低速增壓風(fēng)洞三點(diǎn)支撐系統(tǒng)的設(shè)計(jì)和驗(yàn)證

曲明 閆永昌 張連河 毛霄 董國(guó)慶 賈明明 王晶

摘要：為提高大展弦比飛機(jī)模型和大載荷飛翼類模型風(fēng)洞試驗(yàn)準(zhǔn)度，提高支撐機(jī)構(gòu)縱橫向剛度和系統(tǒng)穩(wěn)定性，有效降低試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪俸蟮亩秳?dòng)和機(jī)翼彈性形變，航空工業(yè)氣動(dòng)院在FL-9低速增壓風(fēng)洞開(kāi)展了三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)的研究。以擬進(jìn)行增壓試驗(yàn)的某螺旋槳滑流模型為研究對(duì)象，對(duì)模型迎角運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、風(fēng)擋逆向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)等進(jìn)行了具體的設(shè)計(jì)分析及結(jié)構(gòu)優(yōu)化，按照試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)角對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行了驗(yàn)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(duì)提高試驗(yàn)精準(zhǔn)度有較大幫助。

關(guān)鍵詞：三點(diǎn)支撐；精度；準(zhǔn)度；風(fēng)洞試驗(yàn)；機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)

中圖分類號(hào)：V211.72文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.09.003

為在風(fēng)洞中進(jìn)行大展弦比飛機(jī)或飛翼布局飛機(jī)的全機(jī)測(cè)力、測(cè)壓試驗(yàn)，起落架性能及影響試驗(yàn)和氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)試驗(yàn)需要設(shè)計(jì)有效的支撐變角機(jī)構(gòu)。此類支撐機(jī)構(gòu)要避免支撐形式對(duì)于機(jī)身或尾部帶來(lái)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(diǎn)，從而獲得準(zhǔn)確的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。通過(guò)分析，確定采用三點(diǎn)支撐的變角機(jī)構(gòu)形式。

目前，某些歐美國(guó)家風(fēng)洞配備了三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)，圖1為法國(guó)F1風(fēng)洞三點(diǎn)支撐系統(tǒng)，兩根支桿分別支撐在左右機(jī)翼上，第三根支桿支撐在機(jī)身尾部，該系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)迎角范圍為30°，但是無(wú)法實(shí)現(xiàn)側(cè)滑角變化[1]，如需實(shí)現(xiàn)此功能，當(dāng)模型偏航時(shí)，多個(gè)風(fēng)擋必須一起運(yùn)動(dòng)，且與來(lái)流方向保持一致[2]。美國(guó)最大的風(fēng)洞，即國(guó)家全尺寸空氣動(dòng)力學(xué)復(fù)合體也具備三點(diǎn)支撐試驗(yàn)?zāi)芰?，是直升機(jī)和傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)試驗(yàn)研究的首要試驗(yàn)設(shè)備[3]。

航空工業(yè)氣動(dòng)院在FL-8風(fēng)洞針對(duì)飛翼布局模型進(jìn)行過(guò)三點(diǎn)支撐的初步探索，機(jī)構(gòu)形式如圖2所示。該試驗(yàn)本質(zhì)上仍是叉形腹撐的結(jié)構(gòu)形式，只是通過(guò)轉(zhuǎn)接件在模型近場(chǎng)處過(guò)渡為三點(diǎn)支撐，試驗(yàn)?zāi)康氖菧y(cè)量不同空間形狀和截面形狀三點(diǎn)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(duì)某些類型試驗(yàn)，三點(diǎn)支撐具有較大優(yōu)勢(shì)，因此本次在低速增壓風(fēng)洞正式開(kāi)展了三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)的研究，同時(shí)吸取了FL-8風(fēng)洞的試驗(yàn)成果，支桿均采用了正24邊形截面形狀，以提高精度。

三點(diǎn)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(shì)：

（1）主支撐點(diǎn)支撐在機(jī)翼上，可有效減小試驗(yàn)時(shí)模型失速后的抖動(dòng)和機(jī)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(yàn)數(shù)據(jù)精度。

（2）支撐點(diǎn)遠(yuǎn)離機(jī)身與機(jī)翼的整流帶和機(jī)身腹部的起落架，避免了常規(guī)腹撐和尾撐對(duì)機(jī)身或尾部型面破壞，降低了對(duì)船尾形尾部、機(jī)身與機(jī)翼的整流帶和起落架氣動(dòng)特性的影響。

（3）對(duì)某些大展弦比長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)、某些特種布局飛機(jī)，可避免因其機(jī)身內(nèi)無(wú)法放置內(nèi)式天平而無(wú)法進(jìn)行全機(jī)低速高雷諾數(shù)試驗(yàn)的問(wèn)題。

1三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)指標(biāo)和技術(shù)難點(diǎn)

FL-9低速增壓風(fēng)洞三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)主要技術(shù)指標(biāo)為：可實(shí)現(xiàn)迎角范圍-8°～26°；可實(shí)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(dá)2～3（°）/s；角度精度優(yōu)于±3′。三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)的技術(shù)難點(diǎn)主要體現(xiàn)在以下兩個(gè)方面：

（1）飛機(jī)模型依靠連接于機(jī)翼的兩個(gè)主支桿及連接于后機(jī)身的一個(gè)尾支桿完成迎角變化，支架干擾量是通過(guò)有/無(wú)假支桿的兩步法來(lái)進(jìn)行扣除[5]，如尾支桿變角后能夠保持豎直狀態(tài)，則易于實(shí)現(xiàn)支架干擾扣除，但尾支桿此種狀態(tài)又較難實(shí)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(gè)主要技術(shù)難點(diǎn)。

（2）該套設(shè)備共有6個(gè)支桿，位于模型下方的三個(gè)支桿用于支撐模型和改變迎角，位于模型上方的三個(gè)鏡像支桿用于兩步法扣除支架干擾。對(duì)應(yīng)于每一個(gè)支桿都配備一個(gè)風(fēng)擋，在進(jìn)行帶側(cè)滑角試驗(yàn)時(shí)，風(fēng)擋要始終保持順氣流狀態(tài)來(lái)滿足氣動(dòng)研究需要，而風(fēng)擋和變側(cè)滑角機(jī)構(gòu)連接在一起，如何在變側(cè)滑角機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中同時(shí)維持多個(gè)風(fēng)擋的順氣流狀態(tài)是一個(gè)技術(shù)難點(diǎn)。

2三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)的總體方案

三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)主要由迎角運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、側(cè)滑角運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、風(fēng)擋逆向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)、測(cè)力天平、測(cè)控系統(tǒng)等部分組成，如圖3所示。

迎角運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)主要由與模型底部連接的三個(gè)支桿及電驅(qū)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償機(jī)構(gòu)組成，用于驅(qū)動(dòng)飛機(jī)模型在風(fēng)洞試驗(yàn)及支架干擾扣除試驗(yàn)中的迎角變化，并自動(dòng)補(bǔ)償尾支桿下鉸點(diǎn)在變角過(guò)程中產(chǎn)生的水平及豎直位移以保證機(jī)構(gòu)具備正確的支架干擾扣除姿態(tài)；側(cè)滑角運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)主要由分別位于風(fēng)洞上壁及下壁的電驅(qū)動(dòng)的兩套齒輪減速裝置組成，用于驅(qū)動(dòng)飛機(jī)模型在風(fēng)洞試驗(yàn)及支架干擾扣除試驗(yàn)中的側(cè)滑角變化；風(fēng)擋逆向運(yùn)動(dòng)機(jī)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(guò)程中的順氣流狀態(tài)；測(cè)力天平為置于風(fēng)洞外的外式應(yīng)變天平，由浮動(dòng)框、固定框、各方向消擾支桿及高精度傳感器組成[6]，用于準(zhǔn)確測(cè)量模型的氣動(dòng)力。測(cè)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(jì)算機(jī)控制，一方面進(jìn)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(cè)控系統(tǒng)在模型支撐系統(tǒng)現(xiàn)場(chǎng)通過(guò)以太網(wǎng)與主控機(jī)房的主控計(jì)算機(jī)以及數(shù)據(jù)庫(kù)服務(wù)器等聯(lián)網(wǎng)。

3三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

3.1迎角運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)

飛機(jī)模型底部的三個(gè)支桿具有支撐模型及改變模型迎角的功能，前方兩個(gè)主支桿與模型機(jī)翼鉸接，兩個(gè)鉸接點(diǎn)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(diǎn)采用關(guān)節(jié)軸承連接形式來(lái)消除安裝誤差，該連接點(diǎn)可以繞模型旋轉(zhuǎn)軸進(jìn)行弧線運(yùn)動(dòng)。尾支桿底部通過(guò)直線導(dǎo)軌剛性連接于運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償機(jī)構(gòu)，運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償機(jī)構(gòu)除具備水平位移補(bǔ)償和豎直位移補(bǔ)償功能外，還可以繞自身軸線旋轉(zhuǎn)，因此當(dāng)運(yùn)動(dòng)補(bǔ)償機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)尾支桿帶動(dòng)模型產(chǎn)生迎角時(shí)，自身多個(gè)自由度的平衡可以保證尾支桿在每個(gè)試驗(yàn)角度均為豎直狀態(tài)，如圖5所示。其中，A為水平位移補(bǔ)償機(jī)構(gòu)，B為豎直位移補(bǔ)償機(jī)構(gòu)。底部三個(gè)支桿分別與對(duì)應(yīng)鏡像支桿剛性連接，因此6個(gè)支桿在模型每個(gè)試驗(yàn)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(gè)支桿一致，因此該系統(tǒng)可以滿足支架干擾測(cè)量的需求。

3.2風(fēng)擋逆向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)

飛機(jī)模型變側(cè)滑角過(guò)程中，風(fēng)擋要始終保持順氣流狀態(tài)，以滿足氣動(dòng)試驗(yàn)需求，這一功能主要通過(guò)風(fēng)擋逆向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)的4個(gè)回轉(zhuǎn)軸承來(lái)實(shí)現(xiàn)。4個(gè)回轉(zhuǎn)軸承的內(nèi)圈均固定連接于驅(qū)動(dòng)模型變側(cè)滑角的轉(zhuǎn)盤上，一個(gè)位于轉(zhuǎn)盤中心，另外三個(gè)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(guò)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(guò)兩根鋼桿連接于試驗(yàn)裝置固定端，另外三個(gè)回轉(zhuǎn)軸承的外圈分別通過(guò)鋼索連接于中心回轉(zhuǎn)軸承的外圈，4個(gè)軸承采用同樣的尺寸型號(hào)，因此每組兩根鋼索尺寸相等且平行，由于每個(gè)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(guò)程中，風(fēng)擋的方向始終是保持順氣流不變的，滿足了氣動(dòng)試驗(yàn)研究需要，如圖7所示。

4三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)的靜力學(xué)分析

風(fēng)擋翼型為對(duì)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(guò)大，以至于和支桿產(chǎn)生碰觸，從而影響測(cè)力天平測(cè)量模型氣動(dòng)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，有必要對(duì)風(fēng)擋進(jìn)行仿真計(jì)算，驗(yàn)證風(fēng)擋剛度是否滿足要求。

風(fēng)擋采用實(shí)體模型，邊界條件及加載情況見(jiàn)表1。仿真計(jì)算采用Ansys軟件，計(jì)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(yuǎn)小于碳纖維許用應(yīng)力，因此強(qiáng)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(cè)試結(jié)果

根據(jù)理論公式計(jì)算飛機(jī)模型在每個(gè)迎角狀態(tài)對(duì)應(yīng)的尾支桿水平位移補(bǔ)償量和豎直位移補(bǔ)償量，見(jiàn)表2，將兩組理論位移補(bǔ)償量擬合后輸入控制程序驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)運(yùn)行，將模型迎角實(shí)際值與理論值進(jìn)行比較，兩者之差即為試驗(yàn)系統(tǒng)的運(yùn)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(bǔ)償位移，lx為模型迎角0°時(shí)主支桿鉸點(diǎn)及尾支桿鉸點(diǎn)之間的水平距離，R為模型迎角0°時(shí)主支桿鉸點(diǎn)與尾支桿鉸點(diǎn)之間的距離，θ為模型迎角0°時(shí)主支桿鉸點(diǎn)及尾支桿鉸點(diǎn)連線與水平面的夾角，y為豎直補(bǔ)償位移，ly為模型迎角0°時(shí)主支桿鉸點(diǎn)及尾支桿鉸點(diǎn)之間的豎直距離。

驗(yàn)證模型內(nèi)部設(shè)置測(cè)量平面，該平面平行于模型水平基準(zhǔn)面，風(fēng)洞中通常使用的迎角測(cè)量工具是校準(zhǔn)后的傾斜儀，將傾斜儀放置在該平面上即可測(cè)量出模型的迎角，目前廣泛采用的傾斜儀型號(hào)是瑞士WYLERP品牌的CLINO2000型，測(cè)量精度達(dá)5"，可以滿足調(diào)試需要。

選取模型迎角4°～16°作為精度測(cè)試范圍，角度變化間隔為2°。測(cè)試結(jié)果見(jiàn)表3、表4，結(jié)果表明該系統(tǒng)運(yùn)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(shí)現(xiàn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)角不得大于3的誤差要求[8]。

6結(jié)論

通過(guò)該研究，在FL-9低速增壓風(fēng)洞建設(shè)了一套基于三點(diǎn)支撐結(jié)構(gòu)形式的試驗(yàn)系統(tǒng)。通過(guò)研究，可以得到以下結(jié)論：

（1）研制的三點(diǎn)支撐試驗(yàn)系統(tǒng)驅(qū)動(dòng)模型迎角運(yùn)動(dòng)精度優(yōu)于±3，滿足了開(kāi)展風(fēng)洞試驗(yàn)的高精度運(yùn)行需求。

（2）充分利用機(jī)構(gòu)良好的水平位移補(bǔ)償和豎直位移補(bǔ)償擬合能力，用簡(jiǎn)單操作實(shí)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(jìn)行風(fēng)擋逆向運(yùn)動(dòng)機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)的方法，保證了風(fēng)擋帶側(cè)滑角試驗(yàn)時(shí)能夠始終保持順氣流狀態(tài)。

（4）該試驗(yàn)系統(tǒng)的成功研發(fā)滿足了大展弦比飛機(jī)或飛翼布局飛機(jī)在增壓風(fēng)洞進(jìn)行起落架性能及影響試驗(yàn)和氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)試驗(yàn)需求。

參考文獻(xiàn)

[1]F1亞聲速增壓風(fēng)洞用戶指南[R]. DNERA，1998. F1 Pressurized subsonic wind tunnel users guide[R].DNERA，1998.（in Chinese）

[2]惲起麟.風(fēng)洞試驗(yàn)[M].北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2000. Yun Qilin. Wind tunnel experiment[M]. Beijing： National Defense Industry Press， 2000.（in Chinese）

[3]戰(zhàn)培國(guó).美國(guó)國(guó)家全尺寸空氣動(dòng)力設(shè)施進(jìn)展綜述[J].航空科學(xué)技術(shù)，2021，32（4）：1-7. Zhan Peiguo. Progress of US national full scale aerodynamic facilities overview[J]. Aeronautical Science & Technology， 2021，32（4）：1-7.（in Chinese）

[4]高建軍，焦仁山. FL-8風(fēng)洞三點(diǎn)支撐系統(tǒng)研制[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2011，25（6）：88-91. Gao Jianjun， Jiao Renshan. Development of three-point support system for FL-8 wind tunnel[J]. Experimental Fluid Dynamics， 2011， 25（6）：88-91.（in Chinese）

[5]黃霞，李國(guó)強(qiáng)，黃宗波，等.飛艇模型腹撐支架干擾修正方法研究[J].實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2015（2）：103-107. Huang Xia， Li Guoqiang， Huang Zongbo， et al. Study on interference correction method of airship model abdominal support[J]. Experimental Fluid Dynamics， 2015（2）： 103-107.（in Chinese）

[6]李周復(fù)，李聰，楊希明，等.航空氣動(dòng)力技術(shù)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2013. Li Zhoufu， Li Cong， Yang Ximing， et al. Aviation aerodynamic technology[M]. Beijing：Aviation Industry Press，2013.（in Chinese）

[7]范潔川，鈕頌鏞，賀德馨，等.風(fēng)洞試驗(yàn)手冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002. Fan Jiechuan， Niu Songyong， He Dexin， et al. Wind tunnel test manual[M].Beijing：Aviation Industry Press， 2002.（in Chinese）

[8]中國(guó)人民解放軍總裝備部司令部.GJB 4395—2002航空航天器低速風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)方法[S].北京：中國(guó)標(biāo)準(zhǔn)出版社，2002. General Armament Headquarters of the Chinese Peoples Liberation Army.GJB4395—2002Testmethodfor aerodynamic force measurement of aero-space craft model in low speed wind tunnel[S]. Beijing： China Standards Press， 2002.（in Chinese）

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