曲明 閆永昌 張連河 毛霄 董國慶 賈明明 王晶
摘要:為提高大展弦比飛機模型和大載荷飛翼類模型風(fēng)洞試驗準度,提高支撐機構(gòu)縱橫向剛度和系統(tǒng)穩(wěn)定性,有效降低試驗?zāi)P褪俸蟮亩秳雍蜋C翼彈性形變,航空工業(yè)氣動院在FL-9低速增壓風(fēng)洞開展了三點支撐試驗系統(tǒng)的研究。以擬進行增壓試驗的某螺旋槳滑流模型為研究對象,對模型迎角運動機構(gòu)、風(fēng)擋逆向運動機構(gòu)等進行了具體的設(shè)計分析及結(jié)構(gòu)優(yōu)化,按照試驗?zāi)P妥藨B(tài)角對系統(tǒng)進行了驗證。結(jié)果表明,該系統(tǒng)角度定位精度高,易于扣除支架干擾,風(fēng)擋順氣流姿態(tài)保持良好,并且具備較高的縱橫向剛度,對提高試驗精準度有較大幫助。
關(guān)鍵詞:三點支撐;精度;準度;風(fēng)洞試驗;機構(gòu)設(shè)計
中圖分類號:V211.72文獻標識碼:ADOI:10.19452/j.issn1007-5453.2021.09.003
為在風(fēng)洞中進行大展弦比飛機或飛翼布局飛機的全機測力、測壓試驗,起落架性能及影響試驗和氣動布局優(yōu)化設(shè)計試驗需要設(shè)計有效的支撐變角機構(gòu)。此類支撐機構(gòu)要避免支撐形式對于機身或尾部帶來不利影響,需要其具備剛度大,穩(wěn)定性好,易于扣除支架干擾等特點,從而獲得準確的試驗數(shù)據(jù)。通過分析,確定采用三點支撐的變角機構(gòu)形式。
目前,某些歐美國家風(fēng)洞配備了三點支撐試驗系統(tǒng),圖1為法國F1風(fēng)洞三點支撐系統(tǒng),兩根支桿分別支撐在左右機翼上,第三根支桿支撐在機身尾部,該系統(tǒng)可以實現(xiàn)迎角范圍為30°,但是無法實現(xiàn)側(cè)滑角變化[1],如需實現(xiàn)此功能,當模型偏航時,多個風(fēng)擋必須一起運動,且與來流方向保持一致[2]。美國最大的風(fēng)洞,即國家全尺寸空氣動力學(xué)復(fù)合體也具備三點支撐試驗?zāi)芰?,是直升機和傾轉(zhuǎn)旋翼機試驗研究的首要試驗設(shè)備[3]。
航空工業(yè)氣動院在FL-8風(fēng)洞針對飛翼布局模型進行過三點支撐的初步探索,機構(gòu)形式如圖2所示。該試驗本質(zhì)上仍是叉形腹撐的結(jié)構(gòu)形式,只是通過轉(zhuǎn)接件在模型近場處過渡為三點支撐,試驗?zāi)康氖菧y量不同空間形狀和截面形狀三點支撐變風(fēng)速情況下的縱橫向支架干擾特性、風(fēng)速影響和重復(fù)性精度[4]。從結(jié)果看,針對某些類型試驗,三點支撐具有較大優(yōu)勢,因此本次在低速增壓風(fēng)洞正式開展了三點支撐試驗系統(tǒng)的研究,同時吸取了FL-8風(fēng)洞的試驗成果,支桿均采用了正24邊形截面形狀,以提高精度。
三點支撐結(jié)構(gòu)形式在低速增壓風(fēng)洞中具備以下明顯優(yōu)勢:
(1)主支撐點支撐在機翼上,可有效減小試驗時模型失速后的抖動和機翼彈性形變,系統(tǒng)剛度較好,能夠提高包括失速區(qū)在內(nèi)的試驗數(shù)據(jù)精度。
(2)支撐點遠離機身與機翼的整流帶和機身腹部的起落架,避免了常規(guī)腹撐和尾撐對機身或尾部型面破壞,降低了對船尾形尾部、機身與機翼的整流帶和起落架氣動特性的影響。
(3)對某些大展弦比長航時無人機、某些特種布局飛機,可避免因其機身內(nèi)無法放置內(nèi)式天平而無法進行全機低速高雷諾數(shù)試驗的問題。
1三點支撐試驗系統(tǒng)的設(shè)計指標和技術(shù)難點
FL-9低速增壓風(fēng)洞三點支撐試驗系統(tǒng)設(shè)計主要技術(shù)指標為:可實現(xiàn)迎角范圍-8°~26°;可實現(xiàn)側(cè)滑角范圍-16°~ 16°;迎角和側(cè)滑角變化的角速度可達2~3(°)/s;角度精度優(yōu)于±3′。三點支撐試驗系統(tǒng)的技術(shù)難點主要體現(xiàn)在以下兩個方面:
(1)飛機模型依靠連接于機翼的兩個主支桿及連接于后機身的一個尾支桿完成迎角變化,支架干擾量是通過有/無假支桿的兩步法來進行扣除[5],如尾支桿變角后能夠保持豎直狀態(tài),則易于實現(xiàn)支架干擾扣除,但尾支桿此種狀態(tài)又較難實現(xiàn)模型迎角變化,如何兼顧模型迎角變化和支架干擾扣除是一個主要技術(shù)難點。
(2)該套設(shè)備共有6個支桿,位于模型下方的三個支桿用于支撐模型和改變迎角,位于模型上方的三個鏡像支桿用于兩步法扣除支架干擾。對應(yīng)于每一個支桿都配備一個風(fēng)擋,在進行帶側(cè)滑角試驗時,風(fēng)擋要始終保持順氣流狀態(tài)來滿足氣動研究需要,而風(fēng)擋和變側(cè)滑角機構(gòu)連接在一起,如何在變側(cè)滑角機構(gòu)轉(zhuǎn)動過程中同時維持多個風(fēng)擋的順氣流狀態(tài)是一個技術(shù)難點。
2三點支撐試驗系統(tǒng)的總體方案
三點支撐試驗系統(tǒng)主要由迎角運動機構(gòu)、側(cè)滑角運動機構(gòu)、風(fēng)擋逆向運動機構(gòu)、測力天平、測控系統(tǒng)等部分組成,如圖3所示。
迎角運動機構(gòu)主要由與模型底部連接的三個支桿及電驅(qū)動的運動補償機構(gòu)組成,用于驅(qū)動飛機模型在風(fēng)洞試驗及支架干擾扣除試驗中的迎角變化,并自動補償尾支桿下鉸點在變角過程中產(chǎn)生的水平及豎直位移以保證機構(gòu)具備正確的支架干擾扣除姿態(tài);側(cè)滑角運動機構(gòu)主要由分別位于風(fēng)洞上壁及下壁的電驅(qū)動的兩套齒輪減速裝置組成,用于驅(qū)動飛機模型在風(fēng)洞試驗及支架干擾扣除試驗中的側(cè)滑角變化;風(fēng)擋逆向運動機構(gòu)主要由分別位于風(fēng)洞上壁及下壁的風(fēng)擋變角平行四邊形裝置、滾輪軸承及風(fēng)擋等部分組成,用于保持6組風(fēng)擋在風(fēng)洞模型變側(cè)滑角過程中的順氣流狀態(tài);測力天平為置于風(fēng)洞外的外式應(yīng)變天平,由浮動框、固定框、各方向消擾支桿及高精度傳感器組成[6],用于準確測量模型的氣動力。測控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖如圖4所示,主要包括角度控制系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)及數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)。該系統(tǒng)主要由計算機控制,一方面進行迎角和側(cè)滑角姿態(tài)控制,另一方面將數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采集的數(shù)據(jù)傳送到服務(wù)器以便處理[7],測控系統(tǒng)在模型支撐系統(tǒng)現(xiàn)場通過以太網(wǎng)與主控機房的主控計算機以及數(shù)據(jù)庫服務(wù)器等聯(lián)網(wǎng)。
3三點支撐試驗系統(tǒng)的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)設(shè)計
3.1迎角運動機構(gòu)
飛機模型底部的三個支桿具有支撐模型及改變模型迎角的功能,前方兩個主支桿與模型機翼鉸接,兩個鉸接點位置恒定,位于風(fēng)洞中心軸線上,組成了模型迎角變化的旋轉(zhuǎn)軸。尾支桿上端與模型連接點采用關(guān)節(jié)軸承連接形式來消除安裝誤差,該連接點可以繞模型旋轉(zhuǎn)軸進行弧線運動。尾支桿底部通過直線導(dǎo)軌剛性連接于運動補償機構(gòu),運動補償機構(gòu)除具備水平位移補償和豎直位移補償功能外,還可以繞自身軸線旋轉(zhuǎn),因此當運動補償機構(gòu)驅(qū)動尾支桿帶動模型產(chǎn)生迎角時,自身多個自由度的平衡可以保證尾支桿在每個試驗角度均為豎直狀態(tài),如圖5所示。其中,A為水平位移補償機構(gòu),B為豎直位移補償機構(gòu)。底部三個支桿分別與對應(yīng)鏡像支桿剛性連接,因此6個支桿在模型每個試驗角度均可保證為豎直和鏡像狀態(tài),模型反裝后,鏡像支桿與模型的位置關(guān)系與底部三個支桿一致,因此該系統(tǒng)可以滿足支架干擾測量的需求。
3.2風(fēng)擋逆向運動機構(gòu)
飛機模型變側(cè)滑角過程中,風(fēng)擋要始終保持順氣流狀態(tài),以滿足氣動試驗需求,這一功能主要通過風(fēng)擋逆向運動機構(gòu)的4個回轉(zhuǎn)軸承來實現(xiàn)。4個回轉(zhuǎn)軸承的內(nèi)圈均固定連接于驅(qū)動模型變側(cè)滑角的轉(zhuǎn)盤上,一個位于轉(zhuǎn)盤中心,另外三個回轉(zhuǎn)軸承的外圈剛性連接于風(fēng)擋底部,因此模型變側(cè)滑角過程中,風(fēng)擋也繞轉(zhuǎn)盤中心不斷變化位置,如圖6所示。
中心回轉(zhuǎn)軸承的外圈通過兩根鋼桿連接于試驗裝置固定端,另外三個回轉(zhuǎn)軸承的外圈分別通過鋼索連接于中心回轉(zhuǎn)軸承的外圈,4個軸承采用同樣的尺寸型號,因此每組兩根鋼索尺寸相等且平行,由于每個風(fēng)擋底部的回轉(zhuǎn)軸承均與中心回轉(zhuǎn)軸承存在平行四邊形效應(yīng),所以風(fēng)擋在繞轉(zhuǎn)盤中心旋轉(zhuǎn)過程中,風(fēng)擋的方向始終是保持順氣流不變的,滿足了氣動試驗研究需要,如圖7所示。
4三點支撐試驗系統(tǒng)的靜力學(xué)分析
風(fēng)擋翼型為對稱翼型,為減輕風(fēng)擋重量,采取將碳纖維蒙皮粘貼于鋼骨架上的結(jié)構(gòu)形式。為防止風(fēng)擋承受風(fēng)載后撓度過大,以至于和支桿產(chǎn)生碰觸,從而影響測力天平測量模型氣動數(shù)據(jù)的準確性,有必要對風(fēng)擋進行仿真計算,驗證風(fēng)擋剛度是否滿足要求。
風(fēng)擋采用實體模型,邊界條件及加載情況見表1。仿真計算采用Ansys軟件,計算結(jié)果如圖8、圖9所示。
由圖8可知,此狀態(tài)下風(fēng)擋最大應(yīng)力60.8MPa,遠小于碳纖維許用應(yīng)力,因此強度滿足要求。由圖9可知,最大位移為0.5mm,小于風(fēng)擋與支桿表面的間隙,因此剛度滿足要求。
5測試結(jié)果
根據(jù)理論公式計算飛機模型在每個迎角狀態(tài)對應(yīng)的尾支桿水平位移補償量和豎直位移補償量,見表2,將兩組理論位移補償量擬合后輸入控制程序驅(qū)動機構(gòu)運行,將模型迎角實際值與理論值進行比較,兩者之差即為試驗系統(tǒng)的運行精度。表2中必要參數(shù)初始量值如圖10所示。
表2中,α為迎角,x為水平補償位移,lx為模型迎角0°時主支桿鉸點及尾支桿鉸點之間的水平距離,R為模型迎角0°時主支桿鉸點與尾支桿鉸點之間的距離,θ為模型迎角0°時主支桿鉸點及尾支桿鉸點連線與水平面的夾角,y為豎直補償位移,ly為模型迎角0°時主支桿鉸點及尾支桿鉸點之間的豎直距離。
驗證模型內(nèi)部設(shè)置測量平面,該平面平行于模型水平基準面,風(fēng)洞中通常使用的迎角測量工具是校準后的傾斜儀,將傾斜儀放置在該平面上即可測量出模型的迎角,目前廣泛采用的傾斜儀型號是瑞士WYLERP品牌的CLINO2000型,測量精度達5",可以滿足調(diào)試需要。
選取模型迎角4°~16°作為精度測試范圍,角度變化間隔為2°。測試結(jié)果見表3、表4,結(jié)果表明該系統(tǒng)運行穩(wěn)定,重復(fù)性好,角度精度優(yōu)于±3,可以滿足模型支架系統(tǒng)實現(xiàn)試驗?zāi)P妥藨B(tài)角不得大于3的誤差要求[8]。
6結(jié)論
通過該研究,在FL-9低速增壓風(fēng)洞建設(shè)了一套基于三點支撐結(jié)構(gòu)形式的試驗系統(tǒng)。通過研究,可以得到以下結(jié)論:
(1)研制的三點支撐試驗系統(tǒng)驅(qū)動模型迎角運動精度優(yōu)于±3,滿足了開展風(fēng)洞試驗的高精度運行需求。
(2)充分利用機構(gòu)良好的水平位移補償和豎直位移補償擬合能力,用簡單操作實現(xiàn)了支架干擾的正確扣除。
(3)本文提出了一種利用平行四邊形特性進行風(fēng)擋逆向運動機構(gòu)設(shè)計的方法,保證了風(fēng)擋帶側(cè)滑角試驗時能夠始終保持順氣流狀態(tài)。
(4)該試驗系統(tǒng)的成功研發(fā)滿足了大展弦比飛機或飛翼布局飛機在增壓風(fēng)洞進行起落架性能及影響試驗和氣動布局優(yōu)化設(shè)計試驗需求。
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Design and Verification of Three Point Support System for Low Speed Supercharged Wind Tunnel
Qu Ming,Yan Yongchang,Zhang Lianhe,Mao Xiao,Dong Guoqing,Jia Mingming,Wang Jing Key Laboratory of Aeronautical Science and Technology with Low Speed and High Reynolds Number,
AVIC Aerodynamics Research Institute,Harbin 150001,China
Abstract: In order to improve the wind tunnel test accuracy of high aspect ratio aircraft model and high load flying wing model, improve the longitudinal and transverse stiffness and system stability of support mechanism, and effectively reduce the flutter and elastic deformation of wing after stall of test model, AVIC Aerodynamics Research Institute has carried out the research of three point support test system in FL-9 low speed pressurized wind tunnel. Taking a propeller slipstream model for pressurization test as the research object, the angle of attack motion mechanism and windshield reverse motion mechanism of the model are analyzed and optimized. The system is verified according to the attitude angle of the test model. The results show that the system has high angular positioning accuracy, is easy to deduct the support interference, and the windshield downstream attitude maintains well, and it has high longitudinal and transverse stiffness, which is helpful to improve the test accuracy.
Key Words: three points support; precision; accuracy; wind tunnel test; mechanism design