带动力翼段风洞实验数据分析

 带动力翼段风洞实验数据分析

王浩辰

中国飞行试验研究院  陕西省西安市 

1 绪论

风洞实验、数值模拟、模型或实物的外场飞行试验是空气动力学的主要研究手段，三者相互结合、相互补充、相互发展。尽管风洞实验存在一些局限性，但是有其他方法所无法比拟的优势：

（1）能精确地控制实验条件，如气流参数（流速、压力、温度等）和实验模型的姿态变化等，其模拟过程比较真实；

（2）由于实验是在室内进行的，因此受气候和时间的影响很小，而且模型和相关测试仪器的安装、操作和使用也比较方便；

（3）实验项目和实验内容的多样性高，实验的可重复性和安全性也较好。

基于上述优势，风洞实验在研究中一直处于主导地位。气流流过实物的流态的正确性以及实验数据的准确性是风洞实验的主要要求。风洞实验数据与设计方案的取舍、研制的成败息息相关。此外，风洞实验数据对于流动模型的建立、计算方法的验算方面，也有重要意义[1]。

风洞实验是一项复杂的空气动力学实验，不完善的实验方法、不精确的实验设备以及环境和实验人员的因素都会在实验过程中带来误差[2-4]，因此模型设计在风洞实验中是十分重要的一环。

2 试验模型

2.1 翼段模型

翼段设计模型见图2‑1，风洞实验模型的翼段弦长为345mm，与基准模型相同，但由于安装在机翼后缘的动力段在偏转时会与天平支杆产生干涉，于是将翼段后缘的偏转部分分为左右两部分，因此模型的展向长度增长为830mm（比实际模型增长了50mm）。模型主体采用尼龙材料经精雕加工而成，机翼后缘的动力段偏转部分的结构采用尼龙材料经3D打印加工而成。图2‑2为加工制作完成的风洞实验模型翼段。

（a）上表面 （b）下表面

图2‑1带动力翼段风洞实验模型设计图

图2‑2风洞实验模型翼段

2.2 涵道风扇模型

风洞实验模型动力段上的涵道风扇型号为FMS 70mmPro 12叶，其尺寸如图2‑3所示，相关性能参数如表2‑1所示。

图2‑3涵道风扇尺寸

表2‑1风洞实验模型涵道风扇参数（标牌值）

图2‑4为安装完成的风洞实验模型动力段。

图2‑4风洞实验模型动力段

（a）动力段偏转角为0° （b）动力段偏转角为30°

图2‑5安装完成的风洞实验模型

表2‑2风洞实验模型各项参数

2.3 模型受力分析

通过估算风洞实验模型对天平校心产生的最大力的数值，选取天平支杆的型号。模型所受的力如图2‑6所示：

图2‑6风洞模型受力分析图

把翼段以及布置在翼段上的动力段看作一个整体，其升力、阻力、俯仰力矩、涵道风扇推力、重力均会对天平支杆产生作用。

对于升力：

(1-1)

式中：

——大气密度/kg ·m-3，此处取；

——来流速度/m·s-1，；

——参考面积/m2，此处；

——升力系数，其值对照图2‑7选取。

图2‑7模型升力系数曲线

此外，还需要考虑由于机翼后缘动力段偏转造成的升力系数增量，将其等同为一种增升装置，参考增升装置的近似升力贡献值，将其取为0.9[60]。则有：

(1-2)

对于阻力：

(1-3)

式中：

——阻力系数，具体数值由图2‑8选取；

、、的定义与取值与式(1-1)相同，则有：

(1-4)

图2‑8模型阻力系数曲线

对于俯仰力矩：

(1-5)

式中：

——翼段的弦长/m，此处为0.345m；

——俯仰力矩系数，具体数值由图2‑9选取。

图2‑9模型俯仰力矩系数曲线

则有：

(1-6)

升力、阻力均作用于压力中心，压力中心位置

(1-7)

式中：

——焦点位置，取；

——升力系数为0时的俯仰力矩系数；

——迎角为时的升力系数。

、的值通过Profili软件作图后选取，如图2‑10、图2‑11所示，于是可以求得翼段在不同迎角下的压力中心位置。

(1-8)

于是可算出在15°迎角时的压力中心位置：

(1-9)

图2‑10NACA4415翼型升力、阻力系数曲线

图2‑11NACA4415翼型升阻比、力矩系数曲线

根据表2‑1中涵道风扇的推力标牌值，动力段在满油门时产生的最大推力

(1-10)

推力方向可以偏转，且其在风洞实验中的最大偏转角为40°。

风洞实验模型的设计质量为12.7kg，考虑到其上安装的各种连接件，线路等，取其质量为13kg，所以其重力

(1-11)

重心位置的坐标为：

(1-12)

(1-13)

天平支杆在竖直方向受到的力可以表示为：

(1-14)

式中：

——涵道风扇偏转角/(°)。

由上式可知，当迎角增大，涵道风扇油门、偏转角增大时，天平在竖直方向所受力的值会增大，因此当迎角达到15°，涵道风扇满油门，偏转角40°时该值达到最大。所以天平支杆在竖直方向受到的力的最大值为：

(1-15)

天平支杆在水平方向受到的力可以表示为：

(1-16)

所以当来流速度为

0，动力段在满油门且偏转角为0°时，天平支杆在水平方向所受的力的数值达到最大，具体数值为：

(1-17)

同理可分析得，当迎角为15°，来流速度为25m/s，动力段油门为0时，天平校心受到的力矩值最大，为：

(1-18)

式中：

、、——升力、阻力、重力相对于天平校心的作用力臂/mm。

3 实验内容及数据处理

3.1 实验内容

本次风洞实验的内容主要分为两部分，第一部分为带涵道模型的吹风实验，其主要内容为在来流速度为25m/s的情况下，通过改变翼段后缘动力段偏转角、模型迎角以及动力段的输入油门来进行带动力模型所受力与力矩的测量。第二部分为不带涵道的干净构型的吹风实验，其主要内容为通过改变模型迎角、来流速度来进行干净构型下模型所受力与力矩的测量。具体内容如图3‑1及图3‑2所示。

实验中涵道风扇的油门输入范围为0%~100%，步长为10%。迎角的步长为2°。

图3‑1实验内容1

图3‑2实验内容2

3.2 数据处理

3.2.1涵道风扇推力测试

在进行主要实验内容前，首先在无来流，动力段无偏转状态下进行了推油门测量涵道风扇推力的工作，数据经过处理后如图3‑3所示。

图3‑3在4°迎角时涵道风扇推力随油门变化曲线

由实验数据可以看出，涵道风扇的推力与油门输入呈现出较为良好的线性比例关系，仅在70%油门附近出现了推力损失的情况，整条曲线可以近似视为线性关系。由于涵道风扇安装于翼段后缘，且进气口距翼段上表面很近，因此涵道风扇在工作中会出现进气量被干扰而低于正常值的情况，同时，各个涵道之间还存在“抢流”现象，从而导致了实际推力低于其标牌值（实际最大推力仅为标牌值的55.88%）。

在满油门状态时，天平支杆处轴向力为-84.9465N，轴向力为-25.5732N，这是由于在模型安装时，由于模型的加工误差等引起的涵道风扇最终安装角不为0°造成的，及涵道风扇推力方向与翼段弦线不平行。

3.2.2各偏转角状态下不同迎角时、轴向力随油门的变化

在动力段偏转角为0°时，分别测量不同迎角下天平校心处、轴向力的数据，在进行0°偏转角状态的实验时，由于数据记录设备出现故障，因此只保留了12°~15°迎角时的数据，经处理后得到如图3-4至图3-9所示的点线图。

图3‑4轴向力的变化 图3‑5轴向力的变化

在动力段偏转角为15°时，分别测量不同迎角下天平校心处、轴向力的数据，应处理后得到以下各图。

图3‑6轴向力的变化 图3‑7轴向力的变化

在动力段偏转角为30°时，分别测量不同迎角下天平校心处、轴向力的数据，应处理后得到以下各图。

图3‑8轴向力的变化 图3‑9轴向力的变化

从实验数据中可以看出，轴向力的极值发生在动力段偏转0°，4°迎角，满油门状态点，与1.1.2节中的分析相符，但轴向力的理论计算数值与实验值相差较大，这是由于涵道风扇安装于翼段后缘，且进气口距翼段上表面很近，因此涵道风扇在工作中会出现进气量被干扰而低于正常值的情况，进而导致了实际推力低于其标牌值（最大推力为标牌值的55.88%，推力损失严重）。且在模型的安装中涵道风扇存在一定的安装角度，这也导致了轴向力的减小。

同时轴向力的极值发生在动力段偏转30°，16°迎角，满油门状态点，与1.1.2节中的分析相符，由于实验记录数据经过了校零，因此实验中轴向力的极值应为实验数据的绝对值与模型重力的差值。此外，1.1.2节中理论计算时所取的动力段偏转角的极值为40°，在实验中考虑到天平校心的承载安全，动力段实际偏转角的极值为30°，表5-7为计算值与实验值的对比。

、轴向力极值的计算值与实验值的对比如表3‑1所示。

表3‑1轴向力极值的对比

括号内轴向力的计算值为换算成30°偏转角时的值，括号内轴向力的实验值为减去模型重力的实际值。可以看出轴向力的计算数值偏大，实验中存在推力损失导致了轴向力的大幅下降；轴向力的计算值与实验值比较符合。

4 总结

本文对带动力翼段的风洞实验模型进行了设计，通过受力分析确定了风洞天平支杆在实验中受到的最大力与力矩，并进行了带动力翼段的风洞实验。

通过风洞试验，可以更加了解带动力翼段的力学特性。同时也可以为整机模型的设计及后续实际试飞试验提供数据参考。

5 参考文献

[1]李周复. 风洞试验手册[M]. 北京：航空工业出版社, 2015.

[2]恽起麟. 风洞实验数据的误差与修正[M]. 北京：国防工业出版社, 1996.

[3]恽起麟. 实验空气动力学[M]. 北京：国防工业出版社, 1991.

[4]王铁城. 空气动力学实验技术[M]. 北京：国防工业出版社, 1986.