FL－8风洞三点支撑系统研制

高剑军，焦仁山

（1.北京航空航天大学，北京 100083；2.中国航空工业空气动力研究院，哈尔滨 150001）

FL－8风洞三点支撑系统研制

高剑军1，焦仁山2

（1.北京航空航天大学，北京 100083；2.中国航空工业空气动力研究院，哈尔滨 150001）

为提高大展弦比和飞翼类等大载荷飞行器风洞试验的准精度，中航工业气动院在FL－8低速风洞开展了三点支撑系统研究。两种空间形状和截面形状支杆的风洞试验表明：三点支撑增加了试验系统纵横向的刚度，使得试验精度有所提高；支杆形状对横向试验结果影响显著，精细地设计模型附近支杆对提高试验准度很有帮助。

三点支撑；精度；准度；支架干扰；风洞试验

V211.72

A

0 引 言

为在风洞中进行特种布局飞机如大展弦比布局、飞翼布局和变体飞机等试验提供有效的支撑方式和试验方法，经过深入调研，确定使用三点支撑为飞翼布局等形式飞机风洞试验的支撑方式，其优点是：（1）采用三点支撑方式，支撑的横航向刚度得到提高，可以最大限度地降低模型试验时的振动，提高试验精度；（2）采用分散的支撑点，使支杆分布于模型气动特性不敏感的区域，对提高准度有帮助；（3）通过精细设计模型与支杆的连接件，很大程度地消除了上下翼面之间的串流，提高了试验的准度。

为了尽量准确地扣除支撑系统的干扰，预先采用CFD方法对模型附近支杆的空间形状和截面形状进行了优化计算，得到了支架干扰量小并且相对稳定的两种支杆形状，空间形状分别为叉形和垂直立柱形，截面形状分别为水滴形和正24边形。

三点支撑系统加工完成之后，于2009年初在FL－8风洞进行了调试试验。试验使用某飞翼布局全金属模型（见图1），试验的目的是：测量两种空间形状和截面形状三点支撑变风速情况下的纵、横向支架干扰特性、风速影响和重复性精度。

试验风速为：V＝40、50、60和70m／s，试验角度范围为：迎角α＝－6°～16°，Δα＝2°（迎角以机身水平线为基准）；侧滑角β＝－16°～16°，Δβ＝2°。在标准大气条件下以模型平均气动弦长为特征长度的最大雷诺数为1.77×106。

试验结果表明：水滴形截面支杆在横向试验时由于本身的横向力较大，使得结果的精度很差，而纵向试验结果的精度很高；正24边形截面支杆纵横向试验的精度都较好。

1 模型及试验设备

1.1 风洞

FL－8风洞为单回路低速闭口风洞，试验段截面为扁八角形，其主要参数如下［1］：

图1 两种三点支撑Fig.1 Two kinds of support

试验段截面尺寸： 3.5m×2.5m

试验段长度： 5.5m

空风洞最大风速： 73m／s

试验段平均湍流度： 0.1745%

落差系数： 0.989（70m／s）

试验段轴向静压梯度： 0

1.2 模型

试验使用由课题组自行设计的飞翼布局模型，全金属结构，质量较好。模型力矩参考点沿X方向取机翼平均气动弦长的25%处，Y方向在机身对称面上，Z方向在机身构造水平线上。模型布局及在风洞中的安装情况见图1。模型主要几何参数如下：

机翼面积： 0.73685m2

机翼展长： 2.2m

机翼平均气动弦长： 0.37027m

机翼前缘后掠角： 35°

机翼后缘后掠角： 20°

1／4弦线后掠角： 31°

力矩参考点位置： 距机头0.363m

1.3 支撑机构及天平

FL－8风洞新研制的三点支撑机构由叉形主支杆、尾支杆、主立柱（上面有迎角机构，外有流线型风挡）和外式天平等组成，叉形主支杆有水滴形和正24边形两种截面，支杆头跨距560mm（结构和截面形状见图2），连接模型机翼；尾支杆为对称翼型截面，一端与模型机身连接，另一端与曲柄滑块机构连接，通过电机带动丝杠驱动滑块来实现迎角的变化。主立柱上面连接叉形主支杆，下面安装到外式天平的活动面上。天平的基础面通过螺栓固连到腹撑架车的转盘上，通过电机驱动转盘来实现侧滑角的连续变化。

试验采用的是8BM03－01外式六分力应变天平。该天平使用FL－8风洞静校支架和VXI采集系统校准，静校环境：温度20℃、湿度60%，有效期至2010年3月，天平有关数据见参考文献［2］。

图2 两种截面形状叉形支杆Fig.2 Two kinds of support rod with different shapes

1.4 FL－8风洞测量与控制系统

试验数据采集、角度及风速控制系统主要由FL－8风洞VXI采集系统、主控机、服务器、数据处理与分析机（3台）及罗宾康变频控制系统构成。试验时FL－8主控机通过MODBUS总线向罗宾康变频系统发出给定转速（经验值）命令，当电机达到给定转速后，使用速压传感器测得的实时速压，依据计算的风速手动调节变频器的输出频率，调整电机的转速，进而实现风速的准确控制；风速稳定后FL－8主控机通过CAN总线向α、β角度机构单片机发出指令，由各角度机构的单片机控制相应电机转动，带动相应角度机构运动使模型到达预定姿态；然后FL－8主控机向VXI发送采集命令，VXI采集系统将天平电信号采集并通过网络存储到FL－8服务器上；最后，由数据处理与分析机进行处理并分析。

2 试验方法与数据处理

2.1 试验方法

支架干扰特性试验采用两步法获得，模型反装有／无镜像支杆的试验数据相减获得支架干扰量。采用固定模型迎角变侧滑角的方法进行横向精度试验。

2.2 数据处理

试验数据进行了如下修正：

（1）洞壁干扰修正；

（2）风洞落差系数修正；

（3）天平弹性角修正；

（4）支架干扰修正。

3 试验结果及讨论

3.1 试验重复性精度

各个迎角和侧滑角下的试验精度见表1。在国军标规定的考察精度的角度范围内，纵向试验结果均达到要求，并且接近先进水平；横向试验结果两个力矩均达到合格指标或接近先进指标，正24边形截面叉形支杆试验结果侧力基本满足合格指标，而水滴形截面叉形支杆试验结果远远达不到要求［3］。

从表1可以看出，两种截面形状叉形支杆试验的纵向三分力和横向的滚转力矩精度都很高。对于这种飞翼构型，全机相当于一个升力面，纵向三分力和滚转力矩比较大，对支架干扰及流场特性的差别不敏感，曲线基本一致，因此，在文中对这四个分力不做讨论，而只分析偏航力矩和侧力。

3.2 支架干扰

正常情况下横向三分力的支架干扰为很小的波动值，或者有很好的线性。从图3（6°迎角）可以看出，正24边形截面叉形支杆的干扰量符合这个规律，其量值较小，跳动量也不大，因此，使用正24边形截面叉形支杆获得的支架干扰结果是可信的。因为模型为飞翼式布局，没有产生侧向力的部件，因此模型的偏航力矩和侧力都应该很小。而水滴形截面叉形支杆侧向支架干扰量本身量值和波动量都很大，已经远远超过了模型本身的气动力，因此可以判断，其支架干扰试验结果是不稳定的，必须慎重使用。

图3 两种支杆的支架干扰量比较Fig.3 Comparison of interferences between the two shaped rods

3.3 支杆影响

图4和图5给出了迎角为6°、风速为70m／s时两种截面形状叉形支杆的横向重复性试验曲线。由图中可以看出，两种支杆的偏航力矩虽然形状相差明显，但由于其本身量级较小，除三点外一致性较好，因而最终的试验精度并不低，优于国军标的合格指标。在β＝－2°、－4°和－8°三个点，水滴形截面叉形支杆试验结果偏航力矩曲线重复性很差，影响了整个曲线的线性度，明显是不合理的。

图5 正24边形截面支杆横向重复性Fig.5 Lateral test repeatability with regular 24sides polygon shaped rod

两种截面形状叉形支杆的侧力曲线相差极大：水滴形截面叉形支杆试验结果不仅重复性差，其精度远远低于国军标合格指标，而且曲线剧烈波动，反映出当地流动是非常混乱的，水滴形截面叉形支杆试验结果重复性差的原因在于支杆的截面形状和空间形状。分析认为：（1）在进行横向试验时，水滴形截面支杆本身具有一定的横向力，已经超过了飞翼构型模型本身的侧向力，使得曲线的形状不合理；（2）扣除支架干扰后的试验结果与支架干扰的规律并不一致，说明真实支杆和镜像支杆都有很大的侧向力，镜像支杆并不能真正模拟真实支杆，因此最后获得的并不是模型真正的侧向力；（3）支杆附近或与模型的相互干扰使得流动很不稳定，结果重复性差，曲线的分散度大。

正24边形截面支杆试验结果偏航力矩优于国军标先进指标，侧力精度达到了国军标合格标准，其原因在于正24边形截面支杆的边界层处于稳定的湍流状态，从而减小了支杆的压差阻力，支杆干扰量较小［4］。从较小侧滑角范围内不应该存在较大的侧力和曲线的线性较好来看，试验结果是合理的。

4 结 论

通过FL－8风洞三点支撑系统研制及风洞调试试验，获得以下结论：

（1）三点支撑系统在进行纵向试验时具有优势，能够有效降低模型及支撑系统的振动水平，提高试验的重复性，其精度优于国军标合格水平，接近先进指标；

（2）在进行横向试验时水滴形截面支杆本身具有较大的横向力，它决定了模型整体气动力的最后形状。支杆本身的气动力及与模型的相互干扰，降低了试验的准精度，支架干扰是造成水滴形截面叉形支杆试验结果不合理的根本原因；

（3）正24边形截面叉形支杆适宜于进行飞翼类模型的纵横向低速风洞测力试验。

［1］陈宝，王振刚.FL－8风洞第二期改造流场校测报告［R］.2004.

［2］刘兰清.8BM03－01应变天平静态校准证书［R］.2005.

［3］GJB 1061－91.高速风洞和低速风洞测力试验精度指标［S］.

［4］田学诗，肖凤梧，韩东彪，等.新型小载荷和全载荷腹撑支架系统研制报告［C］.第九届全国风洞试验会议论文集，1991.

高剑军（1963－），男，吉林长春市人，博士研究生。研究方向：风洞试验技术。通信地址：哈尔滨市第88信箱（150001）；联系电话：13946094639，045187570181；E－mail：gaojjcaria＠yahoo.com.cn

Development of mounting forks system in FL－8low speed wind tunnel

GAO Jian－jun1，JIAO Ren－shan2
（1.Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100083，China；2.China Aerodynamics Research Institute of Aeronautics，Harbin 150001，China）

To enhance the precision and accuracy of wind tunnel test of aircraft with large aspect ratio and flying wing，mounting forks（three－point－support）system had been developed in FL－8low speed wind tunnel of CARIA.The test results of supports with two spatial shapes and two cross section shapes show that the mounting forks improved the rigidity of the whole test system，hence increased the test's precision，and the shape of support distinctly influenced the lateral test results，and subtly designed supports near the model are benefit to enhance the accuracy of wind tunnel test.

mounting forks；precision；accuracy；support interference；wind tunnel test

1672－9897（2011）06－0088－04

2011－03－07；

2011－08－04