基本介紹
- 中文名：翼型風洞
- 外文名：airfoil wind tunnel
- 一級學科：航空航天
- 二級學科：空氣動力學
- 風洞：確定飛行器氣動參數的重要途徑
- 特點：探究翼型的相關特性
DU93-W-210翼型風洞試驗模型,不確定性分析,翼型風洞側壁干擾的數值模擬,翼型風洞實驗側壁附面層控制,
DU93-W-210翼型風洞試驗模型
實驗模型由角鋼骨架和玻璃鋼蒙皮組成。翼型內部設計有一空腔，空腔是由角鋼焊接成的框架，截面尺寸約為50 cm x 12 cm。空腔內間隔一定距離焊接加強肋，以增加模型的強度和剛度。加強肋固定於中間的d103 mm鋼管上，此鋼管也作為模型的轉軸，其中心位於模型25%弦長處，並從模型上、下端伸出。翼型弦長為0. 800 m，展長為2. 970 m最大厚度為21%翼型剖面如圖。模型中間位置處布置有兩排測壓點，模型頂端偏下約20 cm處布置一測壓剖面，整個翼型共有3個剖面的測壓孔，每測壓剖面上下翼面共有96個測壓點，整個模型共有288個測壓點。每個相對坐標X處，翼型上下表面都布置有測壓點。
DU93-W-210 翼型剖面圖
DU93-W-210 翼型剖面圖模型豎直安裝在風洞上下轉盤中心位置。安裝時，模型下端通過下連線板與風洞下轉盤螺栓連線固定，模型上端為活動連線，其上端轉軸通過上連線件的軸套固定，使模型可以上下移動和轉動，通過風洞下轉盤旋轉，以實現模型迎角的控制。
模型下游約0. 7倍弦長、高度1245 mm處水平安裝由39根探頭組成的總壓排管，總壓排管安裝在跨度1.8m的兩個支撐座上，並通過支桿同下洞壁相連。總壓排管上另附有4個靜壓測量探頭，用於測量尾流處的參考靜壓。風洞實驗段前方安裝一風速管，用於測量參考總、靜壓。模型在風洞中的實驗照片如圖。
模型在風洞中實驗
模型在風洞中實驗不確定性分析
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，對於來流狀態本身的隨機不確定性對模型各部分氣動性能影響程度的差異以及模型各部分對來流不確定性的承受能力的差異則考慮不多。
徐林程以跨聲速翼型為對象，套用自動微分軟體Tapenade對課題組開發的CFD程式進行改造，對典型超臨界翼型的亞聲速和跨聲速敏感性導數進行計算，給出了壓力係數分布對來流條件的不確定性分析。這項工作對於認識和指導風洞試驗研究有一定的實用價值。
翼型風洞側壁干擾的數值模擬
翼型模型風洞試驗的側壁干擾嚴重影響試驗結果的可靠性。一些簡化的修正方法和風洞側壁抽吸對試驗數據準度有一定的改善，但無法完全消除側壁干擾和風洞內結合區拐角流動對試驗結果的影響。近幾年來，國內外很多學者開展了用三維Navier-Stokes方程計算風洞側壁干擾的研究。焦予秦採用Jameson等發展的中心有限體積、多步Range-Kutta時間步長格式求解三維Navier-Stokes方程，計算安置在兩風洞側壁間的翼型模型繞流流動，對風洞側壁干擾及其影響因素進行研究，為翼型風洞側壁干擾分析提供了一個有力的工具。
研究可以得到如下結論：
（1）計算了安裝在跨聲速翼型風洞中的翼型模型外的流動，並對影響翼型風洞側壁干擾的各種因素進行了研究。計算中採用二維和三維Navier-Stokes方程數值計算方法。計算結果反映了由於側壁干擾而產生的二維風洞流動的三維性，在翼型與側壁結合部出現通常在翼身組合體中可見的分離。這些證明用數值方法研究翼型風洞側壁干擾的可行性。
（2）研究表明，增大模型的展弦比、減薄風洞側壁邊界層厚度以及採用風洞側壁邊界層抽吸均能夠減小風洞側壁干擾，改善風洞內流動的展向均勻性。
（3）計算結果與實驗結果相比仍有偏差，為了對其原因進行分析，建議進行進一步的數值模擬，這包括對風洞四壁干擾進行綜合模擬和尋求更好的適合這種複雜流動的湍流模型。
翼型風洞實驗側壁附面層控制
在二維翼型實驗中，風洞側壁邊界層的存在對翼型繞流情況會產生不利的影響。主要表現在隨著迎角增大，出現模型和側壁相交處的邊界層分離區會沿展向約以45度角向模型中間擴展，影響翼型的繞流特性。為減少側壁邊界層的影響，國內外翼型風洞曾採用了許多控制方法。風洞側壁邊界層吹除法以對吹除位置不敏感的特點，作為常規翼型實驗，結合實驗室已有的高壓儲氣設備，NF-3風洞採用該方法對側壁附面層進行控制。
附面層吹氣法的基本原理是在模型區布置吹氣縫，通過給模型區主氣流中增加切向的、可調節壓力的均勻氣流，使流經風洞沿程所形成的較厚邊界層得到減薄，從而提高翼型實驗，尤其是帶有增升裝置的多段翼型實驗的準確性。
解亞軍介紹了NF-3風洞二元實驗段側壁邊界層吹除控制系統及實驗方法，以GAW-1翼型為例，給出了不同吹氣係數對風洞邊界層的控制效果，研究了附面層吹除法對單段翼型和多段翼型實驗結果的影響規律。結果表明，該控制系統能有效地改善翼型表面的流動特性。
