半模機翼振動對氣動性能影響的風洞試驗研究

解亞軍，葉正寅

（西北工業大學翼型、葉柵空氣動力學國防科技重點實驗室，西安 710072）

0 引 言

風洞試驗是研究飛行器氣動性能的主要手段之一，影響飛行器模型試驗精度的因素多種多樣且相互關聯。目前，除了已經研究較多的風洞流場、天平性能、模型定位、角度精確測量與控制等因素外，模型－支架系統的振動對試驗結果會帶來嚴重影響［1］，尤其對大展弦比飛機模型，如大型運輸機和高空長航時無人機等飛行器，這種影響表現得更為突出［2－4，6］。結合國家自然科學基金項目和985建設項目，研制了專門的半模機翼振動模型，為了研究不同機翼的性能，將機翼設計為可更換的。目前設計的兩種機翼翼型分別為NACA0012和NACA64－210。選取5種激振方式，通過直接測力法得到了模型在靜態和不同激振方式下縱向氣動特性變化曲線，分別研究了雷諾數、自然轉捩和固定轉捩、數據采集方式等參數對機翼氣動特性的影響。試驗結果表明：振動對機翼縱向氣動特性的影響因不同翼型構型、不同采集方式和翼面不同流動模式等會產生不同效果，并對三元半模測力試驗與二元測壓試驗和數值模擬計算結果之間存在差異的原因進行了初步分析和探討。

1 試驗方法

試驗是在西北工業大學翼型研究中心某低速風洞的三元試驗段中進行的。通過模型機翼翼梢5種不同偏心塊來改變模型的振動頻率和振幅，以機翼弦長為特征值的試驗雷諾數Re＝0.342×106。采用升華法觀測機翼表面靜態與動態邊界層轉捩或分離位置變化。將半翼展機翼模型固定在盒式天平浮動框連接板上，模型機身與機翼和天平之間保持間隙，不可傳力。模型機身處考慮風洞邊界層厚度［8］。天平安裝在與洞壁固定的支座上，見圖1。當機翼翼梢電機帶動5種不同的質量塊旋轉時，機翼產生某一頻率的振動，僅以頻率表示，這項工作需在模型進洞前測試，兩種半模測試結果見表1和2。根據常規半模試驗方法和坐標轉換，得到模型在靜、動態下的氣動力。采用通用接頭可以實現兩種機翼的互換。試驗迎角由風洞轉盤門實現。

表1 NACA0012翼型機翼模型振動參數（電機功率25W）Table 1 The vibration parameters of the model wing with NACA0012airfoil（power：25W）

表2 NACA64－210翼型機翼模型振動參數（電機功率20W）Table 2 The vibration parameters of the model wing with NACA64－210airfoil（power：20W）

圖1 模型安裝在NF－3風洞中Fig.1 The test model installed in wind tunnel

2 試驗模型及設備

2.1 試驗模型

試驗模型機身為鋼芯木制結構，機翼采用彈性模型設計。半模機身長1800mm，最大橫截面圓半徑109.5mm，并考慮風洞邊界層厚度100mm。機翼展長1250mm，弦長250mm。激振電機安裝在機翼翼梢型面內，偏心桿和偏心塊在整流包內轉動，防止偏心機構對來流干擾。為了防止電機運轉過程中過熱燒壞，在電機附近的機翼和整流包上加工了許多小孔（見圖2），以便電機散熱。

圖2 模型頂部散熱孔Fig.2 The holes on the top of the model for hot reduction

在試驗前用LMS SCADAS III應力應變測量儀獲得實物模型的固有力學特性。NACA0012機翼的一階模態為彎曲變形，固有頻率5.27Hz，二階模態為扭轉變形，固有頻率29.16Hz；NACA64－210機翼的一階模態和二階模態與前者相同，其固有頻率分別為4.47Hz和22.15Hz。

2.2 風洞

試驗是在NF－3風洞三元試驗段中進行的。NF－3風洞是一座低速直流式風洞，共有3個可更換使用的試驗段。除三元試驗段外，還有二元試驗段和螺旋槳試驗段，可分別進行翼型研究和螺旋槳性能測試研究。三元試驗段為切角矩形截面，高為2.5m，寬為3.5m，長12.0m。空風洞最大風速可達90m／s，最小穩定風速為10m／s，湍流度為0.078%，軸向靜壓梯度dCp／dx＝0.0066（1／m）。

2.3 數據采集系統

測力數據采集系統采用中國成都華太公司開發生產的VXI測量系統的穩態測量部分和動態測量部分，見圖3。穩態數據采集模板具有64通道數，A／D位數16位，采集速度不小于100Hz；配備10Hz固定低通濾波器和放大器，放大倍數滿足微伏級和毫伏級信號測試；試驗中掃描速度和掃描通道順序可根據試驗要求單獨設定，在試驗時可根據實際情況選擇。

動態數據采集系統有32個通道，16位A／D轉換，采集速度每通道100kHz。試驗穩態采集頻率200Hz，濾波頻率3Hz；動態數據采集頻率500Hz，濾波頻率100Hz，每個迎角狀態采集時間20s。

2.4 試驗天平

試驗使用一臺六分量盒式應變天平。天平的量程和校準精度及準度見表3。

圖3 VXI數據采集系統Fig.3 The VXI data acquisition system

表3 盒式天平技術參數Table 3 Parameters of the box－balance

2.5 偏心塊

偏心塊用來產生模型的激振力，偏心軸中心位于翼型弦線上，距前緣125mm，距機翼根部1080mm。5種偏心塊的外形見圖4，編號從下至上依次為1＃～5＃，用于NACA0012機翼的為11＃～15＃，用于NACA64－210機翼的為21＃～22＃。

圖4 偏心塊外形Fig.4 Five sketches of the bias rods for vibrating

3 數據處理

靜態試驗數據和動態試驗穩態采集的數據均由VXI系統按常規模型試驗方式經過天平公式進行預處理，得到天平校心處的模型氣動力，按公式（1）轉換成力（或力矩）系數。動態試驗動態采集數據則由VXI系統按天平輸出的8個通道得到隨時間變化的動態電壓信號，將采集時間段內的電壓值取平均后，代入天平公式求得氣動力值，與靜態試驗同樣的方法得到升力系數。

公式中q為試驗動壓，單位Pa；Y為天平測量的升力，單位N；S為參考面積。

4 試驗結果與分析

4.1 模型靜態與動態試驗結果

圖5和6給出了NACA0012對稱翼型的半模機翼在雷諾數一定條件下，分別用穩態數據采集模式和動態數據采集模式時自然轉捩和固定轉捩下的升力特性曲線。為了說明方便起見，圖標“f＝0”表示靜態試驗狀態，其余表示不同偏心塊產生的頻率，并將NACA0012對稱翼型的半模機翼標記為“Ⅰ號”，將NACA64－210層流翼型的半模機翼標記為“Ⅱ號”。從中可以看出，在自然轉捩條件下，模型振動時的最大升力系數和失速迎角比靜態時有增大趨勢，而且升力在失速迎角以后的下降趨勢比較平緩，說明振動對失速特性有所改善；而在固定轉捩條件下，模型振動時的最大升力系數與靜態時基本一致，說明在湍流流動條件下振動和數據采集方式對該模型機翼的升力特性無明顯影響。圖7是NACA64－210層流翼型的半模機翼在相同雷諾數時自然轉捩的升力特性曲線，其變化規律與NACA0012固定轉捩情況類似。

圖5 Ⅰ號模型機翼穩態采集時有無振動的升力曲線（Re＝0.342×106）Fig.5 The lift performance of theⅠ＃half－model wing with or without vibration under static acquisition（Re＝0.342×106）

圖6 Ⅰ號模型機翼動態采集時有無振動的升力曲線（Re＝0.342×106）Fig.6 The lift performance of theⅠ＃half－model wing with or without vibration under dynamic acquisition（Re＝0.342×106）

圖7 Ⅱ號模型機翼穩態采集時有無振動的升力曲線（Re＝0.342×106）Fig.7 The lift performance of theⅡ＃half－model wing with or without vibration under static acquisition（Re＝0.342×106）

4.2 與翼型測壓試驗和文獻的比較

文獻［7］給出的二元翼型振動試驗結果和文獻［4，6］給出的計算結果均表明，振動會造成翼型大迎角下升力系數的減小和失速的提前，而半模機翼振動測力試驗中的情況與之不一致。分析其原因，首先兩次試驗的折算頻率不同，翼型振動試驗受機構條件限制，最高頻率僅為1Hz，折算頻率k＝0.19（k＝2πfb／v，b為弦長，v為來流速度），半模實驗最大折算頻率k＝1.432；其次半模試驗中的激振方式不是單純施加沉浮或俯仰運動；此外半模機翼本身的慣性力影響無法扣除；以上原因還需要經過大量的試驗和計算進行深入研究。

5 結 論

綜合試驗結果對比和數值模擬的初步分析，可以看出，模型機翼振動對氣動力影響的因素多且復雜，模型振動對機翼縱向氣動特性的影響因不同翼型構型、不同采集方式和翼面不同流動模式等會產生不同效果，如模型振動可以改善NACA0012翼型機翼的失速性能；在自然轉捩失速前，振動使機翼升力有所減小；振動對對稱翼型和層流翼型機翼影響情況不同等。對于半模測力試驗結論與前期的二元翼型振動試驗和計算結果不一致的原因還有待于作進一步研究。

該期對NACA0012模型、11＃偏心塊、自然轉捩振動、穩態采集模式的試驗狀態進行7次重復性試驗，升力系數的均方根誤差σCL＝0.0018，小于國軍標合格指標的0.004，表明該期試驗數據可信。

［1］ 惲起麟.提高風洞實驗數據精度的方法［J］.氣動實驗與測量控制，1994，8（3）：74－81.

［2］ WHITING R J，DELAMORE－SUTCLIFFE D W，GREENWELL D.Experimental and numerical study of gust loads on stall flutter initiatio［R］.AIAA Paper 2005－5097.

［3］ YE Zhengyin，XIE Fei.The effects of elastic vibrations on the flow field near stall－incidence of the airfoil［C］.Proceedings of the Sino－Russian Conference on Aerospace Technology，April 16－17，2006，Xi＇an，China，348－353.

［4］ 葉正寅，謝飛.不同振動形式下的翼型失速特性［J］.空氣動力學學報，2008，26（1）：0258－1825.

［5］ 陳桂彬，鄒叢青.氣動彈性設計基礎［M］.北京：北京航空航天大學出版社，2004.

［6］ 宋保方.大功角下振動對機翼氣動特性影響的計算研究［D］.西北工業大學碩士學位論文，2010.

［7］ 解亞軍，葉正寅.翼型大迎角振動對氣動性能影響的實驗研究與初步分析［J］.實驗流體力學，2010，24（4）：25－28.

［8］ 惲起麟.風洞試驗［M］.北京：國防工業出版社，2000.