(shù)下，24棱支桿的阻力干擾要略大于圓截面支桿，但其對(duì)雷諾數(shù)不敏感，穩(wěn)定性好；而圓截面支桿雖然干擾量略小，但穩(wěn)定性不好，這對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精準(zhǔn)度非常不利。

綜合以上研究結(jié)果，從保證支架干擾在變雷諾數(shù)試驗(yàn)時(shí)的穩(wěn)定性，提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度方面考慮，F(xiàn)L-9風(fēng)洞的腹撐支桿仍采用24棱截面形狀。

3 支桿三維外形選擇研究

在工程應(yīng)用中，為保證支撐系統(tǒng)的剛度、強(qiáng)度，腹撐支桿一般都采用等強(qiáng)度設(shè)計(jì)，即支桿由根部到端部存在錐度。帶錐度支桿的表面必然存在三維流動(dòng)，三維流動(dòng)越強(qiáng)烈支架干擾必然越大。

對(duì)于FL-9風(fēng)洞內(nèi)式天平腹撐系統(tǒng)，在對(duì)支桿剛度、強(qiáng)度進(jìn)行結(jié)構(gòu)有限元計(jì)算分析的基礎(chǔ)上，采用同一模型，對(duì)錐度支桿及等直段支桿的支架干擾特性進(jìn)行了兩步法支架干擾試驗(yàn)研究。

圖10給出了兩種不同三維外形的支桿尺寸圖，其中帶錐度支桿的錐度角為2.5°，等直支桿的等直段長(zhǎng)度為817mm。圖11～圖13給出了兩種三維外形支桿的縱向支架干擾對(duì)比曲線。可以看出，相比帶錐度的支桿，等直支桿的縱向支架干擾量，在小迎角范圍升力降低約70%；俯仰力矩在全迎角范圍降低了約50%。

4 支桿直徑影響研究

通過(guò)支桿截面形狀和三維外形研究，獲得了支架干擾小且干擾穩(wěn)定的腹撐支桿。但是不是對(duì)所有尺度的模型都可以采用同一直徑的支桿？或者即使支桿直徑相對(duì)模型顯得粗大，僅引起干擾量大外還能保持很好的穩(wěn)定性嗎？

基于上述問(wèn)題，進(jìn)行了機(jī)身直徑與支桿直徑比例變化的支架干擾特性試驗(yàn)研究，期望得到針對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叨冗x擇支桿直徑的一般性原則，這對(duì)風(fēng)洞單位配備支桿尺寸系列，以及風(fēng)洞試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)都具有指導(dǎo)意義。

試驗(yàn)采用上單翼布局大展弦比飛機(jī)模型，進(jìn)行了模型機(jī)身直徑(Ω)與支桿直徑(Φ)比例變化的縱、橫向支架干擾試驗(yàn)，其中Ω/Φ分別為2.38∶1、3.08∶1、3.75∶1。圖14～圖16給出了試驗(yàn)結(jié)果曲線，可以看出，模型機(jī)身直徑與支桿直徑比例大于3∶1以后，縱、橫向支桿干擾曲線的線性、規(guī)律、量值和穩(wěn)定性等綜合特性，要優(yōu)于小于該比例的支桿。

5 對(duì)比試驗(yàn)驗(yàn)證

5.1 試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)度

完成以上研究工作后，采用某大展弦比民機(jī)模型，在法國(guó)F1低速增壓風(fēng)洞和我國(guó)FL-9低速增壓風(fēng)洞，進(jìn)行了該機(jī)巡航構(gòu)型內(nèi)式天平單支桿腹撐對(duì)比驗(yàn)證試驗(yàn)，進(jìn)一步檢驗(yàn)研究所獲支桿的支架干擾特性和試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)度與精度情況。

試驗(yàn)結(jié)果表明：(1) 支架干擾量級(jí)相當(dāng)、規(guī)律一致；(2) 試驗(yàn)數(shù)據(jù)在支架干擾修正后，數(shù)據(jù)準(zhǔn)度具有很好的一致性。

5.2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度

在常壓條件進(jìn)行了雷諾數(shù)為1.77×106的同期7次重復(fù)性試驗(yàn)，重復(fù)性精度見(jiàn)表2[15]。

表2 重復(fù)性試驗(yàn)精度(|α(β)|≤10°)Table 2 Repeated test precision (|α(β)|≤10°)

可見(jiàn)，同期重復(fù)性試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度達(dá)到了國(guó)軍標(biāo)先進(jìn)指標(biāo)，間接證實(shí)了本研究所獲支桿支架干擾的穩(wěn)定性。

6 結(jié) 論

1) 在前人研究的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步證實(shí)了24棱截面支桿在雷諾數(shù)(0.5～2.0)×106范圍內(nèi)，以及在變雷諾數(shù)試驗(yàn)條件下仍具有很好的穩(wěn)定性，在提高支架干擾測(cè)量與修正準(zhǔn)度、試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性精度方面，24棱截面固定轉(zhuǎn)捩支桿具有很高的應(yīng)用價(jià)值。

2) 在滿足風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)支撐系統(tǒng)剛度、強(qiáng)度要求的前提下，應(yīng)盡量減小支桿的錐度，采用靠近模型端為等直段的支桿，可減弱支桿表面三維流動(dòng)，減小支架干擾。

3) 對(duì)于支桿直徑的選擇和設(shè)計(jì)，應(yīng)爭(zhēng)取實(shí)現(xiàn)模型機(jī)身直徑與所用支桿直徑的比例大于3∶1，這可降低支架干擾非線性對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度的影響。

4) 采用研究獲得的支桿，在FL-9低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞運(yùn)行包線內(nèi)，對(duì)提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度具有重要作用；并且可實(shí)現(xiàn)橫航向試驗(yàn)僅進(jìn)行常壓支架干擾測(cè)量試驗(yàn)即可，減少了支架干擾試驗(yàn)量，提高了試驗(yàn)效率，降低了成本。

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Ventralsupportinterferenceinlow-speedandhighReynoldsnumberwindtunnel

ZHENG Xinjun*,JIAO Renshan,SU Wenhua,MA Honglei,ZHANG Lianhe

(AviationKeyLaboratoryofAerodynamicsforLowSpeedandHighReynoldsNumber,AVICAerodynamicsResearchInstituteofAeronautics,Harbin150001,China)

For the problem of the ventral support interference in the FL-9 low-speed and high-Reynolds number wind tunnel,series comparative tests were conducted regarding various supports with different configurations including circle shape and twenty-four sides polygon,cone shape and constant section shape,different diameter ratios of the fuselage and the strut.These experiments were employed to study the selection rule for the FL-9 wind tunnel internal balance mono-strut ventral support with respect to the two-dimensional cross section shape,the three-dimensional spatial shape,and the strut diameter.A strut insensible to Reynolds number was obtained with low and stable support interference.The repeatable precision and accuracy of the FL-9 wind tunnel internal balance mono-strut ventral system were further verified by comparing the present tests with those conducted in other wind tunnels.

Reynolds number；mono-strut ventral support；support interference

0258-1825(2017)06-0870-05

V211.71

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0114

2015-07-21;

2015-11-20

鄭新軍*(1982-),男,黑龍江省人,高級(jí)工程師,研究方向:風(fēng)洞試驗(yàn).E-mail:zxj_2004@sina.com

鄭新軍,焦仁山,蘇文華,等.低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞腹撐支架干擾研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2017,35(6):870-874.

10.7638/kqdlxxb-2015.0114 ZHENG X J,JIAO R S,SU W H,et al.Ventral support interference in low-speed and high Reynolds number wind tunnel[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):870-874.