运输机模型高速风洞试验支撑形式及支撑干扰研究

选择合适的支撑形式并扣除支撑干扰是运输机模型高速风洞试验技术的关键问题。采用理论计算、测力和测压试验等手段研究了不同偏度尾支撑、叶片腹支撑对运输类飞机气动特性的支撑干扰。采用叶片腹支撑分别与0°、5°、15°、30°假尾支撑组合试验及垂尾支撑分别与0°、5°、15°、30°假尾支撑组合试验获得相应尾支撑的干扰特性,采用0°尾支撑与假叶片腹支撑组合试验获得叶片腹支撑的干扰特性。研究表明:0°/5°尾支撑修正支撑干扰后的试验结果与前位叶片腹支撑修正支撑干扰后的试验结果一致性较好,0°/5°尾支撑作为主支撑、前位叶片腹支撑作为辅助支撑是运输类飞机高速风洞试验较好的一种支撑系统,采用该支撑获得的试验结果是可信的;由于很难准确获得大偏度尾支撑的支撑干扰,大偏度(例如30°)尾支撑修正支撑干扰后的试验结果误差较大,选择大偏度尾支撑作为主支撑进行运输类飞机高速风洞试验是不合适的。     

2.4米跨声速风洞条带悬挂支撑试验技术研究

为提高大型飞机风洞试验时的支撑系统刚度、降低支撑气动干扰以及实现真实船尾后体流动的模拟,在2.4米跨声速风洞中建立了条带悬挂支撑试验系统.主要包括专用试验段、条带支撑机构、控制系统、天平设备、标模及半弯刀尾支撑机构研制等六部分.系统研制成功后,在2.4米跨声速风洞中开展了流场调试及标模试验,分别采用风洞试验和数值模拟方法获取了条带悬支撑的干扰量.在某飞机高速风洞试验中,采用条带支撑系统,获得了飞机模型的气动特性,并与尾撑试验结果进行了对比.以条带支撑为辅助支撑,得到了尾支撑干扰量,与腹撑试验结果进行了对比.研究结果表明,条带悬挂支撑系统具备型号应用条件,同期重复性精度高,在-2°≤α≤2°范围内,重复性精度满足σCL≤0.0012,σCD≤0.00013,σCm≤0.0005,标模试验结果与国外风洞试验相关性较好;条带支撑干扰试验结果与数值模拟吻合较好,低亚声速时支撑干扰量较小,在-4°≤α≤10°范围内,M=0.6时的支撑干扰量ΔCL≤0.005,ΔCD≤0.0008,ΔCm≤0.005.     

文章导读

<正>运输机模型高速风洞试验支撑形式及支撑干扰研究(721-727,doi:10.7638/kqdlxxb-2014.0064)杨贤文,刘昕为研究尾支撑和腹支撑的干扰特性,进行了0°、5°、15°、30°假尾支撑与叶片腹支撑/垂尾支撑的组合试验。采用0°尾支撑与假叶片腹支撑的组合试验获得叶片腹支撑的干扰特性。研究得到:0°/5°尾支撑与前位叶片腹支撑修正支撑干扰后的试验结果一致性较好,表明0°/5°尾支撑作为主支撑、前位叶片腹支撑作为辅助支撑是运输类飞机高速风洞试验较好的一种支撑系统;由于很难准确获得大偏度尾支撑的支撑干扰,选择大偏度(例如30°)尾支撑作为主支撑进行运输类飞机高速风洞试验是不合适的。     

高速风洞中大型飞机典型支撑方式干扰特性研究

分析了大型飞机在高速风洞中常用的支撑形式(尾支撑、腹支撑和条带支撑)的干扰特性,比较了尾支撑干扰试验中辅助支撑装置的二次干扰量,为大型飞机高速风洞试验的支撑选择提供了参考依据。以Ty-154标模为研究对象,基于结构嵌套网格,通过数值求解Ty-154标模有、无支撑的气动特性获取了相应的支撑干扰量,分析了支撑干扰产生的机理。通过数值模拟尾支撑、腹支撑和条带支撑的组合状态,探索了辅助支撑装置的二次干扰影响。结果表明:数值模拟与试验结果吻合较好,研究结果可靠性高;尾支撑对试验模型的阻力和俯仰力矩系数干扰较大,条带支撑对试验模型的升阻特性干扰较小,腹支撑对试验模型的阻力系数干扰较大,对俯仰力矩系数干扰较小;Ma0.9时三种支撑形式的干扰量均迅速增加,腹支撑形式的干扰量增加最为剧烈;在尾支撑干扰修正试验中,腹支撑与条带支撑引起的二次干扰量均很小,工程应用可忽略。     

飞翼布局高速风洞尾支干扰试验修正技术研究

飞翼布局飞行器模型往往具有尾部扁平的结构特点,进行高速风洞尾支测力时,尾部需要局部放大,由此带来尾部畸变和尾支杆的气动干扰,直接影响对巡航效率、焦点位置以及配平迎角的预测;另外,飞翼布局飞机为改善隐身特性,取消了平尾和垂尾,侧力和偏航力矩量级比较小,模型尾部的局部变形必然会对飞机横、航向试验数据带来不利影响。本文针对某飞翼布局模型,采用风洞试验和 CFD 数值模拟相结合的手段,通过腹支撑作为辅助支撑的“两步法”获得了尾部畸变及尾支杆的纵、横向支撑干扰影响。研究结果表明：该飞翼布局模型尾部畸变支撑纵、横向支撑干扰修正结果合理、可靠,精准度较高;所建立的试验与 CFD 相结合的研究方法可以用于类似布局的试验数据修正。同时,发展的数值计算方法与风洞试验有很好的一致性,已成功应用于某飞翼布局模型尾部支撑干扰修正,已具备工程使用价值。     

无尾布局支撑干扰数值模拟

采用TRIP2．0．SOLVER软件，开展了高、低速来流条件下，无尾飞翼布局支撑干扰的数值模拟技术研究。高速来流状态下支撑干扰的数值模拟，以尾支撑作为主支撑，腹支撑作为辅助支撑，完全模拟了实验中采用的两步法；低速来流状态下的支撑干扰的数值模拟，采用了有无尾支撑的方式得到支撑干扰量。介绍了支撑干扰的典型高、低速数值模拟结果，并与高速实验结果做了初步的对比。     

FD-09风洞单点腹支撑系统研制

为了在风洞中发展新型的腹支撑方式,基于FD-09风洞现有的下大迎角机构,设计研制了一套新型的单点腹支撑系统。单点腹支撑系统具有系统简便实用、模型设计简单、支撑干扰相对稳定等特点。在地面效应试验中使用布置光栅尺位移传感器的新方法取代了传统的测量方法,大大提高了控制精度和试验效率。风洞试验表明：单点腹支撑系统的试验重复性精度较高,部分指标已经接近国军标的先进指标;单点腹支撑系统的支杆干扰量是稳定的,并且对大部分气动分量的干扰量是小量;与双点腹支撑系统比较而言,单点腹支撑系统具有支杆干扰较小的优势。     

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°～6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。     

翼型叶片腹支／尾支对大飞机全机及部件的干扰

在研究了翼型叶片腹支（前、后位）／尾支对大展弦比飞机全机及部件的纵向干扰特性，尾支对全机横向干扰特性，并分析了各种支撑对飞机各部件干扰的影响之后表明：对于不同平尾位置的大飞机，前位叶片腹支是三种支撑中干扰最小的，其纵向干扰量均小于风洞试验最大误差。利用前位腹支－尾支组合进行大飞机纵、横向试验具有明显的优越性。     

宽体客机高速风洞试验数据修正方法

宽体客机航程远、巡航马赫数高，其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高。通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据修正技术和设备，对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正，获取干净、可靠的风洞试验基准数据，为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础。研究表明：支撑干扰试验时，尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果；在试验包线范围内，洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小；试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显，马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右，焦点前移0.021 b_A，需进行相关修正。     

FL-2风洞民机张线支撑系统研制

我院在“十五”期间研制了一套新的高速民机张线支撑系统。本文介绍了新张线支撑系统的结构设计、控制系统设计、张线天平设计方法和校准，以及整套系统地面调试结果。本套张线支撑系统可以应用于FL-2风洞的民机及大型运输机等具有大船尾角后体飞机的全机选型测力风洞试验，也可以应用于与尾撑、腹撑等主辅支撑形式进行支撑干扰修正。     

大飞机支撑研究评述及先进的支撑系统：大飞机全模试验技术及支撑干…

在归纳、分析国内外近３０年大飞机全模试验技术研究的基础上，提出了选择支撑的原则，扣除支撑干扰的关键。建立了一套完整的试验技术、支撑干扰修正方法。该支撑系统新疑独特，能广泛用于不同布局的大飞机、横向试验，支撑干扰小并可以有效扣除，可连续改变攻角，运转灵活、装拆方便，支撑强度、刚度良好，安全可靠。可推广应用于单独尾支撑不适宜的场合；也可应用于其它高速风洞中。     

高速风洞试验中运输机支撑形式的选择

合理选择模型的支撑形式和解决支架干扰问题是准确获取气动力数据的关键因素。为了寻找一种合适的运输类飞机在高速风洞试验中的支撑形式,首先通过计算分析和试验验证,给出了运输类飞机高速风洞试验中30°尾支撑支架干扰问题存在的原因,然后根据0°、5°、15°以及30°不同尾支撑形式的计算分析和专项试验论证结果,提出并验证了小角度尾支撑是现阶段运输类飞机高速风洞试验中最合理、最有效的支撑形式。     

翼型叶片腹支—尾支组合支撑的干扰特性

选择合适的支撑型式并扣除干扰是大飞机试验技术的关键问题。本文从理论与试验两方面分析翼型叶片腹支、尾支撑的干扰特性以及它们组合后产生的二次干扰问题。全面分析了支撑几何参数、纵向位置对干扰的影响，提供了工程实用支撑系统总体方案。     

腹支撑对具有大展弦比机翼和船尾形机身的飞机模型的干扰…

一种适用于具有大展弦比机翼和船尾形机身的飞机模型的腹部支撑方式、腹支装置的设计要求和试验方法、以及腹支撑干扰机理在此作了介绍，并给出了一些实验结果和对实验数据的修正方法。     

尾支撑喷流试验技术研究

本文以喷流模拟、柱体环形喷管喷流对模型底压影响、以及尾支撑和侧支撑对模型底压影响为基础,从定性、定量得出,用尾支撑作喷流试验,支撑干扰小,可做到既经济又可靠,数据准度较高。     

高速风洞模型支撑方式研究

为了合理选择模型支撑形式,在高速风洞进行了直支杆与Z 支杆两种支撑形式的支架干扰研究试验。结果发现,支架对模型带来不可忽略的干扰量,两种支撑形式对升力、阻力与力矩的干扰量随迎角基本上呈线性变化;直支杆由于距离模型较近,对模型尾部带来较大的影响。而Z 支杆对模型尾部影响较小,在全机与无尾两种状态下的干扰量较为相近。     

翼尖支撑双天平校准技术研究

翼尖支撑测力试验技术采用两台天平同时对同一风洞模型进行测力,开展双天平校准技术研究是实现该项试验技术成功应用的关键。基于双天平测量机理,研究并建立了双天平校准技术：利用两台单天平的校准公式,根据空间力系合成原理和天平载荷分量干扰修正技术构建了双天平同时工作的公式。通过对某专用双天平的单独校准、组合校准及风洞试验,对提出的双天平校准技术进行了验证。结果表明：双天平校准技术合理、可靠,可操作性强,能够为翼尖支撑测力试验技术提供必要的理论基础和试验依据。     

张线支撑系统的同步测控技术及其应用

介绍了北航D4风洞发展的一套具有同步测控技术的张线支撑系统,该系统较好地解决了运输机后体气动特性研究中模型支撑与其气动干扰之间的矛盾。从功能上该张线支撑系统分为控制子系统与测量子系统两部分。首先,该张线支撑机构通过两个步进电机进行驱动,所以需要控制子系统对两电机进行同步控制,从而实现对试验模型迎角的精确控制。其次,该张线支撑机构的测量子系统实现了与北航D4风洞测压、测力、PIV等数据采集系统的联动,通过与控制子系统进行网络通信,可以进行在迎角序列下的同步测量,从而可以大幅度提高试验效率。最后,利用该张线支撑系统,在北航D4风洞进行了运输机后体流动特性的风洞试验研究,结果表明该张线支撑系统满足试验要求。     

低速风洞大攻角张线式支撑系统

本文介绍于ＣＡＲＤＣ－Φ３．２ｍ亚声速风洞的大攻角张线式支撑系统的组成。试验装置的结构及其特点，给出了模型考核试验和支架干扰试验的主要结果，并进行了简要的讨论。试验表明：本支撑系统具有可试验的攻角和测滑角范围大，支撑干扰小，控制和测量精度高，支撑刚度好等特点。