金 玲，刘李涛，祝明红，孙传宝，陈陆军

（中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，四川绵阳 622762）

小展弦比飞翼标模尾部畸变影响试验研究

金 玲＊，刘李涛，祝明红，孙传宝，陈陆军

（中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，四川绵阳 622762）

在飞翼布局模型风洞试验中，为实现尾部支撑需对模型进行尾部修形。为摸清飞翼布局模型局部外形畸变的影响规律，本文在FL－14风洞对某小展弦比飞翼布局原始模型和尾部外形畸变模型进行了试验研究，采用增量法获得了尾部外形畸变的影响规律，并与国内三座低速风洞的三种支撑装置的近／远场支架干扰进行了对比分析。研究结果表明：小侧滑角时，在小迎角范围内尾部畸变影响量显著大于支架干扰量，在中大迎角范围则与支架干扰量级相当；畸变横向影响量较大，且随侧滑角增大而增大。所以应对全机的试验结果进行正确的“畸变”修正，或对尾部畸变外形进行优化，以减小畸变的影响。

飞翼布局；畸变；支架干扰；试验

0 引 言

支架干扰修正是风洞试验数据修正体系中最重要的组成部分。为了提高试验数据的准度，必须正确修正支架干扰［1］。

近年来，针对飞翼布局，欧美国家先后推出了多个具有标模意义的通用研究模型（Common Research Model），如波音公司设计的UCAV1301［2］／1303［3－7］飞翼系列［2－4］、欧洲主导美国参与的NATO RTO AVT－161项目组提出的SACCON通用飞翼研究布局［8－11］以及NASA提出的65°VFE－2模型［12－13］，并进行了系统的风洞试验与试验技术研究。

国内现有的基于二代机标模、主要体现附着流特性的风洞测力试验相关技术体系已经不能适应以融合体飞机为代表的先进气动布局飞机设计和研制的要求，特别是在飞翼布局形式的风洞试验技术和数据修正方面的技术储备更显单薄，还没有建立起适用于飞翼布局外形特征和气动力特性的风洞试验技术体系，难以满足我国未来飞机创新发展的要求。因此，迫切需要开展相关研究工作。

为了满足国内以融合体飞翼布局为代表的未来飞行器气动力试验与研究的需求，十二五期间气动预研风洞试验技术联合课题组自主设计了展弦比为1.54的小展弦比飞翼标模。国内三座3米量级低速风洞对该标模进行了低速对比试验，采用尾撑方式支撑，对尾支杆所在的模型尾部进行了局部修形，如图1～图2所示。

图1 模型尾部畸变示意图Fig.1 Local distortion configuration of the model

图2 模型示意图Fig.2 Basic geometry parameters of the model

小展弦比飞翼模型的迎风面和背风面均采用各型面光滑平缓过渡的翼身融合构型，而为实现尾撑引入的尾部畸变则在流向和侧向均包含几何突变或较大的曲率变化，如图1、图3所示。在特定的状态下，这一畸变有可能带来较大的气动力误差，因此需要对尾部畸变对气动力的影响开展研究。

本文在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所的FL－14风洞，利用张线支撑装置对原始模型（图3）和尾部畸变模型（图4）开展试验研究，并将尾部畸变的影响与尾支架干扰特性作比较，考查了模型尾部外形畸变对气动力测量结果的影响。本文将与模型没有相对运动的尾支杆部分叫做“近场支架”，而与模型存在相对运动的立柱或弯刀部分叫做“远场支架”［14］。

图3 构型A实物照片Fig.3 Configuration A setting in FL－14

图4 构型B实物照片Fig.4 Configuration B setting in FL－14

1 模型及试验设备

1.1 模型和支撑系统

FL－14风洞张线支撑系统主要由天平连接组件、张线、左右立柱、底座、上横梁、悬挂架以及驱动和控制系统等部分组成。由张线支撑装置将模型反装于风洞中心，左右悬挂架同步转动以实现模型迎角± 360°变化。该系统具有迎角侧滑角范围大、支撑刚度好、风洞阻塞极小、干扰小等特点，常用于特种试验、支架干扰等复杂试验。

本文试验分别研制了三座风洞三种支撑装置（单立柱、双立柱、弯刀尾撑）的假近场支架和假远场支架。根据模型和支撑方式的组合，定义以下四种试验模型构型：

构型A：模型＋张线支撑

构型B：尾部畸变模型＋张线支撑

构型C：尾部畸变模型＋张线支撑＋假近场支架

构型D：尾部畸变模型＋张线支撑＋假近场支架＋假远场支架

图3～图6分别给出了上述四种构型的安装实物照片。

1.2 风洞

FL－14风洞是一座开闭口两用的单回流式低速风洞。试验段截面为圆形，直径为3.2m，长5m，开口试验段最高风速为115m／s，本次试验在开口试验段进行。

图5 构型C实物照片Fig.5 Configuration C setting in FL－14

图6 构型D实物照片Fig.6 Configuration D setting in FL－14

1.3 测量系统

模型气动力由六分量杆式应变天平测量，该天平可适应尾撑和张线支撑系统要求，迎角由单轴力平衡式伺服倾角传感器测量，该传感器测量精度为0.02°，天平和倾角传感器信号经A／D转换后由工控机实现数据的采集与处理。

2 试验方法及数据处理

张线支撑装置支撑模型，各假尾支杆前端连接于天平固定端，不接触模型。对于单立柱和双立柱尾撑模拟状态，假尾支杆后端与假立柱下端通过铰链连接，模型运动时带动假尾支杆、假立柱一起运动。假立柱上端通过滑轮组件安装在固定于张线支撑装置上横梁的滑动架上，可实现Y向和X向运动，其中Y向跟随模型运动，X 向运动由独立电机驱动自动控制实现，以确保假立柱始终处于竖直状态。对于弯刀尾撑，假尾支杆后端与假弯刀脱开，模型运动时带动假尾支杆后端沿弯刀弧线运动。

试验风速为50m／s（约合马赫数为0.15），忽略张线与尾部外形畸变和风洞近场、远场支架的二次干扰，通过构型间的气动差量获得干扰量，即：

尾部外形畸变影响量＝构型B－构型A

近场支架干扰量＝构型C－构型B

远场支架干扰量＝构型D－构型C

3 试验结果及分析

图7、图8、图9给出了尾部外形畸变影响量和三种尾撑装置的近场、远场支架干扰量的综合对比曲线。图中，“distortion”表示尾部外形畸变影响量，“near－field”和“far－field”分别表示近场支架干扰量和远场支架干扰量，“1”、“2”、“3”分别表示单立柱尾撑、弯刀尾撑、双立柱尾撑装置。

3.1 侧滑角为零时尾部畸变影响分析

由图7可知，β＝0°，α≤20°范围内，纵向畸变影响量和近／远场干扰量为同一量级，且均较小。其中，ΔCL在－0.01～0.006之间，在较大迎角范围内，畸变影响量为负值；ΔCD在－0.0015～0.002之间，在较大迎角范围内，畸变影响量为正值；ΔCm在－0.0015～0.002之间，在较大迎角范围内，畸变影响量为负值。

图7 畸变和支架对纵向气动特性的影响（β＝0°）Fig.7 Interference value of distortion and support on the longitudinal characteristics（β＝0°）

20°＜α＜50°范围内，随迎角增大，畸变影响量和近场／远场干扰量均有增大的趋势。40°≤α≤50°范围内，畸变影响量和近场／远场干扰量存在峰值。畸变影响量ΔCLmax＝0.018，ΔCDmax＝0.009，ΔCmmax＝－0.0055；近场干扰量ΔCLmax＝0.043（双立柱），ΔCDmax＝0.038（双立柱），ΔCmmax＝－0.0092（单立柱），远场干扰量ΔCLmax＝－0.073（弯刀），ΔCDmax＝－0.071（弯刀），ΔCmmax＝0.0222（弯刀）。可以看出，在整个20°＜α＜50°范围内畸变影响与近／远场干扰量基本为同一量级，且畸变影响量峰值小于近场和远场干扰量峰值。

畸变影响量和近场／远场干扰量在α＞50°后回落。

总的来说，对侧滑角为零的情形，模型尾部畸变对气动力的影响与近／远场干扰量在0°～60°范围内为同一量级。同时，畸变和支架干扰量在α≤20°的小迎角范围内均较小，在20°＜α＜50°的中等大迎角范围内畸变和支架干扰均比小迎角显著增大，而在α＞50°的超大迎角范围畸变影响和支架干扰均显著回落。这是由于在小迎角范围，流动为附着流形，尾部畸变和支架干扰对流动扰动较小。而在中等大迎角范围，飞翼流形由附着流动转变为由三角翼前缘脱落出的两个分离涡控制的流形，并且前缘涡随迎角增大向飞机对称面移动［2，17］。在中等大迎角范围内，尾部畸变和支架对气动力的扰动，正是由于前沿分离涡与尾部畸变和支架的相互作用所致。在超大迎角范围，三角翼前缘脱落的分离涡远离了模型表面，一方面尾部畸变和近场支架与分离涡之间的相互作用减弱，另一方面分离涡本身对模型气动力的影响也减弱了，从而使得尾部畸变和支架干扰的影响显著回落。

3.2 侧滑角不为零时尾部畸变影响分析

图8给出了β＝10°时尾部畸变和尾撑支架对横航向气动特性的影响比较。可以看出，α≤20°范围内，近场／远场干扰量对横向气动力的影响接近于零，畸变影响量显著大于支架干扰量，但随迎角增大有减小的趋势。与β＝0°情形类似，20°＜α≤50°范围内，畸变影响量和近／远场干扰量均相对小迎角范围增大。其中，畸变影响量ΔCYmax＝0.0043，ΔCnmax＝－0.0067，ΔClmax＝0.0039；近场干扰量ΔCYmax＝－0.0149（弯刀），ΔCnmax＝－0.0022（双立柱），ΔClmax＝0.006（弯刀）；远场干扰量ΔCYmax＝－0.0275（弯刀），ΔCnmax＝0.0052（弯刀），ΔClmax＝0.0121（弯刀）。α＞50°后，畸变影响量和近／远场干扰量均较小。

图8 畸变和支架对横航向气动特性的影响（β＝10°）Fig.8 Interference value of distortion and support on the lateral characteristics（β＝10°）

图9 畸变和支架对横航向气动特性的影响（α＝0°）Fig.9 Interference value of distortion and support on the lateral characteristics（α＝0°）

图10 畸变和支架对横航向气动特性的影响（α＝10°）Fig.10 Interference value of distortion and support on the lateral characteristics（α＝10°）

与β＝0°比较，β＝10°时在小迎角范围内尾部畸变的影响显著地大于支架干扰量。畸变产生较大横向气动力的原因，是由于尾部畸变在有侧滑的情形产生了较大的分离。由图3可以看出，原始模型侧向几何变化极为光滑平缓，相对而言，畸变部分产生了大的侧向几何突变（如图1所示）。当侧滑角不为零时，畸变侧面较大的曲率必然导致较大横向分离，从而产生的横向气动力扰动。此外，可以看出，畸变影响和支架干扰随迎角的分布趋势，与侧滑角为零时是一致的。

图9和图10给出了α＝0°和α＝10°时，0°≤β≤20°范围内，尾部畸变和近／远场干扰量对横航向特性的影响比较。可以看出，这一侧滑角范围内，支架干扰的影响均趋近于零，而畸变影响量则较大，且随侧滑角增大呈线性增大的趋势。其中，α＝0°、β＝20°时，畸变影响达到ΔCY＝－0.0124，ΔCn＝0.0050，ΔCl＝0.0031，比支架干扰的影响大了一个量级。

4 结 论

综合以上分析，可以得出以下主要结论：

（1）侧滑角为零时，尾部畸变对纵向气动特性的影响均较小，其量级与近／远场支架干扰相当。

（2）小侧滑角时（β＝10°），在小迎角范围内尾部畸变的影响显著大于支架干扰量，在中等和大迎角范围则与支架干扰量级相当。

（3）畸变影响量随侧滑角增大而迅速增大，β＝20°时畸变影响量比支架干扰大了一个量级。

（4）畸变和支架干扰量在α≤20°的小迎角范围内均较小，在20°＜α＜50°的中等大迎角范围内畸变和支架干扰均比小迎角显著增大，而在α＞50°的超大迎角范围畸变影响和支架干扰均显著回落。

（5）为适应尾撑形式对模型进行局部修形的“畸变”会对模型产生一定的横航向影响，应对全机的试验结果进行正确的“畸变”修正，或对尾部畸变外形进行优化，以减小畸变的影响。

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Study on the distortion effect of flying wing in low speed wind tunnel

Jin Ling＊，Liu Litao，Zhu Minghong，Sun Chuanbao，Chen Lujun
（Low Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang，Sichuan 622762，China）

Flying wing is becoming one of the ideal aerodynamic configurations for military and civil aircraft because of its excellent aerodynamic efficiency and stealth performance.In order to acquire the effect of local configuration distortion due to sting support，a test study on low aspect ratio flying wing based on incremental method is carried out in CARDC FL－14low speed wind tunnel.Both the afterbody distortion model and the calibration model are tested to investigate the distortion effect by means of antitheses method，and the comparison among the results of other three low speed wind tunnels with near－field／far－field support interference are presented.It is shown that the distortion effect is significantly stronger than support interference at small angle of attack and equivalent at medium and high angle of attack as the side slip angle is small.The distortion effect is more important in lateral direction than longitudinal direction，and intensified with the increasing angle of side slip.Test results is needed to be corrected and local afterbody configuration be optimized to reduce distortion effect.

flying wing configuration；distortion；support interference；test

V211.3

Adoi：10.7638／kqdlxxb－2015.0094

0258－1825（2016）01－0119－06

2015－07－21；

2015－10－23

金玲＊（1980－），女，助理研究员，主要从事实验空气动力学研究.E－mail：jl1980＿9＠163.com

金玲，刘李涛，祝明红，等.小展弦比飞翼标模尾部畸变影响试验研究［J］.空气动力学学报，2016，34（1）：119－124.

10.7638／kqdlxxb－2015.0094 Jin L，Liu L T，Zhu M H，et al.Study on the distortion effect of flying wing in low speed wind tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：119－124.