大型客機(jī)低速構(gòu)型高雷諾數(shù)風(fēng)洞腹撐支架干擾數(shù)值模擬

王繼明，高云海，焦仁山

1. 中國(guó)商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210

2. 航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院，哈爾濱 150001

大型客機(jī)氣動(dòng)分析一般經(jīng)歷前期的數(shù)值模擬、研發(fā)中的風(fēng)洞試驗(yàn)及后期的飛行試驗(yàn)。風(fēng)洞試驗(yàn)是連接CFD模擬及飛行試驗(yàn)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)，風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的質(zhì)量直接影響飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的驗(yàn)證及氣動(dòng)特性的評(píng)估。風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正體系繁雜，其中一個(gè)重要的環(huán)節(jié)就是支架干擾修正?，F(xiàn)代大型客機(jī)飛行雷諾數(shù)較高，通常須通過高雷諾數(shù)風(fēng)洞試驗(yàn)以對(duì)其氣動(dòng)特性進(jìn)行評(píng)估。通過增壓提高試驗(yàn)的雷諾數(shù)是較常用的方式，但增壓后引起的氣動(dòng)載荷增加、支撐對(duì)大型客機(jī)增升裝置縫道流動(dòng)的影響及邊界層雷諾數(shù)效應(yīng)的復(fù)雜性給試驗(yàn)及數(shù)值模擬帶來挑戰(zhàn)。因此，研究支架對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響及風(fēng)洞和模型部件附近流場(chǎng)的變化，對(duì)于獲取更為精準(zhǔn)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)及優(yōu)化支撐系統(tǒng)都具有重要意義。

風(fēng)洞試驗(yàn)的支撐形式較多，通常有單支桿腹撐、背撐、尾撐、垂尾撐、翼下雙支撐、“Z”形支撐、三點(diǎn)支撐及張線支撐。支架干擾試驗(yàn)就是通過以上兩種支撐的組合獲取修正數(shù)據(jù)。早期AGARD[1]對(duì)支架有過研究報(bào)導(dǎo)，指出在試驗(yàn)中應(yīng)考慮支架干擾的雷諾數(shù)效應(yīng)，尤其是尾撐對(duì)短艙阻力的影響，否則支架干擾的量級(jí)會(huì)掩蓋真實(shí)的雷諾數(shù)效應(yīng)。Taylor和Gursul[2]通過研究支桿與渦的相互作用，指出支桿使得渦的破碎位置會(huì)向上游移動(dòng)。Maina等[3]通過數(shù)值模擬研究了尾撐及“Z”形支撐的影響，發(fā)現(xiàn)支桿對(duì)模型的不利影響并從流場(chǎng)角度優(yōu)化了支桿的設(shè)計(jì)，減弱了不利影響。Zhong等[4-6]研究了高速風(fēng)洞中“Z”形支撐支架干擾的影響，發(fā)現(xiàn)支撐對(duì)升力影響不大、使得阻力減小及產(chǎn)生附加低頭力矩，同時(shí)分析了模型變形及支撐對(duì)氣動(dòng)特性的各自影響，結(jié)果表明支撐對(duì)激波位置的前移等氣動(dòng)特性的影響都較模型變形因素大。Eckert等[7]在DNW-LLF通過腹撐及背撐組合研究了A400M飛機(jī)的支架干擾，分析了遠(yuǎn)場(chǎng)干擾與近場(chǎng)干擾量值，并優(yōu)化了支撐系統(tǒng)，提高了試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精度。飛機(jī)氣動(dòng)特性通常需要在多個(gè)風(fēng)洞獲得，因此風(fēng)洞之間的數(shù)據(jù)相關(guān)性直接關(guān)系到飛機(jī)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，標(biāo)模常用于多個(gè)風(fēng)洞之間數(shù)據(jù)的比較。NASA CRM標(biāo)模[8-17]在JAXA的JTWT風(fēng)洞及NASA的NTF風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果表明：垂尾撐使得升力系數(shù)及阻力系數(shù)減小，俯仰力矩系數(shù)增加；CFD流場(chǎng)結(jié)果顯示垂尾撐使得上游的機(jī)翼及平尾上翼面的壓力增加，馬赫數(shù)減小，激波前移。Gregory等[18]在NASA的NTF風(fēng)洞研究了DLR-F6標(biāo)模并與ONERA S2MA風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，結(jié)果表明雷諾數(shù)增加使得上翼面后緣流動(dòng)分離區(qū)減小，修正支架干擾后兩個(gè)風(fēng)洞數(shù)據(jù)吻合較好。Cartieri等[19]在ONERA-S1MA風(fēng)洞通過垂尾撐加尾撐的方式研究了尾撐的支架干擾，將支架干擾分解成一階項(xiàng)及二階項(xiàng)，根據(jù)J準(zhǔn)則(支桿引起機(jī)翼表面壓力畸變的均方根)獲取其最小值下對(duì)應(yīng)的一階項(xiàng)修正，計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)吻合較好。鄭新軍等[20]在FL-9風(fēng)洞進(jìn)行了圓截面支桿和24棱截面支桿的支架干擾特性對(duì)比試驗(yàn)研究，結(jié)果表明24棱截面支桿支架干擾量系數(shù)的一致性和橫航向支架干擾的過零性更好，表明24棱支桿的表面流動(dòng)及其對(duì)模型的干擾在各雷諾數(shù)下的穩(wěn)定性都要好于圓截面支桿。

目前對(duì)支架干擾的研究都是將其對(duì)氣動(dòng)特性的影響作為一個(gè)整體，而支架對(duì)升力、阻力及俯仰力矩的影響在飛機(jī)各個(gè)部件中的占比及主次未見相關(guān)報(bào)道。該部分研究對(duì)于低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞腹撐的優(yōu)化設(shè)計(jì)、建立風(fēng)洞到飛行相關(guān)性修正體系及摸清支架干擾對(duì)流場(chǎng)的影響至關(guān)重要。本文將從支架干擾的量級(jí)、支架對(duì)各部件影響的主次及支架對(duì)流場(chǎng)的影響出發(fā)對(duì)現(xiàn)代大型客機(jī)在高雷諾數(shù)風(fēng)洞中的支架干擾展開研究。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图帮L(fēng)洞

本次試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橄聠我硪淼醭Ｒ?guī)布局民用飛機(jī)，機(jī)翼采用新一代超臨界翼型，試驗(yàn)構(gòu)型為典型起飛構(gòu)型，試驗(yàn)采用內(nèi)式六分量天平，故支撐在風(fēng)洞中的氣動(dòng)力不被天平采集。試驗(yàn)?zāi)Ｐ捅壤秊?∶12， 總長(zhǎng)為3 529 mm，翼展為3 254 mm。試驗(yàn)通過兩步法獲得支架干擾，即第1步獲得背撐加腹撐數(shù)據(jù)(腹撐與機(jī)身留有間隙)，第2步獲得不帶腹撐的數(shù)據(jù)，支架干擾即為兩步法的差量：

Fm=FVentral sting+dorsal sting-FDorsal sting

(1)

式中：Fm為模型的氣動(dòng)力；FVentral sting+dorsal sting為腹撐+ 背撐的模型氣動(dòng)力；FDorsal sting為背撐模型的氣動(dòng)力。

模型在風(fēng)洞中安裝如圖1所示。承試風(fēng)洞橫截面尺寸為4.5 m×3.5 m，試驗(yàn)采用自由轉(zhuǎn)捩。

圖1 風(fēng)洞中的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

2 計(jì)算網(wǎng)格及邊界條件

采用ANSYS ICEMCFD進(jìn)行網(wǎng)格劃分，結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格數(shù)量約6 300萬，對(duì)稱邊界，網(wǎng)格劃分如圖2所示。根據(jù)經(jīng)驗(yàn)，一般控制模型表面第1層網(wǎng)格高度使其y+～1量級(jí)，模型及支桿第1層網(wǎng)格高度為0.01 mm，增長(zhǎng)因子為1.2。洞壁第1層 網(wǎng)格高度為0.1 mm，增長(zhǎng)因子為1.2。

圖2 結(jié)構(gòu)網(wǎng)格拓?fù)涫疽鈭D

數(shù)值模擬的速度、溫度及壓力參數(shù)與試驗(yàn)保持一致，確保數(shù)值模擬的馬赫數(shù)Ma及雷諾數(shù)Re與試驗(yàn)相同。采用ANSYS CFX進(jìn)行穩(wěn)態(tài)求解，介質(zhì)為10.5°空氣理想氣體，動(dòng)力黏性系數(shù)采用Sutherland公式進(jìn)行計(jì)算，湍流模型為k-ω剪切應(yīng)力輸運(yùn)(SST)。邊界條件采用速度入口及壓力出口設(shè)置，入口速度為Vin=67.5 m/s，相應(yīng)的Ma=0.2，出口相對(duì)壓力為0 Pa，參考?jí)毫υO(shè)置與試驗(yàn)保持一致，為0.37 MPa，以平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度的雷諾數(shù)Re=6.4×106，壁面光滑無滑移。

3 數(shù)值模擬方法驗(yàn)證

為驗(yàn)證數(shù)值模擬方法的可靠性，選擇有腹撐(Ventral sting+dorsal sting)與無腹撐(Dorsal sting)的狀態(tài)進(jìn)行對(duì)比，比較升力系數(shù)、阻力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)的絕對(duì)量以及兩步法獲得的支架干擾量，計(jì)算與試驗(yàn)的對(duì)比如圖3所示。通常風(fēng)洞支架干擾試驗(yàn)由于接近失速區(qū)及失速后數(shù)據(jù)不穩(wěn)定，國(guó)內(nèi)外通常做法是取較穩(wěn)定的線性區(qū)進(jìn)行分析，不修正失速區(qū)形態(tài)，認(rèn)為失速及其后的支架干擾量恒定不變。因失速區(qū)支架干擾的試驗(yàn)值不穩(wěn)定，風(fēng)洞試驗(yàn)一般只取失速前的支架干擾量，國(guó)外支架干擾試驗(yàn)一般僅開展到模型抖動(dòng)對(duì)應(yīng)狀態(tài)。綜上，本文模擬的最大迎角為開始偏離線性對(duì)應(yīng)的迎角。從支架干擾量值分析來看，數(shù)值模擬的結(jié)果與試驗(yàn)吻合良好。升力系數(shù)支架干擾量數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相差約0.006，接近國(guó)軍標(biāo)試驗(yàn)重復(fù)性指標(biāo)。阻力系數(shù)相差最大約0.001 2， 俯仰力矩系數(shù)趨勢(shì)數(shù)值模擬與試驗(yàn)結(jié)果相一致，最大相差約0.01。從結(jié)果對(duì)比來看，數(shù)值模擬與試驗(yàn)吻合較好。由試驗(yàn)數(shù)據(jù)及CFD計(jì)算結(jié)果可以看出腹撐增加了全機(jī)的升力、減小了阻力及增加了抬頭力矩。但腹撐究竟影響了哪些部件及其權(quán)重占比還須進(jìn)一步分析。

圖3 計(jì)算與試驗(yàn)值對(duì)比

4 腹撐對(duì)各部件氣動(dòng)力的影響

為分析腹撐對(duì)各部件影響的主次，須分析腹撐的總影響量值與各部件對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的貢獻(xiàn)。腹撐對(duì)各部件升力系數(shù)、阻力系數(shù)及俯仰力矩系數(shù)影響如圖4所示。

由圖4(a)可以看出：對(duì)于升力系數(shù)，腹撐主要影響的是主機(jī)翼，其次是縫翼、襟翼及平尾，其中主機(jī)翼、縫翼及襟翼支架干擾量值為正，平尾為負(fù)，其他部件的影響可以忽略。由圖4(b)可以看出：對(duì)于阻力系數(shù)，腹撐主要影響的是縫翼、主機(jī)翼、襟翼及機(jī)身，其中縫翼影響最大并影響支架干擾的總體趨勢(shì)，具體原因在后面的流場(chǎng)分析中展開。由圖4(c)可以看出：對(duì)于俯仰力矩系數(shù)，腹撐主要影響的是平尾和機(jī)身。

以上通過CFD結(jié)果分析了腹撐對(duì)各部件升力、阻力及俯仰力矩的影響，揭示了腹撐對(duì)各部件影響的主次。為研究腹撐對(duì)各部件影響的具體展向及弦向位置，還需對(duì)其壓力分布進(jìn)行進(jìn)一步分析。

圖4 模型部件貢獻(xiàn)

5 腹撐對(duì)流場(chǎng)的影響

5.1 腹撐對(duì)機(jī)翼及平尾壓力分布的影響

腹撐對(duì)氣動(dòng)力的影響反映在每個(gè)翼面壓力分布的變化上，從壓力分布分析可以看清支撐對(duì)弦向、展向以及各部件的影響。選擇機(jī)翼內(nèi)、中、外3個(gè) 典型剖面及平尾2個(gè)站位進(jìn)行分析。機(jī)翼相應(yīng)站位W1=22%、W2=58%及W3=83%，如圖5所示；平尾相應(yīng)站位HTP1=35%及HTP2=61%，如圖6所示。

圖5 機(jī)翼壓力及速度剖面站位

升力主要由縫翼、主翼及襟翼提供，分析腹撐對(duì)全機(jī)升力的影響可從各部件壓力分布的變化著手。圖7所示為不同展向位置x/c機(jī)翼表面壓力系數(shù)Cp分布，從弦向來看，支撐對(duì)上翼面影響較大，下翼面只有主機(jī)翼后半部分略有影響，其他部件影響很小。從展向來看，支撐對(duì)內(nèi)側(cè)影響稍大，翼梢外側(cè)的影響略有減小。從支撐影響的方向來看，腹撐使得縫翼、主翼及襟翼的上翼面吸力增加，這也是升力增加的原因。

圖6 平尾壓力及速度剖面站位

圖7 有/無支撐對(duì)機(jī)翼壓力分布影響

腹撐對(duì)阻力的影響分解如圖8所示。低速阻力可分為壓差阻力及摩擦阻力，研究支撐對(duì)阻力的影響首先須分清支撐對(duì)各部分阻力影響的主次。從阻力分解來看，腹撐主要影響的是壓差阻力，對(duì)摩擦阻力影響很小，相比之下可以忽略。因此，應(yīng)從壓差阻力影響因素著手分析支撐對(duì)阻力的干擾。與傳統(tǒng)認(rèn)識(shí)有別的是，從部件來看，支撐對(duì)縫翼影響最大，且支撐對(duì)縫翼的干擾阻力為負(fù)。壓力分布結(jié)果表明縫翼上翼面吸力增加，對(duì)于增升裝置，由于縫翼下偏(如圖9所示)使得腹撐對(duì)法向力的影響增量ΔCN,slat在風(fēng)軸系下分量向前，從而減小了阻力。

分析腹撐對(duì)俯仰力矩的影響應(yīng)從平尾著手。圖10所示為腹撐對(duì)平尾壓力分布的影響，與對(duì)機(jī)翼的影響不同，腹撐使得平尾的上翼面壓力增加，下翼面壓力減小，且腹撐對(duì)下翼面影響稍大，這可能和現(xiàn)代大型客機(jī)平尾采用反彎翼型有關(guān)。因此，綜合起來，腹撐使得平尾的升力減小，俯仰力矩增加，即附加抬頭力矩。

圖8 腹撐對(duì)支架干擾阻力影響分解

圖9 腹撐對(duì)縫翼法向力增量在風(fēng)軸系下的分解

以上通過數(shù)值模擬從氣動(dòng)力及壓力分布方面分析了腹撐的干擾量值、腹撐對(duì)各部件氣動(dòng)特性的影響及主次。并且通過分析腹撐對(duì)各翼面壓力分布的變化，揭示了腹撐對(duì)縫翼、主翼、襟翼及平尾的影響。腹撐對(duì)模型氣動(dòng)力的影響，歸根結(jié)底反映在其對(duì)流場(chǎng)的影響上，下面將分析腹撐對(duì)風(fēng)洞及模型周圍流場(chǎng)的影響，以獲得對(duì)腹撐干擾更清晰的認(rèn)識(shí)。

圖10 有/無腹撐對(duì)平尾壓力分布影響

5.2 腹撐對(duì)風(fēng)洞流場(chǎng)的影響

腹撐對(duì)模型氣動(dòng)力的影響可從其對(duì)模型周圍風(fēng)洞的流場(chǎng)影響來分析，而風(fēng)洞試驗(yàn)段核心區(qū)的動(dòng)壓是影響氣動(dòng)力的關(guān)鍵因素，因此分析腹撐對(duì)風(fēng)洞核心區(qū)動(dòng)壓的影響可以揭示其影響氣動(dòng)力的原因。模型的氣動(dòng)力與當(dāng)?shù)貏?dòng)壓有關(guān)，影響動(dòng)壓的因素包括靜壓及馬赫數(shù),即

Cx=Fx/(Q·Aref)∝Qlocal/(Q·Aref)

(2)

(3)

式中：Cx為氣動(dòng)力系數(shù)，可以是升力系數(shù)或阻力系數(shù)；Fx為氣動(dòng)力，可以是升力或阻力；Qlocal為模型當(dāng)?shù)氐膭?dòng)壓；Q為試驗(yàn)來流空氣的動(dòng)壓(保持不變)；Aref為參考面積；Plocal為模型當(dāng)?shù)氐撵o壓；Malocal為模型當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)。

從前述分析來看，腹撐主要影響機(jī)翼上翼面壓力分布，對(duì)下翼面影響很小。腹撐對(duì)風(fēng)洞流場(chǎng)動(dòng)壓、靜壓及馬赫數(shù)的影響如圖11所示?？梢钥闯龈箵问沟蒙弦砻娓浇L(fēng)洞的動(dòng)壓Qlocal增加，由式(2)可知上翼面升力系數(shù)隨之增加，與前述壓力分布結(jié)果相吻合。對(duì)影響動(dòng)壓的因素進(jìn)一步分析，可以看出腹撐使得機(jī)翼上翼面附近風(fēng)洞的靜壓減小，馬赫數(shù)增加。

圖11 有/無腹撐對(duì)風(fēng)洞剖面參數(shù)的影響

5.3 腹撐對(duì)模型周圍流速的影響

腹撐使得風(fēng)洞核心區(qū)機(jī)翼上翼面附近動(dòng)壓增加。風(fēng)洞核心區(qū)流場(chǎng)的變化必然會(huì)對(duì)模型產(chǎn)生直接的氣動(dòng)力影響，本節(jié)將通過CFD結(jié)果進(jìn)一步分析腹撐對(duì)模型各部件周圍及縫道處流場(chǎng)的直接影響，以對(duì)腹撐干擾的認(rèn)識(shí)更加清晰。

腹撐的介入會(huì)對(duì)空間流場(chǎng)及相應(yīng)模型翼面近壁流速產(chǎn)生影響，而近壁速度直接影響流過模型表面的動(dòng)壓，從而對(duì)氣動(dòng)力產(chǎn)生影響。圖12～圖16 所示為腹撐對(duì)機(jī)翼及平尾近壁速度的影響，速度提取典型站位為縫翼頭部、縫翼縫道處、襟翼縫道及襟翼后緣處。

圖12～圖14為不同展向位置機(jī)翼近壁面速度V分布。以圖12為例，從展向來分析，腹撐對(duì)內(nèi)側(cè)機(jī)翼流速影響較大，沿展向向外影響逐漸減小。從弦向來看，腹撐對(duì)縫翼影響最大，內(nèi)側(cè)縫翼近壁流速增加約5 m/s (W1-1位置)，縫翼縫道處近壁流速增加約3 m/s (W1-2位置)，縫翼尾跡區(qū)受腹撐影響較?。唤笠砜p道處近壁流速增加約1.3 m/s (W1-3位置)，襟翼后緣呈現(xiàn)非單調(diào)增加的效應(yīng)，近壁處流速增加約1.3 m/s (W1-4位置)，遠(yuǎn)離壁面流速減小約0.8 m/s。腹撐使得各部件流速的增加從而增加了升力，縫翼流速增加的最大，由前述分析縫翼下偏使得法向力分量朝前從而減小了阻力，與前述的分析結(jié)果也相吻合。

圖12 機(jī)翼近壁面速度分布(站位W1=22%)

圖13 機(jī)翼近壁面速度分布(站位W2=58%)

圖14 機(jī)翼近壁面速度分布(站位W3=83%)

圖15和圖16為腹撐對(duì)平尾近壁處流速的影響，不同于機(jī)翼，腹撐使得平尾近壁流速減小，從而使得平尾對(duì)升力的貢獻(xiàn)減小，相應(yīng)產(chǎn)生抬頭力矩。

圖15 平尾近壁面速度分布(站位HTP1=35%)

圖16 平尾近壁面速度分布(站位HTP2=61%)

通過對(duì)近壁面流速分析可知，腹撐使得內(nèi)翼上翼面流速增加較大，沿展向向外影響逐漸減小；對(duì)于增升裝置，腹撐對(duì)縫翼縫道處影響較大，腹撐使得主翼近壁面及主流區(qū)流速增加，縫翼尾跡區(qū)受影響較小，襟翼縫道處流速變化相對(duì)稍小。

6 結(jié) 論

1) 采用數(shù)值模擬方法研究了增壓風(fēng)洞腹撐支架干擾，通過與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，驗(yàn)證了數(shù)值方法的可靠性。數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比結(jié)果顯示，升力系數(shù)支架干擾量相差約0.006，接近試驗(yàn)重復(fù)性指標(biāo)；阻力系數(shù)相差最大約0.001 2，俯仰力矩系數(shù)結(jié)果相差稍大，最大相差約0.01。

2) 研究了腹撐對(duì)各部件的影響，揭示了影響氣動(dòng)力的主要部件。對(duì)于升力系數(shù)，腹撐主要影響的是主翼，其次是縫翼、襟翼及平尾；對(duì)于阻力系數(shù)，與傳統(tǒng)認(rèn)識(shí)有別的是腹撐主要影響的是縫翼，且干擾量值為負(fù)；對(duì)于俯仰力矩系數(shù)，腹撐主要影響的是平尾和機(jī)身。

3) 腹撐主要使得縫翼、主翼及襟翼的上翼面吸力增加，從而升力增加；縫翼的腹撐干擾法向分量使得干擾阻力為負(fù)，平尾的升力減小使得俯仰力矩系數(shù)增加，從而附加抬頭力矩；腹撐使得風(fēng)洞核心區(qū)機(jī)翼上翼面附近壓力減小，馬赫數(shù)增加；腹撐使得內(nèi)縫翼附近流速增加約5 m/s，沿展向及弦向其影響量值減小；與對(duì)機(jī)翼的影響不同，腹撐使得平尾翼面附近流速減小，相應(yīng)增加了抬頭力矩。

通過數(shù)值模擬方法研究了低速高雷諾數(shù)風(fēng)洞支架干擾，揭示了支撐對(duì)氣動(dòng)力的影響及其主要影響的部件，并分析了支撐對(duì)風(fēng)洞及模型部件附近流場(chǎng)的影響，為風(fēng)洞到飛行數(shù)據(jù)修正及支架優(yōu)化設(shè)計(jì)提供參考。