高超聲速通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)

王澤江，宋文萍，曾學(xué)軍，楊波，孫鵬，唐小偉

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000

高超聲速通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)

王澤江1,*，宋文萍1，曾學(xué)軍2，楊波2，孫鵬2，唐小偉2

1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽(yáng) 621000

基于動(dòng)量定理的內(nèi)阻測(cè)量誤差大，常規(guī)高超聲速通氣模型測(cè)力試驗(yàn)精度無(wú)法滿(mǎn)足應(yīng)用需求。為此，提出了采用“尾支+六分量天平”直接測(cè)量作用在通氣模型機(jī)體控制體上的待測(cè)氣動(dòng)特性的新型試驗(yàn)方法，并對(duì)相關(guān)理論基礎(chǔ)、工作原理進(jìn)行了討論。借鑒大尺度通氣模型內(nèi)外流解耦設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)完成了模型設(shè)計(jì)，在FD-20A風(fēng)洞上開(kāi)展了原理性試驗(yàn)，通過(guò)對(duì)比分析來(lái)驗(yàn)證新型試驗(yàn)方法。結(jié)果表明：基于相似理論和力分解原則的通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)方法可行，測(cè)量數(shù)據(jù)準(zhǔn)確可信；試驗(yàn)數(shù)據(jù)信息豐富，能夠準(zhǔn)確評(píng)判間隙密封效果；由于減少了內(nèi)阻測(cè)量環(huán)節(jié)，通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)精度高；當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)為6時(shí)阻力系數(shù)誤差小于2%，遠(yuǎn)低于常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)，滿(mǎn)足應(yīng)用需求。

高超聲速；風(fēng)洞試驗(yàn)；直接測(cè)量方法；通氣模型；天平；氣動(dòng)力；內(nèi)阻

氣動(dòng)性能是飛行器設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)，是評(píng)判飛行器性能的標(biāo)準(zhǔn)。確定吸氣式飛行器氣動(dòng)性能時(shí)，通常需要開(kāi)展常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)：采用單天平測(cè)量全模氣動(dòng)力，同時(shí)測(cè)量模型管道出口截面氣流參數(shù)；根據(jù)管流動(dòng)量變化確定作用在模型管道壁面的非模擬力(內(nèi)阻)并從全模氣動(dòng)力中扣除，從而得到待測(cè)飛行器氣動(dòng)特性。常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)成熟，并廣泛用于亞、跨、超聲速吸氣式飛行器氣動(dòng)特性研究[1-2]，試驗(yàn)精度滿(mǎn)足需求。目前，常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)正在向高超聲速吸氣式飛行器研究領(lǐng)域[3-7]拓展。

基于動(dòng)量定理的管流動(dòng)量變化確定內(nèi)阻技術(shù)，即動(dòng)量法測(cè)內(nèi)阻[6-10]，是常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)的關(guān)鍵。研究[4-6]表明，隨著馬赫數(shù)的增加，動(dòng)量法所測(cè)定內(nèi)阻誤差急劇增大，使得常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)精度無(wú)法滿(mǎn)足高超聲速吸氣式飛行器研究需要。主要原因有兩點(diǎn)：一是動(dòng)量定理絕熱假設(shè)失效。開(kāi)展通氣模型測(cè)力試驗(yàn)的高超聲速風(fēng)洞，一般都是高溫?zé)釟饬黩?qū)動(dòng)的、短時(shí)或瞬態(tài)暫沖式風(fēng)洞。試驗(yàn)過(guò)程中高溫?zé)釟饬鲿?huì)引起金屬通氣模型壁溫上升，導(dǎo)致管道內(nèi)流總溫隨試驗(yàn)時(shí)間的增加而變化，與動(dòng)量定理絕熱假設(shè)不符。二是通氣模型內(nèi)外流速度差隨馬赫數(shù)的增加而增大，內(nèi)阻與氣動(dòng)阻力的比值急劇增加。高馬赫數(shù)下模型內(nèi)阻所占比例很大，甚至可能超過(guò)氣動(dòng)阻力[4]。在內(nèi)阻測(cè)量誤差相同情況下，通氣模型內(nèi)阻與氣動(dòng)阻力比值的增大會(huì)導(dǎo)致氣動(dòng)阻力測(cè)量誤差急劇上升。對(duì)于非均勻管流，基于動(dòng)量定理的內(nèi)阻測(cè)量誤差更大，常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)的精度更差。

為確?；趧?dòng)量定理的內(nèi)阻測(cè)量精度滿(mǎn)足常規(guī)高超聲速通氣模型測(cè)力試驗(yàn)需要，國(guó)內(nèi)外學(xué)者對(duì)此開(kāi)展了許多研究[11-15]。Goon’ko[4]指出，即使是采用現(xiàn)代化高精度測(cè)試儀器，并對(duì)試驗(yàn)來(lái)流總溫效應(yīng)進(jìn)行修正的情況下，來(lái)流馬赫數(shù)Ma∞=6.0時(shí)動(dòng)量法所測(cè)定的內(nèi)阻誤差仍在10%～15%之間，導(dǎo)致氣動(dòng)阻力系數(shù)的誤差高達(dá)8.7%。與國(guó)外相比，國(guó)內(nèi)常規(guī)高超聲速通氣模型測(cè)力試驗(yàn)的精度更差，有的甚至超過(guò)30%[5]，很難滿(mǎn)足應(yīng)用需要。

為提高內(nèi)阻測(cè)量精度，王澤江等[6]將天平直接測(cè)量?jī)?nèi)阻技術(shù)引入常規(guī)高超聲速通氣模型測(cè)力試驗(yàn)，Ma∞=6.0時(shí)內(nèi)阻測(cè)量誤差在3%左右，試驗(yàn)精度有所提高。但必須解決與雙天平測(cè)力相關(guān)的模型設(shè)計(jì)、天平設(shè)計(jì)及其支撐布局和安裝空間等問(wèn)題，試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜，技術(shù)復(fù)雜程度與試驗(yàn)成本較高。因此，有必要開(kāi)展進(jìn)一步的研究，在獲取高精度測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的同時(shí)，還能夠大幅度降低試驗(yàn)技術(shù)復(fù)雜程度及其成本。

為此，本文從改進(jìn)試驗(yàn)方法角度出發(fā)，提出并探索了采用“尾支+六分量天平”直接測(cè)量通氣模型氣動(dòng)特性的新型試驗(yàn)(簡(jiǎn)稱(chēng)通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn))方法。以高超聲速圓截面吸氣式飛行器簡(jiǎn)化外形為試驗(yàn)對(duì)象，在Ma∞=6.0條件下開(kāi)展了原理性研究，通過(guò)對(duì)比分析對(duì)新型試驗(yàn)的方法及其相關(guān)技術(shù)進(jìn)行了驗(yàn)證。

1 試驗(yàn)方法

常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)遵循“全模氣動(dòng)力-內(nèi)阻=待測(cè)氣動(dòng)力”方法，內(nèi)阻測(cè)量精度不高是試驗(yàn)最大難題。從改進(jìn)試驗(yàn)方法角度，去掉內(nèi)阻測(cè)量環(huán)節(jié)，采用天平直接測(cè)量作用在通氣模型機(jī)體控制體上的待測(cè)氣動(dòng)特性，高馬赫數(shù)下的試驗(yàn)精度就會(huì)得到大幅度提高。下面對(duì)其相關(guān)理論、工作原理進(jìn)行討論。

1.1 理論基礎(chǔ)

眾所周知，作用在飛行器/模型/流動(dòng)控制體任何表面S的合力R，都是壓力和摩擦力分布積分的結(jié)果，即

(1)

式中：p為當(dāng)?shù)仂o壓；p∞為自由流靜壓；n為面元法向方向單位矢量；τ為表面摩擦力。

合力R又可以表示為

R=nRCRq∞Sref

(2)

式中：CR為無(wú)量綱氣動(dòng)力系數(shù)；nR為合力的單位矢量；q∞為來(lái)流動(dòng)壓；Sref為參考面積。

依據(jù)相似理論[1-4]，對(duì)于通氣模型測(cè)力試驗(yàn)，模型氣動(dòng)力/全尺寸飛行器氣動(dòng)力、模型管流性能/發(fā)動(dòng)機(jī)冷態(tài)性能都具有對(duì)應(yīng)增減關(guān)系且能被測(cè)定。當(dāng)模型與全尺寸飛行器無(wú)量綱氣動(dòng)系數(shù)相等時(shí)，作用在模型以及全尺寸飛行器上對(duì)應(yīng)力的值所滿(mǎn)足的表達(dá)式為

(nR)mod=(nR)veh， (CR)mod=(CR)veh

(3)

式中：下標(biāo)mod和veh分別表示通氣模型和飛行器。

根據(jù)特定力分解原則[1-4]，作用在通氣模型上的合力Rt可分解為

Rt=Ra+Te

(4)

式中：Ra為作用在模型外流部件浸潤(rùn)表面(機(jī)體控制體)的力，對(duì)應(yīng)飛行器的氣動(dòng)特性；Te為作用在模型內(nèi)流部件浸潤(rùn)表面(推進(jìn)控制體)的力，對(duì)應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)的冷態(tài)推力性能或內(nèi)阻。這樣，式(3)所示的模型與全尺寸飛行器所對(duì)應(yīng)的力滿(mǎn)足的表達(dá)式為

(5)

式中：nRa、nTe分別為Ra與Te的單位矢量；CRa、CTe分別為Ra與Te的無(wú)量綱氣動(dòng)力系數(shù)。

對(duì)于通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)，模型外流部件天平測(cè)量力與修正項(xiàng)之差即為待測(cè)氣動(dòng)特性Ra：

Ra=Rext-bal-Rext-base-Rext-cont-Rext-supp

(6)

式中：Rext-bal為天平測(cè)量力；Rext-base為外流部件底部阻力；Rext-cont為機(jī)體控制體相關(guān)修正量，包括控制體模擬偏差、間隙密封干擾等；Rext-supp為外流部件安裝相關(guān)修正量，包括支架干擾等。

1.2 工作原理

基于相似理論和力分解原則，減少內(nèi)阻測(cè)量環(huán)節(jié)的通氣模型測(cè)力試驗(yàn)工作原理簡(jiǎn)述為：按照飛行器研究規(guī)定的機(jī)體-推進(jìn)控制體劃分，將通氣模型設(shè)計(jì)為內(nèi)/外流2個(gè)獨(dú)立部件；根據(jù)幾何相似原則設(shè)計(jì)部件型面，確保模型外流和進(jìn)氣道繞流模擬真實(shí)；試驗(yàn)系統(tǒng)尾支采用“尾支+六分量天平”方法，直接測(cè)量作用在模型外流部件(機(jī)體控制體)上的待測(cè)氣動(dòng)力載荷。

通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)，去掉了常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)的內(nèi)阻測(cè)量環(huán)節(jié)，不需要測(cè)量管流參數(shù)或內(nèi)流氣動(dòng)力。確保在進(jìn)氣道繞流和通流情況下，模型設(shè)計(jì)時(shí)可不考慮內(nèi)流道幾何相似、內(nèi)流參數(shù)測(cè)量裝置安裝等問(wèn)題，模型結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單且內(nèi)部空間足夠。在高超聲速模型通流問(wèn)題[7]得到較好解決的情況下，如何準(zhǔn)確地將待測(cè)氣動(dòng)力載荷與作用在模型上的其他力分開(kāi)(內(nèi)外流解耦)，就成為通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)的唯一關(guān)鍵[6,8]。

尾支方式對(duì)模型外流幾乎無(wú)干擾，能獲得高精度的外流氣動(dòng)力天平測(cè)量數(shù)據(jù)[1,2]。對(duì)于無(wú)內(nèi)阻測(cè)量環(huán)節(jié)的通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)，試驗(yàn)系統(tǒng)以尾支為佳，其精度取決于天平測(cè)量系統(tǒng)。

2 試驗(yàn)方案

2.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

2.1.1 研究對(duì)象與設(shè)計(jì)要求

研究對(duì)象為某高超聲速圓截面吸氣式巡航飛行器。模型設(shè)計(jì)要求為：盡可能保證內(nèi)流道通氣效率接近真實(shí)情況，以確保進(jìn)氣道唇口溢流狀態(tài)與實(shí)際情況相近；在確保模型通流的前提下，盡量保證進(jìn)氣道(包括隔離段)幾何相似；不模擬進(jìn)氣道隔離段之后的發(fā)動(dòng)機(jī)型面；由于是原理性試驗(yàn)，可對(duì)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化處理。

2.1.2 內(nèi)外流解耦設(shè)計(jì)

試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)時(shí)必須解決內(nèi)外流解耦相關(guān)技術(shù)難題：一是內(nèi)/外流分離問(wèn)題。即如何將作用在通氣模型上的合力分解為內(nèi)外流氣動(dòng)力載荷，方便試驗(yàn)準(zhǔn)確測(cè)定。二是內(nèi)/外流部件間隙設(shè)計(jì)。必須采用數(shù)值計(jì)算(CFD)與計(jì)算機(jī)輔助設(shè)計(jì)(CAD)相結(jié)合的方法，對(duì)部件間隙位置與尺度、密封方案與驗(yàn)證措施進(jìn)行仔細(xì)權(quán)衡，確保通氣模型在試驗(yàn)過(guò)程中無(wú)竄流、不傳力。

借鑒大尺度通氣模型內(nèi)外流解耦設(shè)計(jì)[16-19]成熟經(jīng)驗(yàn)，為確保內(nèi)/外流部件分離和待測(cè)氣動(dòng)力載荷的準(zhǔn)確提取，模型設(shè)計(jì)從以下幾個(gè)方面采取了技術(shù)措施：

1) 內(nèi)外流部件及其間隙設(shè)計(jì)

按照飛行器機(jī)體-推進(jìn)控制體界面(見(jiàn)圖1，圖中V∞、Ve分別表示來(lái)流流速和通氣模型管道出流速度)，將模型設(shè)計(jì)為相互獨(dú)立的內(nèi)/外流部件；為方便模型加工和安裝，采用模塊化-組合設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)內(nèi)外流部件；采用CFD/CAD輔助內(nèi)外流部件間隙設(shè)計(jì)。內(nèi)/外流部件間隙的頭部開(kāi)口(見(jiàn)圖2(a))位于進(jìn)氣道內(nèi)壓縮面，距離唇口5 mm，尺寸為2.5 mm；間隙尾部開(kāi)口(見(jiàn)圖2(b))在模型底部，尺寸為4.9 mm。

圖1 飛行器機(jī)體-推進(jìn)控制體示意圖Fig.1 Sketch of airframe-propulsion control volume

圖2 通氣模型內(nèi)/外流部件間隙局部放大圖 Fig.2 Partial enlarged views of clearance between internal and external flow parts of ducted model

2) 內(nèi)外流部件型面設(shè)計(jì)

按照幾何相似原則設(shè)計(jì)外流部件和內(nèi)流部件進(jìn)氣道隔離段之前的型面，保證通氣效率相近、模型外流和進(jìn)氣道繞流模擬真實(shí)，確保待測(cè)氣動(dòng)力載荷模擬準(zhǔn)確。適當(dāng)改變隔離段之后的發(fā)動(dòng)機(jī)型面，確保測(cè)力天平及其支架安裝空間足夠。出于簡(jiǎn)化需要，未對(duì)飛行器翼、舵進(jìn)行模擬。

3) 模型通流設(shè)計(jì)

為確保模型在所要求的攻角α=-2°～2°范圍內(nèi)完全通流，模型進(jìn)氣道設(shè)計(jì)遵循的氣動(dòng)原理是：進(jìn)氣道(包含隔離段)幾何相似；模型進(jìn)氣道喉道位置不變，喉道高度的幾何縮比尺寸約為3.7 mm；管道出口面積為5 178.48 mm2，是喉道面積(913.33 mm2)的5.67倍，滿(mǎn)足通氣模型管道出口面積與喉道面積之比大于2的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則[1-2,7,18-19]。

4) 間隙密封措施與驗(yàn)證

為防止內(nèi)流道與內(nèi)/外流部件之間的腔體產(chǎn)生竄流(竄流會(huì)影響測(cè)力數(shù)據(jù)準(zhǔn)確性)，借鑒航空發(fā)動(dòng)機(jī)噴流特性試驗(yàn)成熟密封技術(shù)[19]，在底部間隙開(kāi)口處填充耐高溫密封膠，即可實(shí)現(xiàn)內(nèi)/外流部件間隙密封。頭部間隙開(kāi)口尺寸較小，會(huì)形成氣動(dòng)壁面，可不密封。借鑒前期研究經(jīng)驗(yàn)[20-21]，試驗(yàn)通過(guò)測(cè)定的氣動(dòng)特性曲線(xiàn)變化趨勢(shì)來(lái)評(píng)判通氣模型是否存在竄流或傳力，確認(rèn)密封效果。

2.1.3 模型結(jié)構(gòu)

根據(jù)風(fēng)洞尺寸約束，試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比為1∶7.5，重約12 kg，全長(zhǎng)為850 mm，最大橫截面直徑為100 mm，具體結(jié)構(gòu)如圖 3所示。其中，外流部件包含頭罩段、隔離段外殼段、天平安裝段、尾段；內(nèi)流部件分為頭錐段、隔離段、尾支桿安裝段和噴管段。為確保同軸度，同一部件不同分段之間通過(guò)“凸臺(tái)-螺紋”結(jié)構(gòu)連接。

通過(guò)M8的螺栓，外流部件與內(nèi)置測(cè)力天平固聯(lián)，內(nèi)流部件與尾支桿-天平支架固聯(lián)。除了與底部間隙密封槽內(nèi)的耐高溫密封膠接觸之外，外流部件與其他零部件之間沒(méi)有任何剛性連接，確保內(nèi)/外流氣動(dòng)力載荷準(zhǔn)確分離，方便天平測(cè)量作用在外流部件上的待測(cè)氣動(dòng)力載荷。采用耐高溫密封膠的原因是：確保測(cè)試期間模型無(wú)竄流；通過(guò)柔性密封介質(zhì)受力變形，避免內(nèi)/外流部件之間存在傳力；柔性介質(zhì)變形對(duì)天平測(cè)力干擾小。

天平支架位于模型質(zhì)心，與內(nèi)流部件固聯(lián)。通過(guò)4個(gè)連接筋，尾支桿與天平支架固定連接；4個(gè)連接筋之間預(yù)留了足夠的氣流流通面積，確保內(nèi)流道完全通流。強(qiáng)度校核結(jié)果表明：模型最薄弱處最大應(yīng)力為3.875×107Pa，安全系數(shù)達(dá)到5.693，安全余量較大，滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。

圖3 試驗(yàn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Sketch of test system subassembly

2.2 試驗(yàn)設(shè)備

原理性試驗(yàn)在FD-20A高超聲速風(fēng)洞[18]上開(kāi)展。該風(fēng)洞是一座運(yùn)行時(shí)間約30 s的下吹、暫沖式風(fēng)洞，試驗(yàn)段為3 m×3 m×3 m的正方體；型面噴管出口直徑為1 m。模擬馬赫數(shù)為3～8，模擬高度為14～70 km。配備有測(cè)控系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)、多自由度模型攻角機(jī)構(gòu)、彩色紋影顯示系統(tǒng)等儀器設(shè)備，滿(mǎn)足各種參數(shù)測(cè)量與處理、流場(chǎng)顯示與記錄的需求。

2.3 測(cè)試儀器設(shè)備

測(cè)試儀器設(shè)備包括：測(cè)量外流部件氣動(dòng)力載荷的六分量天平、電子壓力掃描閥、綜合測(cè)量誤差小于0.1%的96通道數(shù)據(jù)采集與處理系統(tǒng)、記錄速率為25 frame/s的500 mm彩色紋影系統(tǒng)等。

測(cè)力天平采用環(huán)式結(jié)構(gòu)(見(jiàn)圖4)、內(nèi)式尾支撐方案，安裝在模型內(nèi)/外流部件之間的腔體內(nèi)(見(jiàn)圖3)。天平具體尺寸為：軸向長(zhǎng)度為80 mm，外徑為84 mm，內(nèi)徑為64 mm。靜態(tài)校準(zhǔn)精度為0.5%，達(dá)到國(guó)軍標(biāo)GJB 2244A合格指標(biāo)。

天平設(shè)計(jì)時(shí)考慮了風(fēng)洞啟/停沖擊載荷、模型變形等因素影響。天平剛度設(shè)計(jì)較大，靈敏度相對(duì)較低。為減小溫度效應(yīng)對(duì)測(cè)力的干擾，天平的兩端均安裝有隔熱片。采用有限元分析方法對(duì)天平結(jié)構(gòu)強(qiáng)度進(jìn)行了校核，最大應(yīng)力約為4.64×107Pa，小于材料屈服強(qiáng)度，滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。

圖4 環(huán)式應(yīng)變天平結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure of ring type strain-gauge balance

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

試驗(yàn)來(lái)流參數(shù)為：Ma∞=6.0，總壓pt=2.92×106Pa，攻角α=-2°～4°，側(cè)滑角β=0°，單位雷諾數(shù)約為2.7×107。采用常規(guī)氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法獲得待測(cè)氣動(dòng)特性。通過(guò)不同支撐方式與不同試驗(yàn)方法典型結(jié)果對(duì)比分析，來(lái)驗(yàn)證通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)可行性及其結(jié)果可信性。

3.1 支撐方式多方案對(duì)比分析

典型尾支、腹支通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)(Force Direct-Test with Ducted Models，F(xiàn)DTDM)升力系數(shù)(CL)對(duì)比曲線(xiàn)如圖 5所示。其中，“Test-ventral strut”是典型腹支通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)，來(lái)源于文獻(xiàn)[21]；“Test-sting strut”代表典型尾支通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果。

如圖5所示，由于腹支架干擾及其修正技術(shù)的限制，腹支試驗(yàn)升力系數(shù)曲線(xiàn)不通過(guò)0°攻角，測(cè)量數(shù)據(jù)大于對(duì)應(yīng)攻角下尾支試驗(yàn)結(jié)果；尾支試驗(yàn)升力系數(shù)曲線(xiàn)通過(guò)0°攻角，且沿α= 0°對(duì)稱(chēng)分布。從而說(shuō)明，尾支試驗(yàn)結(jié)果明顯優(yōu)于腹支試驗(yàn)。尾支模式對(duì)天平測(cè)力的干擾相對(duì)更小，其測(cè)量數(shù)據(jù)更加精確可靠；驗(yàn)證了通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)采用尾支方式最佳的結(jié)論。

試驗(yàn)測(cè)定氣動(dòng)特性曲線(xiàn)包含的試驗(yàn)信息豐富，能夠準(zhǔn)確反映模型通流/不通流現(xiàn)象：模型通流時(shí)(α=-2°～2°)升力系數(shù)曲線(xiàn)隨攻角變化平緩，斜率較?。徊煌鲿r(shí)(α> 2°)升力系數(shù)曲線(xiàn)隨攻角變化較陡，斜率較大。

2種不同支撐方式所得氣動(dòng)力系數(shù)的差異較小，主要原因有：一是測(cè)試模型無(wú)翼/舵，腹支架對(duì)光彈身干擾很小；二是腹支試驗(yàn)的測(cè)力天平內(nèi)置，天平測(cè)量數(shù)據(jù)不包含作用在裸露支架上的力，腹支撐干擾相對(duì)較小。

圖5 升力系數(shù)隨攻角的變化曲線(xiàn)Fig.5 Variation curves of lift coefficients with angle of attack

3.2 不同試驗(yàn)方法對(duì)比分析

來(lái)流參數(shù)、模型機(jī)體控制體型面和尺寸相同的通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)與常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)(Traditional Force Test with Ducted Models，TFTDM)的氣動(dòng)特性曲線(xiàn)對(duì)比見(jiàn)圖 6。

如圖 6所示，在模型通流的α=-2°～2°范圍內(nèi)，2種不同試驗(yàn)方法所測(cè)定的氣動(dòng)系數(shù)絕對(duì)值均隨攻角的增大而增加，且沿攻角α= 0° 對(duì)稱(chēng)分布。證明模型內(nèi)/外流部件之間既無(wú)竄流也無(wú)傳力，從物理上實(shí)現(xiàn)了內(nèi)外流解耦，測(cè)定的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)準(zhǔn)確可信。否則，試驗(yàn)測(cè)定的氣動(dòng)特性變化曲線(xiàn)毫無(wú)規(guī)律可言[20]。從而說(shuō)明，根據(jù)氣動(dòng)特性變化曲線(xiàn)確認(rèn)間隙密封效果的技術(shù)措施合理，可方便、直觀、準(zhǔn)確地判定通氣模型在試驗(yàn)過(guò)程中是否存在竄流或傳力。

圖6 氣動(dòng)系數(shù)隨攻角的變化曲線(xiàn)Fig.6 Variation curves of aerodynamic coefficients with angle of attack

從圖 6(a)可知，α=-2°～2°時(shí)，常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)軸向力系數(shù)(CA)大于通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)。主要原因是，與高精度天平測(cè)量?jī)?nèi)阻值相比，動(dòng)量法測(cè)定的內(nèi)阻數(shù)據(jù)值偏小[6]，因而扣除內(nèi)阻之后所得的常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)軸向力系數(shù)則會(huì)偏大。α≥3° 時(shí)，由于進(jìn)氣道溢流增加，動(dòng)量法測(cè)定的內(nèi)阻值迅速減少[6]，因而不能真實(shí)反映內(nèi)阻隨總壓恢復(fù)系數(shù)增加而急劇增大的物理現(xiàn)象，導(dǎo)致2種不同試驗(yàn)方法所測(cè)定的軸向力系數(shù)之間存在較大偏差。

如圖 6(b)所示，常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)法向力系數(shù)(CN)與通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果之間也存在較大差異。主要原因是：常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)，采用動(dòng)量法只能獲得內(nèi)流道軸向方向的管道效應(yīng)(內(nèi)阻)，無(wú)法修正管道效應(yīng)對(duì)法向力系數(shù)的影響，試驗(yàn)測(cè)定的法向力系數(shù)是整個(gè)模型所產(chǎn)生的法向力系數(shù)(對(duì)于有翼復(fù)雜外形，管道效應(yīng)法向分量是小量，通常被忽略)。通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)，能夠直接獲得待測(cè)法向力系數(shù)；由于不存在管道效應(yīng)法向分量，其測(cè)量結(jié)果更加精確可信。由于測(cè)試模型無(wú)舵/翼、攻角較小的緣故，管道效應(yīng)法向分量對(duì)法向力系數(shù)的影響大，導(dǎo)致不同試驗(yàn)方法所測(cè)定的法向力系數(shù)存在較大偏差。

3.3 試驗(yàn)精度

可能影響通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)精度的因素主要有：支架干擾、模擬面積偏差、底部阻力、密封介質(zhì)干擾、天平測(cè)量系統(tǒng)誤差等。其中，試驗(yàn)系統(tǒng)采用尾支方式，支架對(duì)天平測(cè)力的干擾小。采用CFD方法可以方便、準(zhǔn)確地修正模擬面積偏差與底阻影響。耐高溫密封膠同時(shí)與內(nèi)/外流部件壁面接觸，對(duì)天平測(cè)力干擾影響主要體現(xiàn)在2個(gè)方面：一是柔性密封介質(zhì)彈性變形對(duì)天平測(cè)力干擾的影響；評(píng)估結(jié)果[20]表明：在天平滿(mǎn)量程力情況下，密封介質(zhì)干擾量不超過(guò)1%，可視為系統(tǒng)干擾量。二是密封介質(zhì)在流場(chǎng)壓強(qiáng)和部件間隙腔體壓強(qiáng)作用下會(huì)產(chǎn)生變形，可能產(chǎn)生擠壓作用導(dǎo)致模型內(nèi)/外流部件之間傳力；由于密封介質(zhì)只在2個(gè)方向有約束，在壓應(yīng)力作用下產(chǎn)生變形時(shí)可沿?zé)o約束方向運(yùn)動(dòng)，對(duì)內(nèi)/外流部件幾乎不產(chǎn)生擠壓，因而其干擾影響可忽略。綜上可知，通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)的精度取決于天平測(cè)量系統(tǒng)。

試驗(yàn)測(cè)定的阻力系數(shù)均方根誤差見(jiàn)表 1。從表 1可知，Ma∞=6.0、模型完全通流條件下，通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)的阻力系數(shù)均方根誤差不到2%，遠(yuǎn)小于常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)阻力系數(shù)誤差[4-5]，完全滿(mǎn)足甚至超過(guò)高超聲速吸氣式飛行器研究指標(biāo)。從而證明，高超聲速條件下，改進(jìn)常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)所遵循的“全模氣動(dòng)力-內(nèi)阻=待測(cè)氣動(dòng)力”方法，減少內(nèi)阻測(cè)量環(huán)節(jié)，采用天平直接測(cè)量作用在通氣模型外流部件上的氣動(dòng)特性的試驗(yàn)方法可行,試驗(yàn)結(jié)果可信且精度高。

表1 阻力系數(shù)誤差(Ma∞=6.0)Table 1 Errors of drag coefficients (Ma∞=6.0)

相對(duì)于采用天平直接測(cè)量?jī)?nèi)阻的常規(guī)通氣模型測(cè)力試驗(yàn)而言，通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)不考慮雙天平及支撐安裝空間問(wèn)題，模型結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，技術(shù)復(fù)雜程度和試驗(yàn)成本相對(duì)較低。

4 結(jié) 論

1) 基于相似理論和合理的力分解原則，改進(jìn)常規(guī)高超聲速通氣模型測(cè)力試驗(yàn)所遵循的“全模氣動(dòng)力-內(nèi)阻=待測(cè)氣動(dòng)力”方法，減少內(nèi)阻測(cè)量環(huán)節(jié)，采用“尾支+六分量天平”直接測(cè)量通氣模型待測(cè)氣動(dòng)特性的試驗(yàn)方法切實(shí)可行。

2) 借鑒大尺度通氣模型內(nèi)外流解耦設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，通過(guò)合理的內(nèi)外流部件設(shè)計(jì)、部件間隙設(shè)計(jì)和密封方案選擇，可確保通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)過(guò)程中，內(nèi)/外流部件之間既無(wú)竄流也無(wú)接觸，從物理上實(shí)現(xiàn)待測(cè)氣動(dòng)力載荷的準(zhǔn)確提取。

3) 高超聲速通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)采用尾支方式最佳，所測(cè)定的氣動(dòng)特性?xún)?yōu)于模型腹支測(cè)量結(jié)果，試驗(yàn)數(shù)據(jù)更加準(zhǔn)確可靠。

4) 高超聲速通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果可信；由于無(wú)內(nèi)阻測(cè)量環(huán)節(jié)，試驗(yàn)精度取決于天平測(cè)量系統(tǒng)。Ma∞=6.0時(shí)的阻力系數(shù)誤差不超過(guò)2%，遠(yuǎn)小于常規(guī)高超聲速通氣模型測(cè)力試驗(yàn)，滿(mǎn)足高超聲速氣動(dòng)力試驗(yàn)需求。

5) 高超聲速通氣模型直接測(cè)力試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)信息量豐富，能夠評(píng)判間隙密封效果，準(zhǔn)確反映內(nèi)外流解耦、模型通流/不通流等物理現(xiàn)象；具有測(cè)量數(shù)據(jù)可信且精度高、模型結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單、技術(shù)復(fù)雜程度相對(duì)較低的優(yōu)勢(shì)，在高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)中推廣應(yīng)用的可能性大。

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Directforcemeasurementtestswithhypersonicductedmodel

WANGZejiang1,*,SONGWenping1,ZENGXuejun2,YANGBo2,SUNPeng2,TANGXiaowei2

1.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China2.HypervelocityAerodynamicsInstitute,ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China

Becauseoflargeerrorsofinternaldragmeasurementbasedonthemomentumtheorem,theaccuracyofTraditionalForceTestwithDuctedModels(TFTDM)isunabletomeetthedemandsathypersonicspeeds.Tosolvethisproblem,anewexperimentalmethodforForceDirect-TestwithDuctedModels(FDTDM)ispresented.Thetestingaerodynamicforcesactingontheairframecontrolvolumeofductedmodelswithsting-supportedmodelaremeasureddirectlybyasix-componentbalance.TherelatedtheoreticalbasisandtheworkingprincipleofFDTDMarediscussed.Thetestingductedmodelisdesignedusingthedesignexperienceoflargescalemodelswithinternalandexternalflowdecoupling.AwindtunneltestisconductedinFD-20Ahypersonicwindtunnel,andthemethodologyandtechnologyofFDTDMareverifiedbycomparativeanalysis.Theresultsindicatethatthenewexperimentalmethodbasedonthesimilaritytheoryandtheforcedecompositionprinciplesisfeasible,andthemeasurementsareaccurateandcredible.Theinformationamountofexperimentalmeasurementsisabundant,whichcoulddetermineaccuratelythegassealingeffect.TheaccuracyofFDTDMisveryhighduetosimplificationoftheprocedureofinternaldragmeasurement.Thedragcoefficienterrorsarelessthan2%atfreestreamMachnumber6,whichisfarbelowthatofTFTDMtomeettheapplicationrequirements.

hypersonic;windtunneltest;directmeasurementmethod;ductedmodel;balance;aerodynamicforce;internaldrag

2017-01-04；Revised2017-02-07；Accepted2017-03-01；Publishedonline2017-03-231636

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2017-01-04；退修日期2017-02-07；錄用日期2017-03-01；< class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

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(責(zé)任編輯：王嬌)