提高变体飞机风洞测力试验精度的方法研究

发布时间：2020-02-02 15:21

【摘要】：变体飞机风洞试验主要测量机翼等变形过程对流场的扰动引起的动态气动力、力矩和力矩操纵效率变化。相对于常规测力试验,由于模型的变体运动导致试验数据精度差。本文对纯机械驱动的变体飞机模型的风洞试验精度的主要影响因素进行了分析,从试验方案、数据采集触发方式和数据处理方法等进行了改进。验证试验表明,试验精度大幅提高,升力系数重复性最大误差约为0.00538,阻力系数重复性最大误差约为0.00098,俯仰力矩系数重复性最大误差约为0.00113,动态试验精度达到常规试验水平。
【图文】：

差）对气动力特性的影响可忽略不计，则变体飞机风洞试验的影响关系式可简化为：ΔＲ≈Ｆ（ΔＳ）（３）即假如某风洞测量系统满足常规试验精度要求，变体飞机动态试验的重复性精度受测量过程中模型状态（变体部分机翼面积）的影响最大，这是由于驱动控制系统、传动系统的误差使试验中模型状态不同（或机翼面积不同）和机械间隙使运动变体部分机翼的抖动导致试验重复性差。１模型与试验设备１．１试验模型模型采用全金属材料，比例为１∶２８的半模模型，变体形式为全机械驱动的大尺度变体。图１为变体模型驱动机构三维图，从中可以看出在进行动态测力试验过程中，通过电机旋转驱动涡轮蜗杆的直线运动，外翼通过合页与主翼连接，同时直线驱动臂通过铰链带动曲柄驱动外翼绕转轴旋转，实现外翼的上下折叠运动，最大折叠角速度为１３°／ｓ，当需要研究不同外翼折叠速度的影响试验时，通过调节电机转速来改变外翼折叠速度。模型面积：０．１４２５ｍ２（完全展开），０．１２５４ｍ２（折叠到４５°位置）；模型平均气动弦长：０．４９３６ｍ（完全展开），０．５３８４ｍ（折叠到４５°位置）；模型展长：０．４２ｍ（完全展开），０．２６４８ｍ（折叠到４５°位置）。实验过程中，气动力系数以模型完全展开时的面积、平均气动弦长、展长等参数进行计算。图１变体飞机机构示意图Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｏｆｍｏｒｐｈｉｎｇｍｅｃｈａｎｉｃａｌｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｍｏｖｅｍｅｎｔ图２模型在风洞中的安装照片Ｆｉｇ．２Ｍｏｄｅｌｆｉｘｅｄｉｎｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ１．２试验设备试验是在中航工业气动院ＦＬ－７

积：０．１４２５ｍ２（完全展开），，０．１２５４ｍ２（折叠到４５°位置）；模型平均气动弦长：０．４９３６ｍ（完全展开），０．５３８４ｍ（折叠到４５°位置）；模型展长：０．４２ｍ（完全展开），０．２６４８ｍ（折叠到４５°位置）。实验过程中，气动力系数以模型完全展开时的面积、平均气动弦长、展长等参数进行计算。图１变体飞机机构示意图Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｏｆｍｏｒｐｈｉｎｇｍｅｃｈａｎｉｃａｌｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｍｏｖｅｍｅｎｔ图２模型在风洞中的安装照片Ｆｉｇ．２Ｍｏｄｅｌｆｉｘｅｄｉｎｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌ１．２试验设备试验是在中航工业气动院ＦＬ－７风洞进行的，天平为ＢＪ１－Ａ半模天平。ＦＬ－７风洞是一座试验段截面积６４０ｍｍ×５２０ｍｍ，由大气进气的直流连续式跨声速风洞，由３台涡喷－５甲发动机驱动。试验段前置有单支点半柔壁喷管，通过调节喷管喉部的开度，连续调节任意试验Ｍａ数为０．２～１．５，试验中通过风洞壁板与模型整体绕天平轴线旋转实现迎角变化。数据采集采用ＶＸＩ数据采集系统，其内置低通滤波截止频率为２Ｈｚ。本期动态试验部分采集方式为连续采集瞬时值，总体上每秒采集１０００点。天平测得的电压信号，由ＶＸＩ数据采集系统采集并转换成数字信号，由处理程序计算出所需求的气动力系数。２试验方案２．１试验流程及改进变体动态测力试验采用固定模型姿态角、测量全机气动力随外翼折叠变化的方式进行，试验数据的有效区间为当外翼按一定速度从水平位置向上折叠到最大位置（半周期试验）和从最大位置向下折叠到外翼达到

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本文编号：2575737