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 MechanicsVol.15No.3Sep.,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:APreliminary research on super 2high angle of attack testtechniques in a high speed wind tunnelFAN Zhao 2ling ,WU Jun 2qiang ,HE Zhong ,DON G Zheng 2dongWU 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 interference0　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。

73第3期 范召林等:高速风洞超大迎角试验技术初步研究83流　体　力　学　实　验　与　测　量 (2001)第15卷机构通过底座与风洞原α机构的下支臂相连,由一套独立的驱动控制系统控制其运动,整个机构除上支臂外均置于风洞下驻室内,有效降低了机构的堵塞度,减小了支撑干扰对模型试验结果的影响。

机构的主要性能指标如下:1.1　运动范围α:25°～115°,分两步实现:25°～60°,50°～115°。

β:220°～20°。

α、β角度运动范围具有以下两个特点:(1)α角一次运动范围达到65°,充分满足了先进飞行器大迎角试验的重点迎角范围α≤65°的需要;(2)β角运动范围达到20°,实现了大迎角、大侧滑角组合。

1.2　运动方式(1)进行模型试验时,机构以固定β连续变α的方式运动,可实现运动范围内的任意α、β组合,α、β机构均具备手动和自动两种控制方式;(2)α机构位于β机构之上,实现了模型α和β角的各自独立变化。

1.3　运动速度α、β机构的运动速度均可在0°～10°/s范围内无级调节,根据试验需要来设定。

1.4　堵塞度β=0°时,模型在风洞中的堵塞度ε≤1.5%;β=20°时ε≤2%。

该套机构的堵塞度比高速风洞常规试验支撑装置的堵塞度小得多,从而把支架干扰减小到最低程度。

1.5　适用的模型尺寸α≤60°时,L≤600mm　L W≤600mm　S W/F≤3.0%(F=1.44m2)Bα>60°时,L≤400mm　L W≤300mm　S W/F≤1.5%(F=1.44m2)B其中,L B为模型长度,L W为模型机翼展长,S W为模型机翼面积,F为风洞试验段横截面积。

上述模型尺寸是根据国内外的有关研究经验,并考虑到1.2m风洞的实际情况而制定的,其中α≤60°时,适用的模型尺寸与0.6m风洞常规试验模型尺寸是一致的。

符合上述尺寸要求的模型在1.2m风洞进行大迎角试验时,洞壁干扰较小。

1.6　允许的模型最大载荷轴向力:A=500N 法向力:N=4000N 侧向力:C=800N俯仰力矩:M=600N・m 滚转力矩:L=150N・m 偏航力矩:N=300N・m 2　大迎角试验模型及天平2.1　模型 为了适应α=-5°～115°超大迎角试验时模型堵塞度以及模型在风洞中位置的特殊要求,我们研制了两个大小相似的、适用于不同迎角范围的大迎角试验模型。

图2　CT 21(CT 22)模型外形示意图Fig.2　Sketch of CT 21(CT 22)model 模型的主要几何参数如下CT 21模型(用于α=-5°～60°的试验研究)S W =0.0432m 2;S W /F =3.0%(F =1.44m 2);L B =0.52m ;L W =0.39mCT 22模型(用于α=50°～115°的试验研究)S W =0.0216m 2;S W /F =1.5%(F =1.44m 2);L B =0.3688m ;L W =0.2758m这套模型均由机身、机翼、平尾、双立尾和座舱等五个部件组成,可以进行组拆试验。

模型的几何外形见图2所示。

2.2　天平与常规中小迎角试验不同,大迎角试验更注重对模型C m 、C n 等力矩特性以及侧向力特性进行研究,因此对试验天平也提出了新的要求。

本期试验中,研制了两台大迎角专用内式六分量电阻应变天平及其支杆(6N6232和6N6222)。

6N6232天平用于CT 21模型试验,直径<32mm ,长120mm ;6N6222天平用于CT 22模型试验,直径<22mm ,长104mm 。

天平刚度良好,在整个试验过程中工作稳定,模型无抖动现象,确保了测试精度,其法向力(N )、轴向力(A )、侧向力(C )、俯仰力矩(M )、滚转力矩(L )和偏航力矩(N )的设计载荷及静校误差如下:表1　6N 6232天平设计载荷及静校误差T ab.1　Design load and the static calibration error of 6N 6232b alance单元项目N /N M /N ・m A /N L /N ・m C /N N /N ・m设计载荷30003005006060050校准载荷30003005006060050绝对误差 6.00.6 1.00.12 1.20.1相对误差0.2%0.2%0.2%0.2%0.2%0.2%表2　6N 6222天平设计载荷及静校误差T ab.2　Design load and the static calibration error of 6N 6222b alance单元项目N /N M /N ・m A /N L /N ・m C /N N /N ・m设计载荷800601502020020校准载荷800601502020020绝对误差 1.60.120.380.050.40.04相对误差0.2%0.2%0.25%0.25%0.2%0.2% 由上表可见,两台天平的力矩和侧向力元均达到了较高的精度。