金 玲，劉李濤，祝明紅，孫傳寶，陳陸軍

（中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所，四川綿陽 622762）

小展弦比飛翼標模尾部畸變影響試驗研究

金 玲＊，劉李濤，祝明紅，孫傳寶，陳陸軍

（中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所，四川綿陽 622762）

在飛翼布局模型風洞試驗中，為實現尾部支撐需對模型進行尾部修形。為摸清飛翼布局模型局部外形畸變的影響規律，本文在FL－14風洞對某小展弦比飛翼布局原始模型和尾部外形畸變模型進行了試驗研究，采用增量法獲得了尾部外形畸變的影響規律，并與國內三座低速風洞的三種支撐裝置的近／遠場支架干擾進行了對比分析。研究結果表明：小側滑角時，在小迎角范圍內尾部畸變影響量顯著大于支架干擾量，在中大迎角范圍則與支架干擾量級相當；畸變橫向影響量較大，且隨側滑角增大而增大。所以應對全機的試驗結果進行正確的“畸變”修正，或對尾部畸變外形進行優化，以減小畸變的影響。

飛翼布局；畸變；支架干擾；試驗

0 引 言

支架干擾修正是風洞試驗數據修正體系中最重要的組成部分。為了提高試驗數據的準度，必須正確修正支架干擾［1］。

近年來，針對飛翼布局，歐美國家先后推出了多個具有標模意義的通用研究模型（Common Research Model），如波音公司設計的UCAV1301［2］／1303［3－7］飛翼系列［2－4］、歐洲主導美國參與的NATO RTO AVT－161項目組提出的SACCON通用飛翼研究布局［8－11］以及NASA提出的65°VFE－2模型［12－13］，并進行了系統的風洞試驗與試驗技術研究。

國內現有的基于二代機標模、主要體現附著流特性的風洞測力試驗相關技術體系已經不能適應以融合體飛機為代表的先進氣動布局飛機設計和研制的要求，特別是在飛翼布局形式的風洞試驗技術和數據修正方面的技術儲備更顯單薄，還沒有建立起適用于飛翼布局外形特征和氣動力特性的風洞試驗技術體系，難以滿足我國未來飛機創新發展的要求。因此，迫切需要開展相關研究工作。

為了滿足國內以融合體飛翼布局為代表的未來飛行器氣動力試驗與研究的需求，十二五期間氣動預研風洞試驗技術聯合課題組自主設計了展弦比為1.54的小展弦比飛翼標模。國內三座3米量級低速風洞對該標模進行了低速對比試驗，采用尾撐方式支撐，對尾支桿所在的模型尾部進行了局部修形，如圖1～圖2所示。

圖1 模型尾部畸變示意圖Fig.1 Local distortion configuration of the model

圖2 模型示意圖Fig.2 Basic geometry parameters of the model

小展弦比飛翼模型的迎風面和背風面均采用各型面光滑平緩過渡的翼身融合構型，而為實現尾撐引入的尾部畸變則在流向和側向均包含幾何突變或較大的曲率變化，如圖1、圖3所示。在特定的狀態下，這一畸變有可能帶來較大的氣動力誤差，因此需要對尾部畸變對氣動力的影響開展研究。

本文在中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所的FL－14風洞，利用張線支撐裝置對原始模型（圖3）和尾部畸變模型（圖4）開展試驗研究，并將尾部畸變的影響與尾支架干擾特性作比較，考查了模型尾部外形畸變對氣動力測量結果的影響。本文將與模型沒有相對運動的尾支桿部分叫做“近場支架”，而與模型存在相對運動的立柱或彎刀部分叫做“遠場支架”［14］。

圖3 構型A實物照片Fig.3 Configuration A setting in FL－14

圖4 構型B實物照片Fig.4 Configuration B setting in FL－14

1 模型及試驗設備

1.1 模型和支撐系統

FL－14風洞張線支撐系統主要由天平連接組件、張線、左右立柱、底座、上橫梁、懸掛架以及驅動和控制系統等部分組成。由張線支撐裝置將模型反裝于風洞中心，左右懸掛架同步轉動以實現模型迎角± 360°變化。該系統具有迎角側滑角范圍大、支撐剛度好、風洞阻塞極小、干擾小等特點，常用于特種試驗、支架干擾等復雜試驗。

本文試驗分別研制了三座風洞三種支撐裝置（單立柱、雙立柱、彎刀尾撐）的假近場支架和假遠場支架。根據模型和支撐方式的組合，定義以下四種試驗模型構型：

構型A：模型＋張線支撐

構型B：尾部畸變模型＋張線支撐

構型C：尾部畸變模型＋張線支撐＋假近場支架

構型D：尾部畸變模型＋張線支撐＋假近場支架＋假遠場支架

圖3～圖6分別給出了上述四種構型的安裝實物照片。

1.2 風洞

FL－14風洞是一座開閉口兩用的單回流式低速風洞。試驗段截面為圓形，直徑為3.2m，長5m，開口試驗段最高風速為115m／s，本次試驗在開口試驗段進行。

圖5 構型C實物照片Fig.5 Configuration C setting in FL－14

圖6 構型D實物照片Fig.6 Configuration D setting in FL－14

1.3 測量系統

模型氣動力由六分量桿式應變天平測量，該天平可適應尾撐和張線支撐系統要求，迎角由單軸力平衡式伺服傾角傳感器測量，該傳感器測量精度為0.02°，天平和傾角傳感器信號經A／D轉換后由工控機實現數據的采集與處理。

2 試驗方法及數據處理

張線支撐裝置支撐模型，各假尾支桿前端連接于天平固定端，不接觸模型。對于單立柱和雙立柱尾撐模擬狀態，假尾支桿后端與假立柱下端通過鉸鏈連接，模型運動時帶動假尾支桿、假立柱一起運動。假立柱上端通過滑輪組件安裝在固定于張線支撐裝置上橫梁的滑動架上，可實現Y向和X向運動，其中Y向跟隨模型運動，X 向運動由獨立電機驅動自動控制實現，以確保假立柱始終處于豎直狀態。對于彎刀尾撐，假尾支桿后端與假彎刀脫開，模型運動時帶動假尾支桿后端沿彎刀弧線運動。

試驗風速為50m／s（約合馬赫數為0.15），忽略張線與尾部外形畸變和風洞近場、遠場支架的二次干擾，通過構型間的氣動差量獲得干擾量，即：

尾部外形畸變影響量＝構型B－構型A

近場支架干擾量＝構型C－構型B

遠場支架干擾量＝構型D－構型C

3 試驗結果及分析

圖7、圖8、圖9給出了尾部外形畸變影響量和三種尾撐裝置的近場、遠場支架干擾量的綜合對比曲線。圖中，“distortion”表示尾部外形畸變影響量，“near－field”和“far－field”分別表示近場支架干擾量和遠場支架干擾量，“1”、“2”、“3”分別表示單立柱尾撐、彎刀尾撐、雙立柱尾撐裝置。

3.1 側滑角為零時尾部畸變影響分析

由圖7可知，β＝0°，α≤20°范圍內，縱向畸變影響量和近／遠場干擾量為同一量級，且均較小。其中，ΔCL在－0.01～0.006之間，在較大迎角范圍內，畸變影響量為負值；ΔCD在－0.0015～0.002之間，在較大迎角范圍內，畸變影響量為正值；ΔCm在－0.0015～0.002之間，在較大迎角范圍內，畸變影響量為負值。

圖7 畸變和支架對縱向氣動特性的影響（β＝0°）Fig.7 Interference value of distortion and support on the longitudinal characteristics（β＝0°）

20°＜α＜50°范圍內，隨迎角增大，畸變影響量和近場／遠場干擾量均有增大的趨勢。40°≤α≤50°范圍內，畸變影響量和近場／遠場干擾量存在峰值。畸變影響量ΔCLmax＝0.018，ΔCDmax＝0.009，ΔCmmax＝－0.0055；近場干擾量ΔCLmax＝0.043（雙立柱），ΔCDmax＝0.038（雙立柱），ΔCmmax＝－0.0092（單立柱），遠場干擾量ΔCLmax＝－0.073（彎刀），ΔCDmax＝－0.071（彎刀），ΔCmmax＝0.0222（彎刀）。可以看出，在整個20°＜α＜50°范圍內畸變影響與近／遠場干擾量基本為同一量級，且畸變影響量峰值小于近場和遠場干擾量峰值。

畸變影響量和近場／遠場干擾量在α＞50°后回落。

總的來說，對側滑角為零的情形，模型尾部畸變對氣動力的影響與近／遠場干擾量在0°～60°范圍內為同一量級。同時，畸變和支架干擾量在α≤20°的小迎角范圍內均較小，在20°＜α＜50°的中等大迎角范圍內畸變和支架干擾均比小迎角顯著增大，而在α＞50°的超大迎角范圍畸變影響和支架干擾均顯著回落。這是由于在小迎角范圍，流動為附著流形，尾部畸變和支架干擾對流動擾動較小。而在中等大迎角范圍，飛翼流形由附著流動轉變為由三角翼前緣脫落出的兩個分離渦控制的流形，并且前緣渦隨迎角增大向飛機對稱面移動［2，17］。在中等大迎角范圍內，尾部畸變和支架對氣動力的擾動，正是由于前沿分離渦與尾部畸變和支架的相互作用所致。在超大迎角范圍，三角翼前緣脫落的分離渦遠離了模型表面，一方面尾部畸變和近場支架與分離渦之間的相互作用減弱，另一方面分離渦本身對模型氣動力的影響也減弱了，從而使得尾部畸變和支架干擾的影響顯著回落。

3.2 側滑角不為零時尾部畸變影響分析

圖8給出了β＝10°時尾部畸變和尾撐支架對橫航向氣動特性的影響比較。可以看出，α≤20°范圍內，近場／遠場干擾量對橫向氣動力的影響接近于零，畸變影響量顯著大于支架干擾量，但隨迎角增大有減小的趨勢。與β＝0°情形類似，20°＜α≤50°范圍內，畸變影響量和近／遠場干擾量均相對小迎角范圍增大。其中，畸變影響量ΔCYmax＝0.0043，ΔCnmax＝－0.0067，ΔClmax＝0.0039；近場干擾量ΔCYmax＝－0.0149（彎刀），ΔCnmax＝－0.0022（雙立柱），ΔClmax＝0.006（彎刀）；遠場干擾量ΔCYmax＝－0.0275（彎刀），ΔCnmax＝0.0052（彎刀），ΔClmax＝0.0121（彎刀）。α＞50°后，畸變影響量和近／遠場干擾量均較小。

圖8 畸變和支架對橫航向氣動特性的影響（β＝10°）Fig.8 Interference value of distortion and support on the lateral characteristics（β＝10°）

圖9 畸變和支架對橫航向氣動特性的影響（α＝0°）Fig.9 Interference value of distortion and support on the lateral characteristics（α＝0°）

圖10 畸變和支架對橫航向氣動特性的影響（α＝10°）Fig.10 Interference value of distortion and support on the lateral characteristics（α＝10°）

與β＝0°比較，β＝10°時在小迎角范圍內尾部畸變的影響顯著地大于支架干擾量。畸變產生較大橫向氣動力的原因，是由于尾部畸變在有側滑的情形產生了較大的分離。由圖3可以看出，原始模型側向幾何變化極為光滑平緩，相對而言，畸變部分產生了大的側向幾何突變（如圖1所示）。當側滑角不為零時，畸變側面較大的曲率必然導致較大橫向分離，從而產生的橫向氣動力擾動。此外，可以看出，畸變影響和支架干擾隨迎角的分布趨勢，與側滑角為零時是一致的。

圖9和圖10給出了α＝0°和α＝10°時，0°≤β≤20°范圍內，尾部畸變和近／遠場干擾量對橫航向特性的影響比較。可以看出，這一側滑角范圍內，支架干擾的影響均趨近于零，而畸變影響量則較大，且隨側滑角增大呈線性增大的趨勢。其中，α＝0°、β＝20°時，畸變影響達到ΔCY＝－0.0124，ΔCn＝0.0050，ΔCl＝0.0031，比支架干擾的影響大了一個量級。

4 結 論

綜合以上分析，可以得出以下主要結論：

（1）側滑角為零時，尾部畸變對縱向氣動特性的影響均較小，其量級與近／遠場支架干擾相當。

（2）小側滑角時（β＝10°），在小迎角范圍內尾部畸變的影響顯著大于支架干擾量，在中等和大迎角范圍則與支架干擾量級相當。

（3）畸變影響量隨側滑角增大而迅速增大，β＝20°時畸變影響量比支架干擾大了一個量級。

（4）畸變和支架干擾量在α≤20°的小迎角范圍內均較小，在20°＜α＜50°的中等大迎角范圍內畸變和支架干擾均比小迎角顯著增大，而在α＞50°的超大迎角范圍畸變影響和支架干擾均顯著回落。

（5）為適應尾撐形式對模型進行局部修形的“畸變”會對模型產生一定的橫航向影響，應對全機的試驗結果進行正確的“畸變”修正，或對尾部畸變外形進行優化，以減小畸變的影響。

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Study on the distortion effect of flying wing in low speed wind tunnel

Jin Ling＊，Liu Litao，Zhu Minghong，Sun Chuanbao，Chen Lujun
（Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang，Sichuan 622762，China）

Flying wing is becoming one of the ideal aerodynamic configurations for military and civil aircraft because of its excellent aerodynamic efficiency and stealth performance.In order to acquire the effect of local configuration distortion due to sting support，a test study on low aspect ratio flying wing based on incremental method is carried out in CARDC FL－14low speed wind tunnel.Both the afterbody distortion model and the calibration model are tested to investigate the distortion effect by means of antitheses method，and the comparison among the results of other three low speed wind tunnels with near－field／far－field support interference are presented.It is shown that the distortion effect is significantly stronger than support interference at small angle of attack and equivalent at medium and high angle of attack as the side slip angle is small.The distortion effect is more important in lateral direction than longitudinal direction，and intensified with the increasing angle of side slip.Test results is needed to be corrected and local afterbody configuration be optimized to reduce distortion effect.

flying wing configuration；distortion；support interference；test

V211.3

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0094

0258－1825（2016）01－0119－06

2015－07－21；

2015－10－23

金玲＊（1980－），女，助理研究員，主要從事實驗空氣動力學研究.E－mail：jl1980＿9＠163.com

金玲，劉李濤，祝明紅，等.小展弦比飛翼標模尾部畸變影響試驗研究［J］.空氣動力學學報，2016，34（1）：119－124.

10.7638／kqdlxxb－2015.0094 Jin L，Liu L T，Zhu M H，et al.Study on the distortion effect of flying wing in low speed wind tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：119－124.