寬體客機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正方法

劉大偉，熊貴天,*，劉洋，許新，陳德華

1. 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 空氣動(dòng)力學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，綿陽 621000 2. 中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210

長期以來，世界的大型客機(jī)尤其是寬體客機(jī)市場主要由波音和空客兩大巨頭集團(tuán)所壟斷[1]。為打破這一壟斷局面，形成三足鼎立之勢，中國和俄羅斯計(jì)劃聯(lián)合研制寬體客機(jī)，競爭機(jī)型為空客A350飛機(jī)和波音787飛機(jī)。其基本型設(shè)計(jì)航程為12 000 km，典型巡航馬赫數(shù)為0.85，最大使用馬赫數(shù)為0.89，設(shè)計(jì)俯沖馬赫數(shù)為0.96，對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)要求很高。近些年來，計(jì)算機(jī)水平的飛速進(jìn)步和計(jì)算流體力學(xué)(CFD)理論與數(shù)值求解方法的不斷拓展與革新[2-3]，極大程度上促進(jìn)了CFD技術(shù)的發(fā)展及應(yīng)用，發(fā)展了成熟的基于CFD技術(shù)的航空飛行器氣動(dòng)綜合優(yōu)化設(shè)計(jì)技術(shù)。但對(duì)于具體的工程應(yīng)用問題，CFD在湍流/轉(zhuǎn)捩模擬、高精度格式、動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)及計(jì)算資源需求等關(guān)鍵問題上仍然力不從心?；贑FD開展的氣動(dòng)設(shè)計(jì)需要風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)驗(yàn)證，并依靠風(fēng)洞試驗(yàn)獲取足夠規(guī)模、可靠的氣動(dòng)數(shù)據(jù)。

因此，風(fēng)洞試驗(yàn)到目前為止仍然是獲取飛行器氣動(dòng)性能和開展氣動(dòng)設(shè)計(jì)的最主要手段之一[4-5]。由于民用客機(jī)對(duì)經(jīng)濟(jì)性、安全性、舒適性和環(huán)保性要求很高，如何提升寬體客機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度和準(zhǔn)度面臨較大的挑戰(zhàn)。其中，風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度可以通過提高風(fēng)洞流場品質(zhì)、測控系統(tǒng)穩(wěn)定性和試驗(yàn)?zāi)Ｐ图庸べ|(zhì)量等技術(shù)途徑實(shí)現(xiàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)準(zhǔn)度主要取決于從風(fēng)洞原始數(shù)據(jù)修正到真實(shí)飛行條件氣動(dòng)特性的能力水平。研究表明[6-10]，支撐/洞壁干擾、模型變形及流場畸變(氣流偏角和浮阻)是影響試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)度的主要因素，可通過發(fā)展和完善相應(yīng)數(shù)據(jù)修正技術(shù)予以修正。根據(jù)C919飛機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)研究成果與CRM(Common Research Model)標(biāo)模公開發(fā)表的技術(shù)資料[11]，尾支撐對(duì)飛機(jī)模型的俯仰力矩和阻力系數(shù)存在較為明顯的干擾，洞壁對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷?個(gè)縱向氣動(dòng)系數(shù)均有影響[12-14]，浮阻的阻力修正量取決于模型參數(shù)及試驗(yàn)段核心流的馬赫數(shù)軸向梯度(可達(dá)到5個(gè)阻力單位)，而模型變形影響量與風(fēng)洞試驗(yàn)中模型承受的氣動(dòng)力載荷和馬赫數(shù)緊密相關(guān)[14]。因此，準(zhǔn)確獲取寬體客機(jī)氣動(dòng)性能既離不開穩(wěn)定、可靠和高分辨率的風(fēng)洞試驗(yàn)系統(tǒng)，又依賴完備、可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正技術(shù)。

國際先進(jìn)風(fēng)洞(如ETW(European Transonic Wind tunnel)、NTF(National Transonic Facility) 和HST(High Speed Wind tunnel))除具備優(yōu)良的流場品質(zhì)和測試系統(tǒng)外，還擁有成熟的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正技術(shù)，在研制波音和空客系列飛機(jī)中發(fā)揮了重要作用。中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心2.4 m×2.4 m風(fēng)洞(CARDC FL-26)是現(xiàn)階段中國大型飛機(jī)研制的主力高速風(fēng)洞，在大型客機(jī)和軍用運(yùn)輸機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)中發(fā)揮了重要作用。經(jīng)中國大飛機(jī)工程牽引，結(jié)合小展弦比飛機(jī)的相關(guān)研究成果，通過設(shè)備升級(jí)改造和技術(shù)完善，F(xiàn)L-26風(fēng)洞已經(jīng)建立了大飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正體系(圖1)。本文結(jié)合寬體客機(jī)在2 m量級(jí)高速風(fēng)洞試驗(yàn)特點(diǎn)，對(duì)支撐/洞壁干擾、模型變形、流場畸變等進(jìn)行了系統(tǒng)修正，獲取了干凈的風(fēng)洞試驗(yàn)基準(zhǔn)數(shù)據(jù)，給出了試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正過程與結(jié)果分析，在以下方面實(shí)現(xiàn)了技術(shù)改進(jìn)。

1) 模型變形影響修正技術(shù)。在FL-26風(fēng)洞建立成熟的視頻模型變形(Videogrammetric Model Deformation, VMD)測量系統(tǒng)，基于實(shí)時(shí)測量變形結(jié)果和網(wǎng)格變形技術(shù)，利用CFD仿真手

圖1 大飛機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正體系Fig.1 Test data correction of large aircraft in high speed wind tunnel

段實(shí)現(xiàn)不同工況下對(duì)寬體客機(jī)模型機(jī)翼變形修正，可靠性達(dá)到工程化應(yīng)用水平，解決了長期以來大展弦比飛機(jī)模型在風(fēng)洞試驗(yàn)中受載變形引起的數(shù)據(jù)失真問題。

2) 支撐干擾修正技術(shù)。改進(jìn)傳統(tǒng)尾支撐干擾試驗(yàn)尾腔壓力處理方法，探索研究尾腔壓力測量位置、假支桿深入模型尾腔位置和直徑對(duì)試驗(yàn)結(jié)果影響，實(shí)現(xiàn)對(duì)寬體客機(jī)模型尾支撐干擾精確扣除，確定高速尾支撐干擾試驗(yàn)的方式。

3) 洞壁干擾修正技術(shù)。亞、跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ投氯纫话憧刂圃?%以內(nèi)，中低試驗(yàn)迎角時(shí)通常不進(jìn)行洞壁干擾修正。為準(zhǔn)確獲得寬體客機(jī)氣動(dòng)性能，摸索寬體客機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮贔L-26風(fēng)洞全模試驗(yàn)段洞壁干擾特性，專門研制一套壁壓測量裝置，應(yīng)用壁壓信息法進(jìn)行洞壁干擾影響修正研究。

4) 常規(guī)修正。平均氣流偏角修正時(shí)，采用微型電子迎角測量儀在同一模型位置實(shí)現(xiàn)模型正、反裝的姿態(tài)角測量，減小試驗(yàn)誤差。浮阻影響修正時(shí)，通過分部件按截面積積分方式，實(shí)現(xiàn)試驗(yàn)?zāi)Ｐ腕w積精確計(jì)算；同時(shí)，按寬體客機(jī)模型固定雷諾數(shù)為5×106試驗(yàn)總壓進(jìn)行了流場校測，對(duì)寬體客機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ透∽柽M(jìn)行精確修正，并研究了雷諾數(shù)為5×106試驗(yàn)總壓和常壓下的浮阻差異。

1 研究方法

1.1 試驗(yàn)方法

1.1.1 風(fēng) 洞

FL-26風(fēng)洞是一座試驗(yàn)段橫截面為2.4 m×2.4 m的半回流、暫沖引射式跨聲速風(fēng)洞。試驗(yàn)馬赫數(shù)Ma范圍為0.3～1.43，控制精度為0.002～0.003， 總壓范圍p0=(1.1～4.5)×105Pa。該風(fēng)洞能夠進(jìn)行變速壓試驗(yàn)，速壓可達(dá)到正常值的2～3 倍，實(shí)現(xiàn)不同試驗(yàn)雷諾數(shù)的模擬[15-17]。試驗(yàn)研究時(shí)，采用各馬赫數(shù)固定雷諾數(shù)Re=5×106進(jìn)行。

風(fēng)洞配備4個(gè)試驗(yàn)段：全模試驗(yàn)段、半模試驗(yàn)段、張線試驗(yàn)段和內(nèi)埋彈倉試驗(yàn)段。全模試驗(yàn)段輪廓長為10.2 m，寬為5.5 m，高為6.18 m，試驗(yàn)段入口尺寸為2.4 m×2.4 m，出口尺寸為2.79 m×2.79 m，試驗(yàn)段前半部分為模型試驗(yàn)區(qū)，長度為7 m； 后半部分為模型支撐區(qū)，長度為3.2 m。試驗(yàn)段四壁均開有?24 mm的斜孔，模型區(qū)的開孔率為4.3%。

1.1.2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀蓹C(jī)身、機(jī)翼(翼下帶2個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)通氣短艙)、平尾、垂尾等部件組成，模型縮比為1∶39，全長為1.628 6 m，機(jī)翼展長(帶小翼)為1.563 2 m。 模型0°迎角時(shí)在FL-26風(fēng)洞中的堵塞度約為0.97%。

試驗(yàn)采用前置轉(zhuǎn)捩，通過在機(jī)頭、機(jī)翼、短艙、掛架、平尾和垂尾等主要部件粘貼柱狀轉(zhuǎn)捩帶實(shí)現(xiàn)附面層轉(zhuǎn)捩，柱狀轉(zhuǎn)捩帶粗糙元直徑為1.3 mm， 間距為2.5 mm。各部件轉(zhuǎn)捩帶位置和高度如下：

1) 機(jī)頭：距機(jī)頭前緣25 mm處，轉(zhuǎn)捩帶高度為0.15 mm (圖2)。

2) 機(jī)翼：距機(jī)翼當(dāng)?shù)叵议L7%前緣處，高度為0.10 mm。

3) 短艙和掛架：距前緣10 mm，高度為0.1 mm。

4) 平尾和垂尾：距當(dāng)?shù)叵议L7%處，高度為0.1 mm。

圖2 轉(zhuǎn)捩帶粘貼位置Fig.2 Location of transition belt paste

1.1.3 天平及支撐

采用六分量天平(4N6-64B)測量全機(jī)氣動(dòng)力和力矩，天平采用體軸系統(tǒng)進(jìn)行校準(zhǔn)，表1給出了天平的校準(zhǔn)載荷和靜校誤差。其中：Y、X、Z分別為天平的法向力、軸向力和側(cè)向力；Mz、MX、MY分別為俯仰力矩、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩。

縱向試驗(yàn)時(shí)，模型正裝并通過4N6-64B天平、4N6-64B-3支桿和2#直接頭連接在風(fēng)洞中部支架上(圖3)，支撐干擾試驗(yàn)采用腹部支撐(4N6-64B-4支桿)通過有、無假支桿實(shí)現(xiàn)(圖4)，試驗(yàn)過程中模型處于風(fēng)洞流場均勻區(qū)。上述尾支撐、腹部支撐均為寬體客機(jī)專用支撐，采用CFD方法和有限元分析軟件進(jìn)行了外形優(yōu)化設(shè)計(jì)。

表1 4N6-64B天平校準(zhǔn)結(jié)果Table 1 4N6-64B balance calibration result

圖3 縱向試驗(yàn)?zāi)Ｐ臀恢檬疽鈭DFig.3 Position diagram of vertical test model

圖4 支撐干擾試驗(yàn)?zāi)Ｐ臀恢檬疽鈭DFig.4 Position diagram of supporting interference test model

1.1.4 壁壓測量裝置及壁面邊界條件處理

本文采用壁壓信息法進(jìn)行寬體客機(jī)模型洞壁干擾修正。壁壓信息法由Hackett等[18]提出的一類計(jì)算與試驗(yàn)相結(jié)合的低速風(fēng)洞洞壁干擾修正方法。國內(nèi)學(xué)者對(duì)此方法作了重要改進(jìn)與發(fā)展，將其推廣應(yīng)用于高速風(fēng)洞洞壁干擾修正?；驹硎牵涸谶M(jìn)行模型試驗(yàn)的同時(shí)測出試驗(yàn)段內(nèi)控制面上的流動(dòng)參數(shù)，得到“模型的遠(yuǎn)場擾動(dòng)”與“洞壁的近場擾動(dòng)”的合成，而“模型的遠(yuǎn)場擾動(dòng)”可由數(shù)值計(jì)算方法或試驗(yàn)方法求出，這樣就可得到“洞壁近場擾動(dòng)”，從而計(jì)算出洞壁對(duì)模型的氣動(dòng)干擾。這種方法不需要知道風(fēng)洞壁的通氣特性，可以用于各種通氣壁或?qū)嵄?。避開了以前的洞壁干擾修正法中種種近似假設(shè)造成的誤差，修正的準(zhǔn)度較高。

結(jié)合FL-26風(fēng)洞全模試驗(yàn)段特點(diǎn)，研制了13套壁壓管裝置測量其四壁壓力分布。如圖5所示，壁壓管全長4.1 m，直徑32 mm，管體表面開有48個(gè)測壓孔，測壓孔內(nèi)徑0.8 mm，通過外徑1.2 mm的不銹鋼管和塑料導(dǎo)管連接到電子掃描閥模塊上。為利用有限壁壓管裝置獲取更豐富的壁面壓力信息，需充分利用鏡像原理布置測壓管位置。圖6給出了寬體客機(jī)洞壁干擾試驗(yàn)時(shí)壁壓管在FL-26風(fēng)洞全模試驗(yàn)段壁板周向安裝情況。

洞壁干擾試驗(yàn)時(shí)，分別測量空風(fēng)洞和帶試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷脑囼?yàn)段壁面壓力分布(圖7)，測得的面壓力數(shù)據(jù)需作如下處理：

1) 消除測量系統(tǒng)誤差。為了消除測壓孔的不規(guī)則性、流場的不均勻性及模型支架的影響，除了進(jìn)行試驗(yàn)段有模型時(shí)的壁壓測量外，還應(yīng)進(jìn)行空風(fēng)洞(無模型)有模型支架時(shí)的壁壓測量，用于修正壁壓系數(shù)的測量值。

圖5 壁壓裝置示意圖Fig.5 Diagram of wall pressure device

圖6 壁壓管在FL-26風(fēng)洞周向安裝位置Fig.6 Circumferential installation position of wall pressure pipe in FL-26 wind tunnel

2) 壁壓系數(shù)在控制面上的光順處理。由于壁壓系數(shù)本身量值較小，必須對(duì)所測壁壓曲線進(jìn)行光滑處理，以消除個(gè)別點(diǎn)測值不準(zhǔn)對(duì)洞壁干擾計(jì)算結(jié)果的影響。通常采用三次樣條光滑處理。

3) 壁壓系數(shù)在控制面上的插值。首先沿靜壓管方向?qū)Ρ趬合禂?shù)進(jìn)行三次樣條插值，然后對(duì)上下壁和側(cè)壁沿橫向進(jìn)行多項(xiàng)式插值，最后，還需用指數(shù)規(guī)律將壁壓曲線外插到離模型上下游足夠遠(yuǎn)處，使其基本上達(dá)到漸近值。

圖8給出了典型壁面壓力分布隨迎角α變化曲線。其中：x為風(fēng)洞軸向位置，風(fēng)洞彎刀機(jī)構(gòu)旋心為坐標(biāo)原點(diǎn)；Cp為壓力系數(shù)?？梢钥吹?，在模型區(qū)附近，壁面壓力受擾動(dòng)較為明顯，隨迎角增加壁面受擾動(dòng)程度增大。

圖7 寬體客機(jī)洞壁干擾試驗(yàn)相片(Ma=0.85)Fig.7 The test photos of wall interference for wide-body aircraft (Ma=0.85)

圖8 典型位置壁面壓力分布隨迎角變化曲線Fig.8 Curves of wall pressure distribution with angle of attack in a typical position

1.1.5 VMD測量系統(tǒng)

FL-26風(fēng)洞建立了視頻模型變形測量系統(tǒng)，可實(shí)時(shí)測量試驗(yàn)中的模型變形和模型姿態(tài)角。該系統(tǒng)主要由2部分組成：①
圖像采集和存儲(chǔ)設(shè)備，包括：高速相機(jī)、圖像采集卡、鏡頭、高速硬盤、配套計(jì)算機(jī)和標(biāo)定板等部件。② 數(shù)據(jù)處理軟件，包括：高速圖像同步采集、系統(tǒng)標(biāo)定、圖像處理、三維重建和變形量計(jì)算等模塊[4]。

試驗(yàn)前，在模型表面布置圓形特征點(diǎn)，通過系統(tǒng)標(biāo)定計(jì)算得到三維坐標(biāo)；在試驗(yàn)過程中，通過跟蹤這些特征點(diǎn)的三維坐標(biāo)值變化，即可計(jì)算出試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目臻g姿態(tài)和彈性變形。圖9給出了FL-26 風(fēng)洞VMD系統(tǒng)的硬件結(jié)構(gòu)圖。

圖9 FL-26風(fēng)洞VMD系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)圖Fig.9 VMD system hardware structure diagram of FL-26 wind tunnel

1.2 計(jì)算方法

本文結(jié)合視頻模型變形測量結(jié)果和CFD方法進(jìn)行變形影響修正，即以VMD系統(tǒng)測得的實(shí)時(shí)模型變形量為輸入，利用網(wǎng)格變形技術(shù)驅(qū)動(dòng)計(jì)算數(shù)模重構(gòu)，通過CFD方法獲取模型變形前、后的氣動(dòng)特性。

1.2.1 CFD方法

采用有限體積法求解雷諾平均Navier-Stokes方程，無黏通量采用MUSCL-ROE格式，黏性通量采用中心格式，離散方程組的求解采用LU-SGS方法，選用工程上應(yīng)用較多的k-ω剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)湍流模型。數(shù)值模擬時(shí)，模型尺寸與試驗(yàn)?zāi)Ｐ拖嗤?jì)算雷諾數(shù)與試驗(yàn)狀態(tài)一致。

1.2.2 結(jié)構(gòu)網(wǎng)格變形技術(shù)

網(wǎng)格變形方法原理為：首先移動(dòng)物面網(wǎng)格到新的位置，然后將物面網(wǎng)格變形前后的距離向“彈簧”一樣逐漸傳遞到外圍，在傳遞過程中，依據(jù)網(wǎng)格點(diǎn)的位置按比例調(diào)整節(jié)點(diǎn)位移量，以保證計(jì)算域的外邊界不變[19-21]。具體操作如下：

1) 生成基準(zhǔn)計(jì)算網(wǎng)格，確定模型變形控制面。為保證變形影響修正結(jié)果可靠性，對(duì)基準(zhǔn)網(wǎng)格規(guī)模、分布和拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)有一定要求，以達(dá)到與試驗(yàn)結(jié)果有較好的相關(guān)性。對(duì)于比較新的布局形式，一般需要進(jìn)行網(wǎng)格收斂性研究。為提高計(jì)算網(wǎng)格重構(gòu)的精度，網(wǎng)格變形控制面與試驗(yàn)中測量模型變形的翼剖面保持相同。

2) 生成新的物面網(wǎng)格。根據(jù)試驗(yàn)中測得的各控制面的變形量，與基準(zhǔn)網(wǎng)格控制面的初始位置疊加，并將控制面移動(dòng)到新位置(圖10)。針對(duì)機(jī)翼模型這一類比較光滑的外形，通過線性連接各變形后的控制面即得到新的物面網(wǎng)格。

3) 生成新的空間網(wǎng)格。根據(jù)新的物面網(wǎng)格形變量，按照距離物面網(wǎng)格的遠(yuǎn)近對(duì)空間網(wǎng)格進(jìn)行更新(圖11)。在實(shí)際操作中可依據(jù)變形量的大小合理設(shè)置“外邊界”。此處的“外邊界”不是計(jì)算意義中的遠(yuǎn)場邊界，若物面變形量較小，可以視附面層最外層網(wǎng)格為“外邊界”，如此網(wǎng)格更新集中在附面層網(wǎng)格內(nèi)；若物面變形量較大，可以把與附面層臨近的中間層網(wǎng)格最外層視為外邊界，此時(shí)網(wǎng)格更新主要集中在附面層與中間層網(wǎng)格內(nèi)。

圖10 更新控制剖面Fig.10 Update control profile

圖11 試驗(yàn)?zāi)Ｐ途W(wǎng)格變形結(jié)果Fig.11 Mesh deformation results of test model

具體算法為(以x方向?yàn)槔?，y、z方向相同)：

(1)

(2)

(3)

1.2.3 變形影響修正方法驗(yàn)證

采用本文發(fā)展的方法對(duì)某超臨界機(jī)翼模型變形前、后的壓力分布特性開展了數(shù)值模擬研究，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行比較。圖12給出了Ma=0.76，α=2°時(shí)CFD與試驗(yàn)結(jié)果的壓力分布對(duì)比。圖中：“CFD-deform”指的是模擬模型變形后的數(shù)值模擬結(jié)果，“CFD-rigid”指的是剛體模型的數(shù)值模擬結(jié)果，“Test”表示的是風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果,η為外露機(jī)翼展向占位百分比。

從圖12中不難看出，模擬模型變形后的CFD結(jié)果與試驗(yàn)壓力分布相關(guān)性更好，尤其是翼梢附近的機(jī)翼剖面。當(dāng)對(duì)于展向占位η=72.36%翼剖面，模擬變形后，CFD方法對(duì)激波位置的捕捉明顯優(yōu)于變形前，激波前的壓力峰值也與試驗(yàn)結(jié)果更接近，即“CFD-deform”與“Test”吻合更好，“CFD-rigid”與“Test”差異明顯。對(duì)于η=11.32%的翼根剖面，由于變形量較小，3種結(jié)果的壓力分布均吻合較好。這表明本文發(fā)展的方法能夠反映模型變形前、后的物理流動(dòng)本質(zhì)，得到的變形影響修正量是可靠的。

圖12 模型變形前后的CFD結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比(Ma=0.76，α=2°)Fig.12 Comparison of CFD and test results before and after model deformation(Ma=0.76， α=2°)

2 風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正結(jié)果與分析

2.1 基本數(shù)據(jù)處理

風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，模型受載使天平元件產(chǎn)生應(yīng)變，并轉(zhuǎn)化為電信號(hào)輸出，經(jīng)天平公式解算、基本數(shù)據(jù)處理及軸系轉(zhuǎn)換后得到試驗(yàn)?zāi)Ｐ透鬏S系下的氣動(dòng)力?；緮?shù)據(jù)處理主要包括：

1) 修正天平及支桿彈性角對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)角影響。

2) 修正天平校準(zhǔn)中心與試驗(yàn)?zāi)Ｐ土貐⒖键c(diǎn)不重合影響。

3) 扣除模型自重對(duì)氣動(dòng)力影響。

4) 修正模型空腔壓力對(duì)阻力影響。

2.2 平均氣流偏角修正

寬體客機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)由于采用6°斜尾撐，模型和天平同轉(zhuǎn)180°后需要重新迎角調(diào)平，確定姿態(tài)角基準(zhǔn)(圖13)。為減小平均氣流偏角測量誤差，模型正裝和反裝時(shí)采用微型電子迎角測量儀對(duì)同一模型平臺(tái)位置進(jìn)行姿態(tài)角測量。

表2給出了寬體客機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诓煌R赫數(shù)下的縱向平均氣流偏角(αav)。結(jié)果顯示，寬體客機(jī)在跨聲速段平均氣流偏角很小，基本為零，在低亞聲速段平均氣流偏角不可忽略，需要予以修正。

圖13 氣流偏角測量試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.13 Photos of airflow declination measurement test表2 不同馬赫數(shù)條件下氣流偏角修正量Table 2 Airflow declination correction under different Mach number conditions

Ma0.40.50.70.850.890.92αav/(°)0.20.170.09000

2.3 支撐干擾修正

寬體客機(jī)高速氣動(dòng)力試驗(yàn)，一般采用尾支撐作為主支撐形式。在各項(xiàng)數(shù)據(jù)修正中，尾支撐干擾量所占比重較大，阻力系數(shù)干擾量可達(dá)0.001 5，俯仰力矩系數(shù)可達(dá)0.03。因此，可靠的尾支撐干擾修正量對(duì)于準(zhǔn)確預(yù)測寬體客機(jī)氣動(dòng)特性具有重要意義。支撐干擾試驗(yàn)時(shí)，采用腹部支撐為主支撐，通過有、無假支桿的試驗(yàn)獲取尾支撐干擾量(如圖14 所示)。本文對(duì)寬體客機(jī)支撐干擾試驗(yàn)方法進(jìn)行了探索研究，包括尾腔壓力測量位置、假支桿伸入模型尾腔長度和直徑對(duì)尾支撐干擾試驗(yàn)結(jié)果影響。

圖14 支撐干擾有、無假支桿試驗(yàn)相片F(xiàn)ig.14 Photos of support interference with or without dummy sting

2.3.1 尾腔壓力測量位置

對(duì)于船尾型大型飛機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛠碚f，F(xiàn)L-26風(fēng)洞有2種支撐干擾試驗(yàn)方式。一種是尾撐試驗(yàn)不扣除尾腔壓力對(duì)軸向力影響，尾腔壓力測量結(jié)果主要用于監(jiān)視系統(tǒng)工作狀態(tài)；相應(yīng)地，在支撐干擾試驗(yàn)時(shí)，假支桿不布置底壓測量管，不扣除尾腔壓力影響。國外部分風(fēng)洞如HST有時(shí)也采取這種試驗(yàn)方式，前提假設(shè)是尾撐試驗(yàn)和支撐干擾試驗(yàn)時(shí)模型尾腔壓力基本一致。而歐洲ETW風(fēng)洞采用另外一種支撐干擾試驗(yàn)方式，即尾撐試驗(yàn)時(shí)扣除尾腔壓力對(duì)軸向力影響，底部面積取模型尾腔截面積；支撐干擾試驗(yàn)時(shí)，假支桿伸進(jìn)模型尾腔，測量尾腔壓力分布并扣除其對(duì)軸向力影響。

為更準(zhǔn)確地扣除尾撐阻力系數(shù)干擾量，C919飛機(jī)和寬體客機(jī)一般采用第2種試驗(yàn)方式，但前期C919飛機(jī)試驗(yàn)研究結(jié)果表明：尾撐試驗(yàn)和支撐干擾試驗(yàn)的尾腔壓力分布在迎角較大時(shí)存在明顯差異，對(duì)軸向力影響量最大到10個(gè)阻力單位。分析認(rèn)為，支撐干擾試驗(yàn)時(shí)的尾腔壓力測量位置可能是導(dǎo)致兩者壓力分布差異的一個(gè)因素。因此，本文開展了測量位置對(duì)尾腔壓力分布測量結(jié)果的影響，測量點(diǎn)布置在假支桿上，分別位于模型尾腔內(nèi)50、100、150 mm,用D表示。

圖15給出了寬體客機(jī)模型在支撐干擾試驗(yàn)時(shí)不同測量位置對(duì)尾腔壓力系數(shù)(Cpb)分布測量結(jié)果的影響。從圖中不難看出，Ma=0.85時(shí)3種測量位置的底部壓力系數(shù)測量結(jié)果差異較小，對(duì)尾撐阻力干擾量幾乎沒有影響。其他馬赫數(shù)與馬赫數(shù)Ma=0.85規(guī)律一致。因此，寬體客機(jī)支撐干擾試驗(yàn)尾腔壓力分布測量位置伸入尾腔內(nèi)部50 mm即可。

圖15 測量位置對(duì)尾腔壓力分布測量結(jié)果影響Fig.15 Effect of measuring position on tail cavity pressure distribution

2.3.2 假支桿長度影響

理論上，支撐干擾試驗(yàn)時(shí)假支桿伸進(jìn)模型尾腔內(nèi)的長度應(yīng)與尾撐試驗(yàn)時(shí)一致，但模型內(nèi)部空間結(jié)構(gòu)通常限制了假支桿的伸入長度，且假支桿伸進(jìn)模型尾腔內(nèi)越長，試驗(yàn)過程中越容易發(fā)生碰撞。另一方面，若假支桿伸入模型尾腔內(nèi)過短，將會(huì)導(dǎo)致模型尾部流場模擬失真，對(duì)支撐干擾量產(chǎn)生較大影響。因此，本文研究了假支桿伸入模型尾腔內(nèi)長度對(duì)尾撐干擾量結(jié)果的影響。

圖16給出了不同幾何尺寸規(guī)格的假支桿相片，通過組合可以實(shí)現(xiàn)伸入模型尾腔內(nèi)長度L分別為150、100、50 mm，假支桿直徑有58、64、70、76 mm這4種規(guī)格。

圖17～圖19依次給出了馬赫數(shù)為0.5、0.85、 0.92支撐干擾試驗(yàn)時(shí)假支桿伸入模型尾腔長度對(duì)尾撐干擾量升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)ΔCL、ΔCD和ΔCm影響。其中，Ma=0.85時(shí)研究了3種長度的影響，Ma=0.5、0.92時(shí)研究了2種長度的影響。

從圖17～圖19中可以看出，Ma=0.5、0.92時(shí)伸入150 mm和50 mm尾撐干擾量差異很小，在工程應(yīng)用上可以認(rèn)為2種結(jié)果一致。Ma=0.85時(shí)， 長度為100 mm和50 mm尾撐干擾量差異較小，長度為150 mm尾撐干擾量在線性段(迎角3°以內(nèi))與100、50 mm基本一致，氣流分離后力矩、阻力干擾量存在差異。分析認(rèn)為：這一現(xiàn)象有可能是試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜖顟B(tài)的細(xì)微差異導(dǎo)致氣流分離后重復(fù)性精度變差引起的。但總體來看，在各個(gè)馬赫數(shù)下假支桿伸入模型尾腔50 mm與伸入150 mm的尾撐干擾量基本一致，支撐干擾試驗(yàn)時(shí)假支桿伸入模型尾腔內(nèi)50 mm即可獲取可靠的支撐干擾結(jié)果。

圖16 不同幾何尺寸規(guī)格的假支桿相片F(xiàn)ig.16 Dummy sting photo of different geometric sizes

圖17 假支桿伸入模型尾腔內(nèi)長度對(duì)尾撐干擾量影響(Ma=0.5)Fig.17 Effect of length of dummy sting extending into the tail cavity of model on the amount of supporting interference (Ma=0.5)

圖18 假支桿伸入模型尾腔內(nèi)長度對(duì)尾撐干擾量影響(Ma=0.85)Fig.18 Effect of length of dummy sting extending into the tail cavity of model on the amount of supporting interference (Ma=0.85)

2.3.3 假支桿直徑影響

由于支撐干擾試驗(yàn)對(duì)模型、支撐安裝位置關(guān)系要求較高，各環(huán)節(jié)的累積安裝誤差會(huì)引起模型尾腔與假支桿相對(duì)位置關(guān)系發(fā)生變化，導(dǎo)致假支桿與模型尾部各方向間隙不均勻，加之支撐與模型尾腔間隙有限，試驗(yàn)過程中模型的輕微抖動(dòng)就有可能引起與假支桿的碰撞。為保證試驗(yàn)順利進(jìn)行，通常的做法是減小模型尾腔內(nèi)假支桿直徑，增加其與模型尾部間隙。但是，模型尾腔內(nèi)假支桿直徑對(duì)支撐干擾量的影響尚需開展研究，以確定這種試驗(yàn)方式的科學(xué)性，為支撐干擾量的修正提供參考。本文研究了4種直徑的假支桿對(duì)尾撐干擾量結(jié)果的影響。

圖19 假支桿伸入模型尾腔內(nèi)長度對(duì)尾撐干擾量影響(Ma=0.92)Fig.19 Effect of length of dummy sting extending into the tail cavity of model on the amount of supporting interference (Ma=0.92)

圖20給出了Ma=0.85時(shí)，伸入模型尾腔內(nèi)假支桿直徑?為76、70、64、58 mm的尾撐干擾量。從圖中可以看出，假支桿直徑對(duì)尾撐的升力系數(shù)干擾量(ΔCL)影響不大，線性段的影響量在0.005 左右，對(duì)阻力系數(shù)干擾量(ΔCD)影響量基本在5～8個(gè)阻力單位，但俯仰力矩系數(shù)干擾量(ΔCm)影響較為明顯，且規(guī)律性較強(qiáng)。當(dāng)假支桿直徑由76 mm變化到58 mm時(shí)，線性段的俯仰力矩影響量約為0.018，假支桿直徑越小，俯仰力矩修正量越大。因此，鑒于假支桿直徑對(duì)支撐干擾量有較為明顯影響，且阻力影響量不易準(zhǔn)確修正，在支撐干擾試驗(yàn)時(shí)一般不建議減小伸入模型尾腔內(nèi)假支桿直徑。確有需要減小假支桿直徑時(shí)，需要對(duì)支撐干擾試驗(yàn)結(jié)果的阻力和俯仰力矩系數(shù)進(jìn)行仔細(xì)的修正。

圖20 假支桿伸入模型尾腔內(nèi)直徑對(duì)尾撐干擾量影響(Ma=0.85)Fig.20 Effect of diameter of dummy sting extending into the tail cavity of model on the amount of supporting interference (Ma=0.85)

2.4 洞壁干擾修正

圖21給出了Ma=0.85時(shí)寬體客機(jī)在FL-26風(fēng)洞全模試驗(yàn)段修正洞壁干擾前后的氣動(dòng)特性系數(shù)CL、CD和Cm對(duì)比。表3給出了洞壁干擾修正前后的馬赫數(shù)和迎角對(duì)比，表4給出了寬體客機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷目v向氣動(dòng)特性洞壁干擾修正量。其中，表4洞壁干擾影響量為修正前減去修正后結(jié)果所得，且忽略迎角修正的影響。

圖21 寬體客機(jī)模型洞壁干擾修正氣動(dòng)特性對(duì)比(Ma=0.85)Fig.21 Wide-body aircraft model aerodynamic characteristics comparison between corrected wall interference and uncorrected (Ma=0.85)

結(jié)果表明，對(duì)寬體客機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ投裕現(xiàn)L-26風(fēng)洞全模試驗(yàn)段洞壁使模型迎角偏大，馬赫數(shù)偏低?？傮w來看，洞壁干擾對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕?CL)、阻力(CD)和俯仰力矩系數(shù)(Cm)影響均較小，升力系數(shù)影響量在0.002以內(nèi)，阻力系數(shù)影響量在大部分迎角下小于一個(gè)阻力單位，這種量級(jí)差異基本屬于FL-26風(fēng)洞分辨能力的極限。洞壁存在使模型產(chǎn)生抬頭力矩，影響量在0.002 5以內(nèi)，與國軍標(biāo)規(guī)定的重復(fù)性誤差帶寬相當(dāng)，但在FL-26風(fēng)洞分辨能力以內(nèi)。

分析認(rèn)為寬體客機(jī)模型在FL-26風(fēng)洞洞壁干擾較小原因主要有2點(diǎn)：一是試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比嚴(yán)格控制，零迎角堵塞度在1%以內(nèi)，翼展不超過試驗(yàn)段寬度的65%；二是寬體客機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀禽^小，在巡航馬赫數(shù)附近試驗(yàn)迎角一般低于8°。因此，由于洞壁干擾試驗(yàn)準(zhǔn)備、實(shí)施比較復(fù)雜，而洞壁干擾影響量整體較小，在寬體客機(jī)氣動(dòng)布局顯著變化前，可沿用現(xiàn)有的洞壁干擾修正結(jié)果。

表3洞壁干擾修正前后的馬赫數(shù)和迎角對(duì)比

Table3ComparisonofMachnumberandangleofattackbetweencorrectedwallinterferenceanduncorrected

UncorrectedCorrectedMaα/(°)Maα/(°)0.8498 -2.21 0.851-2.210.8504 0.48 0.8520.470.8496 1.89 0.8511.840.8501 2.61 0.8522.540.8493 3.27 0.8513.20.8498 4.54 0.8514.450.8493 5.75 0.855.650.8490 6.84 0.856.73

表4寬體客機(jī)模型洞壁干擾修正量(Ma=0.85)

Table4Wallinterferencecorrectionofwide-bodyaircraft(Ma=0.85)

α/(°)ΔCLΔCDΔCm-2.21 -0.000320.000060.000490.48 0.000460.000050.000061.89 0.000610.000040.001822.61 0.001590.00010.002053.27 0.001240.000080.002424.54 0.001160.00010.00185.75 0.00040.000040.001736.84 0.001440.000180.00144

2.5 模型變形影響修正

本文對(duì)寬體客機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖冃斡绊戇M(jìn)行修正。首先，應(yīng)用改進(jìn)后的VMD系統(tǒng)測量試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诓煌窍碌膶?shí)時(shí)變形量，然后利用CFD方法獲取寬體客機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥冃吻昂蟮臍鈩?dòng)特性。由于試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥冃瘟枯^大的部分主要是機(jī)翼，主要針對(duì)機(jī)翼進(jìn)行變形影響修正。

圖22給出了馬赫數(shù)Ma=0.85，雷諾數(shù)Re=5×106，速壓Q=54 kPa 時(shí)寬體模型機(jī)翼在不同迎角下的扭轉(zhuǎn)角和彎曲變形量。

圖22 寬體客機(jī)模型機(jī)翼在不同迎角下的變形量Fig.22 Deformation of wide-body aircraft model wing at different angles of attack

結(jié)果表明，機(jī)翼上反變形量隨試驗(yàn)迎角增加呈增大的變化趨勢，且沿展向逐漸變大，最大變形量約為22 mm。機(jī)翼在正迎角下產(chǎn)生負(fù)扭轉(zhuǎn)角變形，隨試驗(yàn)迎角增加，模型扭轉(zhuǎn)角變形量呈增大的變化趨勢；剖面的扭轉(zhuǎn)角變形量沿展向增大，但在翼梢附近增速趨于平緩，最大變形量在翼梢附近，約為-1.9°。

圖23 寬體客機(jī)模型變形前后的氣動(dòng)特性對(duì)比曲線(Ma=0.85)Fig.23 Curves of aerodynamic characteristics comparison before and after deformation of wide-body aircraft model(Ma=0.85)

分析認(rèn)為，機(jī)翼模型在風(fēng)洞試驗(yàn)中受載變形，產(chǎn)生負(fù)的扭轉(zhuǎn)角，當(dāng)?shù)赜墙档?，且越靠近翼梢機(jī)翼變形量越大，外翼部分和機(jī)翼后緣升力損失較大，由此導(dǎo)致整個(gè)機(jī)翼的升力系數(shù)降低及俯仰力矩增加。此外，隨試驗(yàn)迎角增加，機(jī)翼模型承受的氣動(dòng)載荷變大，模型變形量相應(yīng)增加，升力系數(shù)的損失較小迎角時(shí)變大，俯仰力矩增量也相應(yīng)變大，導(dǎo)致模型變形后升力線斜率減小，焦點(diǎn)前移。在正迎角下，阻力系數(shù)減小的主要原因是，機(jī)翼產(chǎn)生負(fù)的扭轉(zhuǎn)角變形后，升力系數(shù)的降低引起等迎角下升致阻力的降低；同時(shí)，機(jī)翼剖面的當(dāng)?shù)赜墙档秃髸?huì)導(dǎo)致翼剖面型阻減小。

表5 模型變形前后導(dǎo)(系)數(shù)對(duì)比Table 5 Derivative(coefficient) comparison before and after model deformation

2.6 浮阻影響修正

針對(duì)寬體客機(jī)固定雷諾數(shù)為5×106試驗(yàn)特點(diǎn)，在每個(gè)特定馬赫數(shù)的試驗(yàn)總壓下專門進(jìn)行流場校測，以精確開展浮阻影響修正。同時(shí)，對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ腕w積采用分部件按截面積積分方式計(jì)算獲取，可靠性優(yōu)于傳統(tǒng)估算。圖24給出了寬體客機(jī)模型在常壓和固定雷諾數(shù)為5×106時(shí)浮阻影響修正量Cf對(duì)比曲線。

結(jié)果表明，2種浮阻估算結(jié)果在馬赫數(shù)較高時(shí)差異不大，但在低亞聲速時(shí)差異較明顯，可達(dá)到1個(gè)阻力單位。引起這一現(xiàn)象主要原因是，高馬赫數(shù)時(shí)固定雷諾數(shù)為5×106和常壓的試驗(yàn)總壓差異不大，而在低亞聲速時(shí)兩者試驗(yàn)總壓差異明顯，可達(dá)2倍多。此外，馬赫數(shù)為0.85時(shí)寬體客機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮贔L-26風(fēng)洞全模試驗(yàn)段浮阻修正量約為7個(gè)阻力單位，必須予以修正。

圖24 寬體客機(jī)模型不同速壓下浮阻影響量Fig.24 Effect of buoyancy drag on different speeds of wide-body aircraft model

2.7 風(fēng)洞試驗(yàn)基準(zhǔn)數(shù)據(jù)

對(duì)寬體客機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷脑紨?shù)據(jù)經(jīng)平均氣流偏角、支撐干擾、洞壁干擾、模型變形及浮阻修正后得到風(fēng)洞試驗(yàn)基準(zhǔn)數(shù)據(jù)，基此可進(jìn)一步開展動(dòng)力影響、雷諾數(shù)效應(yīng)及靜氣動(dòng)彈性等相關(guān)性修正，用以評(píng)估寬體客機(jī)飛行氣動(dòng)特性。

圖25給出了寬體客機(jī)試驗(yàn)在巡航馬赫數(shù)為0.85 時(shí)原始數(shù)據(jù)和經(jīng)修正的風(fēng)洞試驗(yàn)基準(zhǔn)數(shù)據(jù)對(duì)比曲線，表6給出了寬體客機(jī)模型原始數(shù)據(jù)與修正后數(shù)據(jù)的導(dǎo)(系)數(shù)。

從圖25和表6中可以看出，風(fēng)洞試驗(yàn)原始數(shù)據(jù)經(jīng)系列修正后，巡航附近氣動(dòng)特性影響較小，最大升阻比和巡航效率基本不變，升力線斜率增大0.004 3， 縱向靜穩(wěn)定性增強(qiáng)，焦點(diǎn)后移0.034 6bA。 影響焦點(diǎn)后移的主要因素是模型變形影響。此外，洞壁干擾和支撐干擾對(duì)飛機(jī)模型焦點(diǎn)也有一定的影響。

圖25 寬體客機(jī)模型試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正前后氣動(dòng)特性對(duì)比Fig.25 Comparison of aerodynamic characteristics before and after correction of wide-body aircraft model test data表6 寬體客機(jī)模型原始數(shù)據(jù)與修正后的數(shù)據(jù)Table 6 The original data and corrected data of wide-body aircraft model

ItemCαLα0/(°)CDminCm0CCLmKmaxOriginal0.1302-0.840.02210.058-0.194515.2Corrected0.1345-0.780.02310.081-0.229115.2

3 結(jié) 論

1) 應(yīng)用本文發(fā)展的方法對(duì)寬體客機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行系統(tǒng)修正，可以獲取可靠、干凈的風(fēng)洞試驗(yàn)基準(zhǔn)數(shù)據(jù)。

2) 支撐干擾試驗(yàn)時(shí)，尾腔壓力分布測量位置和假支桿長度伸入模型尾腔50 mm即可獲取可靠的支撐干擾試驗(yàn)結(jié)果；不建議減小模型尾腔內(nèi)假支桿直徑進(jìn)行支撐干擾試驗(yàn)。

3) 洞壁干擾對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷纳?、阻力和俯仰力矩系?shù)影響均較小，建議在寬體客機(jī)氣動(dòng)布局顯著變化前，沿用現(xiàn)有的洞壁干擾修正結(jié)果。

4) 試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥冃螌?duì)寬體客機(jī)氣動(dòng)特性影響比較明顯，Ma=0.85時(shí)升力線斜率減小0.005左右，縱向靜穩(wěn)定性變?nèi)?，焦點(diǎn)前移0.021bA，必須對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行模型影響修正。