孫建國，崔俊華，江善元

（1.海軍航空工程學院 新裝備培訓中心，山東 煙臺 264001；2.南京航空航天大學 航空宇航學院，南京 210016；3.南昌航空大學 航空與機電學院，南昌 330063）

0 引言

風洞在氣動力研究和飛行器氣動設(shè)計中一直起著非常重要的地位和作用，真正可靠的空氣動力數(shù)據(jù)總是來自風洞實驗[1]。而對于翼型實驗，現(xiàn)在國內(nèi)大多數(shù)都是在大型風洞中進行的，所需要的測試費用高昂[2]，一般在大型的課題研究中才進行這樣的測試實驗。

在教學實驗中，采用大型風洞就明顯不合適。國內(nèi)個別實驗研究機構(gòu)雖然采用了德國引進的空氣動力實驗設(shè)備來做升阻特性的實驗[3]，但其設(shè)備功能仍然不完善，其實驗機翼的姿態(tài)調(diào)節(jié)變化靠角標尺放于風道內(nèi)來調(diào)節(jié)和指示，對風道內(nèi)的氣流影響很大，而且這種風洞的價格也不菲，滿足不了學生實驗的要求。而對于CARDC 4 m×3 m 低速風洞采用的尾撐迎角機構(gòu)[3]，此機構(gòu)雖迎角變化范圍大[2]，但是當偏航角較大時，機構(gòu)的阻塞度增加，它沒有對暴露在風洞氣流中的天平支桿用風擋罩起來，影響了讀數(shù)。

本文設(shè)計的微型實驗風洞目的就是要在現(xiàn)有實驗技術(shù)條件下，進一步改進設(shè)備的結(jié)構(gòu)，完善其功能，自行設(shè)計了風洞天平、腹撐系統(tǒng)迎角機構(gòu)等，并解決了一些關(guān)鍵的裝配連接技術(shù)，可較大迎角地進行實驗，且實驗的重復(fù)性好，實驗臺的振動較小。因此本實驗風洞不但用于教學，也可用于小型科研實驗。

1 研究與設(shè)計

1.1 工作原理

該實驗臺的工作原理是通過風機提供原始氣動力，經(jīng)過穩(wěn)定段（內(nèi)設(shè)必要的整流裝置，可以保證實驗段的氣流品質(zhì)）、收縮段（作用是均勻加速氣流，使其達到實驗段需要的流速），流經(jīng)實驗段的翼型，通過腹撐系統(tǒng)迎角機構(gòu)改變翼型迎角，利用設(shè)計的風洞天平，測出不同迎角情況下的升力、阻力。

1.2 試驗段設(shè)計

1.2.1 試驗段尺寸

實驗臺采用直流風洞，風洞試驗段是尺寸為1200 mm×400 mm×340 mm的扁矩形截面，其截面寬大于高，有利于大展弦比飛機模型實驗。

試驗段殼體選用15 mm 厚的有機玻璃，為了提高試驗段的密封效果，試驗段的四周涂密封膠。同時殼體下表面開槽，使主支桿和尾支桿與迎角機構(gòu)相連。

1.2.2 模型支撐方式

實驗是為了測試模型的升力和阻力，要求能產(chǎn)生很大的升力，同時升阻比也較大，因此為了使實驗的效果較好，制作了具有彎度較大的S 翼型。

模型通過支桿支撐在試驗段中，因此支桿的設(shè)計是在保證強度和剛度的前提下使其阻力最小。支桿只有一部分是暴露在氣流中，其余部分必須用風擋罩起來，以減小支桿阻力。

低速風洞有多種支撐方式，如三點式支撐、尾撐式支撐、雙桿式支撐、轉(zhuǎn)盤式支撐、翼尖支撐等。本實驗臺選用雙支桿支撐，設(shè)計的平行四邊形迎角機構(gòu)，如圖1所示。實驗臺由模型主支桿、尾支桿及迎角機構(gòu)連桿組成平行四邊形機構(gòu)，前支桿OO′是平行四邊形機構(gòu)的機架，利用手柄使蝸輪轉(zhuǎn)動，蝸輪轉(zhuǎn)動時，固定在蝸輪上的連桿繞O′點轉(zhuǎn)動，再經(jīng)尾支桿使模型繞O點轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)改變模型迎角的目的?？潭缺P固定在龍門架上，指針焊接在迎角機構(gòu)蝸輪中心。這樣迎角機構(gòu)中迎角改變就顯示在刻度盤上。

圖1 模型腹撐系統(tǒng)迎角機構(gòu)

1.2.3 風洞天平

為了更形象、更直觀地給學生展示升阻特性的測試方法，本實驗臺設(shè)計為機械式天平[4-6]，如圖2所示。

圖2 機械式風洞天平

設(shè)計原理為：在風洞實驗前，用配重使天平相對于O2處于平衡（即桿3 和桿4 處于水平）。

圖2所示受力：

因此有：

故放在桿5 和桿8 下的數(shù)字測力計的讀數(shù)分別就是阻力和升力。

1.3 穩(wěn)定段的設(shè)計

常規(guī)低速風洞的收縮比C，是指穩(wěn)定段截面積與試驗段截面積之比。從國內(nèi)外常規(guī)低速風洞的設(shè)計與使用經(jīng)驗來看，收縮比通常設(shè)計為C=7～10，但水力學的研究表明，只有當收縮段的收縮角（全角）大于10°，收縮比小于3的情況下，其流動經(jīng)曲線收縮后才不會出現(xiàn)明顯的分離，因此取C=3。

穩(wěn)定段截面積=3×400×340=408 000 mm2，

穩(wěn)定段直徑取D=720 mm，

穩(wěn)定段長度取L=400 mm。

為了保證試驗段的氣流品質(zhì)達到國軍標的要求，須在穩(wěn)定段內(nèi)設(shè)置必要的整流裝置。

根據(jù)近年來國內(nèi)外風洞蜂窩的設(shè)計和使用經(jīng)驗看，對標準的常規(guī)低速風洞的蜂窩器來講，其長細比應(yīng)設(shè)計成15 左右的六角形小孔薄壁蜂窩器。細15 mm，長度15×15 mm=225 mm，如圖3所示。

圖3 常見的蜂窩器及其壓力損失系數(shù)

1.4 收縮曲線

采用維氏公式來設(shè)計收縮段，這種收縮段在入口部分，其收縮較快，在收縮段的出口部分則收縮較慢，而且其軸向速度分布不會出現(xiàn)“反跳”[1]，出口速度較均勻。故收縮曲線選用維氏曲線（見圖4）。

圖4 收縮段曲線

維氏公式[7]是在理想不可壓軸對稱流的情況下推出的，可由下式表示：

式中：R1為收縮段進口截面半徑（m）；R2為收縮段出口截面半徑（m）；R為軸向距離為x處的截面半徑（m）；a=L為收縮段長度（m）。

1.5 擴散段設(shè)計

設(shè)計擴散段時，首要的任務(wù)是保證氣流在通過擴散段時不產(chǎn)生分離。擴散段采用大擴散角θ=22°＜45°，當面積比為2 或4時，氣流通過大角度擴散段將不會產(chǎn)生明顯的分離?，F(xiàn)取面積比為2。

入口面積：400×340=136 000 mm2；

出口面積：2×136 000=272 000 mm2；

擴散段的長度：L=440 mm。

該風洞是吹氣式風洞，因此擴散段的另一個作用[8]：氣流在通過擴散段后，其速度降至最低，將其動能盡量轉(zhuǎn)化為接近外界大氣壓的壓力能，以減少排氣損失。

擴散段用緊定螺釘連接在木框上，木框和后支架連接。

1.6 風扇段的設(shè)計

風扇段設(shè)計主要包括：殼體截面積設(shè)計、殼體材料的選擇、殼體的支撐形式、整流罩的設(shè)計及支撐、電機的選擇與裝卸。

1.6.1 風扇段截面積

風扇段截面積與試驗段截面積之比，通常是在2:1 或3:1 之間。如果這個比值過大，那么，風扇前速度剖面分布可能產(chǎn)生不均的危險，而且風扇段的成本也將隨其尺寸的增大而增加。如果這個比值過小，那么，為了保持合理的槳葉角，風扇來流速度將提高。

故選取面積比為3:1，所以，風扇段截面積為：400×340×3=408 000 mm2；

風扇段的截面半徑：R=360 mm；

風扇段的長度為：L=1 500 mm。

1.6.2 風扇段殼體材料和殼體的支撐形式

殼體采用1.5 mm 厚的薄鋼板滾成圓筒狀，選用Q235。風扇段殼體用前支架支撐，前支架采用熱軋等邊角鋼角鋼之間采用焊接的方法連接。這種支架的特點是經(jīng)濟、易制造。

風扇段殼體用固定帶固定在前支架上，用螺栓連接。由于殼體是圓筒狀，故需在下方墊上橡膠墊，以防止風扇段殼體變形。固定帶用5 mm 厚的鋼板。

1.6.3 整流罩的設(shè)計

整流罩分為兩部分：前整流罩和后整流罩。

風扇整流罩的直徑通?？扇轱L扇段直徑的0.3～0.7倍。該直徑的大小，在一定程度上可以用來控制進入風扇前的速度，從而控制風扇葉片的前進比而使風扇處在最佳的前進比下運轉(zhuǎn)。同時，風扇整流罩的直徑也取決于驅(qū)動電機是否放在整流罩內(nèi)。為了使結(jié)構(gòu)緊湊，該實驗臺要把電機放在整流罩內(nèi)。因此，整流罩的直徑為：d=300 mm

整流罩的外型一般都是采用流線形旋轉(zhuǎn)體，其長細比最好大于或等于4，這樣可使整流罩的阻力較小，出口的氣流也相對比較均勻。

整流罩長度為：L=4，d=1 200 mm。為了使氣流流過風扇比較均勻，在設(shè)計整流罩時，通常要在設(shè)置風扇的位置保留一段等直徑段，該等直徑段的長度大約為整流罩最大直徑的30%～40%之間。另外，后整流罩前端要按T型支架開槽。

1.6.4 電機的選擇

根據(jù)設(shè)計要求：風扇功率1.5 kW，風速5～40 m/s，及風扇段直徑720 mm，采用T35-11系列軸流式風機，該風機優(yōu)點是結(jié)構(gòu)緊湊，噪聲低。選用電機型號YSF90-4，風量為13 444 m3/h，葉輪轉(zhuǎn)速為1 450 r/min，葉輪直徑660 mm。

1.6.5 整流罩及電機的支撐方式

采用T型組合支架的支撐方式，如圖5所示，該T型支架用5 mm 厚的鋼板焊接而成，并把T型支架焊接在風扇段殼體內(nèi)。然后用螺栓把電機固定在T型支架的橫鋼架上，最后把后整流罩開槽部分插在T型支架上。前整流罩用螺釘固定在葉輪上。

圖5 整流罩與電機的安裝

1.7 進氣裝置

直流式風洞的進氣裝置通常包括金屬絲網(wǎng)及百葉窗、進氣室和喇叭口等。通常，有3個不同形狀的管道進氣口，如圖6所示。無論是從保證有良好的流動狀態(tài)還是從獲得相對較小的進氣損失方面來考慮，喇叭口形狀為最優(yōu)，進氣口不采取任何措施最差。因此，直流式風洞均設(shè)計取喇叭口，以利改善進入穩(wěn)定段氣流的流動。

圖6 直流式風洞的進氣口

由圖6還可以看到，入流損失降到最低，喇叭口的圓弧半徑R 通常應(yīng)為RD ≥ 0.2，D為穩(wěn)定段直徑。R ≥ 0.2 × 720=144 mm2，所以，R 取867 mm；長度L=185 mm。

2 主要關(guān)鍵技術(shù)

2.1 關(guān)于腹撐系統(tǒng)迎角機構(gòu)的研究

鑒于國內(nèi)實驗設(shè)備的缺點，研究設(shè)計采用腹撐系統(tǒng)迎角機構(gòu)，該裝置的最大優(yōu)點是支桿只有很小部分是暴露在氣流中，且暴露的部分設(shè)計成流線型，其余部分用和天平不相連的主風擋和尾風擋包起來，以減小支桿阻力。同時翼型迎角的改變比較容易，且變化值較大。

2.2 模型的安裝技術(shù)

模型安裝到天平上的任何支桿或掛線都將在測力讀數(shù)上附加3個量[3]：第一個是暴露在氣流中的支桿或掛線的阻力；第二個是支桿的存在對模型繞流的影響；第三個是模型對支架繞流的影響。后兩項合起來稱為“相互干擾”。

天平支桿只有很小一部分暴露在空氣中，而其余部分都用和天平不相連的風擋罩起來，這樣可使支桿的阻力大為減小，它的數(shù)值有時僅為普通機翼最小阻力的50%。若將風擋再加長直到模型附近，并不能減小“支桿”本身的阻力，相反可能還會增大其阻力。在風擋的上端再裝上高度可調(diào)的套管，就可在支桿暴露部分的長度和風擋到模型的距離之間找到一個恰當?shù)钠胶庵?。在套管的每個高度位置上，若模型的阻力加上支架阻力和干擾阻力之和最小，則這個套管的位置就是最佳位置，此時支架的干擾阻力也最小。

2.3 風洞天平的研制

在這一項目的研究過程中，考慮的主要是學生動手操作的特點，采用了機械式天平，方便易學，直觀形象。學生通過本實驗可以了解“翼型升阻特性實驗臺”的基本結(jié)構(gòu)和原理；掌握測試空氣流過實驗機翼時它所受到的升力和阻力的方法，以及獲得實驗機翼的升、阻特性曲線。

2.4 電機的布置研究

電機布置在洞體外，通過長軸連接，中間有軸承座支承，雖便于維修，但風洞運行時，長軸的振動問題突出，對整個實驗臺的振動有很大影響。而將電機布置在整流罩內(nèi)，不僅使結(jié)構(gòu)布置緊湊，而且使電機的傳動效率高，對整個實驗臺的影響較小。

3 實驗原理、內(nèi)容及結(jié)果

3.1 升力、阻力的理論計算

翼型受力示意圖如圖7所示，升力L、阻力D分別由下列表達式：

升力：L=CL?q?S；CL=L/(qS)，

阻力：D=CD?q?S；CD=D/(qS)，

圖7 攻角α時翼型的受力情況

3.2 實驗內(nèi)容

采用自制的翼型，在實驗臺上改變翼型的迎角，通過數(shù)字測力計測出翼型在該迎角下所受的升力和阻力，繪制表格，作出L-α、D-α、k-α的曲線圖。

3.3 實驗結(jié)果分析與討論

實驗數(shù)據(jù)如表1所示，對應(yīng)圖見圖8～10。從翼段所測的實驗數(shù)據(jù)和其曲線來看，它的升力特性、阻力特性走勢和翼型的理論升、阻特性走勢基本上是一致的。從實驗的結(jié)果可以看出，隨著迎角的增大，機翼的升力也在增大，在過失速點之后，機翼的升力突然下降，阻力急劇上升；因速度不同，最大升阻比也不同，且對應(yīng)最大升阻比的是不同的迎角。通過本實驗，學生可以掌握測試空氣流過實驗翼段時它所受到的升力和阻力的方法，以及繪制實驗機翼的升、阻特性曲線的方法。

表1 本實驗臺所測的一組典型的實驗數(shù)據(jù)

圖8 翼型升力特性曲線

圖9 翼型阻力特性曲線

圖10 翼型升阻比K值曲線

由于本翼型實驗是在較小的風道中進行的，同時翼段的支撐也有影響，故實驗中氣流受到較大的洞壁干擾和支架干擾，機翼受到的升力、阻力會有較大變化，升力的過失速點未能清楚的顯示出來，而阻力的測量過程中受測力機構(gòu)的摩擦力影響明顯，所以整個實驗測得的結(jié)果會有一定的誤差。

4 結(jié)論

此次研制主要為空氣動力學課程的實驗教學提供了一個較為完善的實驗臺，使得翼型的升阻特性測試工作在實驗室低成本條件下的進行成為可能。該實驗臺采用了蜂窩器、整流罩等整流裝置，保證了試驗段的氣流品質(zhì)，同時實驗臺的振動較小，保證了實驗數(shù)據(jù)的可重復(fù)性。使用此實驗臺，還可對微型飛行器進行整機吹風測試，以得到更多的空氣動力原始數(shù)據(jù)，為下一步的研究積累資料。

[1]劉政崇.高低速風洞氣動與結(jié)構(gòu)設(shè)計[M].北京:國防工業(yè)出版社,2003:1-6.

[2]王勛年.低速風洞試驗[M].北京:國防工業(yè)出版社,2002:462-466.

[3]江善元,史衛(wèi)成.超低速翼型升阻特性實驗研究[J].南昌航空工業(yè)學院學報,2005,20(4):52-54.

[4]BARLOW JB,RAE WH,A POPE.Low-speed wind tunnel testing[M].Wiley-Interscience,1999.

[5]賀德馨.風洞天平[M].北京:國防工業(yè)出版社,2001:9-40.

[6]艾倫?波普,約翰,J?哈伯.低速風洞試驗[M].彭錫銘,等,譯.北京:國防工業(yè)出版社,1977:141-168.

[7]張連河,范潔川.三元收縮段優(yōu)化設(shè)計研究[J].空氣動力學學報,2003,21(4):417-419.

[8]王文奎,石柏軍.低速風洞洞體設(shè)計[J].機床與液壓,2008,36(5):94-95.