基本介紹
- 中文名：翼型試驗
- 外文名：Airfoil test
- 學科：航空航天
- 類型：飛行術語
- 又稱：翼型風洞試驗
- 風洞試驗：確定飛行器氣動參數的重要途徑
試驗裝置,影響,分析,
試驗裝置
進行二元多段翼增升裝置試驗的設備是多樣的。但考慮到利用現有三元風洞進行二元試驗的試驗裝置有見效快、經濟性好等優點，NH-2風洞採用了在上、下洞壁間安裝兩塊輔助壁板，形成所謂嵌入式二元試驗段裝置，這是英美風洞中習慣採用的一種方法。如圖1。
圖1
試驗裝置的寬高比選擇
這種試驗裝置的寬高比主要考慮洞壁干擾的影響：
（1）由於上、下洞壁的存在，不僅引起流向的變化，而且會引起流線曲率的改變。在大迎角和大襟翼偏角時，影響尤為嚴重。從這一點考慮，模型弦長b與試驗段高度H之比不應大於0. 3。在大襟翼偏角時，比值控制在0. 25以內較為合適;另外，上、下洞壁的附面層會因模型的存在而產生分離，多段冀的試驗升力係數較大，分離更為嚴重。從這一點考慮，為使附面層不分離，應小於2為宜。
（2）由於兩側壁板的存在，模型與側壁連線處的附面層發生分離。從作者所做的流譜觀察來看，兩側壁的影響很明顯，使模型的二元區大為減小，從這一點考慮，模型的展弦比應取得大一些為好，一般應大於2。
試驗裝置的寬高比及模型的展弦比要綜合考慮上述要求進行設計。
嵌人側壁長度的影響
二元嵌入板在順氣流方向上的長度將影響二元試驗結果。研究表明,模型之後的側壁長度對試驗結果影響不明顯，而模型之前的側壁長度卻有明顯的影響。如圖2所示,如果前側壁長度小於2b，升力係數將急劇下降，而且隨檔板逐漸縮短，升力係數下降的迎角提前。
圖2模型前側壁長度影響
嵌人側壁厚度及前緣形狀的影響
二元側壁厚度從減小堵塞，提高流場品質考慮越薄越好，但要有足夠的剛性，否則會導致側壁的變形和振動。側壁前緣形狀無論是圓形還是尖劈形，對二元流場影響不大。
NH-2風洞二元試驗裝置設計成兩側可調，前後長度也可調，頭部形狀可換，它可適應和滿足各種模型試驗的要求。
影響
NACA0012翼型是在國內外被廣泛地用作二元翼型理論計算和風洞試驗研究比較的典型翼型之一，但發表的變開閉比風洞試驗結果為數極少。近年來，AEDC等單位所作的變開閉比超臨界翼型試驗結果表明，洞壁干擾對模型氣動力性能的影響與雷諾數的影響相當，甚至更大。
為探討跨音速洞壁干擾效應，1981年7月在南航NH一1風洞進行了NACA0012翼型試驗，以估計模型尺寸和洞壁開閉比對風洞試驗數據的影響。當風洞來流馬赫數M<1.0時，模型表面上的局部衝波不會從洞壁上反射，即不存在洞壁反射波干擾。在這種狀態下的洞壁干擾主要是模型的堵塞干擾和升力約束干擾。堵塞干擾效應是在攻角等於0度時，用三個幾何相似而堵塞度不同的模型,在不同開閉比下進行實驗研究。而升力約束干擾效應是在有攻角情況下取得的。
榮柏森在南京航空學院NH一1三音速風洞進行了NACA0012冀型跨音速風洞實驗，討論了洞壁開閉比和模型尺寸對駐室參考點靜壓、翼型表面壓力分布的影響。結果表明，開閉比和模型尺寸對駐室靜壓有明顯影響，開閉比對翼型表面壓力分布有很大影響。在攻角零度時，超臨界流動條件下，當開閉比從6%變到0.5%時，翼型上表面激波位置向後移動範圍達20%的弦長；開閉比為4%時，翼型接近於無堵塞干擾。當攻角1度和馬赫數為0.759時，消除洞壁干擾的最佳開閉比為4%。因此，開閉比改變引起的洞壁效應對翼型氣動力特性的影響是值得重視的。
分析
風洞試驗是確定飛行器氣動參數的重要途徑，然而，風洞試驗數據因為各種原因存在一定的不確定性，人們圍繞提高風洞試驗數據的精度和準度進行了不懈的努力。為了更客觀地使用風洞試驗數據，國外首先引入了不確定性分析方法。在不確定性分析過程中，最重要的技術環節就是獲得相應的敏感性導數，對於導數的求取方法，最直接的方式就是利用差分法獲取，隨著計算流體力學(Computational Fluid Dynamics,CFD)技術的發展和成熟，利用CFD工具計算這些敏感性導數，理論上是可以實現的，但是，對於眾多的敏感性導數，如果採用簡單的差分算法意味著巨大的計算量以及過於繁雜的人工操作。此外，CFD軟體計算的結果還受到格線數量、收斂精度等因素的影響，而且差分算法中步長的選取也對敏感性導數值產生影響。為了更有效地獲得敏感性導數，國外引入自動微分方法，這種方法直接伴隨CFD求解空氣動力學基本方程的實際過程，敏感性導數的計算也是數學意義上嚴格的微分概念，更有意義的是，只要開發出的計算程式設計合適，可以在一次性計算中同時獲得大量的敏感性導數，而且敏感性導數的收斂精度與流場的收斂精度達到相同的量級，因此，敏感性導數的計算精度可以得到充分保證。同時，相對於同樣具有高精度，但計算量過大的復步長微分方法和難以推廣到複雜問題的符號微分方法，自動微分對具體問題的適應性和可行性最好。國內對自動微分的研究套用始於21世紀初，在氣動最佳化領域己取得一些進展，對風洞試驗不確定性分析的研究和成果主要圍繞試驗誤差分析和不確定度合成方法，並且主要套用在積分型氣動力係數不確定度的計算上。
為了深入分析風洞試驗中來流參數的擾動對翼型氣動試驗結果的影響，基於雷諾平均Navier－Stokes方程有限體積方法，採用Spalart－Allmaras湍流模型，發展了一套二維計算流體力學（CFD）程式，套用自動微分方法對CFD程式進行改造，建立了對應過程的敏感性導數計算方法和程式，可以一次性獲得翼型各處壓力係數和所有氣動力係數對迎角、馬赫數和雷諾數的敏感性導數。研究結果表明：在亞聲速和跨聲速中，翼型壓力分布對馬赫數最敏感，比對雷諾數的敏感性至少高8個量級，但是，在亞聲速來流中，翼型壓力係數的不確定性由迎角攝動引起的部分比馬赫數攝動引起的部分高1個量級，迎角控制精度很大程度上決定了風洞試驗結果的精度；在跨聲速來流中，迎角攝動引起的不確定性比馬赫數攝動引起的要低1個量級，同時，對馬赫數敏感性的增強使得翼型壓力分布的不確定性在跨聲速範圍比在亞聲速範圍高1個量級，此時馬赫數的控制精度很大程度上決定了風洞試驗結果的精度。
