立式風(fēng)洞與立式風(fēng)洞試驗

顏 巍 / YAN Wei

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

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立式風(fēng)洞與立式風(fēng)洞試驗

顏 巍 / YAN Wei

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

尾旋是飛機的一種非正常的復(fù)雜旋轉(zhuǎn)飛行狀態(tài)，飛機尾旋研究在航空工程中屬于比較冷門的專業(yè)。立式風(fēng)洞是專門進(jìn)行飛機尾旋研究等特種試驗的風(fēng)洞設(shè)施，這種風(fēng)洞在飛機研發(fā)過程中與常規(guī)風(fēng)洞相比使用率較低。對立式風(fēng)洞和立式風(fēng)洞試驗進(jìn)行簡要的回顧和闡述，為相關(guān)飛機型號設(shè)計單位進(jìn)行立式風(fēng)洞試驗、研究飛機尾旋特性與改出特性提供參考。

立式風(fēng)洞；自由尾旋；旋轉(zhuǎn)天平

0 引言

風(fēng)洞(Wind Tunnel)是一種產(chǎn)生人造氣流的管道，用于研究空氣流經(jīng)物體所產(chǎn)生的氣動效應(yīng)，主要應(yīng)用于飛行器、導(dǎo)彈設(shè)計領(lǐng)域。按照不同的類型可以將風(fēng)洞進(jìn)行區(qū)分。按照氣流速度可將風(fēng)洞分為亞音速風(fēng)洞、跨音速風(fēng)洞、超音速風(fēng)洞。按照風(fēng)洞試驗的內(nèi)容可將風(fēng)洞分為常規(guī)風(fēng)洞和特種風(fēng)洞，常規(guī)風(fēng)洞一般進(jìn)行測力、測壓等常規(guī)試驗、以及一部分非常規(guī)試驗，如大迎角試驗、動導(dǎo)數(shù)試驗等；特種風(fēng)洞是專門進(jìn)行特種試驗的風(fēng)洞，如進(jìn)行飛機尾旋研究的立式風(fēng)洞、進(jìn)行飛機噪聲研究的聲學(xué)風(fēng)洞、進(jìn)行飛機結(jié)冰研究的結(jié)冰風(fēng)洞、進(jìn)行飛機高雷諾數(shù)條件下試驗的低溫風(fēng)洞等[1]。

1 立式風(fēng)洞

立式風(fēng)洞是進(jìn)行飛機尾旋特性和改出特性研究試驗、旋轉(zhuǎn)天平試驗和其它一些特種試驗的平臺。自20世紀(jì)30年代開始，世界上主要航空大國均陸續(xù)建設(shè)了立式風(fēng)洞來進(jìn)行相關(guān)的科學(xué)研究試驗。目前，世界上可使用的立式風(fēng)洞并不多，表1展示了主要立式風(fēng)洞的概況，可以看出世界上大多數(shù)立式風(fēng)洞使用環(huán)形回流形式，其次是單回流式。圖1展示了環(huán)形回流立式風(fēng)洞和單回流立式風(fēng)洞在結(jié)構(gòu)上的差異，圖2展示了美國和俄羅斯各自的立式風(fēng)洞，這兩座立式風(fēng)洞除了在結(jié)構(gòu)上有著本質(zhì)的差異外，在試驗手段上也完全不同。蘭利立式風(fēng)洞的試驗段為閉口試驗段，T-105試驗段為開口試驗段。蘭利立式風(fēng)洞通過埋在風(fēng)洞洞體內(nèi)的通電環(huán)形銅線所發(fā)出的強大磁場將飛機模型約束在試驗段的中心，即飛機模型與風(fēng)洞洞體無任何接觸，處于完全自由懸浮狀態(tài)，而T-105立式風(fēng)洞通過在飛機模型的背部和腹部的掛鎖以及柔線與洞體上部和下部相連，結(jié)合試驗段的“中部凹陷-四周環(huán)形凸起”的碟形流場，將模型約束在試驗段中心。在尾旋改出試驗中，蘭利立式風(fēng)洞通過分布在洞體四周的捕獲網(wǎng)將模型捕獲，T-105立式風(fēng)洞通過人力拉住柔線來防止飛機模型飛出試驗段。通過比較可以看出，蘭利立式風(fēng)洞比T-105立式風(fēng)洞在設(shè)備上以及試驗手段上要先進(jìn)，比如：由于T-105立式風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ筒捎玫鯍旆绞剑谀Ｐ透某鑫残囊凰查g，由于柔線的拉力和飛機模型的運動方向相反，飛機模型的背部和腹部的掛鎖部位承受巨大的載荷，根據(jù)估算大約有近5g的過載，這樣飛機模型上的某些關(guān)鍵部位(特別是中機身)不得不進(jìn)行強度加強，這樣重量就會增加，這就與尾旋模型設(shè)計的思路相違背，增加了模型設(shè)計的難度[2-3]。

表1 世界上立式風(fēng)洞列表

圖1 環(huán)形回流尾旋風(fēng)洞與單回流尾旋風(fēng)洞的比較

圖2 立式風(fēng)洞

2 立式風(fēng)洞試驗

2.1 尾旋特性與改出特性試驗

在立式風(fēng)洞中所進(jìn)行的試驗中，最主要的是飛機模型的尾旋試驗與改出試驗，主要目的是從宏觀上判定飛機在失速后發(fā)生尾旋的可能性、飛機在螺旋運動中尾旋的模態(tài)以及飛機自身是否有改出尾旋的能力，此外還可以進(jìn)行反尾旋傘選型試驗。圖3展示了美國NASA蘭利立式風(fēng)洞和俄羅斯TsAGI T-105立式風(fēng)洞中所進(jìn)行的一些飛機型號的尾旋試驗和反尾旋傘試驗。試驗前預(yù)設(shè)飛機模型的升降舵和方向舵偏度，為了迫使飛機進(jìn)入尾旋，一般升降舵和方向舵均預(yù)設(shè)到滿偏偏度。開啟風(fēng)洞后，由投手按照預(yù)設(shè)角度將飛機模型準(zhǔn)確地投入到試驗段中心，待飛機模型穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)后開始進(jìn)行測量記錄，穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)5圈以上，可以通過無線電操控飛機舵面進(jìn)行反尾旋偏轉(zhuǎn)，迫使飛機模型改出尾旋。此外，還可以在模型內(nèi)部預(yù)裝反尾旋傘，打傘后觀測反尾旋傘迫使飛機改出尾旋的效果，對不同規(guī)格的反尾旋傘進(jìn)行選型。

圖3 模型進(jìn)行尾旋特性與改出特性試驗

飛機模型在立式風(fēng)洞試驗段中的運動軌跡和運動姿態(tài)需要有合適的測量設(shè)備記錄下來，以便進(jìn)行相關(guān)的分析。早期的試驗使用人工判讀測量系統(tǒng)，即使用高速攝影機將飛機運動以膠片的形式連續(xù)拍攝下來，用投影儀將膠片投影到屏幕上與一個縮比后的解碼模型進(jìn)行對比，人工判讀出模型的空間姿態(tài)，這種方法獲得的結(jié)果比較粗糙，處理過程費時費力，除了TsAGI的T-105立式風(fēng)洞外，其它立式風(fēng)洞已摒棄此方法。由于人工判讀方法的弊端，科研人員開發(fā)了全視場尾旋測量系統(tǒng)，該系統(tǒng)采用基于圖像采集與處理的雙目圖像測量技術(shù)，其基本原理是基于光學(xué)中心的面投影方程。所有內(nèi)部方位參數(shù)和外部方位參數(shù)通過相機(含鏡頭)校準(zhǔn)而確定，這些參數(shù)確定后，目標(biāo)在2D圖像平面的坐標(biāo)和3D物理空間的坐標(biāo)的關(guān)系得以確定。系統(tǒng)采用4臺攝像機，分成A、B兩組，每組2臺形成雙目立體視覺。任一目標(biāo)點在一組攝像機成像后，可解出目標(biāo)的空間坐標(biāo)，再根據(jù)其解算模型的各種運動參數(shù)。這種方法被世界上許多立式風(fēng)洞所采用，不足之處是試驗前的空間位置標(biāo)定和模型標(biāo)記點定位比較費時間。隨著科技的進(jìn)步，傳統(tǒng)的、粗笨的機械式陀螺儀逐漸被微型機電式(MEMS)陀螺儀所取代，這種微型陀螺儀體積小、質(zhì)量輕、信號可無線傳輸，可將其放置于飛機尾旋模型的內(nèi)部，最典型的是MTI-28A53G25型姿態(tài)航向參考系統(tǒng)。這個系統(tǒng)包括了三軸加速度計、三軸陀螺儀、三軸磁強計和溫度傳感器等，可以直接測量出飛機模型運動時，機體軸系下x、y、z三個方向上的加速度值，繞x、y、z三個軸的旋轉(zhuǎn)角速度，俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角等。

圖4 尾旋模型進(jìn)行質(zhì)心、質(zhì)量和慣量調(diào)試

在飛機模型進(jìn)行立式風(fēng)洞尾旋試驗之前，需要進(jìn)行不同構(gòu)型、不同狀態(tài)條件下，模型的質(zhì)量、質(zhì)心和慣量等參數(shù)的調(diào)試，此項工作的周期較長，對于一期立式風(fēng)洞試驗，試驗前一般都需要將近一個月時間進(jìn)行相關(guān)參數(shù)調(diào)試。簡易的調(diào)試設(shè)備如圖4所示。但是使用這些設(shè)備進(jìn)行慣量調(diào)試均忽略了空氣阻尼力矩的影響，從原理上講這樣做是有缺陷的，這樣直接導(dǎo)致了振動周期T的測量誤差。美國的NASA與俄羅斯的TsAGI均有相關(guān)的真空罐來進(jìn)行飛機立式風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蛻T量的調(diào)試，圖4e)展示了俄羅斯圖波列夫設(shè)計局設(shè)計的，將要在T-105立式風(fēng)洞中進(jìn)行尾旋試驗研究的Tu-334客機模型在TsAGI的真空罐(Φ3m×9m)內(nèi)進(jìn)行慣量的調(diào)試[3-4]。

2.2 旋轉(zhuǎn)天平試驗

旋轉(zhuǎn)天平試驗是用來測量模型繞速度軸穩(wěn)態(tài)旋轉(zhuǎn)中所受的氣動力(即旋轉(zhuǎn)流數(shù)據(jù)，旋轉(zhuǎn)流動給飛機產(chǎn)生一個附加的力和力矩)，為研究飛機大迎角旋轉(zhuǎn)氣動特性，求解六自由度運動方程，預(yù)測飛機穩(wěn)態(tài)尾旋平衡點及其特性，為飛機失速尾旋的發(fā)展及改出的時間歷程計算提供氣動力基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。圖5展示了一些飛機在立式風(fēng)洞中進(jìn)行旋轉(zhuǎn)天平試驗。通過旋轉(zhuǎn)天平試驗可以準(zhǔn)確地獲得飛機尾旋過程與改出過程中的氣動力與氣動力系數(shù)，準(zhǔn)確而定量地預(yù)測當(dāng)飛機在氣動力與慣性力平衡、氣動力力矩與慣性力力矩平衡條件下的穩(wěn)定尾旋時的迎角、側(cè)滑角等。試驗時，模型內(nèi)部的天平所測量的力和力矩包括三個部分，旋轉(zhuǎn)流引起的氣動力和氣動力矩，重力引起的力和力矩，旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的慣性力和力矩。為了獲得單純的氣動力和氣動力矩，需要首先扣除重力的影響。然后在無風(fēng)的狀態(tài)下，通過旋轉(zhuǎn)和測量獲得慣性力和慣性力矩，為了消除空氣阻尼的影響，旋轉(zhuǎn)機構(gòu)需要進(jìn)行正、反轉(zhuǎn)試驗。最后，將有風(fēng)時旋轉(zhuǎn)天平測得的力和力矩減去無風(fēng)時旋轉(zhuǎn)天平測得的力和力矩，獲得總的純氣動力和純氣動力矩。此外，旋轉(zhuǎn)天平試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計相對尾旋模型設(shè)計較為容易，主要是由于在慣量上沒有苛刻的設(shè)計要求。

圖5 不同飛機模型進(jìn)行旋轉(zhuǎn)天平試驗

2.3 其它試驗

在進(jìn)行飛機模型尾旋試驗和旋轉(zhuǎn)天平試驗之外，世界各國的立式風(fēng)洞也根據(jù)各自情況發(fā)展和應(yīng)用了一些其它的特種試驗技術(shù)。如在立式風(fēng)洞中進(jìn)行模擬真人跳傘試驗，如圖6a)所示。TsAGI的T-105立式風(fēng)洞可以進(jìn)行直升機旋翼的氣動力研究和飛艇的氣動力研究，圖6b)展示了卡莫夫-50直升機的共軸反轉(zhuǎn)旋翼的氣動力影響試驗，圖6c)展示了飛艇的氣動力研究試驗。NASA蘭利立式風(fēng)洞可以進(jìn)行模擬宇宙飛船返回艙開減速傘的研究試驗，如圖6d)所示[3-4]。

圖6 立式風(fēng)洞中進(jìn)行的其它試驗

3 結(jié)論

簡要回顧了不同國家所使用的不同形式的立式風(fēng)洞和在立式風(fēng)洞中進(jìn)行的相關(guān)特種試驗，主要包括尾旋試驗、旋轉(zhuǎn)天平試驗等，為相關(guān)飛機型號設(shè)計單位進(jìn)行立式風(fēng)洞試驗、研究飛機尾旋特性與改出特性提供了參考。

[1] 范潔川，等.世界風(fēng)洞[M].南京：南京出版社，1992.

[2] 祝明紅，等.Φ5m立式風(fēng)洞尾旋試驗技術(shù)[J].實驗流體力學(xué)，2007,21(3):49-53.

[3] 俄羅斯中央流體力學(xué)研究院T-105立式風(fēng)洞簡介，http://www.tsagi.ru/en/ .

[4] 美國NASA蘭利Φ6.1m立式風(fēng)洞簡介，http://www.nasa.gov/ .

Vertical Wind Tunnel and Vertical Wind Tunnel Experiments

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

Aircraft spin is a very complex rotational flight state, aircraft spin research is relatively less focused. Vertical wind tunnel is the specific wind tunnel facility for aircraft spin research, this kind of wind tunnel is less been used compare with normal wind tunnel. This paper presents the review and discussion of vertical wind tunnel and vertical wind tunnel experiments.

vertical wind tunnel; free-spin; rotary balance

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.03.012

V211.74

A