衣秉立，劉博宇，王爭(zhēng)取，張鐵軍，魯?shù)?，趙彥

1. 航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，沈陽(yáng) 110034

2. 航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089

翼下雙天平支撐對(duì)機(jī)身后體的繞流干擾很小，很適合模型后體的精確測(cè)量以及大展弦比模型支撐干擾試驗(yàn)；另外，對(duì)于雙體飛機(jī)高速測(cè)力試驗(yàn)中存在的支撐困難問(wèn)題，雙天平支撐能最大程度地繼承單尾支優(yōu)點(diǎn)，具備較大范圍的縱、橫向試驗(yàn)?zāi)芰1]。近年來(lái)，國(guó)外主要的2 m量級(jí)亞跨聲速風(fēng)洞均進(jìn)行了雙天平支撐試驗(yàn)技術(shù)研究，并成功應(yīng)用于多個(gè)運(yùn)輸機(jī)或民機(jī)類項(xiàng)目，例如歐洲的ETW風(fēng)洞、HST風(fēng)洞、英國(guó)的ARA風(fēng)洞、法國(guó)宇航中心的S2MA風(fēng)洞、S1MA風(fēng)洞等，都建立了雙天平支撐系統(tǒng)，并進(jìn)行了CRM(Common Research Model)民機(jī)標(biāo)模、A400M、A310、A380等大展弦比飛機(jī)的相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證[2-7]。國(guó)內(nèi)應(yīng)用方面，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的學(xué)者于2012年前后進(jìn)行這方面的研究工作，在FL-26風(fēng)洞進(jìn)行了多期翼下雙天平支撐試驗(yàn)研究[8-10]；中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院于2020年采用翼下雙天平支撐完成了CACM(Civil Aircraft Calibration Model)民機(jī)標(biāo)模的尾支干擾修正試驗(yàn)[11]。但從目前已有的資料來(lái)看，雙天平支撐試驗(yàn)技術(shù)大多應(yīng)用在2 m量級(jí)的風(fēng)洞，1.2 m量級(jí)風(fēng)洞雙天平支撐試驗(yàn)技術(shù)應(yīng)用很少。

1.2 m量級(jí)風(fēng)洞進(jìn)行雙天平支撐試驗(yàn)時(shí)(特別是大展弦比翼下雙天平支撐)，由于尺寸限制，天平與模型一般采用錐連接，對(duì)于雙天平支撐其軸向位置調(diào)節(jié)性差，安裝過(guò)約束問(wèn)題突出，進(jìn)而影響雙天平測(cè)量精準(zhǔn)度；另外，由于模型尺寸小，機(jī)翼相對(duì)單薄，除了會(huì)存在與常規(guī)支撐方式機(jī)翼彎扭特性差異大外，雙天平支撐-模型構(gòu)成懸臂梁結(jié)構(gòu)，翼面流動(dòng)分離極易誘導(dǎo)模型在俯仰方向振動(dòng)發(fā)散。

國(guó)際上常見(jiàn)的雙支桿支撐的具體形式按試驗(yàn)?zāi)康暮蜏y(cè)量參數(shù)可分為“標(biāo)準(zhǔn)型”和“增強(qiáng)型”2種[12]。其中“標(biāo)準(zhǔn)型”的雙支桿在豎直方向距機(jī)翼較遠(yuǎn)，雙支桿與機(jī)翼通過(guò)葉片支撐連接，機(jī)翼當(dāng)?shù)刈冃屋^小，主要進(jìn)行模型后體測(cè)量的縱向試驗(yàn)(單天平測(cè)力)，試驗(yàn)迎角范圍較大；“增強(qiáng)型”的特點(diǎn)是雙支桿在豎直方向距模型較近，雙支桿通過(guò)機(jī)翼適配器與模型機(jī)翼連接，機(jī)翼當(dāng)?shù)鼗冚^大，除了可進(jìn)行單獨(dú)模型后體測(cè)量的縱、橫向試驗(yàn)外，還可通過(guò)雙支桿內(nèi)安裝天平，進(jìn)行全模測(cè)力(即本文涉及的“雙天平支撐”)。根據(jù)國(guó)內(nèi)外的相關(guān)研究結(jié)果顯示，“增強(qiáng)型”雙支桿做為輔助支撐除了能得到與“標(biāo)準(zhǔn)型”相同的修正結(jié)果外，其在不同雷諾數(shù)下的數(shù)據(jù)穩(wěn)定性也要優(yōu)于“標(biāo)準(zhǔn)型”。綜上，“增強(qiáng)型”雙支桿適用范圍更廣，能直接得到全模氣動(dòng)力，優(yōu)勢(shì)明顯。

作者在FL-2風(fēng)洞中開(kāi)展了基于“增強(qiáng)型”雙支桿的雙天平支撐試驗(yàn)技術(shù)研究，研制了雙天平支撐系統(tǒng)，并進(jìn)行了DLR-F6標(biāo)模風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證和某雙體布局飛機(jī)雙天平尾支試驗(yàn)應(yīng)用，發(fā)展了適合于1.2 m高速風(fēng)洞的雙天平支撐試驗(yàn)技術(shù)。

1 研究方法與設(shè)備

1.1 試驗(yàn)原理和方法

雙天平采用2臺(tái)天平單獨(dú)校準(zhǔn)的方式進(jìn)行靜校，試驗(yàn)時(shí)2臺(tái)天平同時(shí)測(cè)量作用在模型上的氣動(dòng)力和力矩，依據(jù)空間坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換原理獲取全機(jī)坐標(biāo)系下的力和力矩[13-14]。對(duì)于翼下雙天平支撐試驗(yàn)，雙天平感受到的氣動(dòng)力除模型氣動(dòng)力之外，還包括天平適配器和機(jī)翼適配器的氣動(dòng)力。由于模型機(jī)翼和支桿的彈性變形，試驗(yàn)時(shí)測(cè)力天平相對(duì)模型姿態(tài)角會(huì)發(fā)生變化，翼下雙天平支撐的天平俯仰角由安裝在天平適配器內(nèi)的迎角傳感器測(cè)得，模型俯仰角由安裝在機(jī)頭內(nèi)的迎角傳感器測(cè)得。

針對(duì)安裝過(guò)約束問(wèn)題，地面調(diào)試中采用材質(zhì)較軟的薄銅套進(jìn)行雙天平錐配合軸向相對(duì)位置調(diào)節(jié)。為了驗(yàn)證雙天平數(shù)據(jù)準(zhǔn)確、可靠，試驗(yàn)前采用專用加載裝置進(jìn)行雙天平綜合加載驗(yàn)證，雙天平綜合加載誤差小于0.4%。圖1給出了翼下雙天平支撐加載裝置連接示意圖。

圖1 雙天平、模型及加載裝置連接示意圖

數(shù)據(jù)處理時(shí)，首先進(jìn)行旋轉(zhuǎn)變換，將各天平測(cè)值旋轉(zhuǎn)到與模型體軸系姿態(tài)角一致(天平相對(duì)模型安裝角和姿態(tài)角修正)；然后通過(guò)力系平移(兩心距修正)，將旋轉(zhuǎn)變換后的雙天平測(cè)值平移到模型力矩參考點(diǎn)上；最后，經(jīng)過(guò)疊加得到合成后的全機(jī)力和力矩。圖2給出了雙天平綜合加載坐標(biāo)系示意圖。

圖2 雙天平綜合加載坐標(biāo)系

支撐干擾試驗(yàn)采用典型的“兩步法”進(jìn)行，即通過(guò)輔助支撐帶與不帶假支撐來(lái)獲得主支撐干擾。其中，主支撐測(cè)力天平感受到的力由可以近似用式(1)描述：

FZ=F干凈+ΔFZ

(1)

式中:F干凈、ΔFZ分別代表干凈模型氣動(dòng)力和主支撐干擾影響。

雙天平支撐和雙天平支撐+假主支撐測(cè)力天平感受到的力由可以近似用式(2)描述：

FT=F干凈+ΔFT

(2)

FT+Z=F干凈+ΔFT+ΔF′Z

(3)

式中:ΔFT、ΔF′Z分別代表雙天平支撐干擾影響和假主支撐干擾影響。

對(duì)于主支撐干擾修正，如假支撐模擬效果良好，主支撐干擾影響可以用式(4)表達(dá)：

ΔFZ=FT+Z-FT

(4)

則干凈構(gòu)型氣動(dòng)力為

F干凈=FZ-ΔFZ

(5)

1.2 數(shù)值計(jì)算方法

基于航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的自研ARI-OVERSET軟件平臺(tái)，采用固定轉(zhuǎn)捩方法和全湍流的數(shù)值模擬方法對(duì)DLR-F6模型組合支撐二次干擾進(jìn)行評(píng)估。該軟件平臺(tái)應(yīng)用有限體積法對(duì)模型的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，控制方程采用雷諾平均的Navier-Stokes方程組。全湍流計(jì)算采用的湍流模型為 SST(Shear Stress Transport)模型。三維構(gòu)型固定轉(zhuǎn)捩設(shè)置方式為上下表面至少需要2個(gè)轉(zhuǎn)捩點(diǎn)來(lái)描述轉(zhuǎn)捩線。本文根據(jù)試驗(yàn)?zāi)Ｐ?，上下表面各設(shè)置4個(gè)點(diǎn)，依次連接。程序?qū)⒁赞D(zhuǎn)捩線為界將機(jī)翼分為層流區(qū)域和湍流區(qū)域。計(jì)算模型轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的設(shè)置與試驗(yàn)固定轉(zhuǎn)捩位置保持一致。

計(jì)算網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為探索支撐對(duì)模型的干擾影響，對(duì)模型的細(xì)節(jié)進(jìn)行了模擬，模型在構(gòu)型無(wú)變化的區(qū)域表面網(wǎng)格保持一致，首層高度設(shè)置一致均為10-6CA(CA為平均氣動(dòng)弦長(zhǎng))。數(shù)值模擬時(shí)，模型尺寸與試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖嗤?，?jì)算雷諾數(shù)與試驗(yàn)狀態(tài)一致。

1.3 試驗(yàn)設(shè)備與模型

1.3.1 風(fēng) 洞

FL-2風(fēng)洞是一座直流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段橫截面尺寸為1.2 m×1.2 m，風(fēng)洞全長(zhǎng)74 m，配有0#、1#、2#、3#、7# 共5副噴管，其中0#噴管為亞、跨聲速噴管，馬赫數(shù)Ma為0.3～1.2；1#、2#、3#、7#噴管為超聲速噴管，Ma分別為1.515、1.816、2.021、3.002。亞、跨聲速試驗(yàn)段插件的上、下壁板采用開(kāi)閉比為22.5%的直孔壁板，沿氣流方向有0.5°的擴(kuò)開(kāi)角，兩側(cè)為平行實(shí)壁；超聲速試驗(yàn)段插件四壁皆為實(shí)壁。

1.3.2 模 型

1) DLR-F6標(biāo)模

DLR-F6模型為國(guó)際上通用的跨聲速運(yùn)輸機(jī)經(jīng)典模型，該模型在國(guó)外多座風(fēng)洞中進(jìn)行過(guò)對(duì)比試驗(yàn)研究，形成了完備的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)。本期試驗(yàn)選用機(jī)翼/機(jī)身組合體模型，即WB(Wing/Body)構(gòu)型，圖3給出了DLR-F6 WB構(gòu)型模型尺寸。

圖3 DLR-F6 WB構(gòu)型模型尺寸

2) 某層流驗(yàn)證機(jī)

某層流驗(yàn)證機(jī)為雙機(jī)身、“Π”型尾翼、4發(fā)布局，雙機(jī)身間為中央驗(yàn)證翼段[15]。圖4為某層流驗(yàn)證機(jī)模型三視圖。

圖4 某層流驗(yàn)證機(jī)模型三視圖

1.3.3 支撐系統(tǒng)

1) DLR-F6標(biāo)模試驗(yàn)

試驗(yàn)中，模型采用“Z-sting”(文中簡(jiǎn)稱Z支撐)的方式作為主支撐獲得基本數(shù)據(jù)，分別采用翼下雙天平支撐和背支作為輔助支撐，通過(guò)帶與不帶假Z支撐來(lái)獲得主支撐的干擾影響。本節(jié)重點(diǎn)介紹雙天平支撐系統(tǒng)。

雙天平支撐系統(tǒng)由1個(gè)連接橫板、1付雙支桿、2臺(tái)高精度六分量天平組成,如圖5所示。支桿軸向位置可調(diào)，通過(guò)不同的銷孔及螺孔連接，支桿軸向可前后移動(dòng)。雙支桿與機(jī)翼連接段的橫截面積及形狀進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，目的是降低支桿扭轉(zhuǎn)方向的剛度，避免機(jī)翼連接處出現(xiàn)不利的受載變形。雙支桿前端測(cè)力天平通過(guò)天平適配器和機(jī)翼適配器與機(jī)翼連接，連接方式采用夾持式。

圖5 翼下雙天平支撐結(jié)構(gòu)

雙天平支撐的氣動(dòng)干擾主要與機(jī)翼處的失真變形程度、下游支臂及連接橫板的遠(yuǎn)場(chǎng)干擾有關(guān)。另外，雙支桿的橫向跨距影響也要考慮，理論上雙支桿的橫向間距越大，其對(duì)模型尾段的干擾越小。雙支桿橫向跨距的選擇，主要從模型-支撐系統(tǒng)剛度、組合支撐二次干擾和機(jī)翼變形影響3方面進(jìn)行綜合考慮。

本項(xiàng)目研制的翼下雙天平支撐為典型的“增強(qiáng)型”結(jié)構(gòu)形式，雙支桿橫向跨距通過(guò)銷孔及螺孔連接，可以實(shí)現(xiàn)0.56 m和0.46 m這2個(gè)跨距(跨距占機(jī)翼展長(zhǎng)的68%和56%)。對(duì)2種雙支桿橫向跨距方案進(jìn)行模態(tài)分析，圖6給出了雙支桿不同橫向跨距模態(tài)分析結(jié)果?？梢钥吹剑缇嘤?8%展長(zhǎng)減小到56%展長(zhǎng)時(shí)，決定模型-支撐系統(tǒng)俯仰方向振動(dòng)特性的二階頻率從10.84 Hz提高到21.35 Hz，模型-支撐系統(tǒng)的剛度顯著提高。

圖6 雙支桿不同橫向跨距模態(tài)分析結(jié)果

圖7為DLR-F6模型不同支撐形式網(wǎng)格示意圖，圖8給出了馬赫數(shù)Ma=0.75、迎角α=0°時(shí)的模型后體壓力系數(shù)Cp分布云圖，圖9給出了DLR-F6模型雙支桿跨距為56%展長(zhǎng)方案的組合支撐二次干擾(ΔΔCL、ΔΔCD、ΔΔCm,CL、CD、Cm分別為升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù))隨迎角的變化結(jié)果?？梢钥吹?，雙支桿跨距為56%展長(zhǎng)時(shí)對(duì)機(jī)身后體的影響很小，組合支撐的二次干擾影響與高速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度相當(dāng)，可以忽略。

圖7 DLR-F6模型不同支撐形式網(wǎng)格示意圖

圖8 模型后體壓力系數(shù)分布云圖(Ma=0.75，α=0°)

圖9 二次干擾計(jì)算結(jié)果(Ma=0.75,跨距:56%展長(zhǎng))

翼下雙天平支撐由于雙支桿的限位作用，雙支桿靠?jī)?nèi)的機(jī)翼的彈性變形與常規(guī)Z支撐相反，其扭轉(zhuǎn)特性也會(huì)改變，特別是機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)差異會(huì)帶來(lái)沿翼展方向升力分布的變化，也會(huì)帶來(lái)機(jī)翼下洗的變化，進(jìn)而影響翼下雙天平試驗(yàn)結(jié)果。相關(guān)研究文獻(xiàn)指出：對(duì)于無(wú)尾或小平尾偏度，雙支桿內(nèi)、外側(cè)機(jī)翼變形模式相反，形成抵消效應(yīng)，使翼下雙天平支撐機(jī)翼的整體變形程度小于常規(guī)單尾支，即使是最大跨距(48%～69%)也是如此[16]。

綜上，從模型-支撐系統(tǒng)剛度和氣動(dòng)干擾角度綜合考慮，本期試驗(yàn)翼下雙天平支撐橫向跨距選擇56%翼展位置。

2) 某層流驗(yàn)證機(jī)試驗(yàn)

本期試驗(yàn)主支撐采用中央驗(yàn)證翼段局部畸變支撐(簡(jiǎn)稱“尾支”)；輔助支撐采用雙天平尾部支撐(簡(jiǎn)稱“雙天平支撐”)，雙天平與模型通過(guò)采用錐配合連接。試驗(yàn)中，采用“兩步法”，即通過(guò)雙天平支撐帶與不帶假尾支，扣除中央驗(yàn)證翼段局部畸變和尾支桿的干擾影響。圖10為層流驗(yàn)證機(jī)模型不同支撐系統(tǒng)示意圖。

圖10 層流驗(yàn)證機(jī)模型不同支撐系統(tǒng)示意圖

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 DLR-F6標(biāo)模驗(yàn)證試驗(yàn)

DLR-F6標(biāo)模驗(yàn)證試驗(yàn)項(xiàng)目主要包括：翼下雙天平支撐縱向同期重復(fù)性試驗(yàn)、基于不同輔助支撐形式的支撐干擾修正試驗(yàn)(主支撐為Z支撐，輔助支撐為翼下雙天平支撐和背支)。試驗(yàn)Ma=0.75，雷諾數(shù)為3×106，最終得到的干凈構(gòu)型氣動(dòng)力數(shù)據(jù)進(jìn)行了空風(fēng)洞水平浮力修正和支撐干擾修正。

2.1.1 縱向同期重復(fù)性

表1給出了翼下雙天平支撐縱向重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果?？梢钥吹?，本期翼下雙天平支撐試驗(yàn)縱向數(shù)據(jù)重復(fù)性良好，不同迎角下，升力系數(shù)CL、俯仰力矩系數(shù)Cm的均方根誤差σ滿足國(guó)軍標(biāo)合格指標(biāo)，除α=2°外，阻力系數(shù)CD的均方根誤差滿足國(guó)軍標(biāo)先進(jìn)指標(biāo)。

表1 重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.75)

2.1.2 支撐干擾影響

圖11給出了不同支撐方式的對(duì)比結(jié)果?？梢钥吹剑硐码p天平支撐與Z支撐試驗(yàn)結(jié)果差異較大，α=0°時(shí)，翼下雙天平支撐的升力系數(shù)偏低0.058，阻力系數(shù)偏大0.011，俯仰力矩曲線斜率差異較大。該差異可以從不同的方面來(lái)解釋：首先是翼下雙天平支撐時(shí)，測(cè)力天平通過(guò)天平整流罩和過(guò)渡段與機(jī)翼連接，測(cè)得的力中包括了整流罩和過(guò)渡段的氣動(dòng)力；其次，雙天平支撐與機(jī)翼連接，其對(duì)機(jī)翼繞流的干擾更大；最后，模型通過(guò)機(jī)翼實(shí)現(xiàn)支撐時(shí)，機(jī)翼扭轉(zhuǎn)角的輕微改變也會(huì)放大這種差異。

圖11 不同支撐方式試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(Ma=0.75)

圖12給出了Z支撐縱向干擾試驗(yàn)結(jié)果。由圖可以看到，采用雙天平支撐作為輔助支撐得到的支撐干擾試驗(yàn)結(jié)果與背支作為輔助支撐得到的試驗(yàn)結(jié)果規(guī)律一致、量值接近，ΔCL差異在0.002以內(nèi)，ΔCm差異在0.001 5以內(nèi)，ΔCD差異在0.000 2 以內(nèi)。

圖12 Z支撐縱向干擾試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.75)

2.1.3 不同風(fēng)洞間的數(shù)據(jù)對(duì)比

圖13給出了DLR-F6模型在1.2 m高速風(fēng)洞與公開(kāi)文獻(xiàn)中國(guó)外2座2 m量級(jí)風(fēng)洞的數(shù)據(jù)對(duì)比曲線。圖中，1.2 m高速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)和S2MA的試驗(yàn)數(shù)據(jù)均進(jìn)行了支撐干擾修正，NTF風(fēng)洞的試驗(yàn)數(shù)據(jù)未進(jìn)行支撐干擾修正[17-19]。表2給出了不同風(fēng)洞干凈構(gòu)型數(shù)據(jù)對(duì)比(巡航狀態(tài))，其中，(Ma=0.75，CL=0.5，固定轉(zhuǎn)捩，Re=300萬(wàn))NTF風(fēng)洞的試驗(yàn)數(shù)據(jù)中阻力系數(shù)進(jìn)行了支撐干擾影響補(bǔ)充計(jì)算修正[20]。表中，國(guó)外風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)來(lái)源自文獻(xiàn)[17-18,20]。

圖13 不同風(fēng)洞干凈構(gòu)型試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.75)

由圖13和表2可以看到，1.2 m風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與文獻(xiàn)中提到的2座風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果具有較好的一致性。其中，1.2 m風(fēng)洞的升力系數(shù)略高于NTF和S2MA風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果，在試驗(yàn)迎角范圍內(nèi)，1.2 m風(fēng)洞的升力系數(shù)偏高0～0.02，由于DLR-F6模型的升力線斜率較大，一般認(rèn)為，在不同風(fēng)洞間這種較小的差異是可以接受的；俯仰力矩方面，3座風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果規(guī)律一致，量值接近，俯仰力矩系數(shù)差異總體在0.002以內(nèi)；阻力系數(shù)方面，在巡航條件下，3座風(fēng)洞的阻力系數(shù)差異在3%以內(nèi)，1.2 m風(fēng)洞的阻力系數(shù)略小。

表2 不同風(fēng)洞干凈構(gòu)型的數(shù)據(jù)對(duì)比

2.2 某層流驗(yàn)證機(jī)試驗(yàn)

某層流驗(yàn)證機(jī)試驗(yàn)項(xiàng)目主要包括：雙天平支撐試驗(yàn)重復(fù)性、支撐干擾修正試驗(yàn)和不同支撐舵效對(duì)比試驗(yàn)。

2.2.1 雙天平支撐重復(fù)性試驗(yàn)

圖14給出了Ma=0.7、側(cè)滑角β≤3°時(shí)雙天平支撐重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果?？梢钥吹?，某層流驗(yàn)證機(jī)模型雙天平支撐縱、橫向試驗(yàn)數(shù)據(jù)重復(fù)性精度均達(dá)到國(guó)軍標(biāo)合格指標(biāo),圖中Cl、CY、Cn分別為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、側(cè)力系數(shù)、偏航力矩系數(shù)。

圖14 雙天平支撐重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果(Ma=0.7、β≤3°)

2.2.2 不同支撐方式舵效對(duì)比試驗(yàn)

表3 不同支撐方式舵效對(duì)比(Ma=0.7， δ=0°～10°)

由表3和圖15可知，2種支撐方式升降舵效率和副翼效率基本一致，相對(duì)偏差在6%以內(nèi)。總體上看，雙天平支撐測(cè)得的舵效結(jié)果量值更大一些，考慮到雙支桿位于雙機(jī)身后方，對(duì)飛機(jī)操縱舵面繞流干擾更小，因此，雙天平支撐舵效結(jié)果更可靠。

圖15 不同支撐方式舵效對(duì)比結(jié)果(Ma=0.7)

2.2.3 支撐干擾修正試驗(yàn)

由表4可以看到，尾支干擾對(duì)零升阻力系數(shù)的影響為正，Ma=0.6～0.8、ΔCD0=0.002 46～0.003 05，使零升阻力系數(shù)增大3.99%～4.45%；尾支對(duì)俯仰力矩系數(shù)的干擾為正干擾，Ma=0.6～0.8、ΔCma0=0.006 43～0.008 92；尾支升力系數(shù)的升力系數(shù)正干擾，Ma=0.6～0.8、ΔCL0=0.003 74～0.012 95；尾支干擾使全機(jī)焦點(diǎn)后移0.004 22CA～0.005 38CA。

表4 支撐干擾縱向試驗(yàn)結(jié)果

由圖16可以看到，驗(yàn)證段畸變尾支使全機(jī)的橫、航向靜安定性增強(qiáng)。

圖16 支撐干擾橫向試驗(yàn)結(jié)果

3 結(jié) 論

1) 翼下雙天平支撐橫向跨距選擇56%全翼展能很好地解決支撐系統(tǒng)剛度和氣動(dòng)干擾之間的矛盾。

2) 采用材質(zhì)較軟的薄銅套進(jìn)行雙天平錐配合軸向相對(duì)位置調(diào)節(jié)，能有效解決1.2 m風(fēng)洞雙天平支撐的過(guò)約束問(wèn)題。經(jīng)地面綜合加載和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，雙天平支撐試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)確可靠，試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度滿足國(guó)軍標(biāo)合格指標(biāo)。

3) 1.2 m高速風(fēng)洞DLR-F6模型采用雙天平支撐作為輔助支撐得到的支撐干擾結(jié)果與背支作為輔助支撐得到的支撐干擾結(jié)果規(guī)律一致、量值接近，整體差異與試驗(yàn)精度相當(dāng)。

4) 利用雙天平支撐進(jìn)行雙體飛機(jī)測(cè)力試驗(yàn)，模型尾部畸變小，數(shù)據(jù)準(zhǔn)確可靠，除了作為輔助支撐用于支撐干擾試驗(yàn)外，還可作為主支撐進(jìn)行試驗(yàn)。