鄭新軍,焦仁山,蘇文華,馬洪雷,張連河

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院 低速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室,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

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院 低速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室,黑龍江 哈爾濱 150001)

針對FL-9低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞腹撐支架干擾問題，采用風(fēng)洞試驗研究的方法，開展了圓截面支桿與24棱截面支桿、錐度支桿與等直段支桿、不同的模型機身與支桿直徑比等一系列對比驗證試驗，對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行了研究。獲得了對雷諾數(shù)不敏感、支架干擾量小且穩(wěn)定的腹撐支桿，并通過與其他風(fēng)洞試驗對比，進一步驗證了FL-9風(fēng)洞內(nèi)式天平單支桿腹撐系統(tǒng)的精準度。

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?zāi)芰?，在大展弦比軍?民用運輸機的氣動優(yōu)化設(shè)計、增升裝置設(shè)計驗證、失速特性預(yù)測與改善措施研究、風(fēng)洞試驗數(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，可以對飛行器飛行中與黏性相關(guān)的流動進行更加真實的模擬，獲得更可靠的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)，對飛行器性能做出更準確的預(yù)測；其變雷諾數(shù)試驗，可以獲得雷諾數(shù)對飛行器氣動特性的影響規(guī)律與量級，為飛機氣動特性與性能的預(yù)估及雷諾數(shù)效應(yīng)修正提供試驗依據(jù)[2-4]。

當(dāng)前，對于大展弦比軍用/民用運輸機低速風(fēng)洞試驗，國內(nèi)外普遍采用腹部支撐的方式。對于FL-9風(fēng)洞來說，采用增加或調(diào)節(jié)風(fēng)洞內(nèi)氣體壓力(密度)實現(xiàn)高/變雷諾數(shù)試驗的運行方式，使得風(fēng)洞試驗的速壓、模型重量、氣動載荷等都遠大于常規(guī)低速風(fēng)洞，這對大展弦比運輸機風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ椭蜗到y(tǒng)的剛度、強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))試驗帶來的試驗速壓大，試驗?zāi)Ｐ蛣偠忍岣吆蟮闹亓看螅笳瓜冶蕊w機的氣動載荷大等原因，為保障腹撐系統(tǒng)的剛度、強度，支桿直徑必然相對粗大，其支架干擾也必然大。另一方面，在較寬的試驗雷諾數(shù)范圍內(nèi)，實現(xiàn)支架干擾的穩(wěn)定，或是使支桿的氣動力受雷諾數(shù)影響小，相對更加困難[5-7]。

對于低速風(fēng)洞全模型試驗，除非采用磁懸浮支撐，否則支架干擾問題就必然存在[8]。因此，國內(nèi)外風(fēng)洞試驗工程師們對支架干擾問題的研究，主要集中在兩個方面：一是在滿足風(fēng)洞試驗支撐系統(tǒng)剛度、強度要求的前提下，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的誤差，對提高風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)準度有利；二是優(yōu)化支桿的氣動外形，提高支桿的干擾穩(wěn)定性，這可以實現(xiàn)支架干擾的準確測量與修正，對保證和提高試驗數(shù)據(jù)精度有利[9-11]。在這兩方面，風(fēng)洞試驗工程師們在常規(guī)低速風(fēng)洞中已進行了大量的研究工作，并形成了較為成熟的風(fēng)洞試驗支架干擾測量與修正方法。

如20世紀90年代，航空工業(yè)氣動院采用測力和油流顯示等試驗方法，對3 m量級常規(guī)風(fēng)洞腹撐支架干擾問題進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)，其氣動特性及表面流動狀態(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)時的研究范圍。在這個雷諾數(shù)范圍，24棱支桿是否能夠繼續(xù)保持其氣動特性的穩(wěn)定，還是圓截面支桿在具有穩(wěn)定性的同時阻力系數(shù)更小，需要進一步研究。

因此，針對FL-9風(fēng)洞腹撐支架干擾問題，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外風(fēng)洞對比驗證試驗等研究工作。通過以上研究工作，獲得了滿足風(fēng)洞試驗工程應(yīng)用要求，支架干擾小且氣動特性對雷諾數(shù)不敏感的腹撐支桿，并給出了支桿直徑選擇的基本原則，對比試驗驗證表明，該研究有效地提高了FL-9風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的精準度。

1 風(fēng)洞及支撐機構(gòu)簡介

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

試驗段截面尺寸：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)主要包括活動軌道車、回轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)盤、迎角機構(gòu)、單支桿、內(nèi)式天平等。機構(gòu)常用迎角范圍為-6°～28°及-8°～26°，側(cè)滑角范圍-180°～180°。通過更換不同預(yù)置角的支桿可以實現(xiàn)不同的試驗迎角范圍。

2 支桿截面形狀選擇試驗研究

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

2.1 試驗方法

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

2.2 試驗內(nèi)容

基于大展弦比飛機模型巡航構(gòu)型，進行圓截面支桿和24棱支桿的高/變雷諾數(shù)支架干擾測量試驗，具體試驗內(nèi)容見表1。

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

2.3 試驗結(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)后進行比較。

圖1～圖8給出了采用某上單翼飛機獲得的圓截面支桿和24棱支桿的縱、橫向試驗支架干擾曲線。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°迎角時的支架干擾阻力系數(shù)提取出來，繪制其隨雷諾數(shù)的變化曲線，見圖9。

通過以上試驗，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零性更好，表明24棱支桿的表面流動及其對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，可以僅進行常壓下的橫航向支架干擾試驗，就能實現(xiàn)變雷諾數(shù)試驗的支架干擾修正；

(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，這對風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的精準度非常不利。

綜合以上研究結(jié)果，從保證支架干擾在變雷諾數(shù)試驗時的穩(wěn)定性，提高試驗數(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、強度，腹撐支桿一般都采用等強度設(shè)計，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，三維流動越強烈支架干擾必然越大。

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

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比曲線?？梢钥闯?，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？

基于上述問題，進行了機身直徑與支桿直徑比例變化的支架干擾特性試驗研究，期望得到針對試驗?zāi)Ｐ统叨冗x擇支桿直徑的一般性原則，這對風(fēng)洞單位配備支桿尺寸系列，以及風(fēng)洞試驗方案設(shè)計都具有指導(dǎo)意義。

試驗采用上單翼布局大展弦比飛機模型，進行了模型機身直徑(Ω)與支桿直徑(Φ)比例變化的縱、橫向支架干擾試驗，其中Ω/Φ分別為2.38∶1、3.08∶1、3.75∶1。圖14～圖16給出了試驗結(jié)果曲線，可以看出，模型機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 對比試驗驗證

5.1 試驗數(shù)據(jù)準度

完成以上研究工作后，采用某大展弦比民機模型，在法國F1低速增壓風(fēng)洞和我國FL-9低速增壓風(fēng)洞，進行了該機巡航構(gòu)型內(nèi)式天平單支桿腹撐對比驗證試驗，進一步檢驗研究所獲支桿的支架干擾特性和試驗數(shù)據(jù)準度與精度情況。

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

5.2 試驗數(shù)據(jù)精度

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

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

可見，同期重復(fù)性試驗數(shù)據(jù)精度達到了國軍標(biāo)先進指標(biāo)，間接證實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，進一步證實了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)試驗條件下仍具有很好的穩(wěn)定性，在提高支架干擾測量與修正準度、試驗數(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)用價值。

2) 在滿足風(fēng)洞試驗對支撐系統(tǒng)剛度、強度要求的前提下，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，減小支架干擾。

3) 對于支桿直徑的選擇和設(shè)計，應(yīng)爭取實現(xiàn)模型機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試驗數(shù)據(jù)精準度的影響。

4) 采用研究獲得的支桿，在FL-9低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞運行包線內(nèi)，對提高試驗數(shù)據(jù)精度具有重要作用；并且可實現(xiàn)橫航向試驗僅進行常壓支架干擾測量試驗即可，減少了支架干擾試驗量，提高了試驗效率，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,高級工程師,研究方向:風(fēng)洞試驗.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].空氣動力學(xué)學(xué)報,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.