FD-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)研制

張永升，尹世博，劉 丹，賈 毅，郎衛(wèi)東

( 中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074)

0 引 言

早期的低速風洞試驗常采用外式機械天平，與之相適應(yīng)，模型多采用腹部支撐。后來由于應(yīng)變天平等技術(shù)的發(fā)展，機械天平逐步被淘汰，進而尾撐也逐步取代腹撐成為低速風洞中廣泛應(yīng)用的模型支撐方式。近年來，隨著我國支線客機和大型飛機等項目研制的發(fā)展，對低速風洞相關(guān)試驗技術(shù)也提出了相應(yīng)的需求。由于客機、運輸機及轟炸機等飛機的后機身呈船尾形上翹收縮，若采用尾撐，必須較大地修改后機身幾何外形，這會導(dǎo)致模型尾部繞流畸變，氣動力模擬遭到破壞。因此在發(fā)展運輸機風洞試驗技術(shù)的過程中，腹支撐又重新得到了低速風洞的重視。

低速風洞的腹支撐有很多種，按支撐點數(shù)目分有單點、雙點和三點共3 種［1-5］。單點腹支撐即在模型腹部只有一個支撐點，比較有代表性的主要是法國ONERA 的F1 風洞和DFVLR 哥廷根的3m ×3m 風洞的單點腹支撐系統(tǒng)［1，6］。其使用內(nèi)式天平，改變迎角時，整個支桿繞風洞下方的弧形軌道旋轉(zhuǎn)，迎角最大到40°；側(cè)滑角通過整個機構(gòu)繞豎直軸旋轉(zhuǎn)實現(xiàn)，側(cè)滑角最大到30°；模型運動過程中模型參考點所處的位置是保持不變的。雙點腹支撐主要包括前后雙支桿兩點支撐和主支桿附帶俯仰支臂的兩點支撐兩種方式，它們都屬于前后兩點串列式支撐。三點腹支撐通常采用三支桿支撐和叉形支架三點支撐［7］兩種形式。雙點和三點腹支撐是我國低速風洞主要采用的腹支撐方式，可以使用機械天平和內(nèi)式應(yīng)變天平。而單點腹支撐是一種新型的腹支撐方式，目前國內(nèi)對單點腹支撐系統(tǒng)的研究非常少，只有本文討論的FD-09風洞單點腹支撐和8m ×6m 風洞單點腹支撐兩套機構(gòu)［8-10］。與雙點和三點腹支撐相比，單點腹支撐由于支撐點少，對模型繞流干擾較小并且模型設(shè)計也比較簡單。

為了在FD-09 風洞中發(fā)展新型的腹支撐系統(tǒng)，基于FD-09 風洞現(xiàn)有的下大迎角機構(gòu)，設(shè)計研制了FD-09 風洞內(nèi)式應(yīng)變天平單點腹支撐系統(tǒng)。單點腹支撐系統(tǒng)于2011 年研制成功并投入使用，先后進行了運輸機和無人機等多項試驗任務(wù)，試驗皆取得了很好的結(jié)果。本文對單點腹支撐系統(tǒng)的設(shè)計特點、試驗方法、數(shù)據(jù)處理、關(guān)鍵技術(shù)及應(yīng)用結(jié)果等進行了分析。

1 FD-09 低速風洞

FD-09 風洞是一座單回流閉口低速風洞，試驗段橫截面為四角圓化正方形，F(xiàn)D-09 風洞的氣動布局見圖1。

圖1 FD-09 風洞氣動布局圖Fig.1 The layout of FD-09 wind tunnel

FD-09 風洞主要參數(shù)如下： 試驗段截面尺寸：3m×3m；試驗段長度： 14m； 空風洞最大風速： 100m/s；試驗段平均湍流度：0.13%；試驗段軸向靜壓梯度：0。

2 單點腹支撐系統(tǒng)的設(shè)計特點

FD-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)主要由迎角機構(gòu)、腹支桿和內(nèi)式天平等組成，如圖2 所示。迎角機構(gòu)使用風洞現(xiàn)有的下大迎角機構(gòu)，為平行四邊形雙立桿組合件，通過后立桿的上下移動可以改變迎角，通過轉(zhuǎn)盤轉(zhuǎn)動可以改變側(cè)滑角。腹支桿截面為圓形( 直徑70mm) ，其底端垂直固定在迎角機構(gòu)的接頭上，頂端通過一個90°的接頭連接內(nèi)式六分量應(yīng)變天平，則模型機身軸線與腹支桿成垂直角度安裝。

圖2 FD-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)Fig.2 The single point ventral support system in FD-09 wind tunnel

FD-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)在風洞現(xiàn)有的平行四邊形迎角機構(gòu)的基礎(chǔ)上通過改造實現(xiàn)了模型的單點腹支撐，具有系統(tǒng)簡便實用、模型設(shè)計簡單、支撐干擾相對穩(wěn)定等特點。

利用FD-09 風洞現(xiàn)有的迎角機構(gòu)，只需要設(shè)計新的接頭和新的腹支桿即可實現(xiàn)單點腹支撐，改造方案簡單易行、成本較低。迎角機構(gòu)的驅(qū)動部件位于風洞外部，風洞內(nèi)機構(gòu)簡潔，對流場干擾較小。整套機構(gòu)安裝拆卸方便，節(jié)省了試驗準備時間，提高了試驗效率，具有很好的實用性。由于采用了單點腹撐，且迎角機構(gòu)不用設(shè)置在模型內(nèi)部，所以試驗?zāi)Ｐ偷脑O(shè)計比較簡單；因為只需要設(shè)計一個支撐點位置，對模型表面的破壞也比較少，提高了氣動力模擬的保真度。在迎角變化過程中，單點腹支桿始終與模型機身軸線保持垂直，不會像雙點或三點腹支撐那樣，迎角越大腹支桿越靠近機身尾部，對尾翼的干擾也越大。單點腹支撐的支桿與機身尾部的夾角和距離是固定不變的，所以迎角變化過程中腹支桿對尾翼的干擾比雙點或三點腹支撐要相對小一些。

與8m×6m 風洞單點腹支撐系統(tǒng)比較而言，F(xiàn)D-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)具有以下獨特的優(yōu)勢：8m ×6m 風洞單點腹支撐系統(tǒng)的迎角機構(gòu)位于試驗段內(nèi)部的模型后方，通過在迎角機構(gòu)上安裝“L”形支桿的方式實現(xiàn)單點腹支撐；而FD-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)的迎角機構(gòu)主體部件位于試驗段外部，試驗段內(nèi)主要是腹支桿部件，所以流場比較干凈，試驗機構(gòu)產(chǎn)生的干擾大大減小。

FD-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)的主要性能指標如下：迎角變化范圍-40° ～40°，側(cè)滑角變化范圍-30° ～30°，角度精度0.05°。

3 試驗方法和數(shù)據(jù)處理

3.1 試驗方法

試驗時模型正裝于單點腹支撐系統(tǒng)上，抬頭為正迎角?？v向試驗過程中固定動壓、側(cè)滑角，連續(xù)改變迎角進行試驗；橫向試驗過程中固定動壓、迎角，連續(xù)改變側(cè)滑角進行試驗。支架干擾量試驗通過兩步法獲得，即模型反裝有/無鏡像支桿的試驗數(shù)據(jù)相減即可獲得支架干擾量。

3.2 數(shù)據(jù)處理

試驗數(shù)據(jù)處理時進行了如下修正：(1) 氣流偏角修正；(2) 風洞落差系數(shù)修正； ( 3) 洞壁干擾修正；(4) 支架干擾修正。

4 關(guān)鍵技術(shù)及應(yīng)用結(jié)果分析

4.1 支桿人工固定轉(zhuǎn)捩

FD-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)的支桿截面為圓形，既可用于縱向試驗也可用于橫向試驗，加工也比較方便。但是圓截面的流動是分離流，對雷諾數(shù)比較敏感。在低速風洞中支桿繞流雷諾數(shù)一般處于臨界雷諾數(shù)范圍，此時支桿的邊界層十分不穩(wěn)定，它處于由層流分離轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鞣蛛x的過渡區(qū)，支桿繞流的不穩(wěn)定導(dǎo)致了支桿對模型的干擾也不穩(wěn)定。為了解決這個問題，必須在支桿表面采用人工固定轉(zhuǎn)捩的方法使支桿邊界層變成穩(wěn)定的湍流狀態(tài)。FD-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)采用的是在支桿表面纏繞尼龍網(wǎng)布［1］的方法，如圖2 所示。為了進行支桿干擾量的測量，鏡像支桿也在表面纏繞了尼龍網(wǎng)布進行人工固定轉(zhuǎn)捩。

4.2 地面效應(yīng)試驗

在進行地面效應(yīng)試驗時，用剛性支架將地板支撐固定于風洞下洞壁，地板為蜂窩結(jié)構(gòu)的鋁制地板，長5.6m，寬2.95m。地板上相應(yīng)位置開槽用于通過腹支桿，開槽處用海綿填充，并在地板下表面用膠皮密封，以減輕地板串氣產(chǎn)生的影響。地面效應(yīng)試驗照片如圖3 所示。

圖3 地面效應(yīng)試驗Fig.3 Ground effect test

地面效應(yīng)試驗中需要模擬模型的離地高度，在迎角變化時，模型的離地高度會發(fā)生變化。為了保證迎角改變后模型還處在相同離地高度，需要通過迎角機構(gòu)的整體升沉運動來調(diào)整模型離地高度。如果每變化一個迎角就通過尺子測量調(diào)整一次高度，則工作繁瑣、效率低下。為了簡化工作程序并提高試驗效率，采用了光學(xué)測量標定方法。在迎角機構(gòu)上布置一定長度的光柵尺位移傳感器，通過光柵數(shù)顯表讀取光柵尺數(shù)據(jù)。在每一個迎角下，通過調(diào)節(jié)迎角機構(gòu)的升沉使模型達到所需的離地高度，記錄下此時光柵數(shù)顯表上的數(shù)據(jù)，這樣就可以得到整個迎角序列內(nèi)不同迎角下保持相同離地高度所對應(yīng)的光柵尺數(shù)據(jù)。正式試驗前標定好不同迎角和不同離地高度下光柵尺數(shù)據(jù)的矩陣，正式試驗時只需要在測控間內(nèi)通過調(diào)節(jié)迎角機構(gòu)的升沉使光柵尺讀數(shù)調(diào)整到所對應(yīng)的標定矩陣數(shù)據(jù)即可。使用光柵尺測量調(diào)整模型離地高度，精度較高、操作簡單，有效提高了試驗效率。

4.3 試驗重復(fù)性精度

使用試驗?zāi)Ｐ瓦M行了縱向和橫向的7 次重復(fù)性試驗，重復(fù)性試驗精度計算結(jié)果和國軍標精度指標［11］的對比如表1 所示。

表1 7 次重復(fù)性試驗均方根誤差(≤10°)Table 1 Root mean square errors of 7 repeated tests(≤10°，10°)

表1 7 次重復(fù)性試驗均方根誤差(≤10°)Table 1 Root mean square errors of 7 repeated tests(≤10°，10°)

縱向 σCL σCD σCm β=0° 0.00166 0.00044 0.00040國軍標合格 0.0040 0.00050 0.0012國軍標先進 0.0010 0.00020 0.0003橫向 σCl σCn σCY β=8° 0.00015 0.00017 0.00064國軍標合格 0.0005 0.0005 0.0012國軍標先進0.0001 0.0001 0.0003

從表1 可以看出，縱向和橫向的重復(fù)性試驗精度結(jié)果均達到了國軍標合格指標的要求，并且有4 個分量( 升力、俯仰力矩、滾轉(zhuǎn)、偏航) 接近國軍標的先進指標。總體來說，F(xiàn)D-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)的重復(fù)性試驗精度較高，可以滿足型號試驗的需求。

4.4 支桿干擾量

圖4 給出了試驗?zāi)Ｐ涂v向基本試驗( β =0°) 的支桿干擾量曲線。可以看出，在失速迎角之前支桿干擾量的波動量非常小，是一個比較穩(wěn)定的量； 在失速之后，支桿干擾量略有變化?？傮w來說，支桿對升力和阻力的干擾量比較小，但是對俯仰力矩的干擾量是一個大量。由于失速之前支桿干擾量是一個比較穩(wěn)定的量，所以支桿干擾量只是引起縱向氣動曲線的平移，對縱向氣動曲線的斜率( CL～α 和Cm～α) 沒有影響。

圖5 給出了試驗?zāi)Ｐ蜋M向基本試驗( α =8°) 的支桿干擾量曲線?？梢钥闯?，支桿對橫向氣動系數(shù)的干擾量很小，波動量也很小，并且有較好的線性，干擾量的正負側(cè)滑角對稱性也比較好?？傮w來說，支桿對橫向氣動系數(shù)的干擾量是一個線性的小量。由于支桿對橫向氣動系數(shù)的干擾量是一個有較小斜率的線性量，所以支桿干擾會引起橫向氣動曲線的斜率( Cl～β、Cn～β 和CY～β) 略有減小。

圖5 橫向試驗支桿干擾量Fig.5 Ventral support interference of lateral test

綜上所述，支桿對俯仰力矩的干擾量是一個比較穩(wěn)定的大量，支桿對其它5 個分量的干擾量是一個穩(wěn)定或線性的小量。所以FD-09風洞單點腹支撐系統(tǒng)的支桿干擾是比較穩(wěn)定的，并且對大部分氣動分量的干擾量是小量，這對于腹撐試驗結(jié)果是有利的，說明FD-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)適合開展飛機型號的腹撐試驗。

FD-09 風洞原來使用的是雙點腹支撐系統(tǒng)，表2給出了單點腹支撐系統(tǒng)與雙點腹支撐系統(tǒng)縱向試驗的支桿干擾量比較。

表2 支桿干擾量比較Table 2 Compare of ventral support interference

從表2 可以看出，單點腹支撐系統(tǒng)的支桿干擾量要明顯小于雙點腹支撐系統(tǒng)，說明單點腹支撐系統(tǒng)具有支桿干擾較小的優(yōu)勢。

5 結(jié) 論

本文介紹了FD-09 風洞單點腹支撐系統(tǒng)的研制和應(yīng)用結(jié)果，可以得出如下結(jié)論：

(1) FD-09 風洞研制的單點腹支撐系統(tǒng)是一種新型的腹支撐形式，具有系統(tǒng)簡便實用、模型設(shè)計簡單、支撐干擾穩(wěn)定等特點；

(2) 在地面效應(yīng)試驗中使用布置光柵尺位移傳感器的新方法取代了傳統(tǒng)的測量方法，大大提高了地面效應(yīng)試驗的控制精度和試驗效率；

(3) 單點腹支撐系統(tǒng)的試驗重復(fù)性精度較高，部分指標已經(jīng)接近國軍標的先進指標，可以滿足型號試驗的需求；

(4) 單點腹支撐系統(tǒng)的支桿干擾是比較穩(wěn)定的，且對大部分氣動分量的干擾量是小量，所以單點腹支撐系統(tǒng)適合開展飛機型號的腹撐試驗；

(5) 與雙點腹支撐系統(tǒng)比較而言，單點腹支撐系統(tǒng)具有支桿干擾較小的優(yōu)勢。

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