低速大迎角张线尾撑系统支架干扰影响研究

2011-04-17祝明红孙海生刘志涛

实验流体力学 2011年3期

祝明红,孙海生,金玲,汤伟,刘志涛

(1.西北工业大学航空学院,西安 710072;2.中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳 621000)

0 引言

风洞试验数据支撑修正技术是影响风洞试验结果的主要因素之一。对于军机的低速风洞试验,尤其是大迎角试验项目,国内外均采用尾部支撑或张线支撑。而据目前了解,国内在进行尾部支撑或张线支撑的低速风洞试验过程中,对支撑干扰是没有进行扣除的,根本原因在于,尽管在此方面做过大量的工作,但局限于某些典型布局模型以及常规的支撑装置,并没有完全掌握支撑系统的干扰规律及干扰量值,因此,难以给出工程实用的支架干扰修正方法。随着我国航空工业技术的发展,对风洞试验数据准度的要求愈来愈高[1-4]。

近年来,中国空气动力研究与发展中心低速所的Ф 3.2m风洞承担了大量的型号试验,张线尾撑装置是该风洞最常用的支撑装置,尤其在大迎角试验能力方面具有独特的优势。为了进一步提高大迎角试验数据的质量,摸清其支架干扰规律,在Φ 3.2m风洞开展了张线尾撑系统的支架干扰试验研究工作。研究结果表明：张线尾撑装置的横梁对飞机纵向的远场干扰量较小,大迎角区域内尾支杆对飞机纵向的近场干扰量较大;迎角小于15°范围内,支架使飞机偏航力矩系数减小、滚转力矩系数增大,随侧滑角增大支架干扰量增大;去掉立尾后尾支杆对俯仰力矩的干扰明显减小。

1 试验设备及模型

1.1 试验设备

1.1.1 风洞

CARDC-1 Φ 3.2m低速风洞是一座开闭口两用单回流式风洞。试验段截面为圆形,直径为3.2m,长5m,开口试验段的最高风速可达115m/s,常用风速60～85m/s。试验在开口试验段中进行。

1.1.2 测量设备

试验采用TG0561B杆式六分量应变天平测力,用LSRP90单轴力平衡式伺服倾角传感器测量模型迎角,传感器测量精度为0.6′。试验测控处系统包括数据库及网络、测量控制、压力控制和姿态角控制4部分。系统速压的控制精度0.3%,准度用微压计校准,姿态角控制精度3′。

1.1.3 模型支撑系统

试验模型采用张线尾撑方式支撑,见图1。张线尾撑装置主要由张线挂架、支撑架、横梁、支座和尾支杆等部分组成,迎角范围为±360°,侧滑角范围为± 40°。为了减小大迎角时可能出现的模型振动,在张线与挂架间安装抑振弹簧。

图1 张线尾撑装置Fig.1 Wire-assistant sting support set in Φ 3.2m LSWT

为研究支架干扰而研制了新的模拟尾支杆、横梁及其支撑附属部件。真假尾支杆的直径均为60mm,即所有模拟部件与试验使用部件尺寸完全一致。

1.2 模型

试验模型为YF-16飞机1∶9铝合金标模,模型基本状态定义为各舵面偏度均为0°。模型采用自由转捩方式,示意图见图2。模型主要几何参数：S= 0.3210m2,cA=0.3704m,b=0.9815m。

2 研究内容与数据处理

2.1 研究内容

本次试验迎角α=-5°～90°,侧滑角β=0°～20°。风速V=50～60m/s。研究内容包括纵横向支架干扰试验(远场干扰和近场干扰)和不同外形布局飞机的尾支杆支架干扰试验(近场干扰)。

图2 YF-16飞机模型示意图Fig.2 Sketch of YF-16 model

2.2 研究方法

张线尾撑装置的支架干扰由两部分组成：尾支杆的近场干扰和横梁的远场干扰。支架干扰试验采用传统两步法进行,即“尾撑支架干扰”=“背撑+假尾撑支架”-“背撑”。模型和天平通过支杆安装于支撑系统上。图3给出了支架干扰试验模型支撑示意图。采用图3的方式(假支架由尾支杆和横梁组成)获得远场和近场支架干扰之和,采用图4的方式(假支架仅由横梁组成)获得远场支架干扰,此二者之差即为近场支架干扰(与尾支杆和横梁相比,四根张线的干扰量为小量,本次研究忽略不计)。

图3 支架干扰研究示意图Fig.3 Sketch of interference study of wireassistant sting support

试验结果中,纵向力和力矩(CL、CD、Cm)在风轴系中给出,横侧向力和力矩(CY、Cn、Cl)在体轴系中给出。

3 结果及分析

3.1 张线尾撑支架干扰研究

图5给出了V=60m/s、β=0°条件下的全机基本状态支架纵向干扰试验结果[5]。图中：“support”、“sting”、“beam”分别表示尾支杆和横梁的组合、尾支杆、横梁。

图4 远场支架干扰研究示意图Fig.4 Sketch of interference study of wireassistant sting support in far field

图5 支架对纵向气动特性的干扰量(β=0°)Fig.5 Interference value of support on the longitudinal characteristics(β=0°)

由图5可知,失速迎角之前：尾支杆和横梁的存在使升力系数和阻力系数减小,在α=20°时升力干扰量达到最大值-0.02,在α=30°时阻力干扰量达到最大值-0.008;去掉尾支杆后即横梁的干扰规律类似;去掉横梁后即尾支杆的干扰量很小。失速迎角之后：尾支杆和横梁的存在使升力系数和阻力系数增大,在α=47°附近升力干扰量达到最大值0.031,在α=70°附近阻力干扰量达到最大0.0385;尾支杆的干扰规律类似;横梁的干扰量较小。

由图5可知,在整个试验迎角范围内,尾支杆和横梁的存在使俯仰力矩系数减小,失速迎角之前,支架对俯仰力矩系数的干扰较小,约为-0.003;失速迎角之后,支架干扰明显增大,在α=55°附近支架干扰量达最大值-0.02。尾支杆的干扰规律类似。去掉尾支杆后即横梁的干扰量明显减小,失速迎角之前对俯仰力矩的干扰很小,失速迎角之后干扰略增大。可见,在大迎角区域尾支杆对升力、阻力和俯仰力矩的近场干扰占支架干扰的主要部分。去掉尾支杆后即横梁对飞机俯仰力矩特性影响不大。

图6给出了V=50m/s、不同侧滑角下全机基本状态尾支杆和横梁(支架状态同图5中的“support”曲线)的横航向干扰试验结果[5]。由图可知：α≤15°范围内,尾支杆和横梁的存在使飞机的偏航力矩系数减小;随着侧滑角增大支架干扰量增大,β=20°时偏航力矩系数干扰量约为-0.002,α≥15°后,干扰量与侧滑角无明显的变化规律。由图可知：α≤20°范围内,尾支杆和横梁的存在使飞机滚转力矩系数增大;随着侧滑角增大支架干扰量增大,β=20°时干扰量约为0.002, α≥20°后,干扰量与侧滑角无明显的变化规律。

图7给出了V=50m/s、不同侧滑角下飞机无立尾状态尾支杆和横梁(支架状态同图5中的“support”曲线)的横航向干扰试验结果[5]。由图可知,β =10°时尾支杆和横梁的存在对飞机偏航力矩系数和滚转力矩系数影响很小。随侧滑角增大支架干扰量增大,β=20°时支架对偏航力矩系数干扰量约为-0. 0009,对滚转力矩系数干扰量约为-0.0013。试验结果表明：随侧滑角增大支架干扰量增大;与图6所示结果相比,去掉立尾后支架干扰明显减小。

3.2 不同外形布局飞机的尾支杆干扰研究

图8给出了V=60m/s、β=0°、不同飞机模型条件下的相同几何参数尾支杆支架干扰试验结果。图中：1表示某无平尾布局飞机模型试验的尾支杆干扰量[6],2表示YF-16飞机模型试验的尾支杆干扰量,即图5所示的结果。

图8 不同飞机模型的尾支杆干扰量(β=0°)Fig.8 Interference value of sting with different aircrafts (β=0°)

由图可知：较正常布局的YF-16,α≤55°范围内,无平尾布局飞机条件下的尾支杆升力系数干扰量明显较大,在α=40°～50°时达到最大值0.035;α≥60°后,干扰量明显减小。在α＜20°范围内,尾支杆的存在使无平尾布局飞机的阻力系数略减小,量值约为-0.002;在20°≤α≤55°范围内,干扰量略大于YF-16;α≥55°后,干扰量明显减小。较正常布局的YF-16,尾支杆对无平尾布局飞机的俯仰力矩系数的干扰量很小,约为0,而YF-16的约为-0.004,这主要是因为YF-16飞机具有平尾,而尾支杆对飞机平尾的干扰影响较大,造成较大的俯仰力矩系数干扰量。