英国RAE5米增压低速风洞提出—90年代增井试验五大重点

刘尚培

文章主题:增压 低速风洞 风洞 试验

文章内容：效应.由干降低冲压效应和喷流减小下翼面压力两个原因,所以模型的地面对升力影响减小.对无尾俯仰力矩的地面效应主要是改交了曲线的斜率.试验结果表明,活动地板减小了地面效应,但总的来看差别不大,但是结合研究下洗时,活动地板起的作用较明显.(刘尚培整理)(第二期总第四十七期,1991.1.5)英国5米增压低速风洞提出——90年代增升试验五大重点英国皇家宇航院()5米增压低速风滑于1979年初全面投产,他们在总结十年运行经验的基础上,结合其他风洞的工作,提出了今后十年印9年代高升力风洞试验的五大重点(9_一1413):一,为了正确外推到全飞尺寸状态,必须进行增压风洞或低温风洞试验,以便分别确定尺度效应和压缩性效应.二,为了可靠地外推,必须正确认识具体试验涉及的尺度效应机理.三,为了提高复杂绕流状态下的试验精度,必颓采用壁压信息的洞壁干扰修正方法.四,为了节省增压/低温风洞实验费用,必须采用遥控操纵面().五,为满足9年代大量带推力转向控制的战斗机与带运输机的型号试验要求,必须改进高压气源.变马赫数和变雷诺数5米风洞的第一个试验型号是:13的300模型,从试验结果明显看出:(1)～不仅是数的函数,而且是数的函数,如果在普通的大气压风洞中这两个参数无法独立改变,因而不能区别数效应和数效应.(2)5米风洞在=0.2时的结果外推到全尺寸状态,与=0.2的飞行数据完全一致.如果5米风滑不增压,那么只能同时变数和数来估算尺度效应,得出?]68?的—变化将呈图中虚线,其最大值比飞行值低0.2,而且很难用一种科学的方法外推.由此看来,90年低增升试验的第一个重点将是独立地变数和变数,这就必须依赖增压风洞或低温风洞.未增压的低数据外推一:,…///,/马酵数,:…/..5斑橱摇琳,4//_7/一日,//\[<>,/^,,】一～未增压风洞提高11<>'1.<>5米增压风恫?/3300的与效应文献42920(1987)曾分尺度效应为"直接"和"问接"的两种,直接尺度效应是在固定的(或"冻结的)压力分布下,缩尺对粘性剪切层发展的直接影响;间接尺度效应是由数的直接影响产生的压力分布变化文献4?9?3(1988)根据5增压风洞遇到的尺度效应归纳为以下五种机理:二墼型蕉墼廑如上面提到的300尺度效应,随着数提高,转捩点没有明显移动,因而力与力矩随数光滑,单调,可以判断地增长,即可外推到全尺寸状态.坌离塑型廑筮廑其主要机理是属于直接数效应,表现在对最大升力的影响,特别是对吸力峰后层流分离短气泡的破裂.比如对～30.后掠角,展弦比7的带缝翼与单缝襟翼模型,曾在最大的13×9英尺风洞中做过大量半模试验,最后在5米风洞试验时发现,尽管过去已追求过高数,但并未揭示其随变化规律;即-169?/分离泡型一般型腥塾二￡=尺度效应一一一一一,一一—一一一…——;.同定转捩_一一:——一一在=3.210附近,一发生台阶形状急剧变化,这说明低数(3.2×106)的结果无法外推到高数(3.2106).3,缝隙流型尺度效应这出现在大偏舵的缝隙襟翼上,其主要机理属于间接效应.如果在低数时固定某一最佳缝宽,随提高,边界层减薄,实际缝宽将增大,它又使后段(襟翼)上吸力蜂增大,并促使在后缘分离.以某一40.单缝襟翼为例,看出在小司-:15'2.6,/::.51—一.151.61少<>鳓7-170?攻角时,随数减小,它一方面是由于增大实际缝宽引起的无粘影响,另一方面是加剧了襟翼后缘的分离程度.在失速攻角附近,当数较大时边界层增厚,又减小了实际缝宽并抑制后缘分离,所以具有较大的一.可是在图中最大数时,抑制后缘分离的迎角增大,导致一损失.这个例子说明在不同数尤其是最大数时,要重新选定最佳缝宽,以及估计全尺寸时的最佳缝宽.这样看来只相信在普通大气风洞的低数下得到的数据是非常危险的.4,三维转捩型尺度效应对于后掠翼绕流,在低数时上翼面的边界层流态我们已经熟悉,但在高数时,可能就在附着线上出现转捩,原来在层流分离泡前的层流边界层将变为湍流边界层,由于边界层加厚提早分离使1一减小.这里的例子是前缘后掠42.,带前缘缝翼和单缝襟翼的边条翼歼击机随变化,用热膜证实一下跌处正是在缝翼上的附着线转捩起点层流沲在纠倜抑制1无附着线转捩薛;':,.…."""●…,<>坤.仨:',,;～一…1',一一'●."迎角?17?一一¨¨¨¨.¨..长接鹰燕速型廑垫廑目前,歼击机上大量采用旋涡流动提高机动性与敏捷性,在无侧滑条件下一般尺度效应不大,但在有侧滑条件下,旋涡流动1起的侧向力与力矩却有明显的尺度效应.图中是前缘后掠角53.的鸭翼/三角翼的偏航力矩例子,看出随数增大,在一前力矩出现非常急剧的非线性变化,或俗称出现鼓包".要修正大分离流的漏壁干扰,必须采用测量有模型时洞壁上静压分布的方法.的壁压信息法采用模型的简化表达形式,而3351(1982)的方法不需描述模型,只需测量边界上的流向与法向速度,实壁风洞漏壁边界层很薄,可以认为边界与洞壁重合,所以只要测流向分量,在洞壁上布不到100个测压孔,便能获得满意的修正.5米风洞原来采用旋转压力扫描闽采集壁压分布,但化费时间太长,现准备改用固态压力扫描闽,使之成为实用,这也列为他们9年代高升力试验的重点之一.这篇论文涉及到我们在军机和民机风洞试验数据分析上的许多重要问题,我所情报室已收藏可供借阅.(刘尚培整理)(第三期慈第四十^期,1991.1.7)空投试飞结果证明研制成功[本刊讯]4米3米风洞研制的飞机外挂分离特性预测试验的捕获轨迹系统(),于1990年初顺利完成了从国产大型运输机上投放外挂模型的捕获轨迹试验,根据风洞试验所提供的数据,9月该飞机进行?172?