高速風洞中條帶懸掛支撐干擾研究

李 強，劉大偉，陳德華

（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心空氣動力學國家重點實驗室，四川綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

高速風洞中條帶懸掛支撐干擾研究

李 強1，2，＊，劉大偉1，2，陳德華1，2

（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心空氣動力學國家重點實驗室，四川綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

以Ty-154標模為研究對象，分別對其有、無假條帶干擾進行試驗，獲得了條帶支撐干擾量。采用嵌套網(wǎng)格方法，數(shù)值模擬了條帶對Ty-154標模的干擾作用。結(jié)合試驗與數(shù)值結(jié)果，分析了支撐干擾產(chǎn)生的機理，探討了條帶支撐對模型局部細節(jié)的一些破壞可能產(chǎn)生的影響，并與尾、腹支撐干擾特點進行了對比。數(shù)值模擬與試驗結(jié)果吻合較好，研究方法可靠性高。結(jié)果表明：條帶支撐對CL干擾很小，使得CD增大約0.0005，并產(chǎn)生一個較小的抬頭力矩干擾，較尾、腹支撐優(yōu)勢明顯；Ma＞0.9時，條帶干擾量增大，干擾規(guī)律不定；動帶機身開槽及定帶轉(zhuǎn)軸對試驗結(jié)果影響都很小。

條帶支撐；支撐干擾；風洞試驗；計算流體力學；嵌套網(wǎng)格

0 引 言

大型飛機是當今社會發(fā)展不可或缺的重要航空飛行器，無論是在商業(yè)還是軍事領(lǐng)域都有極高的戰(zhàn)略意義［1］。良好的氣動布局是大型飛機獲得較高飛行性能和經(jīng)濟性能的前提，因此，在大型飛機的研制過程中獲得精準的風洞試驗數(shù)據(jù)顯得尤為重要。

在風洞試驗中，條帶支撐系統(tǒng)具有支撐剛度更高，試驗迎角范圍更大，支撐干擾較小等優(yōu)點。尤其是對于大型飛機，機身尾部呈收縮上翹的船尾形布局，采用傳統(tǒng)的尾支撐形式會對其尾部流動造成嚴重的破壞，條帶支撐是其理想的支撐形式［1］。

尾支撐和腹支撐等大型飛機常用支撐形式，支撐結(jié)構(gòu)簡單，支撐干擾的研究較多，對試驗數(shù)據(jù)的修正也積累了豐富的經(jīng)驗［2］。對于條帶或張線等懸掛類支撐形式，在低速風洞中的應用和研究較多［4-5］，而在高速風洞中支撐干擾特性的研究比較匱乏，一定程度上制約了其在高速風洞中的應用。

目前，國內(nèi)外關(guān)于支撐干擾的研究方法主要有試驗方法和數(shù)值計算方法［2］，試驗方法采用輔助支撐和主支撐相結(jié)合的方式，得到的干擾量值在工程上比較可信，但試驗方法成本較高，且無法觀察流場分布，不利于了解產(chǎn)生干擾的機理。數(shù)值方法可以方便地得到流場信息，便于分析支撐干擾產(chǎn)生的機理。

本文以中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速所2.4m跨聲速風洞（以下簡稱2.4m風洞）常用的Ty-154標模為研究對象，采用風洞試驗與數(shù)值計算相結(jié)合的方法，對Ty-154模型在有無條帶支撐2種情況下的氣動特性和流場特征進行了對比分析，總結(jié)出了條帶支撐對模型試驗產(chǎn)生的干擾特點，探討了條帶干擾產(chǎn)生的機理；此外，對比分析了條帶支撐與其他常用支撐方式的干擾特點，為工程應用提供了參考。

1 試驗方法

1.1 試驗模型及風洞

研究模型為簡化的Ty-154飛機模型，是2.4m風洞大飛機標模之一。如圖1所示，模型展長為1.70682m，平均氣動弦長為0.25m，機身長度為1.95963m，零迎角時，在2.4m風洞中的堵塞度約為0.529%。模型為全金屬結(jié)構(gòu)，由機頭、整體加工的機身中段、機翼、機身尾段、立尾以及高平尾組成。該模型可同時滿足條帶支撐和尾部支撐試驗條件。圖2給出了模型在2.4m風洞中的安裝照片及采用的尾支撐和條帶支撐形式。試驗采用固定轉(zhuǎn)捩的方式進行［3］。轉(zhuǎn)捩圓柱位置分別為：機翼、平尾和垂尾7%弦線處，機身距頭部10%處。

圖1 Ty-154標模外形尺寸圖Fig.1 Sketch of Ty-154test model

圖2 Ty-154標模條帶支撐干擾試驗相片F(xiàn)ig.2 Photo of vane interference correction tests of Ty-154model

2.4m風洞是我國自行設(shè)計建造的第一座2m量級的大型暫沖式跨聲速風洞，試驗馬赫數(shù)范圍為0.3～1.4。試驗段尺寸為2.4m×2.4m×7m（高×寬×長）。其中條帶支撐試驗段左右為實壁，上下為開槽壁，槽數(shù)n＝6，其開槽壁板開閉比變化范圍為7.5%～12.5%。

1.2 試驗條件

試驗馬赫數(shù)范圍：Ma＝0.4～0.8，迎角范圍：α＝-4°～8°。雷諾數(shù)為Re＝2.3×106～4.2×106，隨馬赫數(shù)不同有所變化。

1.3 支撐干擾扣除方法

圖3給出了條帶支撐干擾試驗原理示意圖。其中，“狀態(tài)1”是單純的“尾支撐”試驗，“狀態(tài)2”是“尾支撐＋假條帶”試驗，“狀態(tài)2”的氣動數(shù)據(jù)減去“狀態(tài)1”的氣動數(shù)據(jù)，就得到“條帶支撐”的干擾量。

圖3 條帶支撐干擾試驗原理Fig.3 The method of vane support interference tests

由于常規(guī)尾支桿剛度差，在試驗過程中抖動劇烈，與條帶支撐組合時模型與“模擬條帶”之間容易發(fā)生相互碰撞，導致試驗數(shù)據(jù)失真，甚至損壞條帶及模型。因此，研究中采用圖2中所示的高強度尾支撐，該支撐自身的干擾量可能較大，僅用來配合條帶支撐進行支撐干擾試驗。

2 數(shù)值方法

研究采用有限體積法求解雷諾平均NS方程，無粘通量的離散采用MUSCL-ROE格式，粘性通量采用中心格式，離散方程組的求解采用LU-SGS方法，湍流模型為一方程SA模型。

2.1 計算網(wǎng)格

研究中需數(shù)值模擬Ty-154模型與多種支撐方式組合的狀態(tài)，且不同迎角下條帶與模型間位置是變動的，如采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對計算域進行整體劃分，拓撲結(jié)構(gòu)復雜，工作量大。本文選擇使用對于處理復雜外形計算域更有優(yōu)勢的多區(qū)重疊／嵌套（Chimera）網(wǎng)格方法。將復雜的流動區(qū)域分成幾何邊界比較簡單的子區(qū)域，各子區(qū)域中的計算網(wǎng)格獨立生成，彼此存在著重疊或嵌套關(guān)系，流場信息通過插值在重疊區(qū)邊界進行匹配和耦合［9］。

由于研究中僅涉及模型的縱向氣動特性，為節(jié)省網(wǎng)格計算資源，對半模型進行了網(wǎng)格劃分。圖4給出了計算模型表面及對稱面網(wǎng)格劃分情況，網(wǎng)格單元總量視構(gòu)型不同從330萬～400萬不等。在網(wǎng)格劃分時，首先生成帶支撐的計算網(wǎng)格，無支撐時，僅將支架貼體網(wǎng)格刪除，其外圍的背景網(wǎng)格保留（圖3未給出），盡最大可能保證了有無支撐網(wǎng)格間的一致性，減少網(wǎng)格因素帶來的數(shù)值誤差。

圖4 模型表面及對稱面網(wǎng)格劃分及挖洞結(jié)果Fig.4 Surface and symmetry plane grids of Ty-154 model and hole-cutting results

2.2 數(shù)值方法的可靠性驗證

圖5給出了數(shù)值模擬與試驗結(jié)果的對比，包括升力系數(shù)（CL）、阻力系數(shù)（CD）、和俯仰力矩系數(shù)（Cm）隨迎角的變化，其中實線是計算結(jié)果，圓圈代表試驗結(jié)果。風洞試驗是在2.4m風洞中采用條帶懸掛支撐方式進行的，已通過試驗方法扣除了支撐干擾量；數(shù)值模擬采用單純的Ty-154模型布局，沒有任何支撐方式。

圖5 Ty-154標模數(shù)值計算結(jié)果與試驗結(jié)果的比較（Ma＝0.6）Fig.5 Comparison between CFD and experimental results of Ty-154model（Ma＝0.6）

可以看出數(shù)值與試驗結(jié)果的升阻曲線吻合得很好，只在失速迎角后略有差異；俯仰力矩曲線數(shù)值與試驗結(jié)果變化趨勢一致，在α≤5°時，數(shù)值結(jié)果力矩系數(shù)與試驗基本一致，考慮到失速迎角后流動分離現(xiàn)象嚴重，試驗結(jié)果精準度降低，且基于RANS的數(shù)值方法對于分離現(xiàn)象模擬不足，α＞5°時力矩差異較為明顯。

支撐干擾量計算公式為：

支撐干擾的影響是2組氣動特性曲線的差量。圖6中“○”符號代表在2.4m風洞中使用條帶支撐作輔助支撐獲得的尾支撐干擾量，實線為數(shù)值模擬結(jié)果，不難看出數(shù)值與試驗方法得到的干擾量一致性較好。綜合以上對比驗證，在小迎角（α≤5°）下，采用上述數(shù)值方法獲取的支撐干擾量有效可靠。

圖6 尾支撐干擾量數(shù)值計算與試驗結(jié)果的比較（Ma＝0.6）Fig.6 Comparison of interference results of sting via CFD and experiments（Ma＝0.6）

3 條帶支撐干擾特性及原理

通過對試驗及數(shù)值模擬結(jié)果進行分析探討，總結(jié)條帶支撐干擾特性及干擾機理如下：

3.1 支撐干擾特點

圖7給出了條帶支撐干擾量的試驗與數(shù)值模擬結(jié)果對比。不難看出，在小迎角范圍內(nèi)，試驗和數(shù)值方法得到的條帶支撐干擾量基本一致，獲得的干擾規(guī)律可靠性較高。條帶對試驗結(jié)果的干擾量較?。簩ιο禂?shù)CL的干擾量在0.002以內(nèi)，隨迎角近似呈線性關(guān)系；當α≤5°時，試驗阻力系數(shù)CD增大約0.0005；條帶干擾對模型造成一個較小的抬頭力矩，ΔCm在0.003附近。

圖7 條帶支撐干擾量數(shù)值與試驗結(jié)果對比（Ma＝0.6）Fig.7 Comparison of interferences results of vane via CFD and experiments（Ma＝0.6）

3.2 支撐干擾隨馬赫數(shù)變化規(guī)律

采用數(shù)值方法得到了典型迎角下條帶支撐干擾隨馬赫數(shù)變化規(guī)律。如圖8所示：在0.4≤Ma≤0.9范圍內(nèi)，條帶支撐干擾量隨馬赫數(shù)變化不明顯，但當Ma＞0.9時，干擾量開始增大，且規(guī)律不定，試驗數(shù)據(jù)可信度降低。亞聲速階段（Ma＜0.80），隨著馬赫數(shù)的增大，條帶支撐對阻力系數(shù)的干擾量有略微降低的趨勢。

圖8 條帶支撐干擾量隨馬赫數(shù)變化（數(shù)值模擬結(jié)果）Fig.8 Interference results of vane against Mach numbers

3.3 動、定帶干擾特點

以Ma＝0.7為例，表1列出了動、定帶干擾量之和與整體條帶的干擾量之差。不難看出，在小迎角范圍內(nèi)，定帶和動帶造成的干擾量基本滿足線性疊加關(guān)系，即：

表1 動、定帶干擾量與條帶整體干擾量關(guān)系（Ma＝0.7）Table 1 The relationship of front and back vane interference and the whole vanes interference（Ma＝0.7）

圖9給出了典型狀態(tài)下條帶支撐對模型全機表面壓力系數(shù)的干擾量分布云圖?？梢钥闯?，動定帶干擾區(qū)域有較大的區(qū)別。由于條帶的厚度很小，模型表面大部分壓力分布均未受到干擾或干擾量很??；動帶穿模型前機身而過，對模型表面流場的干擾主要集中在前機身對稱面附近；而定帶的干擾量主要分布在后機身側(cè)面、翼根后緣及后方的平尾表面。

圖9 條帶支撐對模型表面壓力系數(shù)干擾量ΔCp分布（Ma＝0.6，α＝2°）Fig.9 Distribution contour of interferences to the pressure coefficient of Ty-154model surface caused by vane support（Ma＝0.6，α＝2°）

綜上所述，動、定帶造成的干擾之間耦合作用很小，兩者是相互獨立的，可單獨分析其干擾特點。

圖10中為動、定帶干擾與條帶整體干擾量對比圖，圖中“All”代表全部條帶，“Back”代表定帶，“Front”代表動帶。可以看出，動帶干擾隨迎角變化不明顯，是相對穩(wěn)定的量，且是條帶支撐對阻力和俯仰力矩產(chǎn)生干擾的主要原因；定帶對阻力和俯仰力矩的干擾量很小，對模型升力的干擾使得升力線斜率CLa略有降低，較大迎角下條帶整體干擾作用主要由定帶產(chǎn)生。

圖10 動、定帶及全部條帶的支撐干擾量對比（Ma＝0.6）Fig.10 Comparison of interferences caused by front vane，back vane and whole vanes（Ma＝0.6）

3.4 支撐干擾機理研究

如圖11所示，動帶位于前機身等直段上，距離機翼前緣較遠，對模型的干擾主要體現(xiàn)在阻力及俯仰力矩上。由于動帶斜穿過機身前部，下機身干擾區(qū)距離全機力矩參考點較上機身遠，干擾量作用力臂較長，因此動帶干擾對模型試驗造成一個抬頭力矩。

圖11 動帶附近模型機身表面壓力干擾量ΔCp分布（Ma＝0.6，α＝2°）Fig.11 Distribution contour of interferences to the pressure coefficient of Ty-154model surface caused by front vane support（Ma＝0.6，α＝2°）

Ty-154模型后機身為船尾形上翹布局，在小迎角下，流經(jīng)后機身定帶安裝處干擾區(qū)的氣流向模型尾部發(fā)展時會順著機身軸向進入船尾形側(cè)下方（見圖12），因此，定帶后緣造成的增壓干擾區(qū)域向下游蔓延時對船尾形下沿的干擾要高于上沿。機身受干擾區(qū)域隨迎角變化明顯，造成圖10中升力線斜率略有改變。

定帶干擾前傳，使得翼根后緣處壓力略微升高。從圖12中亦可看出，定帶對整個內(nèi)翼段翼根后緣處造成的干擾最大，但ΔCp最大僅為0.01左右，對整體氣動特性干擾不明顯。

圖12 定帶支撐對機身、機翼表面壓力系數(shù)干擾量ΔCp分布（Ma＝0.6，α＝2°）Fig.12 ΔCpdistribution of aft-fuselage and wing root

3.5 較高Ma數(shù)下干擾機理

對于機身下表面，當Ma≤0.9時，干擾區(qū)域隨Ma數(shù)增大；但當Ma＞0.9時，動帶干擾量和干擾區(qū)又呈下降趨勢（圖13）。

圖13 機身下表面動帶附近壓力系數(shù)干擾量分布隨馬赫數(shù)變化Fig.13 ΔCpdistribution of lower-fuselage surface near front-vane varies against Mach numbers

如圖14所示，在馬赫數(shù)較高的情況下，模型機身頭部等直段前緣出現(xiàn)了一道貼體激波，在機身下表面，動帶安裝位置直接位于激波的波后，“下動帶”與模型相交處當?shù)伛R赫數(shù)很低，因此，干擾作用降低。Ma＞0.9時，動帶對模型下表面干擾作用隨著馬赫數(shù)的增大而減少；“下動帶”的干擾作用前傳使機身下表面激波位置略有前移，也會改變其對下機身的干擾規(guī)律。

在馬赫數(shù)較大時，定帶對機翼的干擾也發(fā)生了很大的變化，如圖15所示，在Ma＝0.9時，翼根附近激波強度較弱，小迎角下定帶干擾對機翼表面激波位置干擾還很小，而當Ma＝0.95時，隨著馬赫數(shù)的增大，定帶周圍開始出現(xiàn)激波，翼面上激波強度增大，激波位置后移，距離定帶的安裝位置更近，定帶的存在對激波的產(chǎn)生有一定阻礙作用，使得機翼內(nèi)翼段激波提前出現(xiàn)。隨著馬赫數(shù)增大，平尾表面激波位置亦產(chǎn)生后移，因此定帶距離激波波前位置進一步拉大，其對平尾的干擾作用也出現(xiàn)降低。

圖14 較高馬赫數(shù)下動帶周圍流場分布情況Fig.14 The flow field near front vanes at relative high Mach numbers

圖15 較高馬赫數(shù)下條帶對機翼平尾表面干擾分布情況Fig.15 ΔCpdistribution of wing and horizontal empennage at relative high Mach numbers

綜上所述，當Ma＞0.9時，定帶對機翼、平尾表面激波的干擾特性都會發(fā)生很大的變化，加之動帶對機頭激波的干擾作用，條帶整體對模型試驗氣動力的干擾量加劇，干擾規(guī)律變得更加復雜。

3.6 細節(jié)模擬對條帶支撐干擾的影響

條帶支撐試驗中一些細節(jié)也有可能對試驗數(shù)據(jù)產(chǎn)生較大的影響。如動帶穿過前機身繞機身轉(zhuǎn)動，會給機身留下一定縫隙。模型繞定帶轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)軸亦穿機身而過，可能對機身尾部附近產(chǎn)生較大干擾。

為了簡化研究模型，數(shù)值模擬時并未模擬動帶的存在，僅研究機身開槽對試驗數(shù)據(jù)的影響（見圖17）。定帶轉(zhuǎn)軸干擾研究則為真實模擬。

圖16 動帶與前機身相交處及定帶轉(zhuǎn)軸細節(jié)圖Fig.16 Detailed photos of the joint of front vane and fuselage and the shaft of back vane（Ma＝0.6）

圖17 開槽形狀及位置尺寸示意圖Fig.17 The study model of the crack between the fuselage and front vane

圖18 模擬機身開槽和定帶轉(zhuǎn)軸對試驗結(jié)果的干擾量（Ma＝0.6）Fig.18 The calculated interferences caused by the fuselage crack and the shaft of back vane

圖18給出了動帶機身開槽和定帶轉(zhuǎn)軸對縱向特性的影響曲線?？梢钥闯?，動帶機身開槽對模型的升阻特性干擾很小，可以忽略；對Cm-α曲線略有影響，在α＝10°時僅為0.001，量值較小，且試驗中采用了軟橡膠墊封堵動帶周圍縫隙（如圖16），縫隙尺寸更小，相應的影響量會更小。模擬轉(zhuǎn)軸對阻力及力矩的干擾很小，但對CL會造成0.001～0.003的干擾。該干擾量相對圖5中條帶的干擾量較大，轉(zhuǎn)軸干擾量與條帶干擾量疊加后對CL產(chǎn)生0.002左右的干擾。

由圖19可以看出，動帶機身開槽的影響區(qū)域很小，僅在上下開槽縫隙的前后區(qū)域有較大體現(xiàn)。由于開槽縫隙很小，縫隙內(nèi)受外界高速流動誘導，出現(xiàn)速度很低的渦流，即便在α＝10°時，縫隙內(nèi)大部分空腔依然滿足Ma≤0.05，對于空腔外機身影響非常微弱，對模型整體流場產(chǎn)生的干擾可以忽略。轉(zhuǎn)軸的存在則放大了定帶的干擾作用：定帶前方的機身表面壓力系數(shù)進一步增加，后方和機身橫向的干擾區(qū)域也有所擴大。

圖19 動帶機身開槽及定帶轉(zhuǎn)軸影響（Ma＝0.6）Fig.19 The flow field interference caused by the fuselage crack and the shaft of back vane

3.7 與其他支撐方式對比

采用相同的數(shù)值方法獲得了尾支撐與腹支撐的試驗干擾規(guī)律，圖20給出了與條帶支撐干擾量的對比。

3種支撐方式對升力系數(shù)干擾較小，尾支撐與腹支撐對模型升力系數(shù)干擾量大小相當，符號相反，而條帶支撐的干擾小很多；尾支撐與腹支撐對于阻力系數(shù)的干擾均在0.002以內(nèi)，條帶支撐則在0.001以內(nèi)，優(yōu)于尾、腹支撐；圖20中，條帶及腹支撐對俯仰力矩的干擾量較?。ém＜0.005），而尾支撐則對試驗結(jié)果造成一個較大的低頭力矩。

圖20 3種支撐方式支撐干擾量結(jié)果對比（Ma＝0.6）Fig.20 Comparison of interference results of different supports（Ma＝0.6）

4 結(jié) 論

通過對條帶懸掛支撐對高速風洞模型試驗的干擾特性進行研究，得到如下基本結(jié)論：

（1）試驗與數(shù)值研究結(jié)果吻合較好，研究獲得的條帶支撐干擾結(jié)果有較高可靠性；

（2）條帶支撐對CL干擾較小，在0.002以內(nèi)，使得CD增大約0.0005，并產(chǎn)生一個較小的抬頭力矩，ΔCm≈0.003；

（3）動、定帶對模型的干擾相互獨立，動帶是CD及Cm干擾的主要原因，定帶干擾隨迎角變化較明顯，對CLα略有干擾；

（4）較高Ma數(shù)時，動帶對模型機頭激波，定帶對機翼／平尾表面激波產(chǎn)生較大干擾，因此Ma＞0.9時，條帶干擾量增大，干擾規(guī)律不定；

（5）機身開槽影響可以忽略，定帶“轉(zhuǎn)軸”對CD及Cm的干擾很小，但對CL會造成0.001～0.003的干擾；

（6）較之尾、腹支撐，條帶支撐干擾小的優(yōu)勢較為明顯。

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Study on the support interference of vane suspension support system in high speed wind tunnels

Li Qiang1，2，＊，Liu Dawei1，2，Chen Dehua1，2
（1.State Key Laboaratory of Aerodynamics，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China；2.High Speed Aerodynamics Institute，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China）

Experiments with and without fake vanes are conducted using Ty-154standard model，and the interference magnitudes are acquired.Chimera grids are used in numerical investigation.Through the work of experiments and CFD，the interference mechanisms are studied，the influence of model’s breakage caused by the vanes is investigated，and the sting and belly blade support methods are also brought to compare with the vanes.The numerical results coincide well with experiments，proving the reliability of the study method.Due to the vanes’interference，theCDincrease about 0.0005and a small head-up pitching moment occurs whileCLchanges little.The vane support shows apparent advantages over sting and belly blade support in support interference characteristics.Under theMa＞0.9condition，the vanes’interference increases and becomes unpredictable.The influence of the crack between the front vane and the fuselage as well as the shaft of back vane is small.

vane suspension support；support interference；wind tunnel test；CFD；chimera grids

V211.4

A

（編輯：張巧蕓）

2016-03-26；

2016-06-18

＊通信作者E-mail：lq370402＠163.com

LiQ，LiuDW，ChenDH，etal.Studyonthesupportinterferenceofvanesuspensionsupportsysteminhighspeedwindtunnels.Journal ofExperimentsinFluidMechanics，2017，31（1）：100-108.李強，劉大偉，陳德華.高速風洞中條帶懸掛支撐干擾研究.實驗流體力學，2017，31（1）：100-108.

1672-9897（2017）01-0100-09

10.11729／syltlx20160053

李 強（1990-），男，山東棗莊人，助理工程師。研究方向：亞跨超聲速實驗空氣動力學。通信地址：四川省北川縣101信箱202分箱（622762）。E-mail：lq370402＠163.com