低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰研究

郑新军,焦仁山,苏文华,马洪雷,张连河

(中国航空工业空气动力研究院 低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室,黑龙江 哈尔滨 150001)

低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰研究

郑新军*,焦仁山,苏文华,马洪雷,张连河

(中国航空工业空气动力研究院 低速高雷诺数气动力航空科技重点实验室,黑龙江 哈尔滨 150001)

针对FL-9低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰问题，采用风洞试验研究的方法，开展了圆截面支杆与24棱截面支杆、锥度支杆与等直段支杆、不同的模型机身与支杆直径比等一系列对比验证试验，对FL-9风洞内式天平单支杆腹撑支杆的二维截面形状、三维外形、支杆直径选取原则等进行了研究。获得了对雷诺数不敏感、支架干扰量小且稳定的腹撑支杆，并通过与其他风洞试验对比，进一步验证了FL-9风洞内式天平单支杆腹撑系统的精准度。

雷诺数；单支杆腹撑；支架干扰

0 引 言

2007年建成并投入使用的FL-9风洞，是我国唯一一座低速增压高雷诺数风洞，具备低速高雷诺数和变雷诺数的试验能力，在大展弦比军用/民用运输机的气动优化设计、增升装置设计验证、失速特性预测与改善措施研究、风洞试验数据的雷诺数效应修正等工作中具有重要作用[1]。其高雷诺数试验，可以对飞行器飞行中与黏性相关的流动进行更加真实的模拟，获得更可靠的风洞试验数据，对飞行器性能做出更准确的预测；其变雷诺数试验，可以获得雷诺数对飞行器气动特性的影响规律与量级，为飞机气动特性与性能的预估及雷诺数效应修正提供试验依据[2-4]。

当前，对于大展弦比军用/民用运输机低速风洞试验，国内外普遍采用腹部支撑的方式。对于FL-9风洞来说，采用增加或调节风洞内气体压力(密度)实现高/变雷诺数试验的运行方式，使得风洞试验的速压、模型重量、气动载荷等都远大于常规低速风洞，这对大展弦比运输机风洞试验模型支撑系统的刚度、强度提出了更高的要求，采用腹撑是合理或是必然的选择。FL-9风洞的腹撑支架干扰问题，相比常规低速风洞更复杂、难度更大。一方面由于变压力(变雷诺数)试验带来的试验速压大，试验模型刚度提高后的重量大，大展弦比飞机的气动载荷大等原因，为保障腹撑系统的刚度、强度，支杆直径必然相对粗大，其支架干扰也必然大。另一方面，在较宽的试验雷诺数范围内，实现支架干扰的稳定，或是使支杆的气动力受雷诺数影响小，相对更加困难[5-7]。

对于低速风洞全模型试验，除非采用磁悬浮支撑，否则支架干扰问题就必然存在[8]。因此，国内外风洞试验工程师们对支架干扰问题的研究，主要集中在两个方面：一是在满足风洞试验支撑系统刚度、强度要求的前提下，尽量减小支架干扰量，这可以降低支架干扰修正中大量减大量带来的误差，对提高风洞试验数据准度有利；二是优化支杆的气动外形，提高支杆的干扰稳定性，这可以实现支架干扰的准确测量与修正，对保证和提高试验数据精度有利[9-11]。在这两方面，风洞试验工程师们在常规低速风洞中已进行了大量的研究工作，并形成了较为成熟的风洞试验支架干扰测量与修正方法。

如20世纪90年代，航空工业气动院采用测力和油流显示等试验方法，对3 m量级常规风洞腹撑支架干扰问题进行了大量的研究工作，获得了一种采用多棱截面(24棱)的固定转捩支杆，在雷诺数为(0.2～0.5)×106范围内，其气动特性及表面流动状态比圆截面支杆更稳定。这一雷诺数范围恰好是FL-8风洞常用的试验雷诺数范围，所以该24棱支杆在该风洞得到了很好的应用[12-14]。

但是，FL-9风洞在常压到0.4MPa压力范围内，按常用的70m/s风速，支杆雷诺数范围约为(0.5～2.0)×106，已超出当时的研究范围。在这个雷诺数范围，24棱支杆是否能够继续保持其气动特性的稳定，还是圆截面支杆在具有稳定性的同时阻力系数更小，需要进一步研究。

因此，针对FL-9风洞腹撑支架干扰问题，在参考和借鉴前人常规低速风洞研究成果的基础上，以减小腹撑支架干扰和提高其在使用雷诺数范围内的稳定性为目标，开展了腹撑支杆二维截面形状选择研究、三维外形选择研究、支杆直径影响研究及与国外风洞对比验证试验等研究工作。通过以上研究工作，获得了满足风洞试验工程应用要求，支架干扰小且气动特性对雷诺数不敏感的腹撑支杆，并给出了支杆直径选择的基本原则，对比试验验证表明，该研究有效地提高了FL-9风洞试验数据的精准度。

1 风洞及支撑机构简介

FL-9低速高雷诺数风洞，可通过增加或改变风洞内气体压力(密度)来实现高雷诺数和变雷诺数试验。风洞的主要参数如下：

试验段截面尺寸：4.5 m(宽)×3.5 m(高)；

压力范围：常压～0.4 MPa；

最大风速：130 m/s(常压)，90 m/s(0.4 MPa)。

FL-9风洞内式天平单支杆腹撑系统主要包括活动轨道车、回转转盘、迎角机构、单支杆、内式天平等。机构常用迎角范围为-6°～28°及-8°～26°，侧滑角范围-180°～180°。通过更换不同预置角的支杆可以实现不同的试验迎角范围。

2 支杆截面形状选择试验研究

在FL-9风洞进行了圆截面支杆和24棱截面支杆的支架干扰特性对比试验研究，优选出适合FL-9风洞腹撑支杆的截面形状，以实现在不同的试验条件下支架干扰量值波动幅度较小的目的。

2.1 试验方法

虽然FL-9风洞采用内式天平腹撑来进行大展弦比飞机试验，其支架干扰中仅剩干扰项而不含支杆本身的气动力，支架干扰量已大大降低。但为了凸显差异，更好地对比与分析研究，采用了外式天平腹撑镜像两步法支架干扰试验来获得两种截面支杆的支架干扰特性，即进行模型反装带镜像假支杆和不带镜像假支杆的纵、横向测力试验，两次试验结果相减，即得到两种截面支杆的支架干扰量。

2.2 试验内容

基于大展弦比飞机模型巡航构型，进行圆截面支杆和24棱支杆的高/变雷诺数支架干扰测量试验，具体试验内容见表1。

表1 不同截面支杆的支架干扰特性研究试验内容Table 1 Support interference test content for different cross section shapes of support rod

2.3 试验结果

将获得的支架干扰量除以当地速压和参考尺寸后，得到支架干扰量系数后进行比较。

图1～图8给出了采用某上单翼飞机获得的圆截面支杆和24棱支杆的纵、横向试验支架干扰曲线。因滚转力矩、偏航力矩的曲线规律与侧向力相近，故文中只给出了侧向力的支架干扰曲线。

将圆截面支杆和24棱支杆在模型0°迎角时的支架干扰阻力系数提取出来，绘制其随雷诺数的变化曲线，见图9。

通过以上试验，得出了以下结论：

(1) 24棱截面支杆支架干扰量系数的一致性和横航向支架干扰的过零性更好，表明24棱支杆的表面流动及其对模型的干扰在各雷诺数下的稳定性都要好于圆截面支杆；

(2) 在横航向试验的支架干扰方面，24棱截面支杆的支架干扰稳定性要优于纵向，可以仅进行常压下的横航向支架干扰试验，就能实现变雷诺数试验的支架干扰修正；

(3) 同一迎角不同雷诺数下，24棱支杆的阻力干扰要略大于圆截面支杆，但其对雷诺数不敏感，稳定性好；而圆截面支杆虽然干扰量略小，但稳定性不好，这对风洞试验数据的精准度非常不利。

综合以上研究结果，从保证支架干扰在变雷诺数试验时的稳定性，提高试验数据精度方面考虑，FL-9风洞的腹撑支杆仍采用24棱截面形状。

3 支杆三维外形选择研究

在工程应用中，为保证支撑系统的刚度、强度，腹撑支杆一般都采用等强度设计，即支杆由根部到端部存在锥度。带锥度支杆的表面必然存在三维流动，三维流动越强烈支架干扰必然越大。

对于FL-9风洞内式天平腹撑系统，在对支杆刚度、强度进行结构有限元计算分析的基础上，采用同一模型，对锥度支杆及等直段支杆的支架干扰特性进行了两步法支架干扰试验研究。

图10给出了两种不同三维外形的支杆尺寸图，其中带锥度支杆的锥度角为2.5°，等直支杆的等直段长度为817mm。图11～图13给出了两种三维外形支杆的纵向支架干扰对比曲线。可以看出，相比带锥度的支杆，等直支杆的纵向支架干扰量，在小迎角范围升力降低约70%；俯仰力矩在全迎角范围降低了约50%。

4 支杆直径影响研究

通过支杆截面形状和三维外形研究，获得了支架干扰小且干扰稳定的腹撑支杆。但是不是对所有尺度的模型都可以采用同一直径的支杆？或者即使支杆直径相对模型显得粗大，仅引起干扰量大外还能保持很好的稳定性吗？

基于上述问题，进行了机身直径与支杆直径比例变化的支架干扰特性试验研究，期望得到针对试验模型尺度选择支杆直径的一般性原则，这对风洞单位配备支杆尺寸系列，以及风洞试验方案设计都具有指导意义。

试验采用上单翼布局大展弦比飞机模型，进行了模型机身直径(Ω)与支杆直径(Φ)比例变化的纵、横向支架干扰试验，其中Ω/Φ分别为2.38∶1、3.08∶1、3.75∶1。图14～图16给出了试验结果曲线，可以看出，模型机身直径与支杆直径比例大于3∶1以后，纵、横向支杆干扰曲线的线性、规律、量值和稳定性等综合特性，要优于小于该比例的支杆。

5 对比试验验证

5.1 试验数据准度

完成以上研究工作后，采用某大展弦比民机模型，在法国F1低速增压风洞和我国FL-9低速增压风洞，进行了该机巡航构型内式天平单支杆腹撑对比验证试验，进一步检验研究所获支杆的支架干扰特性和试验数据准度与精度情况。

试验结果表明：(1) 支架干扰量级相当、规律一致；(2) 试验数据在支架干扰修正后，数据准度具有很好的一致性。

5.2 试验数据精度

在常压条件进行了雷诺数为1.77×106的同期7次重复性试验，重复性精度见表2[15]。

表2 重复性试验精度(|α(β)|≤10°)Table 2 Repeated test precision (|α(β)|≤10°)

可见，同期重复性试验数据精度达到了国军标先进指标，间接证实了本研究所获支杆支架干扰的稳定性。

6 结 论

1) 在前人研究的基础上，进一步证实了24棱截面支杆在雷诺数(0.5～2.0)×106范围内，以及在变雷诺数试验条件下仍具有很好的稳定性，在提高支架干扰测量与修正准度、试验数据重复性精度方面，24棱截面固定转捩支杆具有很高的应用价值。

2) 在满足风洞试验对支撑系统刚度、强度要求的前提下，应尽量减小支杆的锥度，采用靠近模型端为等直段的支杆，可减弱支杆表面三维流动，减小支架干扰。

3) 对于支杆直径的选择和设计，应争取实现模型机身直径与所用支杆直径的比例大于3∶1，这可降低支架干扰非线性对试验数据精准度的影响。

4) 采用研究获得的支杆，在FL-9低速高雷诺数风洞运行包线内，对提高试验数据精度具有重要作用；并且可实现横航向试验仅进行常压支架干扰测量试验即可，减少了支架干扰试验量，提高了试验效率，降低了成本。

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Ventralsupportinterferenceinlow-speedandhighReynoldsnumberwindtunnel

ZHENG Xinjun*,JIAO Renshan,SU Wenhua,MA Honglei,ZHANG Lianhe

(AviationKeyLaboratoryofAerodynamicsforLowSpeedandHighReynoldsNumber,AVICAerodynamicsResearchInstituteofAeronautics,Harbin150001,China)

For the problem of the ventral support interference in the FL-9 low-speed and high-Reynolds number wind tunnel,series comparative tests were conducted regarding various supports with different configurations including circle shape and twenty-four sides polygon,cone shape and constant section shape,different diameter ratios of the fuselage and the strut.These experiments were employed to study the selection rule for the FL-9 wind tunnel internal balance mono-strut ventral support with respect to the two-dimensional cross section shape,the three-dimensional spatial shape,and the strut diameter.A strut insensible to Reynolds number was obtained with low and stable support interference.The repeatable precision and accuracy of the FL-9 wind tunnel internal balance mono-strut ventral system were further verified by comparing the present tests with those conducted in other wind tunnels.

Reynolds number；mono-strut ventral support；support interference

0258-1825(2017)06-0870-05

V211.71

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0114

2015-07-21;

2015-11-20

郑新军*(1982-),男,黑龙江省人,高级工程师,研究方向:风洞试验.E-mail:zxj_2004@sina.com

郑新军,焦仁山,苏文华,等.低速高雷诺数风洞腹撑支架干扰研究[J].空气动力学学报,2017,35(6):870-874.

10.7638/kqdlxxb-2015.0114 ZHENG X J,JIAO R S,SU W H,et al.Ventral support interference in low-speed and high Reynolds number wind tunnel[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):870-874.