任凡凡，魏立輝，陶愛華，李雁鵬，楊磊，高娜，張彩成，蔣甲利，許相輝，王文達(dá)

航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，哈爾濱 150000

0 引 言

國內(nèi)外風(fēng)洞試驗(yàn)工程師對(duì)支架干擾問題的研究主要集中在兩方面：一是在滿足風(fēng)洞試驗(yàn)支撐系統(tǒng)剛度、強(qiáng)度要求的前提下，盡量減小支架干擾量，以降低支架干擾修正中大量相減帶來的誤差，提高風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)度；二是優(yōu)化支桿的氣動(dòng)外形，提高支桿干擾的穩(wěn)定性，實(shí)現(xiàn)支架干擾的準(zhǔn)確測(cè)量與修正，保證和提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精度[1-4]。

對(duì)于單支桿腹撐的支架干擾特性，鄭新軍等[1]在FL–9風(fēng)洞中開展了不同截面支桿（圓截面支桿與24棱截面支桿、錐度支桿與等直段支桿）、不同模型機(jī)身與支桿直徑比等一系列對(duì)比試驗(yàn)。針對(duì)低速風(fēng)洞試驗(yàn)支架干擾問題也開展了一些其他工程應(yīng)用研究，如王勛年等[5]對(duì)大迎角尾撐進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)直支桿和預(yù)彎尾支桿的支架干擾量在中小迎角范圍內(nèi)隨迎角變化不大，在大迎角狀態(tài)下差異較大。沈彥杰等[6]對(duì)大幅振蕩進(jìn)行了研究，證明兩步法可以去除支架的主要影響量。祝明紅等[7]對(duì)大迎角張線尾撐進(jìn)行研究發(fā)現(xiàn)，張線尾撐裝置的橫梁對(duì)飛機(jī)縱向的遠(yuǎn)場(chǎng)干擾量較小，大迎角區(qū)域內(nèi)尾支桿對(duì)飛機(jī)縱向的近場(chǎng)干擾量較大。高靜等[8]對(duì)推力矢量試驗(yàn)背撐的研究得出了背支桿在中等迎角以后（迎角α＞25°）對(duì)模型的升力、阻力會(huì)產(chǎn)生較大的負(fù)干擾并引起俯仰力矩改變的結(jié)論。田學(xué)詩[9]在20 世紀(jì)90年代采用測(cè)力和油流顯示等試驗(yàn)方法，獲得了一種采用24棱截面的固定轉(zhuǎn)捩支桿，在雷諾數(shù)為0.2×106～0.5×106時(shí)，其氣動(dòng)特性及表面流動(dòng)狀態(tài)比圓截面支桿更穩(wěn)定。該24棱支桿在FL-8風(fēng)洞中被驗(yàn)證有效后，在中國航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院（簡稱氣動(dòng)院）的風(fēng)洞中全面替換了圓截面支桿，系統(tǒng)地提升了氣動(dòng)院的支架干擾試驗(yàn)精準(zhǔn)度。以上研究大多從測(cè)力試驗(yàn)展開[10-11]，公開資料中很少有人從支桿繞流與尾流特性方面進(jìn)行分析。

針對(duì)FL-51風(fēng)洞單支桿支架干擾問題，本文以減小腹撐支架干擾為目標(biāo)，在FL-51風(fēng)洞開展單支桿在不同截面形狀、不同預(yù)置角等條件下的測(cè)力試驗(yàn)研究工作；并在FL-53風(fēng)洞中開展PIV試驗(yàn)，以進(jìn)一步分析不同尺寸、截面形狀的二維支桿繞流與尾流特性。通過以上研究工作，獲得不同截面形狀、不同預(yù)置角支架的干擾量及其對(duì)比，同時(shí)獲得各截面形狀支桿的尾渦區(qū)寬度及支桿尾流的干擾區(qū)域。本研究可為提高FL-51風(fēng)洞單支桿試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度提供技術(shù)參考。

1 風(fēng)洞及支撐機(jī)構(gòu)

FL-51風(fēng)洞是一座開/閉口兩用單回路連續(xù)式風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面為矩形，閉口試驗(yàn)段截面尺寸為4.5 m × 3.5 m × 11 m（寬 × 高 × 長），閉口空風(fēng)洞最大風(fēng)速為100 m/s。FL-51風(fēng)洞內(nèi)式應(yīng)變天平單支桿腹撐系統(tǒng)主要包括回轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)盤、迎角機(jī)構(gòu)、單支桿、內(nèi)式應(yīng)變天平等。

FL-53風(fēng)洞也是一座開/閉口兩用單回路連續(xù)式風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面為矩形，閉口試驗(yàn)段截面尺寸為0.5 m × 0.375 m（寬 × 高），閉口空風(fēng)洞最大風(fēng)速為100 m/s，開口空風(fēng)洞最大風(fēng)速為85 m/s。本研究采用底部支撐方式，模型底部與轉(zhuǎn)盤相連。模型姿態(tài)由偏航角機(jī)構(gòu)和姿態(tài)角控制系統(tǒng)配合完成。采用的SPIV系統(tǒng)由TSI公司研制，激光器為鐳寶公司生產(chǎn)的集成式雙Nd:YAG激光器，互/自相關(guān)CCD攝像機(jī)為PowerView? Plus 4MP 630059。采用便攜式壓力霧化示蹤粒子發(fā)生器產(chǎn)生所需的粒子，粒子介質(zhì)為橄欖油，產(chǎn)生的示蹤粒子直徑約為1～2 μm。

2 單支桿腹撐支架干擾測(cè)力試驗(yàn)

2.1 試驗(yàn)方法

采用FL-51風(fēng)洞單支桿支撐系統(tǒng)進(jìn)行試驗(yàn)，試驗(yàn)風(fēng)速分別為70和50 m/s。假支桿連接在天平的固定端，不與模型接觸，可與模型同時(shí)運(yùn)動(dòng)以保證試驗(yàn)在不同迎角下順利進(jìn)行。

采用兩步法進(jìn)行支架干擾測(cè)量，模型反裝，以背撐為輔助支撐，以與不帶腹撐假支桿背撐測(cè)力結(jié)果的差值為支架干擾量Fz。不帶腹撐假支桿測(cè)得的氣動(dòng)力值為Fm，帶腹撐假支桿測(cè)得的氣動(dòng)力值F=Fm+Fz。試驗(yàn)縱向結(jié)果以氣流坐標(biāo)軸系給出，橫向結(jié)果以機(jī)體體坐標(biāo)軸系給出。

2.2 試驗(yàn)內(nèi)容

基于某飛機(jī)模型進(jìn)行24棱支桿、圓截面支桿和截?cái)嘁硇徒孛嬷U支架干擾的測(cè)量試驗(yàn)。其中，不同截面形狀單支桿腹撐三維支桿的支架干擾特性風(fēng)洞試驗(yàn)內(nèi)容如表1所示，單支桿腹撐不同預(yù)置角支桿的支架干擾特性試驗(yàn)內(nèi)容如表2所示。

表1 3種截面三維支桿支架干擾特性測(cè)量試驗(yàn)內(nèi)容Table 1 Support interference characteristics measurement test contents of three-dimensional support rod with three kinds of cross section

表2 3種截面三維支桿不同預(yù)置角支架干擾特性測(cè)量試驗(yàn)內(nèi)容Table 2 Support interference characteristics measurement test contents of three-dimensional support rod with three kinds of cross section and different pre-deflection angles

2.3 試驗(yàn)結(jié)果

因該模型巡航構(gòu)型（0°后襟，下同）與30°后襟狀態(tài)支架干擾對(duì)比規(guī)律相近，故本文研究以巡航構(gòu)型為主。該模型迎角為8°時(shí)，24棱、圓截面和截?cái)嘁硇徒孛嬷U的橫向支架干擾量變化趨勢(shì)與迎角為0°時(shí)基本一致，故本文的分析以0°迎角為主。

2.3.1 不同截面形狀支桿

圖1和2為24棱、圓截面和截?cái)嘁硇徒孛嬷U的支架干擾量對(duì)比曲線，圖中ΔCL為升力系數(shù)支架干擾量，ΔCD為阻力系數(shù)支架干擾量，Δ Cma為氣流軸俯仰力矩系數(shù)支架干擾量，ΔCl為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)支架干擾量，ΔCnb為偏航力矩系數(shù)支架干擾量，ΔCC為側(cè)力系數(shù)支架干擾量。從圖中可以看出，24棱、圓截面支桿支架干擾基本一致。相對(duì)于24棱支桿，截?cái)嘁硇徒孛嬷U產(chǎn)生負(fù)向的升力系數(shù)支架干擾，阻力系數(shù)支架干擾線性較好，氣流軸俯仰力矩系數(shù)干擾量降低一半。截?cái)嘁硇徒孛嬷U在阻力系數(shù)干擾量和氣流軸俯仰力矩系數(shù)干擾量方面更有優(yōu)勢(shì)。圓截面支桿的橫向支架干擾量優(yōu)于24棱支桿，但24棱支桿橫向支架干擾曲線的線性度優(yōu)于圓截面支桿?？v向支架干擾較優(yōu)的截?cái)嘁硇徒孛嬷U在橫向惡化，支架干擾量相對(duì)較大。

圖1 3種截面支桿的縱向支架干擾對(duì)比（風(fēng)速 70 m/s，0°后襟）Fig.1 Comparison of longitudinal strut support interference with three kinds of cross section（wind speed is 70 m/s, flap is 0°）

圖3和4為從巡航狀態(tài)變化到30°后襟狀態(tài)時(shí)的24棱支桿和截?cái)嘁硇徒孛嬷U的支架干擾量對(duì)比曲線，表3為大部分的變化范圍?？梢钥闯?，截?cái)嘁硇徒孛嬷U的縱向支架干擾量變化明顯小于24棱支桿，且阻力支架干擾量線性度明顯優(yōu)于24棱支桿，故在縱向試驗(yàn)中，截?cái)嘁硇徒孛嬷U在數(shù)據(jù)準(zhǔn)度和重復(fù)性精度方面都優(yōu)于24棱支桿。采用截?cái)嘁硇徒孛嬷U進(jìn)行不同構(gòu)型縱向試驗(yàn)時(shí)，共用巡航構(gòu)型下的支架干擾即可滿足要求。滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)支架干擾量和偏航力矩系數(shù)支架干擾量變化都較大，因此以24棱和截?cái)嘁硇徒孛嬷U進(jìn)行不同構(gòu)型橫向試驗(yàn)時(shí)，需采用對(duì)應(yīng)構(gòu)型的支架干擾。

表3 24棱和截?cái)嘁硇徒孛嬷U不同構(gòu)型支架干擾差量Table 3 Support interference difference of 24 ribbed and truncated airfoil support rods with different configurations

圖3 后襟不同偏度的縱向支架干擾對(duì)比（風(fēng)速 50 m/s）Fig.3 Comparison of longitudinal support interference with different bias at the back（wind speed is 50 m/s）

圖2 3種截面支桿的橫向支架干擾對(duì)比（風(fēng)速 70 m/s，0°迎角，0°后襟）Fig.2 Comparison of transverse support interference with three kinds of cross section（wind speed 70 m/s, angle of attack is 0°, flap is 0°）

圖4 后襟不同偏度的橫向支架干擾對(duì)比（風(fēng)速 50 m/s，0°迎角）Fig.4 Comparison of transverse support interference with different bias at the back（wind speed is 50 m/s, angle of attack is 0°）

圖5～8給出了風(fēng)速為70和50 m/s時(shí)的24棱支桿和截?cái)嘁硇徒孛嬷U的支架干擾量對(duì)比曲線，表4給出了大部分變化范圍。從表中可以看出：巡航構(gòu)型和30°后襟時(shí)，除阻力外，截?cái)嘁硇徒孛嬷U的縱向支架干擾量變化明顯小于24棱支桿，且阻力支架干擾量線性度明顯優(yōu)于24棱支桿，故采用截?cái)嘁硇徒孛嬷U的縱向試驗(yàn)在數(shù)據(jù)準(zhǔn)度和重復(fù)性精度方面都優(yōu)于24棱支桿。采用截?cái)嘁硇徒孛嬷U進(jìn)行巡航構(gòu)型縱向試驗(yàn)時(shí)，不同風(fēng)速時(shí)共用風(fēng)速70 m/s下的支架干擾即可滿足要求。滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)支架干擾量和偏航力矩系數(shù)支架干擾量變化都較大，以24棱支桿和截?cái)嘁硇徒孛嬷U進(jìn)行橫向試驗(yàn)時(shí)，不同風(fēng)速需采用對(duì)應(yīng)風(fēng)速的支架干擾。

表4 24棱和截?cái)嘁硇徒孛嬷U不同風(fēng)速支架干擾差量Table 4 Support interference difference of 24 ribbed and truncated airfoil support rods with different wind speeds

圖5 巡航狀態(tài)不同風(fēng)速的縱向支架干擾對(duì)比Fig.5 Comparison of longitudinal support interference with different wind speeds in cruise state

圖6 巡航狀態(tài)不同風(fēng)速的橫向支架干擾對(duì)比（0°迎角）Fig.6 Comparison of transverse support interference with different wind speeds in cruise state（angle of attack is 0°）

圖7 30°后襟不同風(fēng)速的縱向支架干擾對(duì)比Fig.7 Comparison of longitudinal support interference with different wind speeds and 30 degrees at the back

圖8 30°后襟不同風(fēng)速的橫向支架干擾對(duì)比（0°迎角）Fig.8 Comparison of transverse support interference with different wind speeds and 30 degrees at the back（angle of attack is 0°）

2.3.2 不同預(yù)置角支桿

圖9和10為支桿預(yù)置角從11°增大到60°時(shí)的24棱支桿、圓截面支桿和截?cái)嘁硇徒孛嬷U的支架干擾量對(duì)比曲線，表5給出了大部分變化范圍。從表中可以看出：24棱支桿和圓截面支桿的縱向支架干擾差量較大，分別用二者進(jìn)行縱向試驗(yàn)時(shí)，增大支桿預(yù)置角有利于提高縱向試驗(yàn)的準(zhǔn)度和精度；截?cái)嘁硇徒孛嬷U的縱向支架干擾差量較小，以其進(jìn)行縱向試驗(yàn)時(shí)，增大支桿預(yù)置角對(duì)縱向試驗(yàn)準(zhǔn)度和精度的影響可以忽略不計(jì)。采用24棱支桿和圓截面支桿進(jìn)行橫向試驗(yàn)時(shí)，增大支桿預(yù)置角對(duì)橫向試驗(yàn)的準(zhǔn)度和精度影響不大；采用截?cái)嘁硇徒孛嬷U進(jìn)行橫向試驗(yàn)時(shí)，增大支桿預(yù)置角有利于提高橫向試驗(yàn)的準(zhǔn)度和精度。

表5 24棱支桿、圓截面支桿和截?cái)嘁硇徒孛嬷U預(yù)置角11°和60°的支架干擾差量Table 5 Support interference differences of 24 ribbed support rods，round support rods and truncated airfoil support rods with pre-deflection angles of 11° and 60°

圖9 不同預(yù)置角的縱向支架干擾對(duì)比（風(fēng)速 50 m/s，0°后襟）Fig.9 Comparison of longitudinal support interference with different pre-deflection angles（wind speed is 50 m/s, flap is 0°）

圖10 不同預(yù)置角的橫向支架干擾對(duì)比（風(fēng)速 50 m/s，8°迎角，0°后襟）Fig.10 Comparison of transverse support interference with different pre-deflection angles（wind speed is 50 m/s, angle of attack is 8°, flap is 0°）

3.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c狀態(tài)

圖11為二維支桿模型在風(fēng)洞中的安裝示意圖，圖12為各種二維支桿截面形狀示意圖，因其直徑或最大厚度為50和120 mm時(shí)與80 mm時(shí)的截面形狀相似，且FL-51風(fēng)洞單支桿直徑為80 mm，故圖12僅給出了80 mm的示意圖；表6為具體試驗(yàn)內(nèi)容。

表6 二維支桿繞流與尾流特性PIV試驗(yàn)內(nèi)容Table 6 PIV test content of two-dimensional support rod flow around and wake characteristics

圖11 二維支桿繞流與尾流特性試驗(yàn)示意圖Fig.11 Schematic diagram of two-dimensional support rod flow around and wake characteristics test

圖12 各種二維支桿截面形狀示意圖Fig.12 Schematic diagram of two-dimensional support rods with various cross section shapes

3.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

圖13為直徑（或最大厚度）為80 mm的各截面形狀支桿（限于篇幅，略去了直徑或最大厚度為50 mm的結(jié)果）在風(fēng)速70 m/s、0°迎角（帶模型試驗(yàn)時(shí)的側(cè)滑角）時(shí)的支桿尾渦分布對(duì)比圖，圖中x為尾渦的流向，y為尾渦的寬度方向。表7為直徑（或最大厚度）為50和80 mm的各截面支桿尾渦區(qū)前段的寬度情況。

表7 各截面支桿尾渦區(qū)前段的寬度Table 7 The trailing vortex region's front section width of support rodwith various cross section

圖13 直徑/最大厚度80 mm各截面形狀支桿尾渦分布圖Fig.13 The trailing vortex distribution diagram of support rods with various cross section shapes and diameter/maximum thickness of 80 mm

從圖中和表中可以看出，在相同風(fēng)速下，相同直徑（或最大厚度）支桿的尾渦區(qū)寬度由小到大依次為：翼型支桿，截?cái)嘁硇烷L10%支桿，截?cái)嘁硇椭U，截?cái)嘁硇投?0%支桿，24棱支桿和圓截面支桿。可見，對(duì)于帶模型狀態(tài)下的縱向試驗(yàn)，支桿宜選擇翼型截面或者適當(dāng)截?cái)嗟囊硇徒孛妗?/p>

圓截面支桿和24棱支桿直徑由50 mm增大到80 mm時(shí)，其尾渦寬度也相應(yīng)增大了30 mm左右；翼型截面和各截?cái)嘁硇徒孛嬷U最大厚度增大，而尾渦區(qū)寬度基本不變?？梢?，隨著最大厚度的增大，翼型截面和各截?cái)嘁硇徒孛嬷U的尾渦具有較好的一致性；而24棱支桿和圓截面支桿的尾渦則隨直徑增大存在一定的變化。由此可知，風(fēng)洞試驗(yàn)選擇翼型截面支桿時(shí)可適當(dāng)加大支桿的尺度（而尾渦區(qū)的寬度基本不變），這更有利于提高支桿剛度，以及滿足某些特殊試驗(yàn)通高壓氣或安裝大量傳感器線纜的需求。

與24棱支桿相比，截?cái)嘁硇徒孛嬷U的尾渦寬度小且具有較好的一致性，從流動(dòng)現(xiàn)象層面解釋了前文支架干擾測(cè)力試驗(yàn)得出的結(jié)論，即縱向試驗(yàn)采用截?cái)嘁硇徒孛嬷U優(yōu)于24棱支桿。

圖14為直徑80 mm的24棱支桿在風(fēng)速70 m/s、迎角分別為0°和7.5°時(shí)的尾流渦量圖。從圖中可以看出，當(dāng)二維24棱支桿的迎角（帶模型試驗(yàn)時(shí)的側(cè)滑角）變化時(shí)，其尾流區(qū)寬度變化很小且具有較好的一致性。

圖14 24棱支桿變迎角下的尾流渦量圖Fig.14 Wake vorticity diagram of 24 ribbed support rodsat varying attack angles

圖15和16為最大厚度為50 mm的翼型截面支桿和截?cái)嘁硇烷L10%支桿（限于篇幅，略去了截?cái)嘁硇徒孛嬷U、截?cái)嘁硇徒孛骈L10%支桿）在風(fēng)速70 m/s以及迎角-8°、-16°和-30°（帶模型試驗(yàn)時(shí)的側(cè)滑角）時(shí)的尾流渦量圖。從圖15和16可以看出，迎角從-8°變化到-16°，支桿的尾渦區(qū)都有變寬的趨勢(shì)，其中僅翼型截面支桿尚能保持較小的尾渦區(qū)寬度，翼型截面支桿在迎角-16°時(shí)尾渦區(qū)寬度就已超過了翼型的最大厚度。迎角達(dá)到-30°時(shí)，因流動(dòng)分離，翼型截面支桿的尾渦區(qū)寬度顯著增大，基本略大于支桿在垂直氣流方向的尺度。

圖15 翼型截面支桿變迎角下的尾流渦量圖Fig.15 Wake vorticity diagram of airfoil support rods at varying attack angles

圖16 截?cái)嘁硇徒孛娑?0%支桿變迎角下的尾流渦量圖Fig.16 Wake vorticity diagram of truncated airfoil and 10% shorter support rods at varying attack angles

與截?cái)嘁硇徒孛嬷U相比，24棱支桿的尾渦寬度隨迎角（風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)的側(cè)滑角）的變化較小且具有較好的一致性，從流動(dòng)現(xiàn)象層面解釋了前文支架干擾測(cè)力試驗(yàn)得出的結(jié)論，即與24棱支桿相比，縱向支架干擾較優(yōu)的截?cái)嘁硇徒孛嬷U的橫向干擾惡化，支架干擾量相對(duì)較大。

4 結(jié) 論

圓截面支桿與24棱支桿支架干擾量類似，采用24棱支桿進(jìn)行不同構(gòu)型、不同風(fēng)速縱橫向試驗(yàn)時(shí)基本都需進(jìn)行對(duì)應(yīng)構(gòu)型、風(fēng)速下的支架干擾試驗(yàn)，增大支桿預(yù)置角有利于提高縱向試驗(yàn)的準(zhǔn)度和精度；截?cái)嘁硇徒孛嬷U的阻力和俯仰力矩支架干擾量較小，縱向支架干擾較優(yōu)的截?cái)嘁硇徒孛嬷U的橫向干擾惡化，支架干擾量相對(duì)較大；采用截?cái)嘁硇徒孛嬷U進(jìn)行不同構(gòu)型、不同風(fēng)速縱向試驗(yàn)時(shí)共用巡航構(gòu)型、風(fēng)速70 m/s下的支架干擾即可滿足要求，橫向試驗(yàn)時(shí)則需采用對(duì)應(yīng)構(gòu)型、風(fēng)速下的支架干擾，增大支桿預(yù)置角有利于提高橫向試驗(yàn)的準(zhǔn)度和精度。

隨著最大厚度的增大，翼型支桿和各截?cái)嘁硇徒孛嬷U的尾渦具有較好的一致性；而24棱支桿和圓截面支桿的尾渦則隨著直徑變化存在一定的變化。對(duì)于僅進(jìn)行縱向試驗(yàn)或以縱向試驗(yàn)為重點(diǎn)的風(fēng)洞試驗(yàn)，支桿宜選擇翼型截面或者適當(dāng)截?cái)嗟囊硇徒孛?；此外，選擇翼型截面支桿還可適當(dāng)加大支桿的尺度（其尺度加大而尾渦區(qū)的寬度基本不變），有利于提高支桿剛度以及滿足某些特殊試驗(yàn)通高壓氣或安裝大量傳感器線纜的需求。與24棱支桿相比，迎角（風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)的側(cè)滑角）為0°時(shí)截?cái)嘁硇徒孛嬷U的尾渦寬度小且具有較好的一致性，但隨迎角變化較大且一致性不好，從流動(dòng)現(xiàn)象層面解釋了支架干擾測(cè)力試驗(yàn)得出的結(jié)論，即縱向試驗(yàn)采用截?cái)嘁硇徒孛嬷U優(yōu)于24棱支桿；與24棱支桿相比，縱向支架干擾較優(yōu)的截?cái)嘁硇徒孛嬷U的橫向干擾惡化，支架干擾量相對(duì)較大。