大幅振荡试验支架干扰研究

沈彦杰卜 忱刘春明吕 红眭建军

(中国航空工业空气动力研究院低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室,黑龙江哈尔滨 150001)

大幅振荡试验支架干扰研究

沈彦杰*,卜 忱,刘春明,吕 红,眭建军

(中国航空工业空气动力研究院低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室,黑龙江哈尔滨 150001)

低速风洞大幅振荡试验是飞行器研制,特别是具有过失速机动能力的战斗机研制中,必不可少的试验研究项目。目前国内外已经开展了低速风洞大幅振荡试验,并开展了其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究,但对低速风洞大幅振荡试验结果中的支架干扰修正都没有进行过相应的研究。为了进一步提高低速风洞大幅振荡试验的数据准度,掌握支架干扰影响规律,在FL-51风洞采用两步法对俯仰、滚转和偏航三个模态的单自由度大幅振荡风洞试验的支架干扰进行了测量。两步法支架干扰修正法使用叠加原理,认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系,没有考虑不同支架之间的相互干扰。通过设计加工专用的辅助支架和映像支架,利用两步法试验获得了单自由度大幅振荡试验支架干扰的影响量。分析发现大幅振荡试验中支架干扰影响量对单自由度大幅振荡试验的准度影响较大,进行大幅振荡试验时,需要进行相应的支架干扰试验,并且支架干扰影响量随频率增大而增大。结果表明大幅振荡风洞试验可以通过两步法进行支架干扰影响修正,进而提高试验结果的准度。

大幅振荡试验;支架干扰;两步法;风洞试验;数据修正;非定常气动力;试验准度

0 引 言

低速风洞单自由度大幅振荡试验技术是飞机研制,特别是具有过失速机动能力的战斗机研制所必需的试验技术。对相应的大幅振荡试验数据进行支架干扰修正,可大幅度提升数据的准度,为飞行器的气动特性准确预测和性能分析提供高质量、高可信度的数据。这对提高飞行器研制保障水平,对飞行器性能计算和安全性评估具有重要意义。

目前国内外均已经开发并应用了多自由大幅振荡试验系统,国外已有单位开展相应系统的支架干扰机理研究。加利福尼亚的Lars E Ericsson教授和专门从事非定常气动力研究的Reding教授对支架干扰进行了多年的研究,他们认为支杆的存在对飞机模型的尾迹有影响,它能引起涡的提前破裂,他们在风洞、水洞中,多方面、形象化地研究了支杆对涡破裂的影响,尤其是支杆的形状、安放位置的影响[1-6]。巴思大学的G S Taylor教授也通过试验研究了俯仰振荡中支杆不同位置对涡破裂的影响,指出动态试验的支架干扰问题更复杂[7-8]。国内虽然尚未对大幅振荡试验支架干扰进行相应研究,但已经开展过其他动态试验系统的支架干扰试验研究和大幅振荡试验洞壁干扰的试验研究[9-15]。中国航空工业空气动力研究院的高剑军和杜希奇分别对旋转天平和动导数试验系统的支架干扰进行了试验研究,其试验结果表明:在强迫振荡试验中,支架干扰对动态试验数据有明显的影响[8-9]。通过对试验数据进行支架干扰修正,可以进一步提高试验结果的准确性。虽然国外很早就开始了大幅振荡试验支架干扰影响研究,但仍然停留在机理研究,目前国内外大幅振荡试验支架干扰修正尚无面向工程应用的试验研究。

中国航空工业空气动力研究院“非定常气动力技术团队”在FL-51风洞对大幅振荡试验系统的支架干扰进行了探索性研究,通过两步法,获得了大幅振荡试验系统的支架干扰影响量,提高了大幅振荡试验试验结果的准度。

1 试验设备及模型

1.1 模型

模型采用中国航空工业空气动力研究院动态试验标膜,为金属与复合材料混合结构,机身、机翼等主要部件采用高强度铝、高强度钢等金属材料作为主要承力和连接骨架,采用比强度、比刚度高的碳纤维壳体作为各种部件型面。模型主要参数见表1,模型照片见图1。

表1 模型主要参数Table 1 Model parameters

图1 试验模型Fig.1 Test model

1.2 风洞

FL-51风洞为开/闭口单回路低速风洞,试验段截面为矩形,风洞为开/闭口单回流式低速风洞,试验段尺寸4.5 m(宽)×3.5 m(高)×11 m(长),闭口试验段最大风速100 m/s,开口试验段最大风速85 m/s。

1.3 双自由度大幅振荡机构

试验系统采用电机/液压耦合驱动的双自由度运动,由液压伺服马达驱动弯刀运动,实现模型的俯仰(模型正装)运动或偏航(模型侧装)运动,电机驱动尾支杆实现模型的滚转运动。试验系统主要由上下连杆、液压马达、振荡弯刀、电机驱动装置、滚转支杆、液压管路和泵站等组成。除液压管路和泵站安装在风洞外侧,其余部件均安装在试验段中,见图2、图3。机构运动指标见表2。

大幅振荡试验角度变化规律如下:

表2 双自由度大幅振荡机构运动指标Table 2 Movement parameters of large amplitute oscillation test system

图2 大幅振荡试验系统结构图Fig.2 Structure of the large amplitude oscillation test system

图3 FL-51风洞大幅振荡试验照片Fig.3 Large amplitude oscillation test system in FL-51

其中θ为支杆俯仰角,ψ为偏航机构角,ø为支杆滚转角。

1.4 测控系统及数据处理系统

天平测得的电信号由FL-51风洞VXI采集系统采集,数字信号由工控机处理,试验原始数据由大幅振荡试验处理程序处理成中苏坐标轴系下的体轴六分量系数。动态滤波采用傅里叶变换数字滤波器,试验现场可以实时显示曲线。

1.5 支架干扰辅助支撑系统

支架干扰辅助支撑系统由俯仰、滚转和偏航辅助支撑系统组成,如图4所示。辅助支撑系统的俯仰、滚转和偏航运动均由电机驱动。

图4 俯仰、滚转及偏航辅助支撑系统结构图Fig.4 Structure of assist support system

2 试验方法

模型采用内式天平,支架干扰只有支架对模型气动力的干扰项。采用两步法进行俯仰、滚转和偏航大幅振荡试验支架干扰的试验修正。两步法支架干扰修正方法使用叠加原理,认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系,没有考虑不同支架之间的相互干扰。除模型试验外,要进行两步带辅助支架的辅助试验,如图5所示。

图5 偏航振荡支架干扰两步法试验照片Fig.5 Pictures of the method to measure the support interference

模型试验和辅助试验的气动力分别为:

式中,下标am表示辅助支架对模型的干扰,m表示模型,sm表示支架对模型的干扰。

扣除支架干扰后的模型气动力为:

上述的试验修正法都使用了叠加原理,即认为辅助支架、映像支架和主支架对模型气动力的干扰作用都是线性叠加关系,没有考虑不同支架之间的相互干扰。

3 试验结果分析

3.1 俯仰振荡支架干扰影响

图6中给出了ψ=0°、ø=0°、f=0.8 Hz时俯仰振荡动静态试验支架干扰影响增量,图中看出法向力和俯仰力矩的动态支架干扰增量偏离静态支架干扰增量,而轴向力动态支架干扰增量在静态支架干扰增量附近小幅波动。

图7、图8给出了ψ=10°、ψ=20°(ø=0°,f=0.8 Hz)时俯仰振荡纵向动静态试验支架干扰增量。通过图6～图8中不同偏航机构角的试验结果分析发现,随着偏航角的增大,动态支架干扰增量偏离静态支架干扰量的偏离值逐渐缩小,并静态增量逐渐回到动态增量迟滞环内。分析认为,偏离的原因可能是位于侧面的支撑系统对动态数据影响较大,随着支撑系统转到模型后方,影响量逐渐减小。

图6 俯仰振荡纵向动静态试验支架干扰增量(ψ=0°,ø=0°,f=0.8 Hz)Fig.6 Interference quantities of longitudinal test results (ψ=0°,ø=0°,f=0.8 Hz)

图7 俯仰振荡纵向动静态试验支架干扰增量(ψ=10°,ø=0°,f=0.8 Hz)Fig.7 Interference quantities of longitudinal test results (ψ=10°,ø=0°,f=0.8 Hz)

图8 俯仰振荡纵向动静态试验支架干扰增量(ψ=20°,ø=0°,f=0.8 Hz)Fig.8 Interference quantities of longitudinal test results (ψ=20°,ø=0°,f=0.8 Hz)

法向力静态支架干扰增量在θ=0°～60°范围内均为正值,波动较小,并在θ=48°附近达到最大值0.17。当θ＜48°时,随支杆俯仰角的增加而逐渐增大,随后随支杆俯仰角的增加逐渐减小。

在θ=0°～60°内,上仰过程中,法向力动态支架干扰增量随支杆俯仰角的增加逐渐降低,但绝对差量逐渐增加,在支杆俯仰角为29°时达到最低点-0.056。支杆俯仰角大于29°之后法向力动态支架干扰增量随支杆俯仰角增加而逐渐增大,在支杆俯仰角44°附近与横向坐标轴交叉,随后继续增大到俯仰角60°时的值0.68,在这一过程中绝对差量先减小到零,然后逐渐增大,意味着带支架和不带支架的动态数据在上仰过程中有一次交叉。

下俯过程中,法向力动态支架干扰增量随支杆俯仰角的变化规律与上仰过程相似,差别在于下俯过程中增量变化幅值较小,在18°附近达到负向最大值-0.036。另外带支架和不带支架的动态数据在下俯过程中也有一次交叉,但与上仰过程相比,交叉点的支杆俯仰角较小,在34°附近。

轴向力动静态支架干扰增量在迎角θ=0°～60°范围内均围绕横向坐标轴波动,波动幅度较小,在±0.006以内。

俯仰力矩静态支架干扰增量在θ=0°～32°内随支杆俯仰角单调减小,在32°时达到最小值-0.012,在θ=32°～60°范围内俯仰力矩呈波动下降趋势。俯仰力矩动态支架干扰增量,上仰和下俯过程中在支杆俯仰角小于49°时均呈单调递减趋势,随着支杆俯仰角的继续增大,俯仰力矩支架干扰增量开始增加。

图9中给出俯仰振荡频率0.4 Hz时纵向动静态支架干扰增量,图中可以看出与0.8 Hz比较,上仰和下俯过程中支架对纵向分量的的影响规律基本一致,差别在于,上仰和下俯过程中支架干扰增量形成的迟滞环更小,趋近于粘合。

图9 俯仰振荡纵向动静态试验支架干扰增量(ψ=0°,ø=0°,f=0.4 Hz)Fig.9 Interference quantities of longitudinal test results (ψ=0°,ø=0°,f=0.4 Hz)

综上所述,俯仰振荡试验中上仰和下俯过程中支架干扰的影响趋势相似,支架对法向力和俯仰力矩影响较大,对轴向力影响较小。随着频率的增加,纵向支架干扰增量在上仰和下俯运动过程中形成的迟滞环呈增大趋势。

3.2 滚转振荡支架干扰影响

图10中给出了不同支杆俯仰角状态下动静态滚转振荡试验中滚转力矩支架干扰增量随滚转角变化曲线。图10中可以看出各支杆俯仰角下静态增量基本全在动态增量迟滞环内,随着支杆俯仰角的增加,动静态滚转力矩支架干扰增量的极大值呈先增大后减小的趋势,并在支杆俯仰角40°时极大值达到0.012。

图10 滚转振荡横向动静态试验支架干扰增量(ψ=0°,f=1.5 Hz)Fig.10 Interference quantities of lateral test results (ψ=0°,f=1.5 Hz)

在不同支杆俯仰角下,静态滚转力矩支架干扰增量随滚转角呈单调变化。θ=0°～40°范围内,随着支杆俯仰角的增加,静态滚转力矩支架干扰增量曲线斜率逐渐增加;θ=40°～80°范围内,随着支杆俯仰角的增加,静态滚转力矩增量曲线斜率开始逐渐减小。动态试验中滚转力矩支架干扰增量迟滞环也随静态滚转力矩支架干扰增量斜率变化而同向变化。

动态滚转力矩支架干扰增量迟滞环的变化趋势在0°支杆俯仰角时为顺时针方向,当支杆俯仰角增大到40°时迟滞环方向变为逆时针方向,之后到支杆俯仰角80°一直为逆时针变化规律。

图11中给出滚转振荡频率0.6 Hz动静态支架干扰滚转力矩增量。从图11中可以看出,与图9 (1.5 Hz)比较,支架干扰影响规律基本一致,差别在于,迟滞环面积变小。

图11 滚转振荡横向动静态试验支架干扰增量(ψ=0°,f=0.6 Hz)Fig.11 Interference quantities of lateral test results (ψ=0°,f=0.6 Hz)

综上所述,滚转振荡支架干扰影响量随支杆俯仰角的增加呈先增加后减小趋势。随着频率的增加,动态滚转力矩支架干扰增量迟滞环增大。

3.3 偏航振荡支架干扰影响

图12～图14中给出了不同支杆俯仰角状态下动静态偏航振荡试验中横向三分量支架干扰增量随偏航机构角变化曲线。从图中可以看出,各支杆俯仰角下静态增量基本全在动态增量迟滞环内;随着支杆俯仰角的增加,动静态横向三分量支架干扰增量的极大值呈增大的趋势。

图12 偏航振荡横向动静态试验支架干扰增量(θ=0°,ø=0°,f=0.8 Hz)Fig.12 Interference quantities of lateral test (θ=0°,ø=0°,f=0.8 Hz)

在不同支杆俯仰角下,静态滚转力矩支架干扰增量随偏航机构角呈单调变化,偏航力矩和侧力支架干扰增量无明显变化规律。θ=0°～30°范围内,随着支杆俯仰角的增加,静态横向三分量支架干扰增量曲线斜率呈逐渐减小趋势,且偏航力矩和侧力支架干扰增量波动逐渐减小。动态试验中支架干扰增量迟滞环也随静态支架干扰增量斜率变化而同向变化。

图13 偏航振荡横向动静态试验支架干扰增量(θ=20°,ø=0°,f=0.8 Hz)Fig.13 Interference quantities of lateral test results (θ=20°,ø=0°,f=0.8 Hz)

图14 偏航振荡横向动静态试验支架干扰增量(θ=20°,ø=0°,f=0.8 Hz)Fig.14 Interference quantities of lateral test results (θ=20°,ø=0°,f=0.8 Hz)

动态横向三分量支架干扰增量迟滞环面积随支杆俯仰角增加而逐渐增大,说明偏航振荡时支杆俯仰角越大支架干扰越大。

图15中给出偏航振荡频率0.4 Hz动静态支架干扰滚转力矩增量。从图14中可以看出,与图13 (0.8 Hz)比较,支架干扰影响规律基本一致,但迟滞环面积变小。

综上所述,偏航振荡横向三分量支架干扰影响量随支杆俯仰角的增加呈增大趋势。随着频率的增加,动态横向三分量支架干扰增量迟滞环增大。

图15 偏航振荡横向动静态试验支架干扰增量(θ=0°,ø=0°,f=0.4 Hz)Fig.15 Interference quantities of lateral test results (θ=0°,ø=0°,f=0.4 Hz)

4 结 论

通过两步法对俯仰、滚转和偏航三个模态的单自由度大幅振荡风洞试验的支架干扰进行了测量与分析,得出以下主要结论:

(1)大幅振荡试验中支架干扰量随频率的增大而增大。

(2)从俯仰振荡、偏航振荡和滚转振荡支架干扰试验结果来看,支架干扰对三类大幅振荡试验的准度影响较大,进行大幅振荡试验时,需要进行相应的支架干扰试验。

(3)通过两步法进行大幅振荡支架干扰试验,可以去除支架的主要影响量,提高试验结果的准度,为飞机型号研制单位提供高准度试验数据,提高型号研制保障水平。

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Investigation of support interference of large amplitude oscillation test

Shen Yanjie*,Bu Chen,Liu Chunming,Lyu Hong,Sui Jianjun
(AVIC Aerodynamics Research Institute,Harbin150001,China)

Low speed wind tunnel oscillation test is an essential test research project for the development of aircraft,especially in the development of the aircraft with the capability of post stall maneuver.At home and abroad,the oscillation tests have been carried out in low speed wind tunnel.Experimental study has also been conducted on oscillation and other dynamic system to test the support interference and wall interference;however,the modifications for the support interference have not been studied in low speed wind tunnel oscillation test.In order to improve the accuracy of low speed wind tunnel oscillation test,to understand the mechanism of the support interference in low speed wind tunnel oscillation test,to provide high quality data for accurate prediction of aerodynamic characteristics and highly reliable performance analysis,to improve the logistic security level for aircraft development,the support interference was measured in FL-51 wind tunnel by single degree of freedom oscillation test with a two-steps method for three modes,i.e.,pitch,roll and yaw.The two-step method for the support interference correction adopts the principle of superposition.The influence effect of the auxiliary support bracket,the main bracket and image model of aerodynamic forces are linear superposition in this method,without considering the mutual interference among different frames.With the aid of particularly designed and processed support frame and the image frame,the influence of the single degree of freedom oscillation was obtained by the two-step test.It is found that the influence of the support increases with increasing frequency,and the support has significant influence on the accuracy of the single degree of freedom oscillation test.When a large oscillation test isperformed,the corresponding support interference test is required.The results show that the two step method can be used to modify the disturbance caused by the bracket,and the accuracy of the test results can be improved.

large amplitude oscillation test;support interference;two step method;wind tunnel test;data correction;unsteady aerodynamics;test accuracy

V211.7

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0109

0258-1825(2016)06-0762-08

2015-07-21;

2015-09-05

沈彦杰*(1982-),男,河北承德人,硕士,工程师,研究方向:风洞试验技术.E-mail:shenyanjie0123@163.com

沈彦杰,卜忱,刘春明,等.大幅振荡试验支架干扰研究[J].空气动力学学报,2016,34(6):762-769.

10.7638/kqdlxxb-2015.0109 Shen Y J,Bu C,Liu C M,et al.Investigation of support interference of large amplitude oscillation test[J].Acta Aerodynamica Sinica,2016,34(6):762-769.