飛艇模型腹撐支架干擾修正方法研究

黃 霞, 李國(guó)強(qiáng), 黃宗波, 王勛年, 祝明紅

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽(yáng) 621000)

飛艇模型腹撐支架干擾修正方法研究

黃 霞*, 李國(guó)強(qiáng), 黃宗波, 王勛年, 祝明紅

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽(yáng) 621000)

對(duì)某型飛艇剛性模型的腹撐支架干擾進(jìn)行了試驗(yàn)研究和數(shù)值計(jì)算研究。風(fēng)洞試驗(yàn)采用單點(diǎn)腹撐系統(tǒng)支撐模型，獲得飛艇的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，并通過(guò)鏡像兩步法獲得支架干擾量，但是試驗(yàn)無(wú)法扣除鏡像支架與主支架之間的二次干擾，會(huì)給試驗(yàn)數(shù)據(jù)的支架干擾修正帶來(lái)一定誤差。故采用數(shù)值計(jì)算方法，對(duì)飛艇模型、飛艇模型帶腹撐支架、反裝模型帶腹撐支架、反裝模型帶腹撐支架和鏡像支架等狀態(tài)下的氣動(dòng)特性進(jìn)行模擬，獲得支架對(duì)飛艇繞流場(chǎng)的影響，以及凈支架干擾量和二次干擾量的大小，并將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比。對(duì)比結(jié)果表明，在支架對(duì)飛艇氣動(dòng)特性的影響規(guī)律上試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)論一致，但在具體數(shù)值上二者存在明顯差異，表明二次干擾量不可忽視，應(yīng)在飛艇試驗(yàn)數(shù)據(jù)的支架干擾修正中予以扣除。

流體力學(xué)；支架干擾；風(fēng)洞試驗(yàn)；數(shù)值計(jì)算；平流層飛艇

0 引 言

近年來(lái)，平流層飛艇因具有高空、長(zhǎng)航時(shí)、高效費(fèi)比、可重復(fù)使用等特點(diǎn)，受到世界各國(guó)關(guān)注，在通信、偵查、電子對(duì)抗等軍用和民用方面有著重要應(yīng)用價(jià)值[1]。精確預(yù)測(cè)飛艇阻力等氣動(dòng)特性，對(duì)優(yōu)化設(shè)計(jì)飛艇的工作特性，實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)時(shí)間駐留、巡航和抗風(fēng)要求有重要意義[2]。在平流層飛艇氣動(dòng)性能研究方面，飛艇模型風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)合數(shù)值計(jì)算，是獲得可信的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)的主要研究手段。

在飛艇模型的風(fēng)洞試驗(yàn)中，模型通過(guò)支撐系統(tǒng)固定，支撐系統(tǒng)使得模型的繞流場(chǎng)發(fā)生變化，試驗(yàn)測(cè)得的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)中必然包含支架干擾量，因此需要采取措施扣除支架干擾量，不同的支撐方式，扣除干擾的手段也不一樣[3-6]。對(duì)于常用的腹撐和尾撐系統(tǒng)，通常分別采用鏡像法和疊加法來(lái)獲得支架干擾量，但這些方法都不能夠扣除鏡像支架或疊加支架與主支架間的二次干擾量。而用數(shù)值模擬方法扣除支架干擾可有效解決二次干擾的問(wèn)題，尤其是對(duì)于外形結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單的飛艇而言，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格計(jì)算得到支架干擾量，將其應(yīng)用到飛艇風(fēng)洞試驗(yàn)的支架干擾修正中是非常有意義的。但是由于數(shù)值計(jì)算并不能完全模擬模型表面的粗糙度以及網(wǎng)格精度、計(jì)算方法選取等問(wèn)題，計(jì)算結(jié)果存在一定的誤差，因此主要使用相對(duì)量(支架干擾量)用于試驗(yàn)中的數(shù)據(jù)修正，而不直接使用計(jì)算得到的絕對(duì)凈飛艇氣動(dòng)參數(shù)，以盡可能排除計(jì)算方法、粗糙度等引起的計(jì)算誤差。目前我國(guó)飛艇的風(fēng)洞試驗(yàn)內(nèi)容和試驗(yàn)量都非常少，關(guān)于二次干擾量的大小在飛艇試驗(yàn)中的規(guī)律性尚未掌握，缺乏系統(tǒng)成熟的關(guān)于飛艇試驗(yàn)的支架干擾修正技術(shù)，因此如何利用試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算結(jié)果，準(zhǔn)確而有效地扣除支撐系統(tǒng)的干擾量，以確保風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果尤其是阻力試驗(yàn)結(jié)果的正確性，盡可能地反映出飛艇的實(shí)際飛行情況，是目前飛艇風(fēng)洞氣動(dòng)特性研究中亟需解決的重要問(wèn)題。

本文針對(duì)某型飛艇剛性模型，在FL-13風(fēng)洞中采用單點(diǎn)腹撐支撐系統(tǒng)進(jìn)行了測(cè)力試驗(yàn)，獲得飛艇模型的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)，采用鏡像兩步法獲取支架干擾量，得到了腹撐支架對(duì)飛艇氣動(dòng)特性尤其是阻力系數(shù)的影響。并通過(guò)N-S方程數(shù)值計(jì)算方法，采用FLUENT流體計(jì)算軟件對(duì)飛艇模型、飛艇模型帶腹撐支架、反裝模型帶腹撐支架、反裝模型帶腹撐支架和鏡像支架等狀態(tài)下的氣動(dòng)特性進(jìn)行模擬，獲得支架對(duì)飛艇繞流場(chǎng)的影響，以及凈支架干擾量和二次干擾量的大小，并將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，為飛艇風(fēng)洞試驗(yàn)的腹撐支架干擾修正體系的建立提供數(shù)值經(jīng)驗(yàn)，獲得盡可能準(zhǔn)確的氣動(dòng)力試驗(yàn)數(shù)據(jù)，為飛艇的設(shè)計(jì)優(yōu)化提供可靠的數(shù)據(jù)支持。

1 飛艇單點(diǎn)腹撐風(fēng)洞試驗(yàn)

1.1 飛艇模型及試驗(yàn)方法

某型平流層飛艇剛性模型風(fēng)洞試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心FL-13風(fēng)洞8 m×6 m試驗(yàn)段中進(jìn)行，飛艇模型長(zhǎng)為3.067m，長(zhǎng)細(xì)比為3.9，參考面積(Vol2/3)為0.957m2，參考長(zhǎng)度(Vol1/3)為0.978m，試驗(yàn)風(fēng)速為V=20～70m/s。為了提高測(cè)量的精準(zhǔn)度，根據(jù)預(yù)估的飛艇模型載荷選擇了量程匹配的試驗(yàn)天平測(cè)量模型的氣動(dòng)載荷。天平安裝在飛艇模型內(nèi)，并以單點(diǎn)腹撐方式支撐模型，支撐系統(tǒng)包括風(fēng)擋和高強(qiáng)度支桿。模型側(cè)滑角β的變化通過(guò)將模型正裝在風(fēng)洞中心，并利用風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤(pán)轉(zhuǎn)動(dòng)來(lái)實(shí)現(xiàn)；模型迎角α的變化通過(guò)將模型側(cè)裝(艇身為旋成體對(duì)稱(chēng)模型，尾翼為倒“Y”型，僅需將尾翼部分旋轉(zhuǎn)90°)，仍然利用風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤(pán)的轉(zhuǎn)動(dòng)來(lái)實(shí)現(xiàn)。安裝示意圖如圖1所示。

(a) 正裝橫向試驗(yàn)

(b) 側(cè)裝縱向試驗(yàn)

1.2 單點(diǎn)腹撐支架干擾修正方法

在風(fēng)洞試驗(yàn)中，由于支撐裝置的存在，必然會(huì)使模型繞流場(chǎng)發(fā)生改變，使得試驗(yàn)測(cè)得的模型氣動(dòng)數(shù)據(jù)包含了支架干擾量，為了提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)度，必須采取合適的方法修正支架干擾。對(duì)于飛艇的單點(diǎn)腹撐風(fēng)洞試驗(yàn)，本文采用鏡像兩步法進(jìn)行修正[7]，并研究了單點(diǎn)腹撐支架干擾對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，修正方法如圖2所示。

A狀態(tài)：模型正裝無(wú)鏡像支架，F(xiàn)A=Fm+Fsm；

圖2 鏡像法支架干擾試驗(yàn)

1.3 試驗(yàn)結(jié)果及分析

由于飛艇是一種由浮升氣體(如氦氣)提供升力的飛行器，并依靠動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)克服氣動(dòng)阻力飛行或?qū)崿F(xiàn)高空定點(diǎn)，這與飛機(jī)的飛行原理不同，因此對(duì)于飛艇，在風(fēng)洞試驗(yàn)中主要關(guān)注其阻力系數(shù)。圖3給出了風(fēng)速50 m/s時(shí)支架干擾修正前、后飛艇模型的阻力系數(shù)對(duì)比曲線，圖4給出了50 m/s時(shí)通過(guò)鏡像法得到的支架干擾量。由于飛艇模型是旋成體，艇身具有對(duì)稱(chēng)性，迎角和側(cè)滑角的變化都是通過(guò)風(fēng)洞轉(zhuǎn)盤(pán)水平轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)的，因此本文僅給出側(cè)滑角變化時(shí)飛艇的阻力系數(shù)相關(guān)曲線。

圖3 支架干擾修正前后飛艇模型的阻力系數(shù)曲線(試驗(yàn)結(jié)果)

Fig.3 Drag coefficient curves of airship model before and after support interference correction (wind tunnel test results)

圖4 阻力系數(shù)的支架干擾量隨側(cè)滑角的變化(試驗(yàn)結(jié)果)

Fig.4 Variation of support interference value of drag coefficient with sideslip angles(wind tunnel test results)

試驗(yàn)結(jié)果表明，50m/s風(fēng)速、迎角和側(cè)滑角均為0°時(shí)，單點(diǎn)腹撐條件下飛艇的阻力系數(shù)為CD=0.0375，通過(guò)鏡像法得到的支架干擾量為ΔCD=0.0081，修正后的阻力系數(shù)為CD=0.0294，支架干擾量相對(duì)較大，約占了全艇阻力CD=0.0294的29%。這是由于支架產(chǎn)生了上洗流場(chǎng)，使得飛艇的阻力系數(shù)增加。從圖3和4中可以看出，隨著側(cè)滑角的增加，尤其是在10°以后，模型的阻力系數(shù)迅速增加，通過(guò)絲線流譜觀察飛艇模型表面流動(dòng)情況發(fā)現(xiàn)，這是因?yàn)椋趥?cè)滑角β≤30°時(shí)，艇身表面無(wú)大面積分離，基本為附著流；尾翼表面在β>10°時(shí)有局部分離，導(dǎo)致模型阻力明顯增加。而隨著角度的增大，支架干擾量對(duì)阻力系數(shù)的影響逐漸減小。對(duì)于迎角a的變化也有類(lèi)似的結(jié)論。

在上述結(jié)論中，主支架與鏡像支架間的二次干擾是忽略不計(jì)的，對(duì)于飛機(jī)試驗(yàn)，大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)表明二次干擾量對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的影響是不大的，但是對(duì)于飛艇而言，目前我國(guó)飛艇的風(fēng)洞試驗(yàn)內(nèi)容和試驗(yàn)量都非常少，關(guān)于二次干擾量的大小在飛艇試驗(yàn)中的規(guī)律性尚未掌握，因此還需要借助數(shù)值計(jì)算手段進(jìn)行相關(guān)研究，形成系統(tǒng)成熟的關(guān)于飛艇試驗(yàn)的支架干擾修正技術(shù)。

2 支架干擾數(shù)值計(jì)算

2.1 數(shù)值計(jì)算方法

支架對(duì)于整個(gè)風(fēng)洞流場(chǎng)環(huán)境有很大影響，本文通過(guò)FLUENT流體計(jì)算軟件對(duì)模型在不同姿態(tài)時(shí)的風(fēng)洞流場(chǎng)進(jìn)行了模擬。

計(jì)算時(shí)的遠(yuǎn)場(chǎng)邊界模擬8m×6m風(fēng)洞的固壁，計(jì)算網(wǎng)格采用ICEM軟件進(jìn)行分塊劃分，模型表面為四邊形貼體網(wǎng)格，整個(gè)流域內(nèi)為六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在近壁面處加密，網(wǎng)格單元約為500萬(wàn)。控制方程為基于雷諾平均的N-S方程組，湍流模型為二方程SST模型，空間離散均選用二階迎風(fēng)格式，求解方法為隱式穩(wěn)態(tài)求解，入口設(shè)置為風(fēng)速50m/s的速度入口邊界，出口為常壓壓力出口邊界。計(jì)算狀態(tài)包括：

(1)α、β為0°時(shí)，模型反裝帶支架、模型反裝帶主支架和鏡像支架2種狀態(tài)下的氣動(dòng)特性；

(2)β=0°～20°,β=2°時(shí)，模型正裝帶主支架狀態(tài)下的氣動(dòng)特性；

(3)β=0°～20°,β=2°時(shí)，模型無(wú)支架狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。

2.2 計(jì)算結(jié)果及與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比

第(1)類(lèi)計(jì)算狀態(tài)用來(lái)驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算結(jié)果的正確性，它完全模擬了飛艇風(fēng)洞試驗(yàn)中獲得包含二次干擾在內(nèi)的支架干擾量的試驗(yàn)狀態(tài)。計(jì)算結(jié)果表明，a、b為0°時(shí)，模型反裝帶支架狀態(tài)下飛艇的阻力系數(shù)為0.0416，模型反裝帶主支架和鏡像支架時(shí)阻力系數(shù)為0.0493，支架干擾量為0.0077；而相應(yīng)的試驗(yàn)結(jié)果分別為：0.0384、0.0466和0.0081。對(duì)比可知，計(jì)算與試驗(yàn)獲得的飛艇阻力系數(shù)存在明顯差異，這是由于數(shù)值計(jì)算中，未能完全模擬模型表面的粗糙度，結(jié)果存在一定的誤差。但是通過(guò)對(duì)比相對(duì)量即支架干擾量發(fā)現(xiàn)，計(jì)算值0.0077和試驗(yàn)值0.0081十分接近，計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果在支架干擾量上的一致性充分驗(yàn)證了計(jì)算的正確性及選取計(jì)算獲得的支架干擾量作為試驗(yàn)修正量的合理性。

圖5給出了側(cè)滑角β=0°～20°、β=2°時(shí)，有無(wú)支架狀態(tài)下飛艇的阻力系數(shù)曲線。圖6給出了計(jì)算得到的關(guān)于阻力系數(shù)的凈支架干擾量與試驗(yàn)干擾量的對(duì)比曲線。

圖5 有、無(wú)支架狀態(tài)下飛艇的阻力系數(shù)曲線 (計(jì)算結(jié)果)

Fig.5 Drag coefficient of airship with and without support (calculation results)

圖6 數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的支架干擾量的對(duì)比曲線

Fig.6 Contrast curves of support interferences between calculation and test

圖7給出了阻力系數(shù)的二次干擾量隨側(cè)滑角的變化曲線。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，隨著側(cè)滑角的增加，主支架和鏡像支架之間的二次干擾對(duì)阻力系數(shù)的影響越來(lái)越大，在對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行修正時(shí)不可忽略。從理論上分析，當(dāng)側(cè)滑角較小時(shí)，主支架與鏡像支架被飛艇模型隔離開(kāi)，二者之間的相互干擾較小，而隨著側(cè)滑角的不斷增大，顯然主、鏡像支架間的模型阻隔作用減小，二次干擾逐漸增大，因此，計(jì)算結(jié)論與理論分析具有一致性。

圖7 阻力系數(shù)的二次干擾量隨側(cè)滑角的變化

Fig.7 Secondary support interferences of drag coefficient changing with sideslip angles

綜上所述，由于二次干擾量的存在和不可忽視的影響，在風(fēng)洞試驗(yàn)中利用鏡像兩步法獲得的支架干擾量作為修正量來(lái)得到飛艇阻力系數(shù)是不準(zhǔn)確的，更合理的方法是利用數(shù)值計(jì)算得到的凈支架干擾量作為修正量獲得更為準(zhǔn)確的飛艇阻力系數(shù)，具體方法如下：(1)利用腹撐裝置支撐模型進(jìn)行試驗(yàn)，測(cè)量模型的氣動(dòng)阻力系數(shù)CD；(2)利用數(shù)值計(jì)算方法分別計(jì)算飛艇模型不帶支架和帶支架狀態(tài)下的阻力系數(shù)，相減得到關(guān)于阻力系數(shù)的凈支架干擾量ΔCDn；(3)將第1步中獲得的阻力系數(shù)CD減去第2步中獲得的凈支架干擾量ΔCDn，得到模型的凈阻力系數(shù)。圖8給出了分別利用試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算得到的支架干擾量進(jìn)行修正后的飛艇阻力系數(shù)，結(jié)果表明在小角度(8°側(cè)滑角以?xún)?nèi))時(shí)二者較一致，隨著側(cè)滑角的增加，二次干擾量的影響凸顯，二者差異逐漸增大。

圖8 分別利用試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算得到的支架干擾量進(jìn)行修正后的飛艇阻力系數(shù)

Fig.8 Drag coefficient curves of airship with interference corrections by test and calculation method respectively

3 結(jié) 論

分別通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算方法研究了單點(diǎn)腹撐支撐系統(tǒng)對(duì)飛艇剛性模型阻力系數(shù)的影響，通過(guò)對(duì)比得到如下結(jié)論：2種方法得到的結(jié)果在飛艇模型阻力系數(shù)的規(guī)律上是一致的，即腹撐系統(tǒng)會(huì)使模型的阻力系數(shù)增加；由于試驗(yàn)獲得的支架干擾量包含鏡像支架與主支架之間的二次干擾量，使得試驗(yàn)值與計(jì)算值存在明顯差別，且隨著側(cè)滑角的增大，二次干擾對(duì)模型阻力系數(shù)的影響越來(lái)越大，在試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正時(shí)必須予以扣除。由此本文給出了飛艇腹撐試驗(yàn)支架干擾修正方法，即以數(shù)值計(jì)算獲得的支架干擾量作為修正量，對(duì)腹撐試驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)進(jìn)行修正，獲得飛艇的凈阻力系數(shù)，使其能更準(zhǔn)確地反映飛艇的氣動(dòng)特性。

[1] 曲東才. 飛艇研制及發(fā)展[J]. 航空科學(xué)技術(shù), 2005, (2): 20-23.

Qu Dongcai. Study and development of the airship[J]. Aeronautical Science and Technology, 2005, (2): 20-23.

[2] Schmidt K D. Dynamic modeling, control, and station-keeping guidance of a large high-altitude “near-space” airship[C]. AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit. Keystone, Colorado, 2006, 11-14.

[3] 王勛年. 低速風(fēng)洞試驗(yàn)[M]. 北京: 國(guó)防工業(yè)出版社, 2002.

Wang Xunnian. Low speed wind tunnel test[M]. Beijing: National Defence Industry Press, 2002.

[4] 白峰, 胡冶. 低速風(fēng)洞試驗(yàn)腹撐支架干擾分析[J]. 民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究, 2012, (4): 33-41.

Bai Feng, Hu Ye. Research of low-speed wind tunnel ventral support interfere[J]. Civil Aircraft Design ﹠ Research, 2012, (4): 33-41.

[5] 章榮平, 王勛年, 李真旭, 等. 低速風(fēng)洞尾撐支桿干擾研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2006, 20(3): 33-38.

Zhang Rongping, Wang Xunnian, Li Zhenxu, et al. Investigation of sting support interference in low speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2006, 20(3): 33-38.

[6] 王勛年, 祝明紅, 孫傳寶. 低速大迎角尾撐支架干擾試驗(yàn)研究[J]. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2007, 21(2): 8-12.

Wang Xunnian, Zhu Minghong, Sun Chuanbao. Investigation on the interference of rear sting supports at high angle of attack in low speed wind-tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2007, 21(2): 8-12.

[7] Jewel B Barlow, William H Rae, Alan Pope. Low-speed wind tunnel testing[M]. 3rd ed. John Wiley & Sons, 1999: 271-279, 306-313.

(編輯：李金勇)

Research on ventral support interference correction for airship model

Huang Xia, Li Guoqiang, Huang Zongbo, Wang Xunnian, Zhu Minghong

(China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China)

The wind tunnel test and numerical calculation of ventral support interference for a rigid airship model are conducted in this paper. In the wind tunnel test, the one-point ventral support system is used for sustaining the airship model, the aerodynamic data are acquired, and the support interference values are obtained by the two-step mirror method. However, in the test the secondary interference between the main support and the mirror support can not be deducted, which would bring some errors to the support interference correction. So the numerical method is introduced to calculate the aerodynamic properties in the situations of airship model only, model with support, reverse model with support, and reverse model with main support and mirror support, respectively. Based on the work, the net support interference and the secondary interference are acquired. By comparing the test and numerical results, some conclusions are drawn as follows: the test and numerical results are consistent about the way in which the support affects the airship aerodynamic properties, but there are obvious differences in the interference values, which shows that the secondary interference can not be ignored and must be considered in the process of support interference correction for the airship wind tunnel test.

hydrodynamics;support interference;wind tunnel test;numerical simulation;stratosphere airship

1672-9897(2015)02-0103-05

10.11729/syltlx20140084

2014-07-18;

2014-09-23

HuangX,LiGQ,HuangZB,etal.Researchonventralsupportinterferencecorrectionforairshipmodel.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(2): 103-107. 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. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(2): 103-107.

V211.7

A

黃霞(1984-)，女，四川綿陽(yáng)人，博士，助理研究員。研究方向：低速風(fēng)洞試驗(yàn)。通信地址：四川綿陽(yáng)中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速所(622662)。E-mail：hx_1984.4@163.com

*通信作者 E-mail: hx_1984.4@163.com