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。     

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。     

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。     

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。     

腹撑干扰计算研究

用欧拉方程解计算了民机模型在不同角度腹部支撑和自由流条件下的全机纵向空气动力系数，对腹撑支臂的干扰影响进行了研究。     

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。     

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。     

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。     

尾吊发动机空气流量对机翼高速升阻特性的影响研究

尾吊式发动机短舱在全机影响下的气动设计非常复杂,与机翼、机身、平尾等部件的气动干扰对全机的气动特性有较大影响。为了评估不同发动机空气流量对机翼高速升阻特性的影响,本文在计算流体动力学软件Fluent中对飞机的全机流场进行了数值模拟,着重考察了不同发动机进口流量对机翼表面流场的影响情况。计算结果表明,对于尾吊式发动机短舱而言,发动机空气流量增加将导致机翼的升、阻力系数增加,但升阻比会有所下降。     

进排气对尾吊短舱布局飞机气动特性影响研究

在尾吊短舱式布局飞机设计中,发动机进排气对其他部件的气动影响是需要关注的重要问题,为了全面研究发动机进气与喷流对全机气动特性的影响,在某尾吊舱短舱布局飞机巡航条件下(H=11 000m、Ma=0.78)对流场开展了数值仿真研究,重点分析了短舱通气模型与带进排气模型的全机升阻力特性及流场分布情况。计算结果表明:采用近距尾吊短舱布局的飞机,发动机进排气对全机气动特性的影响主要体现在短舱与机翼的气动干扰方面,在所研究的迎角范围内(-2°～8°),发动机进气所带来的抽吸作用改变了机翼及短舱表面的压力分布,使得机翼上表面的负压区面积增大、短舱上唇口激波强度减弱,导致全机升力系数增加、阻力系数减小、升阻比提高,但这一气动特性的改善趋势随着迎角的增大而逐渐减缓。     

大型客机低速构型高雷诺数风洞腹撑支架干扰数值模拟

风洞到飞行相关性修正是获取现代大型客机低速气动特性的重要手段，通常采用增压提高风洞试验雷诺数，而支架干扰修正是该修正体系的一个关键环节。采用数值模拟研究了增压风洞腹撑的支架干扰，并分析了腹撑对飞机各部件的干扰及其对风洞流场的影响。通过数值模拟与风洞试验对比，表明升力系数相差0.006，阻力系数最大相差0.001 2，俯仰力矩系数最大相差0.01，验证了CFD数值模拟方法的可靠性。CFD计算结果表明：腹撑使得全机升力增加、阻力减小，俯仰力矩增加；腹撑对升力影响的主要部件是机翼，腹撑使得风洞中心以上动压增加，提升上翼面流速，从而增加了机翼的升力；与传统认识不同的是腹撑对阻力影响为负，且主要影响部件为缝翼，原因为缝翼下偏使得法矢分量向前从而减小了阻力；腹撑对俯仰力矩影响的主要部件是机身及平尾。研究结果揭示了腹撑对飞机气动特性影响的量级、主要影响部件及其流场变化，可为支架干扰数据修正及支架优化设计提供参考。所得结论可更好用于支架干扰试验的开展及风洞到飞行数据的修正，具有一定的工程实用性。     

低速大迎角张线尾撑系统支架干扰影响研究

为了进一步提高低速大迎角试验数据的质量，掌握支架干扰规律，对Ф3．2m风洞张线尾撑系统进行了支架干扰试验研究。研究结果表明：张线尾撑装置的横梁对飞机纵向的远场干扰量较小，大迎角区域内尾支杆对飞机纵向的近场干扰量较大；迎角小于15°范围内，支架使飞机偏航力矩系数减小、滚转力矩系数增大，随侧滑角增大支架干扰量增大；去掉立尾后尾支杆对俯仰力矩的干扰明显减小。     

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。     

翼吊低平尾飞机尾迹测量研究

平尾是影响全机纵向力矩的首要部件,翼吊低平尾飞机平尾处的流场受到翼身组合体尾迹的影响.为了摸清尾迹的特点,利用七孑探针测量平尾处的动压及下洗角,得到平尾处流场动压损失以及下洗角随飞机迎角变化的气动特点.结果表明:在接近最大升力系数时,平尾处流场动压损失严重,降低了平尾的气动效率,导致全机的纵向力矩失稳.研究结果对大飞机的气动特性优化工作具有指导意义.     

倾转四旋翼机气动特性分析及参数影响研究

采用机身/机翼/尾翼贴体网格与旋翼动量源相结合的CFD方法,开展了某倾转四旋翼机气动布局参数对气动特性的影响分析研究。首先,建立了一套适用于倾转四旋翼机全机干扰流场模拟的数值方法。然后,基于所建立方法开展了不同部件干扰情况下旋翼气动特性分析。最后,分析了前飞速度、旋翼旋向组合、旋翼横向距离对旋翼与机翼气动特性的影响规律。结果表明：后旋翼气动特性受全机干扰的影响较大,后旋翼拉力相对于孤立旋翼减小了41%。随着前飞速度的增加,前旋翼和机翼对后旋翼的气动干扰增强。从机头前方正视,机翼的左旋翼右旋和机翼的右旋翼左旋,有利于改善全机气动性能。前后旋翼的横向距离增大会提高后机翼和后旋翼的气动性能,横向距离为0.5 m时,后旋翼拉力比0 m时增大47%。     

一种用于支撑干扰试验的辅助支撑系统研制

某试验模型在风洞中除了要进行常规测力试验外,还要进行支撑干扰修正。模型采用直尾支为主支撑获得基本数据;采用腹支撑为辅助支撑,通过"两步法"修正支撑干扰近场影响。针对要求研制辅助支撑系统,即腹支撑机构及假尾支结构。模型受载后,腹支撑刚度不能避免假尾支与模型干涉的风险,因此研制了假尾支补偿机构。假尾支补偿机构利用电动缸驱动,直线导轨限位,距离传感器实时监测和反馈,可有效补偿假尾支的位置。     

高速风洞支架干扰数值修正研究

提出了一种计算高速风洞支架系统对飞行器模拟纵向气动力干扰量的数值计算方法，从跨声速全位势积分方程出发，编制了适用于飞行器全机模型及其带支架情况下的跨声速绕流计算程序。通过对双垂尾模型和GBM－03模型两个算例的计算，讨论了尾支撑位置及其几何外形参数对模型气动力的影响，并对GBM－03模型带短支杆情况下的纵向实验结果进行了修正。表明该方法对于分析研究风洞模型支架干扰问题并进行支架干扰修正是可行的、有效的、可以作为选择尾支撑位置及其几何外形参数和对跨声速风洞纵向实验结果进行支架干扰修正的工具。     

超临界机翼民机全模腹撑干扰数值模拟研究

本文研究了超临界机翼民机全模型的腹撑支臂干扰，通过数值计算模拟了腹撑支臂位于民机模型腹部的两种支撑位置以及后位支撑时腹撑支臂不同支撑角度的支臂干扰，计算结果可为民机模型试验腹支撑方式位置选择及支臂角度选择提供参考依据。     

推力转向喷流与高速主流干扰参数影响规律的数值模拟研究

针对一种简化的飞机模型,数值模拟了推力矢量尾喷流与高速主流的干扰效应,系统总结了来流马赫数、攻角、喷管偏转角、喷流马赫数、喷流总压、喷流总温等参数对飞机气动特性的影响规律,分析了流动机理,结果表明:对于该简化战斗机模型,推力矢量尾喷流对高速主流的干扰局限于尾部局部区域,对全机气动特性的影响较小,仅在较大攻角下才有一定体现;但高速主流对尾喷流的干扰显著,推力矢量角损失随来流马赫数和攻角的增大而增大。     

基于数值模拟的翼身融合布局飞机上悬式发动机布置技术

发动机进排气对飞机气动特性具有重要影响。为了评估翼身融合布局（BWB）飞机上悬式发动机不同布置方式对全机气动特性的影响，首先开展了发动机短舱进排气与全机流场耦合的数值模拟技术研究，验证了计算方法的正确性。在此基础上，针对发动机安装于翼身升力面之上的BWB运输类飞机，开展飞机巡航飞行条件下，发动机不同支撑高度下沿流向及展向不同安装位置的进排气与全机流场耦合数值模拟，评估发动机不同布置方式对全机气动特性的影响，形成发动机不同布置方式影响的规律性结论。