Research on semiconductor strain gage balance technology applied in shock tunnel
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摘要: 对于有效试验时间仅有十至几十毫秒的激波风洞，常规应变天平和压电天平无法满足高精度气动力测量要求。半导体应变计的应变灵敏度远大于常用的金属电阻应变计，但其温度系数比金属电阻应变计高出2个数量级。针对此问题，设计了温度自补偿的半导体应变计并应用于等强度梁试验，结果表明：温度自补偿能够有效改善半导体应变计的温度效应，可将温度漂移降低至0.2% FS。在此基础上，设计了一杆高频响六分量半导体应变天平，通过天平、支杆一体化等设计，将测力试验系统的一阶固有频率提升至100 Hz以上。天平静态校准结果表明：该天平的综合加载误差达到国军标合格指标，综合加载重复性达到国军标先进指标。激波风洞B-2标模测力验证试验结果表明：在有效试验时间内，该天平可获得一个周期以上的输出信号，风洞试验结果与气动手册参考值、CFD计算值吻合较好。Abstract: The conventional strain balance or piezoelectric balance cannot meet the requirements of high precision aerodynamic measurement in the shock tunnel, as the effective test time is very short. The strain sensitivity of the semiconductor strain gage is much higher than that of the foil strain gage, but its temperature coefficient is two orders of magnitude greater than that of the foil strain gage. This paper designed a temperature-self-compensation semiconductor strain gage, and applied it on equal strength beam experiments. The results show that the temperature self-compensation technology can effectively improve the temperature effect of the semiconductor strain gage, and the temperature drift of the semiconductor strain gage is reduced down to 0.2% FS after temperature compensation. In this paper, a six-components balance with high frequency response is designed for the shock tunnel, and the results of calibration show that the combining loading repeatability and combining loading error of the balance meet the requirements of the national military standards. The balance can acquire more than one signal during effective test time as the inherent frequency of the test system is more than 100 Hz, and the results of the shock tunnel test are in good agreement with reference values of the aerodynamic manual and CFD results.
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0 引言
由于采用涡轮螺旋桨发动机作为动力装置的涡轮螺旋桨飞机具有起飞(着陆)距离短、巡航时间长等优点，故从上世纪70年代末期起，涡桨发动机在通用飞机、教练机、军用运输机、预警机、侦察机及地效飞机等机种上得到广泛的应用。
螺旋桨会对飞机产生较大的动力影响，这种动力影响包括直接影响和间接影响。直接影响主要是螺旋桨产生的拉力、扭矩和法向力对飞机气动特性的附加影响；间接影响是指螺旋桨产生的滑流与飞机各部件之间的干扰作用，这种影响使飞机升力、阻力增加，下洗发生变化，飞机的操纵性、稳定性及舵面效率均受影响。
螺旋桨滑流对于飞机纵向气动特性的影响，尤其是升阻特性的影响一直以来都受到涡桨飞机设计者的广泛关注。近年来，国内外关于螺旋桨滑流的风洞试验以及数值计算研究都取得较多的研究成果。2004年，Arne W.Stuermer[1]在非定常条件下，做了螺旋桨滑流对机翼影响的研究，结论有：由于做了无黏假设，使计算拉力系数比试验值大5%左右；滑流使升力增加的同时，也使阻力、滚转力增加。2014年，杨小川[2]等人利用动态拼接结构网格技术和双时间步推进方法，研究了双发涡桨飞机螺旋桨非定常滑流效应并分析了滑流对流场的影响，得出了飞机部件受滑流影响后升力系数增加的结论及飞机表面流场受滑流影响的变化情况。
如今的民用飞机，尤其是大型运输类飞机，为了增大运输载荷常常使用T型尾翼布局，但是T型尾翼布局带来的典型问题就是T尾深失速问题。对于螺旋桨驱动的运输类T尾飞机，螺旋桨高速旋转对机翼及T尾产生的滑流影响与T尾深失速问题的耦合影响是较为复杂的。
1 试验设备与模型
1.1 风洞及支撑设备
本研究所使用风洞为中航气动院FL-9风洞，该风洞为低速单回路闭口风洞，试验段截面为扁八角形，试验段截面尺寸是4.5m×3.5m，试验段有效截面积14.77m2，空风洞最大风速为130m/s。
大迎角滑流风洞试验的模型支撑方式采用单支杆腹撑，其中常规的单支杆用于完成迎角范围0°~20°的试验，新加工一个带预弯偏度的单支杆用于完成16°~50°的大迎角试验。无动力试验风速为50m/s，带动力试验风速为30m/s和40m/s。大迎角条件下飞机模型在风洞试验段截面的阻塞度为4.4%，满足风洞试验对模型阻塞度[3]的要求。桨叶雷诺数采用70%螺旋桨半径计算得到，为0.19×106，全机雷诺数采用平均气动弦长为参考长度计算得到，为0.92×106。
1.2 试验天平
本试验中全机试验采用中航气动院单支杆支撑内式六分量应变天平，试验所采用天平均经过校准并且处于有效使用期内。
1.3 试验模型
该模型以常规布局的涡桨飞机带动力模型为基础，模型缩比的尺寸适于实验。由于螺旋桨动力模拟试验使用的是电机驱动螺旋桨旋转，而电机的电线及冷却水管都要在机翼中走线，且4发试验线路和管路数量较大，最终模型加工了2套机翼，即无动力试验采用普通机翼，带动力试验采用新加工机翼。此外，该套全金属模型具备起飞、巡航及着陆3种构型，后襟偏度分别为0°、20°和45°。
2 试验方法与试验项目
2.1 试验方法
本滑流试验采用电机驱动的螺旋桨进行涡桨飞机的动力模拟试验。螺旋桨动力模拟试验采用固定拉力系数的间接模拟方法。首先进行预备性单桨试验，选定不同拉力系数对应的桨叶角、全机带动力试验风速和滑流电机转速。在进行正式带动力试验时，模型正装在腹撑支杆上，由内式应变天平测得的气动力扣除相应的支架干扰量与单桨试验测得的螺旋桨的直接力、力矩后，进行相应的计算，就得到了螺旋桨滑流影响下的飞机气动特性。
2.2 试验项目
本滑流测力风洞试验研究项目包括：飞机模型的无动力常规迎角测力试验、飞机模型无动力大迎角测力试验、模型带动力滑流影响试验、大迎角条件下滑流与平尾深失速效应的耦合影响研究试验。
2.3 试验数据处理
本滑流测力试验数据中力和力矩系数均以风轴系给出，本文曲线中全机数据均为扣除了单桨拉力及拉力引起力矩后的数据。此外，试验数据处理时扣除了模型自重的影响。
试验进行了洞壁干扰的修正[3]和支撑干扰的修正[3]，其中洞壁干扰修正采用“映像法”修正，支架干扰修正采用镜像支杆“两步法”，正式试验前完成了支架干扰修正试验，并取得了对应正式试验状态的支架干扰量。
本文曲线中所使用的数据，是对常规迎角范围和大迎角范围的试验数据进行了搭接处理，对2根支杆16°~20°的数据都进行了数据平均。
3 试验结果讨论
3.1 无动力条件下平尾深失速影响试验
采用T型尾翼布局的潜在影响来自于深失速的流动状况，在机翼失速后的某个迎角范围内，平尾将会浸没在机翼尾流之中，此时平尾和升降舵的效率会显著降低，这给失速状态的改进增加了困难。
进行了无动力条件下飞机巡航、起飞及着陆3种构型的大迎角纵向气动特性影响试验，即没有滑流影响下的平尾深失速试验。纵向气动特性曲线如图 2所示，随着襟翼偏度的增加，飞机模型的纵向静稳定性降低。
小迎角时襟翼偏度的变化对俯仰力矩系数的影响很小，在角度12°~36°的平尾深失速影响区域，巡航构型的曲线相对较为线性，而着陆构型的曲线上扬趋势明显，即在这段角度区间内随着襟翼偏度的增加，纵向静稳定性不断降低，平尾的失速效应随着襟翼偏度的增加而愈发明显，迎角超过40°之后，平尾已经从机翼的洗流影响中恢复过来。
从图 1中可以看出，随着迎角α的增大，俯仰力矩系数与迎角的线性变化关系一直保持到迎角12°附近，此后俯仰力矩系数与迎角的变化关系呈现不利于纵向稳定的趋势，并且当迎角增加到约16°以后，平尾所能提供的低头力矩会迅速减小，因此飞机一旦进入迎角大于16°的大迎角状态，依靠升降舵将难以稳定和减小飞机的飞行迎角。
在迎角较小的时候，机翼尾流对于平尾的影响主要是下洗作用，这种下洗作用延迟了平尾流动的分离，因此在此范围内，平尾上的升力和力矩与迎角都呈现线性关系。当迎角逐渐增大时，平尾开始进入机翼翼面分离流动的尾迹区，然后随着迎角继续增大平尾全部落入其尾迹中。当迎角继续增大时，平尾已经处在机翼翼面尾迹区域以外，此时由于动压的突然恢复，平尾上的升力和低头力矩迅速恢复，全机俯仰力矩与迎角再次恢复有利的变化关系。从图 2的俯仰力矩系数曲线中可以明显看到整个平尾失速及改出的过程。
3.2 螺旋桨滑流与平尾深失速耦合影响
图 3、4和5给出了飞机巡航、起飞及着陆3种构型有无滑流影响的试验对比曲线图。从常规试验迎角范围内的数据可以看到，带滑流后飞机的升力系数明显增加，并比较起飞构型拉力系数分别为0.15和0.3的升力系数曲线，可以看Tc=0.3的试验曲线升力线斜率增加更明显。与此同时，带滑流后飞机的阻力系数也是增加明显，且相同构型条件下随着拉力系数的增加飞机的阻力系数也增加。在小迎角无动力时，负的机翼迎角产生负升力；有动力时，滑流增加了机翼的负升力效应，产生负升力增量。螺旋桨滑流一方面增加了机翼升力，但增加的下洗作用又使平尾的升力减小，后者大于前者，因此升力的增量仍然是负值。大于一定迎角后，机翼升力的增加起主导作用，导致升力迅速增加。
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图 3 飞机巡航构型有无滑流对比试验曲线Fig. 3 Test data comparison with slipstream and without slipstream for aircraft cruise configuration![]()
图 4 飞机起飞构型有无滑流且不同拉力系数对比试验曲线Fig. 4 Test data comparison with slipstream and without slipstream at different lift coefficients for aircraft taking-off configuration![]()
图 5 飞机着陆构型有无滑流且不同拉力系数对比试验曲线Fig. 5 Test data comparison with slipstream and without slipstream at different lift coefficients for aircraft landing configuration滑流对飞机的纵向静稳定性方面的影响也是非常明显，可以看到飞机的3种构型受到滑流影响后静稳定性均是降低的。由于滑流掠过机翼和平尾，一方面使机翼和平尾处的速压增加，提高平尾的作用；另一方面滑流影响又使平尾处的下洗增强，减弱了平尾的作用，后者的影响大于前者，因此随着拉力系数的提高，纵向静稳定性降低。
当试验迎角较大时，即平尾进入机翼洗流并改出的过程中，螺旋桨滑流和深失速效应存在一定的耦合影响，图 3、4和5的大角度试验结果说明了这一点。
首先，在飞机巡航状态时采用拉力系数0进行带动力试验，由于零拉力系数产生的滑流影响较小，可以从曲线中看到，滑流对升力和阻力的影响不大，但对迎角20°左右的俯仰力有一定影响，即平尾刚刚进入深失速区时候的不利影响加剧了。
其次，图 4中是起飞构型无动力状态和拉力系数分别为0、0.15和0.3的滑流对飞机纵向气动特性影响的对比曲线。从曲线中可以看到，随着拉力系数的增加，升力系数和阻力系数的增加非常明显，小角度试验结果与大角度试验结果规律基本一致。对于带动力条件下的平尾深失速效应，随着拉力系数的增加整体的大角度纵向静稳定性明显越来越差，平尾深失速效应加剧，平尾进入机翼洗流和改出的过程越来越不明显。
最后，图 5中是着陆构型无动力状态和拉力系数分别为0、0.1和0.15的滑流对飞机纵向气动特性影响的对比曲线。着陆构型的襟翼偏度相对于起飞构型要大，滑流对飞机升阻特性的影响与起飞状态基本一致。
对于着陆构型的滑流与深失速耦合的影响，从图 4中的俯仰力矩曲线在迎角12°~35°可以发现一定的规律，但是耦合效应的整体影响相对于起飞构型(即襟翼偏度较小)时随着拉力系数的增加规律性并不明显。带动力数据和无动力数据相比，整体纵向静稳定性降低得非常明显，尤其是大角度条件下，平尾从深失速状态改出的效果并不明显。
4 结论
本文以螺旋桨滑流风洞试验技术结合大迎角风洞试验技术为手段研究了螺旋桨滑流对飞机纵向气动特性的影响规律，尤其是平尾深失速效应与滑流耦合影响的规律，具体研究结论如下：
(1) 螺旋桨滑流使得飞机的升力系数和阻力系数明显增加且纵向静稳定性降低，在大迎角试验时滑流对飞机纵向气动特性的影响规律基本与小迎角时一致；
(2) 对于高平尾布局的飞机，螺旋桨滑流的存在加剧了深失速效应，且从深失速效应中改出更加困难。
(3) 螺旋桨滑流与平尾深失速的耦合影响是非常复杂的，其对高平尾布局涡桨飞机的纵向气动特性影响对于飞机的气动设计至关重要。
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表 1 应变计主要性能对比
Table 1 Characteristics of different strain gages
应变计类型 金属电阻应变计 常规半导体应变计 应变灵敏度系数 1.8~2.2 80~210 电阻温度系数/(℃-1) 2.0×10-5 (70~700)×10-5 温度范围/℃ －270~650 －30~150 
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表 2 天平设计载荷与设计应变
Table 2 The range and strain design of balance
天平分量 轴向力分量A 法向力分量N 侧向力分量C 滚转力矩分量L 偏航力矩分量Nb 俯仰力矩分量M 设计载荷/(N；N·m) 30 200 40 2 5 15 设计应变/με 10~50 10~50 10~50 10~50 10~50 10~50
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表 3 试验系统前六阶固有频率
Table 3 The first six mode frequencies of system
模态 一阶 二阶 三阶 四阶 五阶 六阶 频率/Hz 100 119 200 308 407 558 振型 侧向 法向 侧向 法向 滚转 侧向
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表 4 天平多元校准结果
Table 4 The results of multi-component calibration
天平分量 轴向力分量A 法向力分量N 侧向力分量C 滚转力矩分量L 偏航力矩分量Nb 俯仰力矩分量M 综合加载重复性/(% FS) 0.08 0.04 0.05 0.04 0.02 0.03 综合加载误差/(% FS) 0.15 0.22 0.34 0.48 0.16 0.04
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表 5 试验流场参数表
Table 5 Parameters of flow field
流场参数 数值 单位 来流马赫数Ma∞ 10.5 自由流动压q∞ 13 747 Pa 自由流单位雷诺数Re/L 5.97×106 m-1 自由流静压p∞ 174.56 Pa 自由流静温T∞ 46.73 K
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表 6 试验结果重复性精度
Table 6 The repeatability accuracy of results
天平分量 轴向力分量A 法向力分量N 俯仰力矩分量M 纵向压心系数Xcp 半导体应变天平/% 0.92 0.88 0.85 0.16 压电天平/% 4.01 1.51 1.60 0.58
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期刊类型引用(1)
1. 张志涛，谢长川，黄坤慧，杨超. 非对称入流对“螺旋桨/机翼”系统气动特性的影响. 航空动力学报. 2023(02): 382-393 . 
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