尾撑大迎角试验技术的研究.pdfVIP

282 第二届全国低跨超声速空气动力学交流会论文集 第一卷 尾撑大迎角试验技术研究 王勋年祝明红张钧孙传宝 (中困空气动力研究与发展中心低速所绵m622662) 摘要 本文介绍rZI：4米×3米低速风洞利用尾撑方式进行某飞机模型低速人迎角风洞试 验的情况，对分阶段进行飞机低速大迎角风洞试验存{l的数据衔接性问题做了简要的分析，研究 表明，该试验技术可用于飞机火迎角风洞试验，但支架干扰的扣除还需作进一步的研究。 关键词 尾撑大迎角 风洞试验 试验技术{ijf究 1 引言 现代及未来战斗机的设计对飞机的大迎角气动特性的要求越来越高，都要求具有良好的 人迎角机动飞行的能力。它对风洞试验的要求是，在低速风洞中应具备进行b机大迎角风洞 试验的能力。为了更好地发挥气动中心低速所4米×3米风洞流场品质好、测控处系统先进 的优势，在国家“十五”气动预研办的支持下，低速所完善了4米×3米低速风洞尾撑大迎 角风洞试验技术，采用尾支撑方式，使其试验迎角范围达到．30。≤盯≤104。。通过对4米× 3米低速风洞尾撑大迎角风洞试验技术的完善，目前，气动中心低速所的三座主力风洞中都 具备大迎角的研究能力，能够满足不同布局形式的战斗机的研制需要。本文介绍了以某飞机 为标模，采用尾撑方式进行的飞机大迎角气动特性的试验研究情况，初步分析了分阶段进行 E机低速大迎角风洞试验存在的数据衔接性问题，提出了进一步开展大迎角风洞试验技术研 a)200预弯支杆 b)75。预弯支杆 圉1 模型尾撑大迎角示意图 卜勋年、批l州红、张钧、孙传宝：尾撑大迎角试验技术研究—二8i 究的初步方案。 通过本次试验技术研究．首次实现了利Hj尾撑方式进行b机人迎角风洞试验，减小了闲 支撑方式的变化带来的试验数据的台阶问题，试验结果的精度高，该试验技术可满足E机人 迎角风洞试验要求，但尾撑支架干扰的扣除还需作进一步的试验研究。 2试验方法 试验模型采用尾支撑方式进行试验。4米×3米风洞配备的尾撑装置主要由尾撑支卡{、 拖箱、弯刀、传动箱、下支脚和上支背等组成。弯刀厚度为125ram，弯刀前缘、P径为1900mm， 模型通过内式天平、尾撑支杆由拖箱沿弯刀在垂直平面绕试验段中心点作|豆|弧运动而实现攻 角变化。尾撑装置配置了赢支杆、预弯支杆．以满足不同攻角变化范同的要求。为完成本次 试验研究，设计、加il+了75。预弯支杆，使得在尾支撑的状态F，模型的最大试验攻角可达 到1040。 为了考核尾撑大迎角试验技术方案，以某飞机模型为标模进行低速大迎角风洞试验， 20。 试验迎角范围：_4。≤d≤9lo，试验迎角分两次实现。在．4。≤彤≤49。迎角范同内，采j{l 预弯支杆支撑模拟进行风洞试验：在46。≤口≤9l。迎角范围内，采用75。预弯支杆支撑棋删 进行风洞试验。试验用天平为低速所研制的TG0501B杆式应变天平。试验风速为60米／秒， 以机翼理论根弦为参考长度的试验雷诺数为2．4×106；试验侧滑角范围：。5。≤口≤20。。模 型在风洞中的安装示意图如图1所示。 3结果分析 为了分析采用尾撑方式进行飞机大迎角低速风洞试验的可靠性，本文引．}=Ij了该E机 (1：17)模型在4米x3米风洞获得的旋转天平试验结果(A=0)。两者在中、小迎角范 围均采用尾支撑进行试验，其中，进行旋转天平试验时，在Oo≤口≤44。采用尾支撑、在48。 ≤口≤88。采用背撑。但是，旋转天平试验的模型状态与本次研究的模型状态有差异，即前 襟F偏35。、本次研究时模型前襟为oo；此外，试验风速不同，前者为35米／秒。引用的臼 的是分析采用背撑方式与采用尾撑方式进行飞机大迎角风洞试验结果的影响，试验结果本身 不存在可比性。 3 1 尾撑大迎角试验精度分析 表1给出了本次E机大迎角试验结果的精度值。从表中给出的试验精度看，采州尾撑 方式迸行E机大迎角风洞试验是可行的，采阁大预弯角支杆支撑模型能够满足低速风洞试验 的