高速风洞超大迎角试验技术初步研究

第15卷　第3期2001年09月

流　体　力　学　实　验　与　测　量

Experiments and Measurements in Fluid Mechanics

Vol.15No.3

Sep.,2001

收稿日期:1999210213

作者简介:范召林(1962-),男,湖南人,中国空气动力研究与发展中心研究员.

文章编号:100723124(2001)0320036207

高速风洞超大迎角试验技术初步研究

范召林,吴军强,贺　中,董臻东,武春祥,刘　伟,朱庆洪

(中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000)

摘要:大迎角风洞试验技术是先进高机动飞行器研制必需的关键技术。气动中心发展的高速风洞超大迎角试验技术,包括大迎角机构、模型、天平等。1.2m 风洞超大迎角试验结果与2.4m 量级的大风洞试验数据具有较好的一致性,试验精度基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求,表明1.2m 风洞超大迎角试验技术研究获得了成功。

关　键　词:大迎角空气动力学;大迎角试验;风洞试验技术;支撑干扰;洞壁干扰中图分类号:V211.3,V211.71 文献标识码:A

Preliminary research on super 2high angle of attack test

techniques in a high speed wind tunnel

FAN Zhao 2ling ,WU Jun 2qiang ,HE Zhong ,DON G Zheng 2dong

WU Chun 2xiang ,L IU Wei ,ZHU Qing 2hong

(China Aerodynamics Research &Development Center ,Mianyang 621000,China )Abstract :High angle of attack wind tunnel test techniques is necessary for development of high 2maneuverability flight vehicles.This paper briefly introduces the high angle of attack test techniques developed by High Speed Institute of CARDC ,which include the high 2angle of attack support rig ,calibration models ,balances and test results.High angle of attack test results of 1.2m wind tunnel agree well with those of 2.4m wind tunnel.The test precision proves that the high angle of attack techniques are successful.

K ey w ords :high angle of attack aerodynamics ;high angle of attack test ;wind tunnel test ;

support interference ;wall interference

0　引 言

新一代高性能战斗机和战术弹都要求具有在超大迎角过失速状态下飞行的能力。如苏227在50°～110°的超大迎角范围内仍具有非常规机动能力,美国第四代歼击机F 222

的稳定飞行迎角大于60°,正在预研的下一代歼击机将没有稳定飞行迎角的限制。大迎角气动力已成为高机动飞行器研制的共同关键性技术,受到空气动力学界的高度重视[1～2]。

由于大迎角流动的极其复杂性,风洞试验仍然是预测大迎角气动特性、研究大迎角流动机理以及探索大迎角气动特性控制技术的主要手段。美、俄等航空发达国家都在其大风洞中发展了成熟先进的大迎角试验技术,其一系列高机动飞机的研制成功就是例证。国内高速风洞尺寸偏小,开展大迎角试验技术研究难度较大,其关键技术问题有[3～5]:

・支撑干扰影响;・洞壁干扰影响;

・大迎角试验天平研制;

・大迎角机构的强度和刚度;・模型在风洞中的位置限制;・Re 数效应等。

正因为这些困难,使得国内目前还没有一个实用先进的高速风洞大迎角试验平台,尤其是对迎角大于50°的试验技术研究很少[2]。

气动中心高速所在1.2m 跨超声速风洞中研制了一套全新的大迎角试验装置,成功地解决了影响大迎角试验技术的诸多关键因素,发展了适用于迎角α=-5°～115°,侧滑角β=-20°～20°的超大迎角试验技术[6]。标模试验结果与2.4m 量级的大风洞试验结果具有较好的一致性,试验精度较高,基本达到了××标准对小迎角试验精度的要求。笔者简要介绍1.2m 风洞的大迎角试验技术,给出其初步试验结果。

1　大迎角支撑机构简介

国内常规高速风洞试验一般采用弯刀机构,在弯刀上预偏β角进行横向试验。这种机构进行大迎角试验的主要缺点有:

图1　模型在风洞中的位置示意图

Fig.1　Sketch of model ’s position in wind tnnel

●堵塞度ε较大,一般在3%以上,从而造成支架干扰较大;

●大迎角时支架对模型背风面涡流影响显著;

●横向试验时,α、β不能独立,模型的真实β角随迎角α增大而迅速减小,这对模型的横向气动特性试验研究是很不利的;

●迎角变化范围有限,需使用多个带预偏角的拐头才能进行大迎角试验。

为此,气动中心研制了全新的单臂支撑大迎角机构,如图1所示。该机构采用分层叠加方式的设计思路,将α机构置于β机构

之上,α、

β机构各自独立运动,互不干扰。7

3第3期 范召林等:高速风洞超大迎角试验技术初步研究