單支桿腹撐支架干擾測力及PIV試驗研究

任凡凡，魏立輝，陶愛華，李雁鵬，楊磊，高娜，張彩成，蔣甲利，許相輝，王文達

航空工業空氣動力研究院，哈爾濱 150000

0 引 言

國內外風洞試驗工程師對支架干擾問題的研究主要集中在兩方面：一是在滿足風洞試驗支撐系統剛度、強度要求的前提下，盡量減小支架干擾量，以降低支架干擾修正中大量相減帶來的誤差，提高風洞試驗數據的準度；二是優化支桿的氣動外形，提高支桿干擾的穩定性，實現支架干擾的準確測量與修正，保證和提高試驗數據的精度[1-4]。

對于單支桿腹撐的支架干擾特性，鄭新軍等[1]在FL–9風洞中開展了不同截面支桿（圓截面支桿與24棱截面支桿、錐度支桿與等直段支桿）、不同模型機身與支桿直徑比等一系列對比試驗。針對低速風洞試驗支架干擾問題也開展了一些其他工程應用研究，如王勛年等[5]對大迎角尾撐進行了研究，發現直支桿和預彎尾支桿的支架干擾量在中小迎角范圍內隨迎角變化不大，在大迎角狀態下差異較大。沈彥杰等[6]對大幅振蕩進行了研究，證明兩步法可以去除支架的主要影響量。祝明紅等[7]對大迎角張線尾撐進行研究發現，張線尾撐裝置的橫梁對飛機縱向的遠場干擾量較小，大迎角區域內尾支桿對飛機縱向的近場干擾量較大。高靜等[8]對推力矢量試驗背撐的研究得出了背支桿在中等迎角以后（迎角α＞25°）對模型的升力、阻力會產生較大的負干擾并引起俯仰力矩改變的結論。田學詩[9]在20 世紀90年代采用測力和油流顯示等試驗方法，獲得了一種采用24棱截面的固定轉捩支桿，在雷諾數為0.2×106～0.5×106時，其氣動特性及表面流動狀態比圓截面支桿更穩定。該24棱支桿在FL-8風洞中被驗證有效后，在中國航空工業空氣動力研究院（簡稱氣動院）的風洞中全面替換了圓截面支桿，系統地提升了氣動院的支架干擾試驗精準度。以上研究大多從測力試驗展開[10-11]，公開資料中很少有人從支桿繞流與尾流特性方面進行分析。

針對FL-51風洞單支桿支架干擾問題，本文以減小腹撐支架干擾為目標，在FL-51風洞開展單支桿在不同截面形狀、不同預置角等條件下的測力試驗研究工作；并在FL-53風洞中開展PIV試驗，以進一步分析不同尺寸、截面形狀的二維支桿繞流與尾流特性。通過以上研究工作，獲得不同截面形狀、不同預置角支架的干擾量及其對比，同時獲得各截面形狀支桿的尾渦區寬度及支桿尾流的干擾區域。本研究可為提高FL-51風洞單支桿試驗數據精準度提供技術參考。

1 風洞及支撐機構

FL-51風洞是一座開/閉口兩用單回路連續式風洞，試驗段截面為矩形，閉口試驗段截面尺寸為4.5 m × 3.5 m × 11 m（寬 × 高 × 長），閉口空風洞最大風速為100 m/s。FL-51風洞內式應變天平單支桿腹撐系統主要包括回轉轉盤、迎角機構、單支桿、內式應變天平等。

FL-53風洞也是一座開/閉口兩用單回路連續式風洞，試驗段截面為矩形，閉口試驗段截面尺寸為0.5 m × 0.375 m（寬 × 高），閉口空風洞最大風速為100 m/s，開口空風洞最大風速為85 m/s。本研究采用底部支撐方式，模型底部與轉盤相連。模型姿態由偏航角機構和姿態角控制系統配合完成。采用的SPIV系統由TSI公司研制，激光器為鐳寶公司生產的集成式雙Nd:YAG激光器，互/自相關CCD攝像機為PowerView? Plus 4MP 630059。采用便攜式壓力霧化示蹤粒子發生器產生所需的粒子，粒子介質為橄欖油，產生的示蹤粒子直徑約為1～2 μm。

2 單支桿腹撐支架干擾測力試驗

2.1 試驗方法

采用FL-51風洞單支桿支撐系統進行試驗，試驗風速分別為70和50 m/s。假支桿連接在天平的固定端，不與模型接觸，可與模型同時運動以保證試驗在不同迎角下順利進行。

采用兩步法進行支架干擾測量，模型反裝，以背撐為輔助支撐，以與不帶腹撐假支桿背撐測力結果的差值為支架干擾量Fz。不帶腹撐假支桿測得的氣動力值為Fm，帶腹撐假支桿測得的氣動力值F=Fm+Fz。試驗縱向結果以氣流坐標軸系給出，橫向結果以機體體坐標軸系給出。

2.2 試驗內容

基于某飛機模型進行24棱支桿、圓截面支桿和截斷翼型截面支桿支架干擾的測量試驗。其中，不同截面形狀單支桿腹撐三維支桿的支架干擾特性風洞試驗內容如表1所示，單支桿腹撐不同預置角支桿的支架干擾特性試驗內容如表2所示。

表1 3種截面三維支桿支架干擾特性測量試驗內容Table 1 Support interference characteristics measurement test contents of three-dimensional support rod with three kinds of cross section

表2 3種截面三維支桿不同預置角支架干擾特性測量試驗內容Table 2 Support interference characteristics measurement test contents of three-dimensional support rod with three kinds of cross section and different pre-deflection angles

2.3 試驗結果

因該模型巡航構型（0°后襟，下同）與30°后襟狀態支架干擾對比規律相近，故本文研究以巡航構型為主。該模型迎角為8°時，24棱、圓截面和截斷翼型截面支桿的橫向支架干擾量變化趨勢與迎角為0°時基本一致，故本文的分析以0°迎角為主。

2.3.1 不同截面形狀支桿

圖1和2為24棱、圓截面和截斷翼型截面支桿的支架干擾量對比曲線，圖中ΔCL為升力系數支架干擾量，ΔCD為阻力系數支架干擾量，Δ Cma為氣流軸俯仰力矩系數支架干擾量，ΔCl為滾轉力矩系數支架干擾量，ΔCnb為偏航力矩系數支架干擾量，ΔCC為側力系數支架干擾量。從圖中可以看出，24棱、圓截面支桿支架干擾基本一致。相對于24棱支桿，截斷翼型截面支桿產生負向的升力系數支架干擾，阻力系數支架干擾線性較好，氣流軸俯仰力矩系數干擾量降低一半。截斷翼型截面支桿在阻力系數干擾量和氣流軸俯仰力矩系數干擾量方面更有優勢。圓截面支桿的橫向支架干擾量優于24棱支桿，但24棱支桿橫向支架干擾曲線的線性度優于圓截面支桿?？v向支架干擾較優的截斷翼型截面支桿在橫向惡化，支架干擾量相對較大。

圖1 3種截面支桿的縱向支架干擾對比（風速 70 m/s，0°后襟）Fig.1 Comparison of longitudinal strut support interference with three kinds of cross section（wind speed is 70 m/s, flap is 0°）

圖3和4為從巡航狀態變化到30°后襟狀態時的24棱支桿和截斷翼型截面支桿的支架干擾量對比曲線，表3為大部分的變化范圍?？梢钥闯?，截斷翼型截面支桿的縱向支架干擾量變化明顯小于24棱支桿，且阻力支架干擾量線性度明顯優于24棱支桿，故在縱向試驗中，截斷翼型截面支桿在數據準度和重復性精度方面都優于24棱支桿。采用截斷翼型截面支桿進行不同構型縱向試驗時，共用巡航構型下的支架干擾即可滿足要求。滾轉力矩系數支架干擾量和偏航力矩系數支架干擾量變化都較大，因此以24棱和截斷翼型截面支桿進行不同構型橫向試驗時，需采用對應構型的支架干擾。

表3 24棱和截斷翼型截面支桿不同構型支架干擾差量Table 3 Support interference difference of 24 ribbed and truncated airfoil support rods with different configurations

圖3 后襟不同偏度的縱向支架干擾對比（風速 50 m/s）Fig.3 Comparison of longitudinal support interference with different bias at the back（wind speed is 50 m/s）

圖2 3種截面支桿的橫向支架干擾對比（風速 70 m/s，0°迎角，0°后襟）Fig.2 Comparison of transverse support interference with three kinds of cross section（wind speed 70 m/s, angle of attack is 0°, flap is 0°）

圖4 后襟不同偏度的橫向支架干擾對比（風速 50 m/s，0°迎角）Fig.4 Comparison of transverse support interference with different bias at the back（wind speed is 50 m/s, angle of attack is 0°）

圖5～8給出了風速為70和50 m/s時的24棱支桿和截斷翼型截面支桿的支架干擾量對比曲線，表4給出了大部分變化范圍。從表中可以看出：巡航構型和30°后襟時，除阻力外，截斷翼型截面支桿的縱向支架干擾量變化明顯小于24棱支桿，且阻力支架干擾量線性度明顯優于24棱支桿，故采用截斷翼型截面支桿的縱向試驗在數據準度和重復性精度方面都優于24棱支桿。采用截斷翼型截面支桿進行巡航構型縱向試驗時，不同風速時共用風速70 m/s下的支架干擾即可滿足要求。滾轉力矩系數支架干擾量和偏航力矩系數支架干擾量變化都較大，以24棱支桿和截斷翼型截面支桿進行橫向試驗時，不同風速需采用對應風速的支架干擾。

表4 24棱和截斷翼型截面支桿不同風速支架干擾差量Table 4 Support interference difference of 24 ribbed and truncated airfoil support rods with different wind speeds

圖5 巡航狀態不同風速的縱向支架干擾對比Fig.5 Comparison of longitudinal support interference with different wind speeds in cruise state

圖6 巡航狀態不同風速的橫向支架干擾對比（0°迎角）Fig.6 Comparison of transverse support interference with different wind speeds in cruise state（angle of attack is 0°）

圖7 30°后襟不同風速的縱向支架干擾對比Fig.7 Comparison of longitudinal support interference with different wind speeds and 30 degrees at the back

圖8 30°后襟不同風速的橫向支架干擾對比（0°迎角）Fig.8 Comparison of transverse support interference with different wind speeds and 30 degrees at the back（angle of attack is 0°）

2.3.2 不同預置角支桿

圖9和10為支桿預置角從11°增大到60°時的24棱支桿、圓截面支桿和截斷翼型截面支桿的支架干擾量對比曲線，表5給出了大部分變化范圍。從表中可以看出：24棱支桿和圓截面支桿的縱向支架干擾差量較大，分別用二者進行縱向試驗時，增大支桿預置角有利于提高縱向試驗的準度和精度；截斷翼型截面支桿的縱向支架干擾差量較小，以其進行縱向試驗時，增大支桿預置角對縱向試驗準度和精度的影響可以忽略不計。采用24棱支桿和圓截面支桿進行橫向試驗時，增大支桿預置角對橫向試驗的準度和精度影響不大；采用截斷翼型截面支桿進行橫向試驗時，增大支桿預置角有利于提高橫向試驗的準度和精度。

表5 24棱支桿、圓截面支桿和截斷翼型截面支桿預置角11°和60°的支架干擾差量Table 5 Support interference differences of 24 ribbed support rods，round support rods and truncated airfoil support rods with pre-deflection angles of 11° and 60°

圖9 不同預置角的縱向支架干擾對比（風速 50 m/s，0°后襟）Fig.9 Comparison of longitudinal support interference with different pre-deflection angles（wind speed is 50 m/s, flap is 0°）

圖10 不同預置角的橫向支架干擾對比（風速 50 m/s，8°迎角，0°后襟）Fig.10 Comparison of transverse support interference with different pre-deflection angles（wind speed is 50 m/s, angle of attack is 8°, flap is 0°）

3.1 試驗模型與狀態

圖11為二維支桿模型在風洞中的安裝示意圖，圖12為各種二維支桿截面形狀示意圖，因其直徑或最大厚度為50和120 mm時與80 mm時的截面形狀相似，且FL-51風洞單支桿直徑為80 mm，故圖12僅給出了80 mm的示意圖；表6為具體試驗內容。

表6 二維支桿繞流與尾流特性PIV試驗內容Table 6 PIV test content of two-dimensional support rod flow around and wake characteristics

圖11 二維支桿繞流與尾流特性試驗示意圖Fig.11 Schematic diagram of two-dimensional support rod flow around and wake characteristics test

圖12 各種二維支桿截面形狀示意圖Fig.12 Schematic diagram of two-dimensional support rods with various cross section shapes

3.2 試驗結果分析

圖13為直徑（或最大厚度）為80 mm的各截面形狀支桿（限于篇幅，略去了直徑或最大厚度為50 mm的結果）在風速70 m/s、0°迎角（帶模型試驗時的側滑角）時的支桿尾渦分布對比圖，圖中x為尾渦的流向，y為尾渦的寬度方向。表7為直徑（或最大厚度）為50和80 mm的各截面支桿尾渦區前段的寬度情況。

表7 各截面支桿尾渦區前段的寬度Table 7 The trailing vortex region's front section width of support rodwith various cross section

圖13 直徑/最大厚度80 mm各截面形狀支桿尾渦分布圖Fig.13 The trailing vortex distribution diagram of support rods with various cross section shapes and diameter/maximum thickness of 80 mm

從圖中和表中可以看出，在相同風速下，相同直徑（或最大厚度）支桿的尾渦區寬度由小到大依次為：翼型支桿，截斷翼型長10%支桿，截斷翼型支桿，截斷翼型短10%支桿，24棱支桿和圓截面支桿?？梢?，對于帶模型狀態下的縱向試驗，支桿宜選擇翼型截面或者適當截斷的翼型截面。

圓截面支桿和24棱支桿直徑由50 mm增大到80 mm時，其尾渦寬度也相應增大了30 mm左右；翼型截面和各截斷翼型截面支桿最大厚度增大，而尾渦區寬度基本不變?？梢?，隨著最大厚度的增大，翼型截面和各截斷翼型截面支桿的尾渦具有較好的一致性；而24棱支桿和圓截面支桿的尾渦則隨直徑增大存在一定的變化。由此可知，風洞試驗選擇翼型截面支桿時可適當加大支桿的尺度（而尾渦區的寬度基本不變），這更有利于提高支桿剛度，以及滿足某些特殊試驗通高壓氣或安裝大量傳感器線纜的需求。

與24棱支桿相比，截斷翼型截面支桿的尾渦寬度小且具有較好的一致性，從流動現象層面解釋了前文支架干擾測力試驗得出的結論，即縱向試驗采用截斷翼型截面支桿優于24棱支桿。

圖14為直徑80 mm的24棱支桿在風速70 m/s、迎角分別為0°和7.5°時的尾流渦量圖。從圖中可以看出，當二維24棱支桿的迎角（帶模型試驗時的側滑角）變化時，其尾流區寬度變化很小且具有較好的一致性。

圖14 24棱支桿變迎角下的尾流渦量圖Fig.14 Wake vorticity diagram of 24 ribbed support rodsat varying attack angles

圖15和16為最大厚度為50 mm的翼型截面支桿和截斷翼型長10%支桿（限于篇幅，略去了截斷翼型截面支桿、截斷翼型截面長10%支桿）在風速70 m/s以及迎角-8°、-16°和-30°（帶模型試驗時的側滑角）時的尾流渦量圖。從圖15和16可以看出，迎角從-8°變化到-16°，支桿的尾渦區都有變寬的趨勢，其中僅翼型截面支桿尚能保持較小的尾渦區寬度，翼型截面支桿在迎角-16°時尾渦區寬度就已超過了翼型的最大厚度。迎角達到-30°時，因流動分離，翼型截面支桿的尾渦區寬度顯著增大，基本略大于支桿在垂直氣流方向的尺度。

圖15 翼型截面支桿變迎角下的尾流渦量圖Fig.15 Wake vorticity diagram of airfoil support rods at varying attack angles

圖16 截斷翼型截面短10%支桿變迎角下的尾流渦量圖Fig.16 Wake vorticity diagram of truncated airfoil and 10% shorter support rods at varying attack angles

與截斷翼型截面支桿相比，24棱支桿的尾渦寬度隨迎角（風洞試驗時的側滑角）的變化較小且具有較好的一致性，從流動現象層面解釋了前文支架干擾測力試驗得出的結論，即與24棱支桿相比，縱向支架干擾較優的截斷翼型截面支桿的橫向干擾惡化，支架干擾量相對較大。

4 結 論

圓截面支桿與24棱支桿支架干擾量類似，采用24棱支桿進行不同構型、不同風速縱橫向試驗時基本都需進行對應構型、風速下的支架干擾試驗，增大支桿預置角有利于提高縱向試驗的準度和精度；截斷翼型截面支桿的阻力和俯仰力矩支架干擾量較小，縱向支架干擾較優的截斷翼型截面支桿的橫向干擾惡化，支架干擾量相對較大；采用截斷翼型截面支桿進行不同構型、不同風速縱向試驗時共用巡航構型、風速70 m/s下的支架干擾即可滿足要求，橫向試驗時則需采用對應構型、風速下的支架干擾，增大支桿預置角有利于提高橫向試驗的準度和精度。

隨著最大厚度的增大，翼型支桿和各截斷翼型截面支桿的尾渦具有較好的一致性；而24棱支桿和圓截面支桿的尾渦則隨著直徑變化存在一定的變化。對于僅進行縱向試驗或以縱向試驗為重點的風洞試驗，支桿宜選擇翼型截面或者適當截斷的翼型截面；此外，選擇翼型截面支桿還可適當加大支桿的尺度（其尺度加大而尾渦區的寬度基本不變），有利于提高支桿剛度以及滿足某些特殊試驗通高壓氣或安裝大量傳感器線纜的需求。與24棱支桿相比，迎角（風洞試驗時的側滑角）為0°時截斷翼型截面支桿的尾渦寬度小且具有較好的一致性，但隨迎角變化較大且一致性不好，從流動現象層面解釋了支架干擾測力試驗得出的結論，即縱向試驗采用截斷翼型截面支桿優于24棱支桿；與24棱支桿相比，縱向支架干擾較優的截斷翼型截面支桿的橫向干擾惡化，支架干擾量相對較大。