高速風洞模型支撐方式研究

巴玉龍 白 峰 / BA Yulong BAI Feng

(上海飛機設計研究院，上海201210)

高速風洞模型支撐方式研究

巴玉龍 白 峰 / BA Yulong BAI Feng

(上海飛機設計研究院，上海201210)

為了合理選擇模型支撐形式，在高速風洞進行了直支桿與Z-支桿兩種支撐形式的支架干擾研究試驗。結果發現，支架對模型帶來不可忽略的干擾量，兩種支撐形式對升力、阻力與力矩的干擾量隨迎角基本上呈線性變化；直支桿由于距離模型較近，對模型尾部帶來較大的影響。而Z-支桿對模型尾部影響較小，在全機與無尾兩種狀態下的干擾量較為相近。

Z-支桿；尾支撐；支架干擾；風洞試驗；高速風洞

0 引言

風洞試驗是模擬飛行器在真實大氣環境下的飛行狀態試驗，是預測飛行器氣動性能最主要的手段。在風洞試驗時，飛行器模型通過支架支撐在風洞試驗段中進行試驗數據測量。由于支架的存在使模型的繞流產生畸變，這樣就使模型試驗結果與真實飛機氣動特性產生差別，此即支架干擾。對于大型民用客機，其安全性和經濟性的要求對風洞實驗數據精準度提出了更高要求。為提高風洞實驗數據的準確度，風洞模型支架干擾修正一直是實驗空氣動力學急需解決的問題之一。由于支架形式的多樣性，支架干擾的嚴重程度也相差很大。支架干擾的嚴重程度隨支撐方式，模型迎角及來流馬赫數等因素而變化。支架干擾的修正方法一般采用專門的支架干擾試驗來獲取干擾量[1]。歐洲ETW風洞建成后，集合了7個國家14家單位開展了高雷諾數試驗條件下支撐裝置優化及支撐干擾修正研究[2]。國內相關研究機構對風洞模型支撐系統和支架干擾進行了大量的研究[3-6]，相關高校也開展了相應的研究工作[7]。

雖然國內外對風洞模型支撐裝置進行了大量研究，提出了許多修正支架干擾量的新方法，但對于常規布局飛機模型的風洞試驗而言，最常用也是最精確的獲取支架干擾量的方法還是傳統的支架干擾試驗。尾支撐與Z-支撐是高速風洞常用兩種支撐形式，為了研究這兩種支撐形式的優越性，本文通過在DNW-HST開展高速風洞模型支架干擾試驗，分別獲取了全機狀態與無尾狀態下尾部直支桿與Z-支桿的支架干擾試驗結果，分析了這兩種支撐形式對高速風洞試驗升力、阻力和俯仰力矩系數干擾量。

1 試驗概述

試驗在荷蘭DNW-HST高速風洞進行。DNW-HST風洞試驗段尺寸為2.0m(寬)×1.8m(高)。試驗段側壁為實壁，上下為開槽壁(開槽面積約12%)。風洞總壓范圍20kPa～390kpa，風洞Ma數范圍0.2～1.3。風洞總壓和駐室壓力采用壓力測量一體的流動測控系統，本次試驗采用2.5in量級測力天平，天平精度滿足高速風洞試驗的國軍標要求。

試驗模型選自某飛機模型，包括機身、機翼、尾翼、起落架等部件，發動機采用通氣短艙來模擬。模型直支桿支撐形式見圖1，Z-支桿支撐形式見圖2。模型的設計和加工均滿足GJB569A-2012《高速風洞模型設計準則》要求。模型力矩參考點取機翼平均氣動弦長25%位置，天平中心與模型力矩參考點均位于模型的構造水平面上，力矩參考點在天平中心重合。由于支桿結構不一樣，模型在風洞中的位置也不同。在直支桿情況下，力矩參考點在風洞中心之前，而在Z-支桿情況下力矩參考點基本與風洞中心前重合。正式試驗開始前進行了重復性試驗，得到的重復性誤差滿足風洞試驗相關規范要求。

圖1 模型直支桿支撐

圖2 模型Z-支桿支撐

本次試驗主要研究支架干擾對升力系數、阻力系數、俯仰力矩系數的干擾量(CX4)。獲得支架干擾量的方法如下：根據背撐帶假支桿構型試驗結果(CX3)和背撐構型試驗結果(CX1)差量得到，可以表示為CX4=CX3-CX1。這兩種構型的試驗結果都根據相應的風洞校準結果進行了相應的修正。圖3和圖4分別給出了背撐帶假直支桿及背撐帶假Z-支桿的示意圖。

圖3 背撐帶假直支桿

圖4 背撐帶假Z-支桿

2 試驗及結果分析

2.1 升力系數干擾量

圖5給出了全機狀態下支桿對升力系數干擾量的試驗結果。從圖可知，在本期試驗的迎角范圍內，兩種不同的支桿對升力系數的干擾量隨迎角基本呈線性變化，國內某研究機構的研究結果也表明直支桿對升力系數的干擾量隨迎角呈線性變化[3]。由圖5可知，Ma=0.4時，升力系數干擾量隨迎角增加，Ma=0.85時，升力系數干擾量隨迎角減小。Z-支桿的升力系數干擾量小于直支桿。

本期試驗采用的直支桿是風洞中最常用的尾部支撐形式，直支桿對模型的干擾包括模型的直接近場干擾和后部支撐對模型的遠場干擾。直支桿對模型的直接近場干擾主要影響模型尾部及底部流場，特別是對于具有尾部船型布局的飛機，直支桿的存在將明顯改變模型的底部壓力，從而帶來明顯的升力系數干擾量。本期試驗采用的Z-支桿是對尾部直支桿支撐形式的一種改進形式，它采用一段葉片連接段將支桿與模型的距離增加了許多，從而減小了支桿對模型尾部流場的直接干擾。采用法國ONERA風洞標模對模型支桿的研究結果表明，腹部葉片對全機模型的升力系數干擾量很小[1]。因此，相對直支桿支撐，Z-支桿支撐帶來的升力系數干擾量較小，特別是當馬赫數較大時，Z-支桿對升力系數的干擾明顯較小。

圖6給出了無尾狀態下支桿對升力系數干擾量的試驗結果。與全機狀態類似，支桿對升力系數的干擾量在本期試驗的迎角范圍內基本隨迎角呈線性變化。不同的是，在無尾狀態下，Z-支桿對升力系數的干擾量與直支桿基本相當。這是因為， Z-支桿對模型尾部流場的直接干擾量較小，有尾翼與無尾翼兩種狀態下支桿對升力系數干擾量相差不大；而直支桿帶來的升力系數干擾量主要是支桿對尾翼的直接影響造成的，有尾翼與無尾翼兩種狀態下支桿對升力系數干擾量相差較大(對比圖5和圖6可知)。Pait等人在法國ONERA風洞的試驗研究[8]得出了同樣的結論。

圖5 升力干擾量(全機狀態)

圖6 升力干擾量(無尾狀態)

2.2 阻力系數干擾量

圖7和圖8分別給出了全機和無尾兩種狀態下支桿對阻力系數干擾量的試驗結果，圖中縱軸采用逆序坐標，即支架對模型阻力系數的干擾量為負值。由圖可知，支桿對阻力系數的干擾量隨迎角呈線性變化，這與支桿對升力系數干擾量的規律一致。無論是低馬赫數還是高馬赫數狀態下，Z-支桿對阻力的干擾量均小于直支桿。直支桿直接連接到機身內部，改變了機身尾部的船型外形，對模型后體氣流有阻滯作用，使得氣流速度降低，壓力增加，再加上機身空腔與支桿的間隙存在死水區。根據相關研究，直支桿對模型的這種阻滯影響的區域可以前傳至機翼、翼身鼓包及起落架等部件[3]。這就說明直支桿對模型的阻力干擾量與尾翼的存在關系不大，對比圖7和圖8不難發現，直支桿在無尾狀態時對阻力系數的干擾量與全機狀態時相當。

圖7 阻力干擾量(全機狀態)

圖8 阻力干擾量(無尾狀態)

Z-支桿的葉片部分對氣流的阻塞作用很小，支桿本身又離模型較遠，因此對阻力系數的干擾量較小，約為直支桿干擾量的一半。

2.3 俯仰力矩系數干擾量

圖9和圖10分別給出了全機和無尾兩種狀態下支桿對俯仰力矩系數干擾量的試驗結果，圖中縱軸采用逆序坐標，即支架對模型力矩系數的干擾量為負值。支桿對力矩系數的干擾量隨迎角也同樣呈線性變化。平尾部件是俯仰力矩的主要貢獻，平尾存在時，直支桿會對模型帶來較大的力矩系數干擾量，Z-支桿相對較小，這主要是因為直支桿對平尾帶來較大的升力增量，從而增加了模型低頭力矩。Z-支桿對模型平尾影響較小，帶來的低頭力矩系數增量也較小。尾翼去掉之后，兩種支撐形式對力矩的干擾量均較小。

圖9 俯仰力矩干擾量(全機狀態)

圖10 俯仰力矩干擾量(無尾狀態)

3 結論

通過風洞試驗，研究和分析了直支桿與Z-支桿兩種支撐形式對高速風洞試驗數據的影響，結果表明：支架對模型氣動特性的干擾不可忽略；在本期試驗迎角范圍內，兩種支撐形式對升力、阻力和俯仰力矩系數的影響隨迎角基本上呈線性變化；尾部直支桿對平尾的直接影響較大，對模型氣動特性的干擾量較大，而Z-支桿由于離模型尾部的距離較遠，對氣動特性的干擾量相對較小，且無尾狀態下與全機狀態下的干擾量較為接近。建議在其它條件相同的情況下，盡量采用Z-支桿進行高速風洞試驗。

[1] 李周復．風洞試驗手冊[M]．北京：航空工業出版社，2015．

[2] J．Quest，M．C．N．Wright，S．Rolston．Investigation of a Modern Transonic Transport Aircraft Configuration over a Large Range of Reynolds Numbers[R]．AIAA-2002-0422．

[3] 熊能，林俊，賀中，等．大飛機布局模型跨聲速風洞實驗尾支撐干擾研究[J]．實驗流體力學，2012，26(2)：51-55．

[4] 陳萬華，王超琪，謝國棟，等．FL-26風洞模型支撐系統動態仿真分析[J]．中國機械工程，2012，23(2)：161-166．

[5] 章榮平，王勛年，李真旭，等．低速風洞尾撐支桿干擾研究[J]．實驗流體力學，2006，20(3)：33-38．

[6] 賈玉紅，吳星，魏思亮．高速風洞氣體支撐的性能分析計算[J]．長沙交通學院學報，2005，21(4)：62-67．

[7] 楊立芝，李俊甫，董軍．高速風洞支架干擾數值修正研究[J]．流體力學實驗與測量，2001，15(3)：84-88．

[8] J．F．Pait，N．Esteve．Recent Experiments with New Twin-Sting Supports in ONERA’s Large Wind Tunnels[R]．AIAA-2002-2921．

Research of Sting Support in High-speed Wind-Tunnel Test

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

In order to choosing right model support, support interference of rear sting and Z-sting was experimentally investigated in a high-speed wind tunnel. The experimental results show that the sting support interference is not small enough to be neglected. The interference on lift，drag and pitching moment coefficient changes lineally with the model attack angle. The rear sting is so close to model that it affects the flow field on model empennage. The Z-sting brings little effect on model empennage, so the interference of whole model is similar with that of the model without empennage.

Z-sting; rear sting; sting interference; wind tunnel test; high-speed wind tunnel

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.04.012

V211.7

A