连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用

魏 志，谢 艳，吴军强，王瑞波，张 林

（1.中国科学技术大学近代力学系，合肥 230026；2.中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

连续变迎角测力试验技术在大型暂冲式跨声速风洞中的应用

魏 志1，2，谢 艳2，吴军强2，王瑞波2，张 林2

（1.中国科学技术大学近代力学系，合肥 230026；2.中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

由于暂冲式高速风洞运行时间短暂，普遍采用阶梯变迎角方式进行静态测力试验，其试验信息量难以满足先进飞行器研制的试验需求。为在暂冲式高速风洞中获得更为详尽的气动力信息，在2.4m跨声速风洞中进行了连续变迎角测力试验技术应用研究。主要介绍了该项试验技术的基本特点，给出了J7标模的主要试验结果。结果表明，该项试验技术获得的气动力数据与常规阶梯方式具有很好的一致性，可以满足工程实用的要求。

跨声速风洞；连续变迎角；试验技术；测力

由于暂冲式风洞的运行时间受气源保障能力影响较大，一次试验的运行时间不能太长，所以在暂冲式高速风洞中应用连续变迎角试验技术的先决条件是其运行的经济性与阶梯变迎角测力试验基本相当，因此必须解决迎角运行速率的选取问题、流场的快速跟随调节问题和连续信号的同步采集问题。为充分发挥2.4m跨声速风洞在飞行器研制中的作用，开展了大型暂冲式高速风洞连续变迎角试验技术研究。先后使用了不同布局、不同尺度的多个模型对连续变迎角测力试验技术进行了考核验证。主要介绍了连续变迎角测力试验技术的基本情况，给出了J7标模的主要试验结果。

1 试验设备与方法

1.1 风洞和模型

试验在中国空气动力研究与发展中心的2.4m跨声速风洞进行。该风洞是一座引射式、半回流、暂冲型、跨声速增压风洞；采用中压引射器驱动，多变量参数控制。开孔壁全模试验段尺寸为2.4m×2.4m×7m。试验模型为1：10.5的J7标模，平均气动弦长bA＝0.3813m，机 身 LB＝1.2556m，机 翼 展 长 L＝0.6814m，模型零迎角时在风洞中的堵塞度约为0.35%。

图1 标准模型在试验段中的位置Fig.1 Position of reference model in test section

1.2 天平和测试仪器

使用直径为60mm的内式六分量应变天平测量模型气动力，采用4个独立的微型压力传感器测量模型底部压力，使用SHS－100迎角传感器实时测量机构迎角。天平和迎角传感器信号经过信号调理器进行1Hz硬件滤波处理后送入VXI数据采集系统，底压传感器信号直接送入VXI数据采集系统。其中，为确保迎角机构平稳、匀速运动，采用了“主从方式”的同步补偿控制器，实现迎角机构上下油缸的同步反向运动。

1.3 试验方法

连续变迎角测力试验技术是风洞流场达到设定要求时，模型以一恒定的迎角运行速率改变模型迎角。在此过程中，流场控制系统保持流场受控，而数据采集系统以一定的采集频率采集迎角传感器、天平和总静压传感器等测量信号。为保持模型迎角持续变化过程中的流场处于相对稳定状态，根据模型姿态角与风洞马赫数控制参数之间的变化规律，通过预补偿控制策略以达到流场的跟随性控制；同时对总、静压信号的信号调理器的性能进行调整优化，减小控制周期中信号测量的延迟和失真，提高控制系统对流场变化的响应时间。图2给出了J7标模以ω＝1.0°／s连续变迎角时的马赫数跟随曲线。

图2 马赫数变化曲线Fig.2 Mach number changing curve

2 数据处理与修正

与阶梯测力方式相比，连续变迎角试验时，数据采集速度快、数据量大，在数据中存在着干扰的数据。因此，在常规数据处理之前，还需要对连续变迎角试验产生的原始数据进行如下预处理：2Hz数字滤波处理；信号的同步修正；截去迎角延拓范围内的试验数据；试验数据的离散化处理。

在对原始数据进行预处理之后，试验数据处理可按阶梯测力试验标准化程序进行处理，并进行了如下修正：模型自重修正；天平弹性角修正；力矩参考点与天平校心不重合影响修正；天平测值的离心力修正。

3 试验结果分析

3.1 迎角运行速率研究

模型迎角运行速率的选择，不仅要考虑对风洞流场、测量信号的有效频带和试验数据质量的影响，同时还要兼顾风洞运行的经济性要求。因此，模型迎角运行速率的选择是暂冲式高速风洞连续变迎角试验技术的核心问题。若迎角运行速率过快，不仅难以保证模型绕流的充分发展，同时也加大了流场跟随调节和信号测量的难度，并且有可能增加试验段流场的脉动水平，影响试验数据质量。但若模型迎角运行速率过低，则经济性难以满足工程应用要求。

为此，专门进行了迎角运行速率研究。从试验结果来看，在俯仰力矩曲线出现拐折之前，不同速率的试验结果吻合非常好，而在俯仰力矩曲线出现拐折之后M＝0.40时迎角速率ω＝1.5°／s的极曲线与其它两个速率略有不同，M＝0.60时迎角速率ω＝1.5°／s的力矩曲线与其它两个速率稍有差异。其主要原因是随着升力系数的增大，力矩曲线出现拐折，模型表面绕流由完全附着流变为以附着流为主，部分区域存在弱分离流，此时模型绕流特征对外部条件更为敏感。因此，综合考虑数据质量和运行经济性两个方面的要求，针对此类模型，2.4m风洞选择ω＝1.0°／s迎角运行速率较为适合。

3.2 模型迎角正向、反向运动研究

图3 不同迎角运行速率下的试验结果对比Fig.3 Comparison of different rates of angle of attack

图4 模型正向和负向俯仰运动的试验结果对比Fig.4 Comparison of pitch－up and pitch－down

对于飞行器而言，若姿态角改变速率过快，飞行器绕流的对流过程滞后于姿态角改变则会产生气动迟滞现象［3］。而连续变迎角试验的目的是获得飞行器模型在相应迎角下的静态气动力，因此应尽可能避免气动迟滞现象的发生。为此，专门考核了模型迎角正向、反向运动对试验结果的影响情况。从结果来看，模型以ω＝1.0°／s的速率作正向和反向的俯仰运动，所获得的试验曲线完全重合。由于模型迎角尚未进入严重气流分离占优的大迎角区域，因此可以判定未产生气动迟滞效应，说明这种状态下模型在相应迎角下的绕流已充分发生，所获得的气动力数据真实反映了相应来流条件下的模型静态气动力。

3.3 连续与阶梯试验结果的对比分析

由于流场控制、天平和其它相关测试系统等方面的偶然原因，使得每次测试结果都不可避免含有随机误差。为此，通过比较连续（受条件限制只进行了1次试验）和阶梯（5次试验平均值）两种方式的试验结果，来分析连续变迎角试验技术的准度水平。图5给出阶梯与连续的横向对比试验曲线，其中两条点划线表示气动系数的准度控制范围。结果表明，连续与阶梯两种试验方式得到的气动规律一致性良好，两者之间的纵向气动力系数差量分别为∣ΔCL∣≤0.003、∣ΔCm∣≤0.0002和∣ΔCD∣≤0.0003，横向气动力系数差量分别为∣ΔCY∣≤0.0003、∣ΔCl∣≤0.0001和∣ΔCn∣≤0.0002，连续与阶梯两种试验方式之间的气动系数差量在测试系统的正常误差范围之内。

图5 连续与阶梯的横向试验结果对比Fig.5 Comparison of lateral results at continuous and step sweeping

4 结 论

以2.4m跨声速风洞为研究平台，建立适用于暂冲式高速风洞工程实用的连续变迎角测力试验技术，使用了J7标模对关键影响因素进行了实际考核验证，得到了如下结论：

（1）在2.4m跨声速风洞中采用ω＝1.0°／s的迎角运行速率进行连续变迎角测力试验可以满足数据质量和运行经济性两个方面的要求；

（2）采用ω＝1.0°／s的迎角运行速率可以确保模型绕流的充分发展，所获得的气动力数据真实反映了相应来流条件下的模型静态气动力；

（3）连续与阶梯两种试验方式之间的气动系数差量在测试系统的正常误差范围之内，两种试验方式具有很好的一致性，达到了工程应用要求。

［1］KILGORE W A，et al.Recent national transonic facility test process improvements［R］.AIAA 2001－0756.

［2］程 松.大迎角连续扫描试验技术在某型号飞机上的应用［J］.流体力学实验与测量，1999，13（4）：27－31.

［3］周 平.智能控制在2.4m风洞同步协调控制系统上的应用［J］.流体力学实验与测量，2002，16（3）：68－72.

［4］朱自强.现代飞机设计空气动力学［M］.北京：北京航空航天大学出版社，2005.

［5］刘政崇.高低速风洞气动与结构设计［M］.北京：国防工业出版社，2003.

［6］恽起麟.实验空气动力学［M］.北京：国防工业出版社，1991.

魏 志（1980－），男，安徽无为人，工程师。研究方向：跨声速实验空气动力学。通信地址：四川省绵阳市中国空气动力研究与发 展 中 心 （621000）；联 系 电 话：0816－2462320；E－mail：wzfluent＠ mail.ustc.edu.cn。

Application of continuous sweeping force measuring technology in large intermittent transonic wind tunnel

WEI Zhi1，2，XIE Yan2，WU Jun－qiang2，WANG Rui－bo2，ZHANG Lin2
（1.Modern Mechanism Department，University of Science and Technology of China，Hefei 230026，China；2.China Aerodynamics Research ＆ Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

Static force measuring tests are usually carried out with so－called“step”method in which model′s angle of attack changes step by step，as the run time in intermittent high speed wind tunnel is short.But this test method just provides deficient test information which can not satisfy the advanced aircraft invention demands.The study of continuous sweeping force measuring technology has been conducted in 2.4mtransonic wind tunnel for getting more aerodynamic information，in which to get aerodynamic data as model＇s angle of attack sweeps continuously.Specialities of the sweeping method and test results of J7reference model are presented.The test results show that the aerodynamic data of the sweeping method are consistent to conventional step method，and can satisfy demands of engineering applications.

transonic wind tunnel；continuous sweeping；test technology；force measuring

2010－09－06；

2011－03－30 15个离散的试验数据点，对于试验迎角运行范围内其它状态的数据则通过拟合插值获得。由于阶梯测力试验方式存在试验信息量少、曲线拟合困难会带来插值误差、关键气动力参数判断难度大等缺陷，不仅长期困扰着我国工业设计部门，也严重影响和制约了我国生产型高速风洞在先进飞行器研制中的作用发挥。

V211.71

A

1672－9897（2011）04－0099－04

0 引 言

连续变迎角测力试验所获得的试验结果具有试验信息丰富、气动特性曲线光滑连续、操稳特性评估精确度高和关键气动力参数（如零升阻力系数、失速迎角、最大升力系数和最大升阻比）判断简便等显著优点，同时由于连续式风洞的流场快速调节能力较弱，因此连续式风洞应用连续变迎角试验技术还可以提高试验效率、降低运行成本［1－2］，目前已成为国外连续式风洞的一种常规试验技术。由于我国主要的生产性高速风洞一般为暂冲式，长期以来普遍采用阶梯变迎角测力试验方式，一次启动一般只能得到10或