半模機翼振動對氣動性能影響的風(fēng)洞試驗研究

解亞軍，葉正寅

（西北工業(yè)大學(xué)翼型、葉柵空氣動力學(xué)國防科技重點實驗室，西安 710072）

0 引 言

風(fēng)洞試驗是研究飛行器氣動性能的主要手段之一，影響飛行器模型試驗精度的因素多種多樣且相互關(guān)聯(lián)。目前，除了已經(jīng)研究較多的風(fēng)洞流場、天平性能、模型定位、角度精確測量與控制等因素外，模型－支架系統(tǒng)的振動對試驗結(jié)果會帶來嚴重影響［1］，尤其對大展弦比飛機模型，如大型運輸機和高空長航時無人機等飛行器，這種影響表現(xiàn)得更為突出［2－4，6］。結(jié)合國家自然科學(xué)基金項目和985建設(shè)項目，研制了專門的半模機翼振動模型，為了研究不同機翼的性能，將機翼設(shè)計為可更換的。目前設(shè)計的兩種機翼翼型分別為NACA0012和NACA64－210。選取5種激振方式，通過直接測力法得到了模型在靜態(tài)和不同激振方式下縱向氣動特性變化曲線，分別研究了雷諾數(shù)、自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩、數(shù)據(jù)采集方式等參數(shù)對機翼氣動特性的影響。試驗結(jié)果表明：振動對機翼縱向氣動特性的影響因不同翼型構(gòu)型、不同采集方式和翼面不同流動模式等會產(chǎn)生不同效果，并對三元半模測力試驗與二元測壓試驗和數(shù)值模擬計算結(jié)果之間存在差異的原因進行了初步分析和探討。

1 試驗方法

試驗是在西北工業(yè)大學(xué)翼型研究中心某低速風(fēng)洞的三元試驗段中進行的。通過模型機翼翼梢5種不同偏心塊來改變模型的振動頻率和振幅，以機翼弦長為特征值的試驗雷諾數(shù)Re＝0.342×106。采用升華法觀測機翼表面靜態(tài)與動態(tài)邊界層轉(zhuǎn)捩或分離位置變化。將半翼展機翼模型固定在盒式天平浮動框連接板上，模型機身與機翼和天平之間保持間隙，不可傳力。模型機身處考慮風(fēng)洞邊界層厚度［8］。天平安裝在與洞壁固定的支座上，見圖1。當(dāng)機翼翼梢電機帶動5種不同的質(zhì)量塊旋轉(zhuǎn)時，機翼產(chǎn)生某一頻率的振動，僅以頻率表示，這項工作需在模型進洞前測試，兩種半模測試結(jié)果見表1和2。根據(jù)常規(guī)半模試驗方法和坐標轉(zhuǎn)換，得到模型在靜、動態(tài)下的氣動力。采用通用接頭可以實現(xiàn)兩種機翼的互換。試驗迎角由風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤門實現(xiàn)。

表1 NACA0012翼型機翼模型振動參數(shù)（電機功率25W）Table 1 The vibration parameters of the model wing with NACA0012airfoil（power：25W）

表2 NACA64－210翼型機翼模型振動參數(shù)（電機功率20W）Table 2 The vibration parameters of the model wing with NACA64－210airfoil（power：20W）

圖1 模型安裝在NF－3風(fēng)洞中Fig.1 The test model installed in wind tunnel

2 試驗?zāi)Ｐ图霸O(shè)備

2.1 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

試驗?zāi)Ｐ蜋C身為鋼芯木制結(jié)構(gòu)，機翼采用彈性模型設(shè)計。半模機身長1800mm，最大橫截面圓半徑109.5mm，并考慮風(fēng)洞邊界層厚度100mm。機翼展長1250mm，弦長250mm。激振電機安裝在機翼翼梢型面內(nèi)，偏心桿和偏心塊在整流包內(nèi)轉(zhuǎn)動，防止偏心機構(gòu)對來流干擾。為了防止電機運轉(zhuǎn)過程中過熱燒壞，在電機附近的機翼和整流包上加工了許多小孔（見圖2），以便電機散熱。

圖2 模型頂部散熱孔Fig.2 The holes on the top of the model for hot reduction

在試驗前用LMS SCADAS III應(yīng)力應(yīng)變測量儀獲得實物模型的固有力學(xué)特性。NACA0012機翼的一階模態(tài)為彎曲變形，固有頻率5.27Hz，二階模態(tài)為扭轉(zhuǎn)變形，固有頻率29.16Hz；NACA64－210機翼的一階模態(tài)和二階模態(tài)與前者相同，其固有頻率分別為4.47Hz和22.15Hz。

2.2 風(fēng)洞

試驗是在NF－3風(fēng)洞三元試驗段中進行的。NF－3風(fēng)洞是一座低速直流式風(fēng)洞，共有3個可更換使用的試驗段。除三元試驗段外，還有二元試驗段和螺旋槳試驗段，可分別進行翼型研究和螺旋槳性能測試研究。三元試驗段為切角矩形截面，高為2.5m，寬為3.5m，長12.0m。空風(fēng)洞最大風(fēng)速可達90m／s，最小穩(wěn)定風(fēng)速為10m／s，湍流度為0.078%，軸向靜壓梯度dCp／dx＝0.0066（1／m）。

2.3 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)

測力數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用中國成都華太公司開發(fā)生產(chǎn)的VXI測量系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)測量部分和動態(tài)測量部分，見圖3。穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)采集模板具有64通道數(shù)，A／D位數(shù)16位，采集速度不小于100Hz；配備10Hz固定低通濾波器和放大器，放大倍數(shù)滿足微伏級和毫伏級信號測試；試驗中掃描速度和掃描通道順序可根據(jù)試驗要求單獨設(shè)定，在試驗時可根據(jù)實際情況選擇。

動態(tài)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)有32個通道，16位A／D轉(zhuǎn)換，采集速度每通道100kHz。試驗穩(wěn)態(tài)采集頻率200Hz，濾波頻率3Hz；動態(tài)數(shù)據(jù)采集頻率500Hz，濾波頻率100Hz，每個迎角狀態(tài)采集時間20s。

2.4 試驗天平

試驗使用一臺六分量盒式應(yīng)變天平。天平的量程和校準精度及準度見表3。

圖3 VXI數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)Fig.3 The VXI data acquisition system

表3 盒式天平技術(shù)參數(shù)Table 3 Parameters of the box－balance

2.5 偏心塊

偏心塊用來產(chǎn)生模型的激振力，偏心軸中心位于翼型弦線上，距前緣125mm，距機翼根部1080mm。5種偏心塊的外形見圖4，編號從下至上依次為1?！?＃，用于NACA0012機翼的為11＃～15＃，用于NACA64－210機翼的為21＃～22＃。

圖4 偏心塊外形Fig.4 Five sketches of the bias rods for vibrating

3 數(shù)據(jù)處理

靜態(tài)試驗數(shù)據(jù)和動態(tài)試驗穩(wěn)態(tài)采集的數(shù)據(jù)均由VXI系統(tǒng)按常規(guī)模型試驗方式經(jīng)過天平公式進行預(yù)處理，得到天平校心處的模型氣動力，按公式（1）轉(zhuǎn)換成力（或力矩）系數(shù)。動態(tài)試驗動態(tài)采集數(shù)據(jù)則由VXI系統(tǒng)按天平輸出的8個通道得到隨時間變化的動態(tài)電壓信號，將采集時間段內(nèi)的電壓值取平均后，代入天平公式求得氣動力值，與靜態(tài)試驗同樣的方法得到升力系數(shù)。

公式中q為試驗動壓，單位Pa；Y為天平測量的升力，單位N；S為參考面積。

4 試驗結(jié)果與分析

4.1 模型靜態(tài)與動態(tài)試驗結(jié)果

圖5和6給出了NACA0012對稱翼型的半模機翼在雷諾數(shù)一定條件下，分別用穩(wěn)態(tài)數(shù)據(jù)采集模式和動態(tài)數(shù)據(jù)采集模式時自然轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩下的升力特性曲線。為了說明方便起見，圖標“f＝0”表示靜態(tài)試驗狀態(tài)，其余表示不同偏心塊產(chǎn)生的頻率，并將NACA0012對稱翼型的半模機翼標記為“Ⅰ號”，將NACA64－210層流翼型的半模機翼標記為“Ⅱ號”。從中可以看出，在自然轉(zhuǎn)捩條件下，模型振動時的最大升力系數(shù)和失速迎角比靜態(tài)時有增大趨勢，而且升力在失速迎角以后的下降趨勢比較平緩，說明振動對失速特性有所改善；而在固定轉(zhuǎn)捩條件下，模型振動時的最大升力系數(shù)與靜態(tài)時基本一致，說明在湍流流動條件下振動和數(shù)據(jù)采集方式對該模型機翼的升力特性無明顯影響。圖7是NACA64－210層流翼型的半模機翼在相同雷諾數(shù)時自然轉(zhuǎn)捩的升力特性曲線，其變化規(guī)律與NACA0012固定轉(zhuǎn)捩情況類似。

圖5 Ⅰ號模型機翼穩(wěn)態(tài)采集時有無振動的升力曲線（Re＝0.342×106）Fig.5 The lift performance of theⅠ＃half－model wing with or without vibration under static acquisition（Re＝0.342×106）

圖6 Ⅰ號模型機翼動態(tài)采集時有無振動的升力曲線（Re＝0.342×106）Fig.6 The lift performance of theⅠ＃half－model wing with or without vibration under dynamic acquisition（Re＝0.342×106）

圖7 Ⅱ號模型機翼穩(wěn)態(tài)采集時有無振動的升力曲線（Re＝0.342×106）Fig.7 The lift performance of theⅡ＃half－model wing with or without vibration under static acquisition（Re＝0.342×106）

4.2 與翼型測壓試驗和文獻的比較

文獻［7］給出的二元翼型振動試驗結(jié)果和文獻［4，6］給出的計算結(jié)果均表明，振動會造成翼型大迎角下升力系數(shù)的減小和失速的提前，而半模機翼振動測力試驗中的情況與之不一致。分析其原因，首先兩次試驗的折算頻率不同，翼型振動試驗受機構(gòu)條件限制，最高頻率僅為1Hz，折算頻率k＝0.19（k＝2πfb／v，b為弦長，v為來流速度），半模實驗最大折算頻率k＝1.432；其次半模試驗中的激振方式不是單純施加沉浮或俯仰運動；此外半模機翼本身的慣性力影響無法扣除；以上原因還需要經(jīng)過大量的試驗和計算進行深入研究。

5 結(jié) 論

綜合試驗結(jié)果對比和數(shù)值模擬的初步分析，可以看出，模型機翼振動對氣動力影響的因素多且復(fù)雜，模型振動對機翼縱向氣動特性的影響因不同翼型構(gòu)型、不同采集方式和翼面不同流動模式等會產(chǎn)生不同效果，如模型振動可以改善NACA0012翼型機翼的失速性能；在自然轉(zhuǎn)捩失速前，振動使機翼升力有所減小；振動對對稱翼型和層流翼型機翼影響情況不同等。對于半模測力試驗結(jié)論與前期的二元翼型振動試驗和計算結(jié)果不一致的原因還有待于作進一步研究。

該期對NACA0012模型、11＃偏心塊、自然轉(zhuǎn)捩振動、穩(wěn)態(tài)采集模式的試驗狀態(tài)進行7次重復(fù)性試驗，升力系數(shù)的均方根誤差σCL＝0.0018，小于國軍標合格指標的0.004，表明該期試驗數(shù)據(jù)可信。

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