李永紅，劉會(huì)龍，黃 勇，鐘世東，蘇繼川

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽 621000）

小展弦比飛翼標(biāo)模三座高速風(fēng)洞氣動(dòng)力數(shù)據(jù)相關(guān)性研究

李永紅＊，劉會(huì)龍，黃 勇，鐘世東，蘇繼川

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽 621000）

為研究飛翼布局模型在不同風(fēng)洞的測力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的相關(guān)性，分析飛翼布局模型風(fēng)洞測力試驗(yàn)精度水平，為以融合體飛翼布局為代表的未來作戰(zhàn)飛機(jī)氣動(dòng)力試驗(yàn)精度提供參考，采用同一臺(tái)測力天平及外形相同的尾支桿在國內(nèi)三座1.2m風(fēng)洞中對小展弦比飛翼標(biāo)模進(jìn)行了重復(fù)性試驗(yàn)和對比試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明，小展弦比飛翼標(biāo)模風(fēng)洞測力試驗(yàn)精度及不同風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性與飛翼布局流動(dòng)特性關(guān)系較大，在小迎角附著流狀態(tài)，不同風(fēng)洞的數(shù)據(jù)相關(guān)性較好，測力精度較高，隨著迎角的增加，飛翼布局背風(fēng)面前緣渦會(huì)發(fā)生破裂，渦破裂后不同風(fēng)洞的數(shù)據(jù)相關(guān)性和試驗(yàn)精度都有不同程度的降低?？缏曀贄l件下由于飛翼布局背風(fēng)面復(fù)雜的流動(dòng)特性，使得其試驗(yàn)精度較超聲速略差。不同風(fēng)洞數(shù)據(jù)的差異主要體現(xiàn)在升力特性拐點(diǎn)起始迎角、近聲速附近馬赫數(shù)的零升阻力系數(shù)和零升迎角方面。

飛翼布局標(biāo)模；高速測力試驗(yàn)；重復(fù)性試驗(yàn)；精度；相關(guān)性

0 引 言

風(fēng)洞試驗(yàn)作為航空航天飛行器研制和發(fā)展的主要?dú)鈩?dòng)力數(shù)據(jù)來源，其數(shù)據(jù)質(zhì)量的好壞是構(gòu)成飛行器設(shè)計(jì)風(fēng)險(xiǎn)的重要因素之一。要最大限度地減小與風(fēng)洞試驗(yàn)有關(guān)的風(fēng)險(xiǎn)因素，最經(jīng)濟(jì)、有效的手段之一就是開展縮尺模型風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)與全尺寸飛行數(shù)據(jù)的相關(guān)性研究，而開展風(fēng)洞與飛行相關(guān)性研究首先要對風(fēng)洞試驗(yàn)基準(zhǔn)數(shù)據(jù)進(jìn)行提取和數(shù)據(jù)質(zhì)量評估［1］。

國內(nèi)現(xiàn)有的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)體系主要是針對常規(guī)布局飛機(jī)而建立起來的，難以滿足以融合體飛翼布局為代表的未來作戰(zhàn)飛機(jī)氣動(dòng)力關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)以及設(shè)計(jì)和研制等方面的要求。為研究飛翼布局模型風(fēng)洞試驗(yàn)的精準(zhǔn)度以及不同風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的相關(guān)性問題，歐美國家先后推出了多個(gè)具有標(biāo)模意義的通用研究模型，如波音公司設(shè)計(jì)的UCAV1301／1302／1303飛翼系列、歐洲主導(dǎo)美國參與的NATO RTO AVT－161項(xiàng)目組提出的SACCON通用飛翼研究布局以及NASA提出的65°VFE－2模型［2－6］。針對此類布局的國內(nèi)試驗(yàn)手段單一、未成體系，試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正方法也不健全、不統(tǒng)一，還缺乏適用于此類布局的試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量評估標(biāo)準(zhǔn)。因此，迫切需要開展相關(guān)的試驗(yàn)技術(shù)研究，研究確定具有代表性的融合體飛翼布局外形，建立國內(nèi)統(tǒng)一的新型布局飛機(jī)高、低速風(fēng)洞試驗(yàn)標(biāo)模，在主要的生產(chǎn)型風(fēng)洞中開展系統(tǒng)對比試驗(yàn)和數(shù)據(jù)相關(guān)性研究，分析研究此類新型布局飛機(jī)的氣動(dòng)特性和流動(dòng)機(jī)理，建立試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度評價(jià)指標(biāo)和評估方法，探索和研究提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量的有效手段和措施，以盡快建立較完整配套的試驗(yàn)研究體系，為下一代飛行器研制提供技術(shù)支撐。為此，由氣動(dòng)中心高速所牽頭、聯(lián)合航空氣動(dòng)院、航天十一院等風(fēng)洞試驗(yàn)單位聯(lián)合開展 “小展弦比飛翼風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)”攻關(guān)項(xiàng)目，以建立小展弦比飛翼標(biāo)模體系。所建立的高速模型在國內(nèi)三座1.2m跨、超聲速風(fēng)洞進(jìn)行了飛翼標(biāo)模對比實(shí)驗(yàn)和精準(zhǔn)度研究，以研究飛翼布局模型風(fēng)洞測力試驗(yàn)的精準(zhǔn)度以及不同風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的相關(guān)性，為以融合體飛翼布局為代表的未來作戰(zhàn)飛機(jī)氣動(dòng)力試驗(yàn)精度提供參考。

本文介紹飛翼布局的典型流動(dòng)特性，對比分析了飛翼標(biāo)模在三座風(fēng)洞的試驗(yàn)精度，給出了典型馬赫數(shù)下的測力精度范圍，最后對三座風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的主要差異進(jìn)行了分析。

1 模型與試驗(yàn)設(shè)備

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橐砩砣诤象w的小展弦比飛翼布局全金屬模型，支撐方式為尾支撐。小展弦比飛翼標(biāo)?；就庑螀?shù)見圖1，其前緣后掠角為65°，后緣后掠角為±47°，平均氣動(dòng)弦長9.56m，力矩參考點(diǎn)距頭部長度為6.9m。試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比為1∶19，模型零迎角時(shí)在風(fēng)洞中的堵塞度約為1%。為保證外形簡潔、易于加工，模型由翼身融合體、頭部下方蓋板和左右航向控制面等部件構(gòu)成，圖2為飛翼標(biāo)模尾撐裝配圖。采用該模型和統(tǒng)一的六分量測力天平和尾支桿在國內(nèi)三座1.2m跨、超聲速風(fēng)洞中先后進(jìn)行了小展弦比飛翼標(biāo)模的對比試驗(yàn)和精準(zhǔn)度試驗(yàn)研究，這些風(fēng)洞包括氣動(dòng)中心高速所FL－24風(fēng)洞、航空氣動(dòng)院FL－2風(fēng)洞和航天十一院FD－12風(fēng)洞。圖3為標(biāo)模在風(fēng)洞中的安裝照片。為研究不同風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性，高速風(fēng)洞試驗(yàn)根據(jù)不同風(fēng)洞試驗(yàn)的特點(diǎn)和具體情況，設(shè)計(jì)加工各自的過渡接頭使模型處于風(fēng)洞流場的均勻區(qū)；根據(jù)統(tǒng)一制定的高速試驗(yàn)大綱和數(shù)據(jù)處理大綱在不同風(fēng)洞進(jìn)行測力試驗(yàn)，試驗(yàn)采用固定馬赫數(shù)和側(cè)滑角、改變迎角的常規(guī)方式進(jìn)行。鑒于不同風(fēng)洞動(dòng)態(tài)品質(zhì)、噪音水平的差異會(huì)影響到轉(zhuǎn)捩雷諾數(shù)，為保證不同風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的相關(guān)性和可比性，在試驗(yàn)中采用了人工轉(zhuǎn)捩方式進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)。轉(zhuǎn)捩帶粘貼位置統(tǒng)一在距機(jī)翼前緣5%當(dāng)?shù)叵议L處，采用高度為0.12mm的柱狀轉(zhuǎn)捩帶。

圖1 小展弦比飛翼標(biāo)模模型示意圖Fig.1 Basic geometry parameters of the model

圖2 小展弦比飛翼標(biāo)模尾撐裝配圖Fig.2 Assemble photo of the model with tail support

圖3 小展弦比飛翼標(biāo)模在風(fēng)洞中的安裝照片F(xiàn)ig.3 Picture of the model in the wind tunnel

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 飛翼標(biāo)?；究v向試驗(yàn)結(jié)果

大量研究結(jié)果表明對于飛翼布局飛行器，在跨聲速條件下存在三個(gè)典型的流動(dòng)狀態(tài)［7－14］，即：在小迎角范圍飛翼布局上翼面以附著流為主；隨著迎角的增大，在上翼面會(huì)形成一對穩(wěn)定的前緣渦，使飛翼布局升力特性呈現(xiàn)非線性；當(dāng)迎角達(dá)到某臨界值時(shí)，翼面上方的前緣渦渦核內(nèi)的軸向速度會(huì)突然降低，以至形成駐點(diǎn)，其后的一個(gè)有限區(qū)域內(nèi)是回流狀態(tài)，即所謂的前緣渦破裂，前緣渦的破裂使飛翼布局升力線斜率降低。圖4是典型馬赫數(shù)下飛翼標(biāo)?？v向氣動(dòng)力系數(shù)在FL－24風(fēng)洞中的試驗(yàn)結(jié)果，該結(jié)果進(jìn)行了模型自重、天平彈性角和氣流偏角修正，且后文的不同風(fēng)洞對比試驗(yàn)數(shù)據(jù)都是進(jìn)行此修正后的數(shù)據(jù)?？梢钥闯觯缏曀俜秶?，在小迎角時(shí)，全機(jī)為附著流動(dòng)，升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨迎角線性變化，縱向靜穩(wěn)定；在中等迎角，機(jī)翼前緣渦出現(xiàn)并不斷發(fā)展，使全機(jī)升力線斜率和俯仰力矩曲線斜率增大，焦點(diǎn)后移；隨著迎角的繼續(xù)增大，前緣渦破裂（M＝0.8，渦破裂迎角在12°附近），使全機(jī)升力線斜率和俯仰力矩曲線斜率減小，同時(shí)，在前緣渦破裂初始迎角附近，升力線斜率大幅減小，俯仰力矩出現(xiàn)上仰。超聲速時(shí)，其氣動(dòng)力隨迎角的變化規(guī)律受前緣渦流動(dòng)的影響較小，與常規(guī)布局基本相同。飛翼布局的這種氣動(dòng)特性對不同風(fēng)洞的測力試驗(yàn)精度和數(shù)據(jù)相關(guān)性具有直接的影響，這點(diǎn)將在后文進(jìn)行詳細(xì)闡述。

圖4 典型馬赫數(shù)下縱向氣動(dòng)力系數(shù)隨迎角的變化曲線Fig.4 Aerodynamic coefficients versus angle of attack at typical Mach numbers

2.2 飛翼標(biāo)模在三座風(fēng)洞中的試驗(yàn)精度

試驗(yàn)精度是通過求取同一風(fēng)洞七次重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果的樣本標(biāo)準(zhǔn)偏差獲得的。首先對典型馬赫數(shù)下飛翼標(biāo)模在三座風(fēng)洞同期測力試驗(yàn)精度隨模型迎角的變化進(jìn)行對比分析，試驗(yàn)結(jié)果如圖5所示。

實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，在飛翼標(biāo)模模型和天平相同的情況下，不同風(fēng)洞的試驗(yàn)精度存在一定的差異，升力系數(shù)在B、C風(fēng)洞中試驗(yàn)誤差的分布較為集中，A風(fēng)洞的試驗(yàn)誤差整體較B、C風(fēng)洞略大。在小迎角范圍（此時(shí)飛翼標(biāo)模背風(fēng)面主要是附著流為主），阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)在三座風(fēng)洞的誤差均較小，且分布較為集中，但隨著迎角的增大，飛翼標(biāo)模背風(fēng)面由附著流狀態(tài)變?yōu)橐郧熬墱u流動(dòng)為主，阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)試驗(yàn)誤差變大，且散布變大，特別是阻力系數(shù)，A風(fēng)洞的試驗(yàn)誤差在前緣渦破裂之后（α＞12°）迅速變大，B、C風(fēng)洞在前緣渦破裂之后的試驗(yàn)精度較為接近，這可能是由不同風(fēng)洞的流場品質(zhì)、模型振動(dòng)等原因造成的。橫向氣動(dòng)力系數(shù)在三座風(fēng)洞中的試驗(yàn)誤差均隨迎角的增大有不同程度的增加，但整體誤差較小，且量值基本相當(dāng)。

以上是單點(diǎn)（各個(gè)迎角）七次重復(fù)的標(biāo)準(zhǔn)差分析，為與基于殲七標(biāo)模制定的高速風(fēng)洞測力實(shí)驗(yàn)精度指標(biāo)進(jìn)行對比，根據(jù)均方根誤差公式（1）對迎角－2°～4°區(qū)間范圍的整體精度進(jìn)行了計(jì)算。

計(jì)算結(jié)果如表1和表2所示。表1列出了馬赫數(shù)為0.8時(shí)飛翼標(biāo)模氣動(dòng)力系數(shù)三座風(fēng)洞測力試驗(yàn)精度的比較，表2給出了典型馬赫數(shù)下標(biāo)模在三座風(fēng)洞中的試驗(yàn)精度范圍。

圖5 三座風(fēng)洞精度指標(biāo)對比Fig.5 Comparisons of test precision of the model in the three wind tunnels

表1 小展弦比飛翼標(biāo)模三座風(fēng)洞試驗(yàn)精度比較（M＝0.8）Table 1 Tunnel to tunnel comparison of test precision of the FYBM model（M＝0.8）

表2 典型馬赫數(shù)下標(biāo)模在三座風(fēng)洞中的試驗(yàn)精度范圍Table 2 The overall ranges of data precision in three wind tunnels at typical Mach numbers

從表1中可以看出，B風(fēng)洞的測力精度明顯高于A風(fēng)洞和C風(fēng)洞，在M＝0.8時(shí)，B風(fēng)洞測力試驗(yàn)精度全部達(dá)到國軍標(biāo)合格指標(biāo)，并且俯仰力矩、阻力、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩系數(shù)達(dá)到了國軍標(biāo)先進(jìn)指標(biāo)。C風(fēng)洞測量的氣動(dòng)力系數(shù)也全部達(dá)到國軍標(biāo)合格指標(biāo)，部分達(dá)到先進(jìn)指標(biāo)。A風(fēng)洞升力系數(shù)的測量精度較差，未達(dá)到合格指標(biāo)要求。從表2中可以看出，超聲速時(shí)飛翼標(biāo)模在三座風(fēng)洞的測力精度均較高，散布較為集中，均達(dá)到國軍標(biāo)合格指標(biāo)，并且超過50%的測量值達(dá)到國軍標(biāo)先進(jìn)指標(biāo)。由前文針對飛翼標(biāo)?？缏曀倭鲃?dòng)特性的研究結(jié)果表明［15－17］：跨聲速時(shí)由于其復(fù)雜的分離和激波／前緣渦干擾特性，相對于以附著流為主的傳統(tǒng)布局，氣動(dòng)特性對流動(dòng)特性比較敏感，試驗(yàn)測值存在一個(gè)散布帶，此散布帶的出現(xiàn)使得測力精度較差，不同風(fēng)洞數(shù)據(jù)的相關(guān)性也較差，但總體來說在小迎角附著流狀態(tài)，三座風(fēng)洞的數(shù)據(jù)相關(guān)性較好，測力精度滿足基于標(biāo)模制定的高速風(fēng)洞測力實(shí)驗(yàn)精度指標(biāo)要求。

2.3 三座風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比分析

在確定風(fēng)洞試驗(yàn)總體方案時(shí)采取了多項(xiàng)技術(shù)措施包括底阻、模型自重、彈性角、氣流偏角等參數(shù)的修正，以確保不同風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的可對比性。圖6給出了M＝0.8時(shí)三座風(fēng)洞基本縱向試驗(yàn)結(jié)果的對比，可以看出，在渦破裂之前不同風(fēng)洞的縱向氣動(dòng)力試驗(yàn)值比較一致，但在渦破裂后不同風(fēng)洞的試驗(yàn)值存在一定的差異，其中A和C風(fēng)洞所得的渦破裂迎角較為一致，并且在渦破裂后的試驗(yàn)值一致性仍然較好，而B風(fēng)洞的渦破裂迎角較A和C風(fēng)洞提前約2°，并且在渦破裂后氣動(dòng)力試驗(yàn)值與A和C風(fēng)洞相差較大。在模型、天平和支桿相同的情況下，三座風(fēng)洞在渦破裂后氣動(dòng)力試驗(yàn)值的這種差異主要是風(fēng)洞洞體結(jié)構(gòu)形式、支撐系統(tǒng)以及湍流度等差異引起的，總的來說A風(fēng)洞和C風(fēng)洞的洞壁開孔形式一致，均為上、下開孔（直孔），左、右實(shí)壁，而B風(fēng)洞為四壁開孔（斜孔），A風(fēng)洞和C風(fēng)洞的支撐系統(tǒng)距模型頭部的距離也較B風(fēng)洞更遠(yuǎn)。因此，風(fēng)洞的結(jié)構(gòu)形式、支撐系統(tǒng)以及湍流度對飛翼布局渦破裂起始迎角和渦破裂后的氣動(dòng)特性影響較大。

圖6 M＝0.8，β＝0°時(shí)三座風(fēng)洞基本縱向試驗(yàn)結(jié)果的對比Fig.6 Comparison of experimental data at M＝0.8，β＝0°

圖7給出了三座風(fēng)洞氣動(dòng)力導(dǎo)系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化。從圖7（a）可以看出M＝0.6、0.8、0.9時(shí)三座風(fēng)洞所測零升阻力系數(shù)相差在0.0010之內(nèi)，M＝0.95最大相差0.0013，M＝1.0、1.05、1.1、1.2，相差在0.002～0.005，差異明顯較大，跨聲速階段這種較大差異與風(fēng)洞消波特性有較大關(guān)系。三座風(fēng)洞的升力線斜率（－2°～2°范圍）差異較小，最大差異為0.002。各風(fēng)洞所測模型的零升迎角差異略大，散布帶約為0.2°，總體看B風(fēng)洞和C風(fēng)洞比較接近，A風(fēng)洞零升迎角在馬赫數(shù)0.6至1.5范圍較B風(fēng)洞和C風(fēng)洞偏大0.07°～0.3°。零升俯仰力矩系數(shù)和俯仰力矩隨迎角的斜率三座風(fēng)洞的試驗(yàn)值相關(guān)性較好。

圖7 三座風(fēng)洞氣動(dòng)力（導(dǎo)）系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化Fig.7 Aerodynamic derivatives versus Mach number

3 結(jié) 論

通過對小展弦比飛翼標(biāo)模在三座風(fēng)洞的測力試驗(yàn)結(jié)果和試驗(yàn)精度的對比分析，定量地研究了不同風(fēng)洞的數(shù)據(jù)相關(guān)性，得出以下結(jié)論：

（1）小展弦比飛翼標(biāo)模風(fēng)洞測力試驗(yàn)精度及不同風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性與飛翼布局流動(dòng)特性關(guān)系較大，在小迎角附著流狀態(tài)，不同風(fēng)洞的數(shù)據(jù)相關(guān)性較好，測力精度較高，渦破裂后不同風(fēng)洞的數(shù)據(jù)相關(guān)性和試驗(yàn)精度都有不同程度的降低；

（2）跨聲速條件下由于飛翼布局背風(fēng)面復(fù)雜的流動(dòng)特性，使得其試驗(yàn)精度較超聲速略差。

（3）不同風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性整體較好，差異主要體現(xiàn)在升力特性拐點(diǎn)起始迎角、近聲速附近馬赫數(shù)的零升阻力系數(shù)和零升迎角，后續(xù)將對引起此差異的影響因素，如洞壁干擾、遠(yuǎn)場支撐系統(tǒng)干擾等進(jìn)行深入研究。

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Investigation on the correlation of high－speed force test results of flying－wing calibration model with low－aspect ratio

Li Yonghong＊，Liu Huilong，Huang Yong，Zhong Shidong，Su Jichuan

（High Speed Aerodynamic Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

In order to investigate the correlation of force test results of flying－wing calibration model with low－aspect ratio and analyze the precision level of wind tunnel experiments in different wind tunnels，repeated tests and comparison tests on the flying－wing calibration model are conducted in three different wind tunnels based on a same balance and a set of stings with the same geometry.Test results indicate that the flow characteristics have huge influent on the correlation relations and the precision levels of the three wind tunnel test data.At small angels of attack when attached flow is dominant，the correlation of test data is good and the precision is high enough.However，as angles of attack increase and the leading－edge vortex will breakdown，both the correlation and the precision may fall down.Due to the complex flow characteristics at transonic flow，both correlation and precision are worse than that of supersonic flow.The main differences between test data of the three wind tunnels lie in the angle of attack of inflexion of the lift curve，zero－lift drag coefficient and zero－lift angle of attack.

flying－wing calibration；high speed wind tunnel test；repeat test；precision；correlation

V212.1

A

10.7638／kqdlxxb－2015.0096

0258－1825（2016）01－0107－07

2015－07－21；

2015－09－16

李永紅＊（1986－），男，河南商丘，助理工程師，研究方向：氣動(dòng)布局設(shè)計(jì).E－mail：lyhxj52＠stu.xjtu.edu.cn

李永紅，劉會(huì)龍，黃勇，等.小展弦比飛翼標(biāo)模三座高速風(fēng)洞氣動(dòng)力數(shù)據(jù)相關(guān)性研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34（1）：107－112.

10.7638／kqdlxxb－2015.0096 Li Y H，Liu H L，Huang Y，et al.Investigation on the correlation of high－speed force test results of flying－wing calibration model with low－aspect ratio［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：107－112.