金 玲，劉李濤，祝明紅，孫傳寶，陳陸軍

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽 622762）

小展弦比飛翼標(biāo)模尾部畸變影響試驗(yàn)研究

金 玲＊，劉李濤，祝明紅，孫傳寶，陳陸軍

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽 622762）

在飛翼布局模型風(fēng)洞試驗(yàn)中，為實(shí)現(xiàn)尾部支撐需對(duì)模型進(jìn)行尾部修形。為摸清飛翼布局模型局部外形畸變的影響規(guī)律，本文在FL－14風(fēng)洞對(duì)某小展弦比飛翼布局原始模型和尾部外形畸變模型進(jìn)行了試驗(yàn)研究，采用增量法獲得了尾部外形畸變的影響規(guī)律，并與國內(nèi)三座低速風(fēng)洞的三種支撐裝置的近／遠(yuǎn)場支架干擾進(jìn)行了對(duì)比分析。研究結(jié)果表明：小側(cè)滑角時(shí)，在小迎角范圍內(nèi)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(jí)相當(dāng)；畸變橫向影響量較大，且隨側(cè)滑角增大而增大。所以應(yīng)對(duì)全機(jī)的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行正確的“畸變”修正，或?qū)ξ膊炕兺庑芜M(jìn)行優(yōu)化，以減小畸變的影響。

飛翼布局；畸變；支架干擾；試驗(yàn)

0 引 言

支架干擾修正是風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正體系中最重要的組成部分。為了提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)度，必須正確修正支架干擾［1］。

近年來，針對(duì)飛翼布局，歐美國家先后推出了多個(gè)具有標(biāo)模意義的通用研究模型（Common Research Model），如波音公司設(shè)計(jì)的UCAV1301［2］／1303［3－7］飛翼系列［2－4］、歐洲主導(dǎo)美國參與的NATO RTO AVT－161項(xiàng)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(jìn)行了系統(tǒng)的風(fēng)洞試驗(yàn)與試驗(yàn)技術(shù)研究。

國內(nèi)現(xiàn)有的基于二代機(jī)標(biāo)模、主要體現(xiàn)附著流特性的風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)相關(guān)技術(shù)體系已經(jīng)不能適應(yīng)以融合體飛機(jī)為代表的先進(jìn)氣動(dòng)布局飛機(jī)設(shè)計(jì)和研制的要求，特別是在飛翼布局形式的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)和數(shù)據(jù)修正方面的技術(shù)儲(chǔ)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(dòng)力特性的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)體系，難以滿足我國未來飛機(jī)創(chuàng)新發(fā)展的要求。因此，迫切需要開展相關(guān)研究工作。

為了滿足國內(nèi)以融合體飛翼布局為代表的未來飛行器氣動(dòng)力試驗(yàn)與研究的需求，十二五期間氣動(dòng)預(yù)研風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)聯(lián)合課題組自主設(shè)計(jì)了展弦比為1.54的小展弦比飛翼標(biāo)模。國內(nèi)三座3米量級(jí)低速風(fēng)洞對(duì)該標(biāo)模進(jìn)行了低速對(duì)比試驗(yàn)，采用尾撐方式支撐，對(duì)尾支桿所在的模型尾部進(jìn)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(fēng)面和背風(fēng)面均采用各型面光滑平緩過渡的翼身融合構(gòu)型，而為實(shí)現(xiàn)尾撐引入的尾部畸變則在流向和側(cè)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(tài)下，這一畸變有可能帶來較大的氣動(dòng)力誤差，因此需要對(duì)尾部畸變對(duì)氣動(dòng)力的影響開展研究。

本文在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所的FL－14風(fēng)洞，利用張線支撐裝置對(duì)原始模型（圖3）和尾部畸變模型（圖4）開展試驗(yàn)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(duì)氣動(dòng)力測(cè)量結(jié)果的影響。本文將與模型沒有相對(duì)運(yùn)動(dòng)的尾支桿部分叫做“近場支架”，而與模型存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)的立柱或彎刀部分叫做“遠(yuǎn)場支架”［14］。

圖3 構(gòu)型A實(shí)物照片F(xiàn)ig.3 Configuration A setting in FL－14

圖4 構(gòu)型B實(shí)物照片F(xiàn)ig.4 Configuration B setting in FL－14

1 模型及試驗(yàn)設(shè)備

1.1 模型和支撐系統(tǒng)

FL－14風(fēng)洞張線支撐系統(tǒng)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(qū)動(dòng)和控制系統(tǒng)等部分組成。由張線支撐裝置將模型反裝于風(fēng)洞中心，左右懸掛架同步轉(zhuǎn)動(dòng)以實(shí)現(xiàn)模型迎角± 360°變化。該系統(tǒng)具有迎角側(cè)滑角范圍大、支撐剛度好、風(fēng)洞阻塞極小、干擾小等特點(diǎn)，常用于特種試驗(yàn)、支架干擾等復(fù)雜試驗(yàn)。

本文試驗(yàn)分別研制了三座風(fēng)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(yuǎn)場支架。根據(jù)模型和支撐方式的組合，定義以下四種試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜆?gòu)型：

構(gòu)型A：模型＋張線支撐

構(gòu)型B：尾部畸變模型＋張線支撐

構(gòu)型C：尾部畸變模型＋張線支撐＋假近場支架

構(gòu)型D：尾部畸變模型＋張線支撐＋假近場支架＋假遠(yuǎn)場支架

圖3～圖6分別給出了上述四種構(gòu)型的安裝實(shí)物照片。

1.2 風(fēng)洞

FL－14風(fēng)洞是一座開閉口兩用的單回流式低速風(fēng)洞。試驗(yàn)段截面為圓形，直徑為3.2m，長5m，開口試驗(yàn)段最高風(fēng)速為115m／s，本次試驗(yàn)在開口試驗(yàn)段進(jìn)行。

圖5 構(gòu)型C實(shí)物照片F(xiàn)ig.5 Configuration C setting in FL－14

圖6 構(gòu)型D實(shí)物照片F(xiàn)ig.6 Configuration D setting in FL－14

1.3 測(cè)量系統(tǒng)

模型氣動(dòng)力由六分量桿式應(yīng)變天平測(cè)量，該天平可適應(yīng)尾撐和張線支撐系統(tǒng)要求，迎角由單軸力平衡式伺服傾角傳感器測(cè)量，該傳感器測(cè)量精度為0.02°，天平和傾角傳感器信號(hào)經(jīng)A／D轉(zhuǎn)換后由工控機(jī)實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)的采集與處理。

2 試驗(yàn)方法及數(shù)據(jù)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(duì)于單立柱和雙立柱尾撐模擬狀態(tài)，假尾支桿后端與假立柱下端通過鉸鏈連接，模型運(yùn)動(dòng)時(shí)帶動(dòng)假尾支桿、假立柱一起運(yùn)動(dòng)。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(dòng)架上，可實(shí)現(xiàn)Y向和X向運(yùn)動(dòng)，其中Y向跟隨模型運(yùn)動(dòng)，X 向運(yùn)動(dòng)由獨(dú)立電機(jī)驅(qū)動(dòng)自動(dòng)控制實(shí)現(xiàn)，以確保假立柱始終處于豎直狀態(tài)。對(duì)于彎刀尾撐，假尾支桿后端與假彎刀脫開，模型運(yùn)動(dòng)時(shí)帶動(dòng)假尾支桿后端沿彎刀弧線運(yùn)動(dòng)。

試驗(yàn)風(fēng)速為50m／s（約合馬赫數(shù)為0.15），忽略張線與尾部外形畸變和風(fēng)洞近場、遠(yuǎn)場支架的二次干擾，通過構(gòu)型間的氣動(dòng)差量獲得干擾量，即：

尾部外形畸變影響量＝構(gòu)型B－構(gòu)型A

近場支架干擾量＝構(gòu)型C－構(gòu)型B

遠(yuǎn)場支架干擾量＝構(gòu)型D－構(gòu)型C

3 試驗(yàn)結(jié)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(yuǎn)場支架干擾量的綜合對(duì)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(yuǎn)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(cè)滑角為零時(shí)尾部畸變影響分析

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

圖7 畸變和支架對(duì)縱向氣動(dòng)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(nèi)，隨迎角增大，畸變影響量和近場／遠(yuǎn)場干擾量均有增大的趨勢(shì)。40°≤α≤50°范圍內(nèi)，畸變影響量和近場／遠(yuǎn)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(yuǎn)場干擾量ΔCLmax＝－0.073（彎刀），ΔCDmax＝－0.071（彎刀），ΔCmmax＝0.0222（彎刀）?？梢钥闯觯谡麄€(gè)20°＜α＜50°范圍內(nèi)畸變影響與近／遠(yuǎn)場干擾量基本為同一量級(jí)，且畸變影響量峰值小于近場和遠(yuǎn)場干擾量峰值。

畸變影響量和近場／遠(yuǎn)場干擾量在α＞50°后回落。

總的來說，對(duì)側(cè)滑角為零的情形，模型尾部畸變對(duì)氣動(dòng)力的影響與近／遠(yuǎn)場干擾量在0°～60°范圍內(nèi)為同一量級(jí)。同時(shí)，畸變和支架干擾量在α≤20°的小迎角范圍內(nèi)均較小，在20°＜α＜50°的中等大迎角范圍內(nèi)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(dòng)為附著流形，尾部畸變和支架干擾對(duì)流動(dòng)擾動(dòng)較小。而在中等大迎角范圍，飛翼流形由附著流動(dòng)轉(zhuǎn)變?yōu)橛扇且砬熬壝撀涑龅膬蓚€(gè)分離渦控制的流形，并且前緣渦隨迎角增大向飛機(jī)對(duì)稱面移動(dòng)［2，17］。在中等大迎角范圍內(nèi)，尾部畸變和支架對(duì)氣動(dòng)力的擾動(dòng)，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(yuǎn)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(duì)模型氣動(dòng)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(cè)滑角不為零時(shí)尾部畸變影響分析

圖8給出了β＝10°時(shí)尾部畸變和尾撐支架對(duì)橫航向氣動(dòng)特性的影響比較?？梢钥闯?，α≤20°范圍內(nèi)，近場／遠(yuǎn)場干擾量對(duì)橫向氣動(dòng)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(shì)。與β＝0°情形類似，20°＜α≤50°范圍內(nèi)，畸變影響量和近／遠(yuǎn)場干擾量均相對(duì)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(yuǎn)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(yuǎn)場干擾量均較小。

圖8 畸變和支架對(duì)橫航向氣動(dòng)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(duì)橫航向氣動(dòng)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(duì)橫航向氣動(dòng)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(shí)在小迎角范圍內(nèi)尾部畸變的影響顯著地大于支架干擾量?；儺a(chǎn)生較大橫向氣動(dòng)力的原因，是由于尾部畸變?cè)谟袀?cè)滑的情形產(chǎn)生了較大的分離。由圖3可以看出，原始模型側(cè)向幾何變化極為光滑平緩，相對(duì)而言，畸變部分產(chǎn)生了大的側(cè)向幾何突變（如圖1所示）。當(dāng)側(cè)滑角不為零時(shí)，畸變側(cè)面較大的曲率必然導(dǎo)致較大橫向分離，從而產(chǎn)生的橫向氣動(dòng)力擾動(dòng)。此外，可以看出，畸變影響和支架干擾隨迎角的分布趨勢(shì)，與側(cè)滑角為零時(shí)是一致的。

圖9和圖10給出了α＝0°和α＝10°時(shí)，0°≤β≤20°范圍內(nèi)，尾部畸變和近／遠(yuǎn)場干擾量對(duì)橫航向特性的影響比較?？梢钥闯?，這一側(cè)滑角范圍內(nèi)，支架干擾的影響均趨近于零，而畸變影響量則較大，且隨側(cè)滑角增大呈線性增大的趨勢(shì)。其中，α＝0°、β＝20°時(shí)，畸變影響達(dá)到ΔCY＝－0.0124，ΔCn＝0.0050，ΔCl＝0.0031，比支架干擾的影響大了一個(gè)量級(jí)。

4 結(jié) 論

綜合以上分析，可以得出以下主要結(jié)論：

（1）側(cè)滑角為零時(shí)，尾部畸變對(duì)縱向氣動(dòng)特性的影響均較小，其量級(jí)與近／遠(yuǎn)場支架干擾相當(dāng)。

（2）小側(cè)滑角時(shí)（β＝10°），在小迎角范圍內(nèi)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(jí)相當(dāng)。

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

（4）畸變和支架干擾量在α≤20°的小迎角范圍內(nèi)均較小，在20°＜α＜50°的中等大迎角范圍內(nèi)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(yīng)尾撐形式對(duì)模型進(jìn)行局部修形的“畸變”會(huì)對(duì)模型產(chǎn)生一定的橫航向影響，應(yīng)對(duì)全機(jī)的試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行正確的“畸變”修正，或?qū)ξ膊炕兺庑芜M(jìn)行優(yōu)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(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)研究.E－mail：jl1980＿9＠163.com

金玲，劉李濤，祝明紅，等.小展弦比飛翼標(biāo)模尾部畸變影響試驗(yàn)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，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.