FL－8風洞三點支撐系統研制

高劍軍，焦仁山

（1.北京航空航天大學，北京 100083；2.中國航空工業空氣動力研究院，哈爾濱 150001）

FL－8風洞三點支撐系統研制

高劍軍1，焦仁山2

（1.北京航空航天大學，北京 100083；2.中國航空工業空氣動力研究院，哈爾濱 150001）

為提高大展弦比和飛翼類等大載荷飛行器風洞試驗的準精度，中航工業氣動院在FL－8低速風洞開展了三點支撐系統研究。兩種空間形狀和截面形狀支桿的風洞試驗表明：三點支撐增加了試驗系統縱橫向的剛度，使得試驗精度有所提高；支桿形狀對橫向試驗結果影響顯著，精細地設計模型附近支桿對提高試驗準度很有幫助。

三點支撐；精度；準度；支架干擾；風洞試驗

V211.72

A

0 引 言

為在風洞中進行特種布局飛機如大展弦比布局、飛翼布局和變體飛機等試驗提供有效的支撐方式和試驗方法，經過深入調研，確定使用三點支撐為飛翼布局等形式飛機風洞試驗的支撐方式，其優點是：（1）采用三點支撐方式，支撐的橫航向剛度得到提高，可以最大限度地降低模型試驗時的振動，提高試驗精度；（2）采用分散的支撐點，使支桿分布于模型氣動特性不敏感的區域，對提高準度有幫助；（3）通過精細設計模型與支桿的連接件，很大程度地消除了上下翼面之間的串流，提高了試驗的準度。

為了盡量準確地扣除支撐系統的干擾，預先采用CFD方法對模型附近支桿的空間形狀和截面形狀進行了優化計算，得到了支架干擾量小并且相對穩定的兩種支桿形狀，空間形狀分別為叉形和垂直立柱形，截面形狀分別為水滴形和正24邊形。

三點支撐系統加工完成之后，于2009年初在FL－8風洞進行了調試試驗。試驗使用某飛翼布局全金屬模型（見圖1），試驗的目的是：測量兩種空間形狀和截面形狀三點支撐變風速情況下的縱、橫向支架干擾特性、風速影響和重復性精度。

試驗風速為：V＝40、50、60和70m／s，試驗角度范圍為：迎角α＝－6°～16°，Δα＝2°（迎角以機身水平線為基準）；側滑角β＝－16°～16°，Δβ＝2°。在標準大氣條件下以模型平均氣動弦長為特征長度的最大雷諾數為1.77×106。

試驗結果表明：水滴形截面支桿在橫向試驗時由于本身的橫向力較大，使得結果的精度很差，而縱向試驗結果的精度很高；正24邊形截面支桿縱橫向試驗的精度都較好。

1 模型及試驗設備

1.1 風洞

FL－8風洞為單回路低速閉口風洞，試驗段截面為扁八角形，其主要參數如下［1］：

圖1 兩種三點支撐Fig.1 Two kinds of support

試驗段截面尺寸： 3.5m×2.5m

試驗段長度： 5.5m

空風洞最大風速： 73m／s

試驗段平均湍流度： 0.1745%

落差系數： 0.989（70m／s）

試驗段軸向靜壓梯度： 0

1.2 模型

試驗使用由課題組自行設計的飛翼布局模型，全金屬結構，質量較好。模型力矩參考點沿X方向取機翼平均氣動弦長的25%處，Y方向在機身對稱面上，Z方向在機身構造水平線上。模型布局及在風洞中的安裝情況見圖1。模型主要幾何參數如下：

機翼面積： 0.73685m2

機翼展長： 2.2m

機翼平均氣動弦長： 0.37027m

機翼前緣后掠角： 35°

機翼后緣后掠角： 20°

1／4弦線后掠角： 31°

力矩參考點位置： 距機頭0.363m

1.3 支撐機構及天平

FL－8風洞新研制的三點支撐機構由叉形主支桿、尾支桿、主立柱（上面有迎角機構，外有流線型風擋）和外式天平等組成，叉形主支桿有水滴形和正24邊形兩種截面，支桿頭跨距560mm（結構和截面形狀見圖2），連接模型機翼；尾支桿為對稱翼型截面，一端與模型機身連接，另一端與曲柄滑塊機構連接，通過電機帶動絲杠驅動滑塊來實現迎角的變化。主立柱上面連接叉形主支桿，下面安裝到外式天平的活動面上。天平的基礎面通過螺栓固連到腹撐架車的轉盤上，通過電機驅動轉盤來實現側滑角的連續變化。

試驗采用的是8BM03－01外式六分力應變天平。該天平使用FL－8風洞靜校支架和VXI采集系統校準，靜校環境：溫度20℃、濕度60%，有效期至2010年3月，天平有關數據見參考文獻［2］。

圖2 兩種截面形狀叉形支桿Fig.2 Two kinds of support rod with different shapes

1.4 FL－8風洞測量與控制系統

試驗數據采集、角度及風速控制系統主要由FL－8風洞VXI采集系統、主控機、服務器、數據處理與分析機（3臺）及羅賓康變頻控制系統構成。試驗時FL－8主控機通過MODBUS總線向羅賓康變頻系統發出給定轉速（經驗值）命令，當電機達到給定轉速后，使用速壓傳感器測得的實時速壓，依據計算的風速手動調節變頻器的輸出頻率，調整電機的轉速，進而實現風速的準確控制；風速穩定后FL－8主控機通過CAN總線向α、β角度機構單片機發出指令，由各角度機構的單片機控制相應電機轉動，帶動相應角度機構運動使模型到達預定姿態；然后FL－8主控機向VXI發送采集命令，VXI采集系統將天平電信號采集并通過網絡存儲到FL－8服務器上；最后，由數據處理與分析機進行處理并分析。

2 試驗方法與數據處理

2.1 試驗方法

支架干擾特性試驗采用兩步法獲得，模型反裝有／無鏡像支桿的試驗數據相減獲得支架干擾量。采用固定模型迎角變側滑角的方法進行橫向精度試驗。

2.2 數據處理

試驗數據進行了如下修正：

（1）洞壁干擾修正；

（2）風洞落差系數修正；

（3）天平彈性角修正；

（4）支架干擾修正。

3 試驗結果及討論

3.1 試驗重復性精度

各個迎角和側滑角下的試驗精度見表1。在國軍標規定的考察精度的角度范圍內，縱向試驗結果均達到要求，并且接近先進水平；橫向試驗結果兩個力矩均達到合格指標或接近先進指標，正24邊形截面叉形支桿試驗結果側力基本滿足合格指標，而水滴形截面叉形支桿試驗結果遠遠達不到要求［3］。

從表1可以看出，兩種截面形狀叉形支桿試驗的縱向三分力和橫向的滾轉力矩精度都很高。對于這種飛翼構型，全機相當于一個升力面，縱向三分力和滾轉力矩比較大，對支架干擾及流場特性的差別不敏感，曲線基本一致，因此，在文中對這四個分力不做討論，而只分析偏航力矩和側力。

3.2 支架干擾

正常情況下橫向三分力的支架干擾為很小的波動值，或者有很好的線性。從圖3（6°迎角）可以看出，正24邊形截面叉形支桿的干擾量符合這個規律，其量值較小，跳動量也不大，因此，使用正24邊形截面叉形支桿獲得的支架干擾結果是可信的。因為模型為飛翼式布局，沒有產生側向力的部件，因此模型的偏航力矩和側力都應該很小。而水滴形截面叉形支桿側向支架干擾量本身量值和波動量都很大，已經遠遠超過了模型本身的氣動力，因此可以判斷，其支架干擾試驗結果是不穩定的，必須慎重使用。

圖3 兩種支桿的支架干擾量比較Fig.3 Comparison of interferences between the two shaped rods

3.3 支桿影響

圖4和圖5給出了迎角為6°、風速為70m／s時兩種截面形狀叉形支桿的橫向重復性試驗曲線。由圖中可以看出，兩種支桿的偏航力矩雖然形狀相差明顯，但由于其本身量級較小，除三點外一致性較好，因而最終的試驗精度并不低，優于國軍標的合格指標。在β＝－2°、－4°和－8°三個點，水滴形截面叉形支桿試驗結果偏航力矩曲線重復性很差，影響了整個曲線的線性度，明顯是不合理的。

圖5 正24邊形截面支桿橫向重復性Fig.5 Lateral test repeatability with regular 24sides polygon shaped rod

兩種截面形狀叉形支桿的側力曲線相差極大：水滴形截面叉形支桿試驗結果不僅重復性差，其精度遠遠低于國軍標合格指標，而且曲線劇烈波動，反映出當地流動是非常混亂的，水滴形截面叉形支桿試驗結果重復性差的原因在于支桿的截面形狀和空間形狀。分析認為：（1）在進行橫向試驗時，水滴形截面支桿本身具有一定的橫向力，已經超過了飛翼構型模型本身的側向力，使得曲線的形狀不合理；（2）扣除支架干擾后的試驗結果與支架干擾的規律并不一致，說明真實支桿和鏡像支桿都有很大的側向力，鏡像支桿并不能真正模擬真實支桿，因此最后獲得的并不是模型真正的側向力；（3）支桿附近或與模型的相互干擾使得流動很不穩定，結果重復性差，曲線的分散度大。

正24邊形截面支桿試驗結果偏航力矩優于國軍標先進指標，側力精度達到了國軍標合格標準，其原因在于正24邊形截面支桿的邊界層處于穩定的湍流狀態，從而減小了支桿的壓差阻力，支桿干擾量較小［4］。從較小側滑角范圍內不應該存在較大的側力和曲線的線性較好來看，試驗結果是合理的。

4 結 論

通過FL－8風洞三點支撐系統研制及風洞調試試驗，獲得以下結論：

（1）三點支撐系統在進行縱向試驗時具有優勢，能夠有效降低模型及支撐系統的振動水平，提高試驗的重復性，其精度優于國軍標合格水平，接近先進指標；

（2）在進行橫向試驗時水滴形截面支桿本身具有較大的橫向力，它決定了模型整體氣動力的最后形狀。支桿本身的氣動力及與模型的相互干擾，降低了試驗的準精度，支架干擾是造成水滴形截面叉形支桿試驗結果不合理的根本原因；

（3）正24邊形截面叉形支桿適宜于進行飛翼類模型的縱橫向低速風洞測力試驗。

［1］陳寶，王振剛.FL－8風洞第二期改造流場校測報告［R］.2004.

［2］劉蘭清.8BM03－01應變天平靜態校準證書［R］.2005.

［3］GJB 1061－91.高速風洞和低速風洞測力試驗精度指標［S］.

［4］田學詩，肖鳳梧，韓東彪，等.新型小載荷和全載荷腹撐支架系統研制報告［C］.第九屆全國風洞試驗會議論文集，1991.

高劍軍（1963－），男，吉林長春市人，博士研究生。研究方向：風洞試驗技術。通信地址：哈爾濱市第88信箱（150001）；聯系電話：13946094639，045187570181；E－mail：gaojjcaria＠yahoo.com.cn

Development of mounting forks system in FL－8low speed wind tunnel

GAO Jian－jun1，JIAO Ren－shan2
（1.Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100083，China；2.China Aerodynamics Research Institute of Aeronautics，Harbin 150001，China）

To enhance the precision and accuracy of wind tunnel test of aircraft with large aspect ratio and flying wing，mounting forks（three－point－support）system had been developed in FL－8low speed wind tunnel of CARIA.The test results of supports with two spatial shapes and two cross section shapes show that the mounting forks improved the rigidity of the whole test system，hence increased the test's precision，and the shape of support distinctly influenced the lateral test results，and subtly designed supports near the model are benefit to enhance the accuracy of wind tunnel test.

mounting forks；precision；accuracy；support interference；wind tunnel test

1672－9897（2011）06－0088－04

2011－03－07；

2011－08－04