FL－13风洞突风发生装置研究

金 华，王 辉，张海酉，陈 鹏，杨远志

（1.西北工业大学航空学院，陕西西安 710072； 2.中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000）

FL－13风洞突风发生装置研究

金 华1，＊，王 辉2，张海酉2，陈 鹏2，杨远志2

（1.西北工业大学航空学院，陕西西安 710072； 2.中国空气动力研究与发展中心，四川绵阳 621000）

为在FL－13风洞中开展飞机全模突风响应试验研究，建立研究所需的突风发生装置，进行了突风发生装置的研究。研究中，从大飞机突风试验需求出发，确定了装置的技术指标，通过数值模拟计算，固化了装置技术指标；通过引导性试验和总体方案对比，选定了单电机驱动双飞轮及曲柄连杆方案；通过动力学分析、结构设计与有限元分析、模态分析和疲劳分析，解决了装置共振、刚度增加困难和安装空间受限等问题；通过装置调试与突风流场考核结果表明，研制的FL－13风洞突风响应试验装置实现了在来流40m／s的风速范围内按正弦规律变化产生突风，模型中心处最大突风振幅达到9m／s。突风流场的成功模拟，标志着FL－13风洞具备了开展大展弦比飞机突风响应影响试验研究的能力。

低速风洞；突风响应；突风装置；风洞试验；试验技术

0 引 言

在大气中飞行的飞机经常会受到突风（或称阵风）和大气湍流干扰，形成附加的气动载荷和机翼弹性模态振动，影响到飞机的操纵特性和安全以及飞机乘员乘坐的舒适程度（乘坐品质）。虽然突风响应不像颤振那样具有极其强烈的破坏性，但其引起的脉动载荷对飞机结构的极限载荷、疲劳寿命和飞行动稳定性都有很大影响，极端情况下影响飞机的安全起降，造成机毁人亡的后果［1］。随着航空技术的发展，飞机性能要求不断提高，机翼结构呈低结构重量、大柔性趋势发展，进而导致突风影响更加复杂［2－3］。

根据CCAR 25（中国民用航空规章第25部，运输类飞机适航标准）中关于突风和湍流载荷的突风模型的要求：

式中：s为进入突风区的距离；

Uref为参考突风速度，具体取值从海平面处的17.07 m／s到15 200m高空的7.92m／s；

R1为最大着陆重量／最大起飞重量；

R2为最大零燃油重量／最大起飞重量；

Zmo为最大使用高度；

H 为特征长度，例如受突风作用的飞机机翼的平均气动弦长。

结合伊尔－76、ARJ21和波音747飞机参数［4］，得出最大突风速度6m／s，最高频率15Hz即可满足大型飞机突风响应研究的需求。

为减小突风影响，通常采用主动控制技术控制操纵面偏转来实现突风减缓［5－7］。国内研究主要是采用不同的控制理论设计突风减缓控制律，在MATLAB平台上进行仿真［8－14］。确定突风载荷是开展突风减缓研究的关键，通常需要进行突风响应风洞试验或数值计算。在数值计算方面，主要有频域计算和时域计算两种方法。频域计算方法是计算频域上若干离散频率的非定常气动力［15］，但这种气动力模型往往只能计算谐振荡情况下的气动力，很难考虑到非线性带来的影响［16］。随着CFD技术的发展，出现了在时域内直接模拟突风响应的方法［17－20］。在风洞试验方面，目前国内主要在3米量级风洞建立了突风响应试验能力，为了更好地开展突风响应研究，十分必要在8米量级风洞建立突风响应试验装置［3，11］。本文介绍的内容即是在FL－13风洞的突风响应试验装置的建设情况，包括前期的数值仿真、装置的结构分析以及装置建成后的突风流场校核等。

1 数值模拟

1.1 模拟方法

本文采用商用流体计算软件FLUENT进行突风试验装置性能的模拟计算。

计算中，考虑到突风试验装置沿展向的一致性，将模拟计算简化为二维模式；使用ICEM生成整体尺寸为15.5m×6m的FL－13风洞突风试验装置在试验段中的纵剖面网格；出于计算效率和模拟效果的综合考虑，计算网格采用混合网格（即在叶栅壁面和风洞壁面采用结构网格进行加密以确保近壁面网格满足非平衡壁面函数的要求，在空间流场中采用非结构网格）。

数值计算中，使用动网格方法驱动叶栅绕自身25%弦长位置摆动，摆幅和转动频率通过UDF文件控制，压强－速度耦合方法选用SIMPLE，差分格式使用Fluent默认格式，并采用双时间步长法进行非定常计算。流场入口采用速度入口条件，出口采用压力出口条件，湍流模型采用二阶RNGk－ε湍流模型，网格总数为24万。

1.2 方法验证

采用上述数值模拟方法，对FL－12风洞的突风响应试验装置典型试验状态进行验证性二维CFD模拟（见表1）。

表1 突风幅值对比Table 1 Contrast on maximal speed of gust field

验证性模拟结果表明，数值模拟方法对该类型突风响应试验装置运行过程具有良好的模拟能力，同时也证实了二维CFD模拟可以满足三维风洞环境下突风幅值分析的需要。

1.3 模拟分析

首先，利用数值模拟方法，对摆动叶片弦长与构型进行了选择（见图1和表2），通过对比将3排0.5m弦长NACA0018翼型叶片作为优选方案。

表2 叶片构型对比Table 2 Configuration comparison of blade

在选定方案的基础上分别对突风流场正弦特性、模拟范围和摆动叶栅安放位置进行了分析（见图2）。鉴于FL－13风洞飞机全模长度在4m左右以及第二试验段转盘直径为6m的实际，初步将模型中心定在摆动叶栅（以摆动叶栅的转轴轴心为原点）下游5m处。

图1 叶片弦长对突风幅值的影响Fig.1 Maximal speed effect on splitter chord length

图2 流态分析曲线Fig.2 Curve of flow patterns analysis

针对风洞中心（叶栅下游x＝5m）所形成的Y向速度在受来流风速、叶栅摆幅及摆动频率影响的规律进行了分析（见图3）。通过分析，建议装置的设计参数为叶栅最大摆动频率15Hz、最大摆幅30°。

图3 突风流场控制参数影响Fig.3 Effect on control parameter of gust field

2 方案设计

2.1 设计难点

经过计算论证及现场安装条件勘查，FL－13风洞突风响应试验装置具有尺寸大、质量较大、运动频率高和安装空间受限等特点。

由于装置的摆动叶栅尺寸较大、质量及转动惯量较大、且摆动频率高，使得通过摆动叶栅及连杆组高频运动所产生交变动载荷很大，工况恶劣，零部件易发生疲劳失效。同时，受风洞堵塞度和洞体固定条件限制，无法选取最优支撑形式，导致装置固有频率较低，刚度增强较为困难。

2.2 解决措施

装置设计中，针对容易出现的装置共振、装置刚度、疲劳失效和空间受限等问题采取了相应措施进行解决。

四川竹编以精细见长，色彩清雅，大多为实用工艺品，其中成都的瓷胎竹编、自贡的竹编龚扇、梁平(重庆)的竹丝画帘、渠县的竹编字画都是竹编工艺中一颗颗璀璨的明珠。

图4 装置模态分析Fig.4 Modal analysis of the structure

表3 模态分析结果Table 3 Results of modal analysis

在装置共振问题上，通过开展振动特性分析（见图4和表3）表明，系统在固支底部的情况下，最小固有频率在4.44Hz，而机构运动频率在0～15Hz，减振措施必须考虑；同时，由于系统的传动特点，第一阶的抗扭（前后弯曲）影响最大，进而为辅助加固装置设计提供指导；通过采用独立基础设计，避免装置与洞体发生共振；通过地面调试，事先确定共振区间；通过装置振动特性监测，确保装置运行正常。

在装置刚度问题上，通过分段设计，降低叶栅加工强度要求；通过采用转动轴与叶栅分离设计，将叶栅的绕轴转动通过轴承联接实现，进而增加机构支架刚度；通过叶栅蒙皮和骨架采用T700碳纤维复合材料，内部填充聚氨酯泡沫的加工方式，达到降低叶栅质量的目的；通过在支撑立板下半部采用4根修形斜撑杆和4根下部横撑杆连接，实现结构刚度提升的目的；通过在立板外侧预制安装连系梁和张线系统的螺纹接口，达到方便提升机构支架刚度的目的。最后，通过对突风机构的整体有限元强度进行了计算，计算时整体风载按55m／s风速考虑，其结构的最大应力点在横梁及横梁与立柱连接区域，为291.76MPa，在293MPa许用应力（装置材料选用16Mn）水平内，满足设计要求。

在疲劳失效问题上，通过动力学载荷分析，优化机构载荷；通过对主要受载零部件进行疲劳分析（见图5），防止部件疲劳失效。设计中，针对最恶劣的载荷工况对长连杆、摇杆和曲柄轴等部件静强度和疲劳分析，其安全系数均大于1；同时，对装置所使用的轴承进行了优化选择（见表4），使各轴承的使用寿命在1 150小时以上。

图5 曲柄轴疲劳分析Fig.5 Fatigue strength analysis of crankshaft

表4 轴承寿命计算结果Table 4 Calculations results of bearing life

在空间受限问题上，通过立柱和横梁分体设计，在避让风洞原有立柱和管道等设施的基础上方便洞外支撑结构安装（见图6）；通过摆动叶栅洞外地面组装方式的采用和洞内专用辅助安装架的设计，在确保机构安装精度的基础上较好地解决了安装条件受限的问题。

图6 安装位置示意图Fig.6 Installation location diagram

2.3 装置概述

FL－13风洞突风响应试验装置（见图7）主要由摆动叶栅、曲柄连杆机构、机构支架、传动机构、风洞外支撑结构等部分组成。

其中，机构支架总尺寸为6180mm×1200mm× 4550mm，总质量为8.5t，而洞内部分尺寸为6180 mm×1200mm×3795mm。摆动叶栅采用NACA0018翼型，弦长500mm，翼型部分展向长度2600 mm；叶栅单片质量75kg（含金属连接件），转动惯量为1.2kg·m2。装置传动链的具体形式为：（电机）－扭矩限制弹性联轴器－主轴 －同步带轮－同步带－同步带轮－飞轮轴－飞轮－曲柄连杆机构。装置主动力源采用西门子双伸轴异步变频电机；电机两端输出轴分别通过KBK BI－1600型金属波纹管扭矩限制联轴器与传动主轴连接；两根传动主轴采用对称布置，每根轴为2 393mm。

图7 突风试验装置Fig.7 Gust response test rig

3 系统调试

3.1 地面调试

通过地面调试，测量了装置的结构特性；测试了测控与传动系统的可靠性和叶栅机构的同步性；并按照工况要求实测了机构的运行包络线，获得了装置运行的极限工况和机构耐久性包络线，初步确定了运行共振点，并开展了避免共振的方法研究。

装置安装到位后，叶栅转轴距离风洞中心4 937 mm，随后进行了洞内调试。调试中，采用GL300角位移传感器测量叶栅摆角；采用INV9823ICP加速度传感器测量装置振动模态（见图8）。

通过调试，获得了模态测量结果（见表5）和装置强烈振动区间（见表6）。

图8 装置模态测量Fig.8 Model measurement of the structure

表5 装置模态测量结果Table 5 Model measurement results of the structure

表6 装置强烈振动区间Table 6 Strong vibration range of the structure

4 流场测试

将热线探针和七孔探针通过安装架连接到移测架的翼型支架上（见图9），通过移动移测架实现探针左右移动，通过移测架实现探针前后移动，通过改变翼型支架高度实现探针上下移动。

图9 突风流场测试照片Fig.9 Gust field measurement

测试中，考核了装置的抗风性能，测试了装置产生的突风流场，并对突风响应试验装置的性能包线进行了测量。

测试结果表明：

1）装置在45m／s的风速下安全运行；

2）装置产生的突风流场比较稳定，流场重复性较好，流场的频率组成比较单一，流场性能较好，可实现在试验区高度不小于1.5m，横向宽度不小于4.6m的按正弦规律变化（如图10）的突风流场；

图10 叶栅角度与标准正弦曲线对比Fig.10 Contrast of splitter deflection and standard sinusoid

3）在试验风速范围内（如图11，测试条件为φ＝30°，f＝1.83Hz，V＝20～40m／s），随着来流风速的增大，产生的Y向突风流场振幅逐步增大，且呈现出正弦特性，同叶栅的振荡频率相同，频率跟随性良好；

图11 风速对突风流场的影响Fig.11 Wind speed effect on gust field

4）通过装置在2组叶栅40m／s风速下所产生的突风流场包线测量结果（如图12）表明，在同一叶栅振幅下，随着叶栅振荡频率的增大，突风流场区域内Vy的幅值逐步增大；在振幅为2°时，最大振荡频率可达11Hz；在振幅为30°时，最大振荡频率可达3.67 Hz，此时Vy的幅值达到9m／s，数值模拟结果与其间的偏差（见表7）为1.6%。

图12 装置性能包线Fig.12 Performance envelope of the mechanism

表7 FL－13风洞突风幅值对比Table 7 Contrast of gust amplitude

5 结 论

目前，该装置已应用于某无人机突风减缓方案验证试验中。通过应用表明，在FL－13风洞建立起了突风响应试验平台及相应的风洞试验技术，使该风洞具备了开展飞机全模的突风响应影响试验研究的能力，为开展突风响应下引起的脉动载荷对飞机结构的极限载荷、疲劳寿命和飞行动稳定性的影响研究奠定了基础。

［1］ 金华，王辉，杨远志，等.FL－13风洞突风响应试验装置研制方案［R］.四川绵阳：中国空气动力研究与发展中心，2010.

［2］ Chen G B，Zou C Q，Yang C.Aeroelastic design foundation［M］.Beijing：Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press，2004：8－12.（in Chinese）陈桂彬，邹从青，杨超.气动弹性设计基础［M］.北京：北京航空航天大学出版社，2004：8－12.

［3］ Liang J，Tang J P，Yang Y Z，et al.the development of gust generators in FL－12wind tunnel［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanic，2012，26（3）：95－100.（in Chinese）梁鉴，唐建平，杨远志，等.FL－12风洞突风试验装置研制［J］.实验流体力学，2012，26（3）：95－100.

［4］ Zhang Y，Zhang Z L，et al.World Aircraft Handbook［M］.Beijing：Beijing Aeronautics Press，2011.（in Chinese）张洋，张钟林，等.世界飞机手册［M］.北京：航空工业出版社，2011.

［5］ Winther B A，Shirley W A，Heim baugh R M.Wind tunnel investigation of active controls technology applied to a DC－10deribative［R］.AIAA－80－0771，1980.

［6］ McKenzie J R.B－52control configured vehicles ride control analysis and flight test［R］.AIAA－1973－782，1973.

［7］ Wen C Y.Modern flight control［M］.Beijing：Beijing University of Aeronautics and Astronautics Press，2004：181－192.（in Chinese）文传源.现代飞行控制［M］.北京：北京航空航天大学出版社，2004：181－192.

［8］ Zong J，Zou C Q，Sun Q M.Study of gust alleviation and active flutter suppression for aeroelastic system［J］.Flight Dynamic，1995，13（4）：76－82.（in Chinese）宗捷，邹从青，孙庆民.气动弹性系统的阵风减缓与颤振主动抑制［J］.飞行力学，1995，13（4）：76－82.

［9］ Zhu J L，Qiu Y H，Zhang W G，et al.Vertical gust alleviation control law designed based on IWOABC algorithm［J］.Flight Dynamic，2014，32（1）：15－19.（in Chinese）朱江乐，邱岳恒，章卫国，等.基于IWOABC的垂直阵风减缓控制律设计［J］.飞行力学，2014，32（1）：15－19.

［10］Wu Z G，Yang C.Investigation on active flutter suppression and gust alleviation for anactive aeroelastic wing［J］.Journal of Mechanical Strength，2003，25（1）：32－35.（in Chinese）吴志刚，杨超.主动气动弹性机翼的颤振主动抑制和阵风减缓研究［J］.机械强度，2003，25（1）：32－35.

［11］Chen L，Wu Z G，Yang C，et al.Active control and wind tunnel test verification of multi－control surfaces wing for gust alleviation［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2009，30（12）：2250－2256.（in Chinese）陈磊，吴志刚，杨超，等.多控制面机翼阵风减缓主动控制与风洞试验验证［J］.航空学报，2009，30（12）：2250－2256.

［12］Xu X P，Zhou Z，Wang J L.Research of the gust response and gust alleviation based on direct force control［J］.Acta Aerodynamic Sinica，2012，30（1）：101－107.（in Chinese）许晓平，周洲，王军利.基于直接力控制的阵风响应及阵风减缓研究［J］.空气动力学学报，2012，30（1）：101－107.

［13］Zhang J H，Li Z S，Zhan M Q，et al.Application of LQG theory of gust load alleviation［J］.Flight Dynamics，2007，25（2）：61－64.（in Chinese）张军红，李振水，詹孟权，等.LQG控制理论在阵风载荷减缓系统中的应用［J］.飞行力学，2007，25（2）：61－64.

［14］Yuan G，Li A J，Wang C Q，et al.Gust alleviation control system design of large civil aircraft based on multiple control surfaces［J］.Flight Dynamics，2011，29（4）：65－67.（in Chinese）袁刚，李爱军，王长青，等.多舵面大型民机阵风减缓系统设计［J］.飞行力学，2011，29（4）：65－67.

［15］Xie Z T，Zhou W B.A numerical method of the wing－tail combination’s unsteady response to gust［J］.Acta Aerodynamic Sinica，1996，14（3）：344－348.（in Chinese）谢正桐，周文伯.超声速机翼－尾翼对突风动态响应的数值方法［J］.空气动力学学报，1996，14（3）：344－348.

［16］Gu N，Lu Z L，Zhang J Q，et al.CFD－based analysis for gust response of aircraft wing［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2011，32（5）：785－791.（in Chinese）顾宁，陆志良，张家齐，等.基于CFD的机翼突风响应计算［J］.航空学报，2011，32（5）：785－791.

［17］Zhan H，Qian W Q.Numerical simulation of gust response for airfoil and wing［J］.Acta Aerodynamic Sinica，2007，25（4）：531－536.（in Chinese）詹浩，钱炜祺.翼型和机翼阵风响应的数值模拟［J］.空气动力学学报，2007，25（4）：531－536.

［18］Zhan H，Qian W Q.Numerical simulation on gust response of elastic wing［J］.Chinese Journal of Computational Mechanics，2009，26（2）：270－275.（in Chinese）詹浩，钱炜祺.弹性机翼阵风响应数值计算方法［J］.计算力学学报，2009，26（2）：270－275.

［19］Xu X P，Zhu X P，Zhou Z，et al.Application of active flow control technique for gust load alleviation［J］.Chinese Journal of Aeronautics，2011，24（4）：410－416.

［20］Gu N，Lu Z L，Guo T Q，et al.Gust response and alleviation analysis of airfoil［J］.Aeronautical Computing Technique，2012，42（3）：49－53.（in Chinese）顾宁，陆志良，郭同庆，等.阵风响应及减缓的非定常数值模拟［J］.航空计算技术，2012，42（3）：49－53.

Investigation on gust response test apparatus in FL－13wind tunnel

Jin Hua1，＊，Wang Hui2，Zhang Haiyou2，Chen Peng2，Yang Yuanzhi2

（1.School of Aeronautics，Northwestern Ploytechnical University，Xi’an 710072，China；2.China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

Gust response test apparatus are investigate to satisfy the need of gust response test for a full aircraft model in CARDC FL－13wind tunnel.The apparatus requirements for a large transporter gust response test is confirmed based on CFD simulations.Mechanism design is determined through some introductory tests and the comparison of overall scheme.The detailing problems，such as resonance vibration，difficulty of stiffness enhancement，limitation of installation space and so on，are solved by means of dynamic analysis，structure design and finite element analysis，mode analysis and fatigue analysis.The Debugging test and the examining of gust flow field qualities show that：gust response test apparatus developed hence can generate sinusoidal gust wind with the speed of 40m／s in FL－13wind tunnel.The maximum speed amplitude of gust in the center of model can reach up to 9m／s.The successful simulation of gust flow field indicates the ability of gust response test for high－aspect－ratio aircraft in FL－13wind tunnel.

low speed wind tunnel；gust response；gust generators；wind tunnel test；test technique

V211.7

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0134

0258－1825（2016）01－0040－07

2015－07－23；

2015－10－15

金华＊（1973－），男，重庆人，副研究员，研究方向：低速空气动力学，E－mail：jh80103440＠sohu.com

金华，王辉，张海酉，等.FL－13风洞突风发生装置研究［J］.空气动力学学报，2016，34（1）：40－46.

10.7638／kqdlxxb－2015.0126 Jin H，Wang H，Zhang H Y，et al.Investigation on gust response test apparatus in FL－13wind tunnel［J］.Acta Aerodynamic Sinica，2016，34（1）：40－46.