CAE-AVM模型巡航構(gòu)型風(fēng)洞試驗(yàn)

王 浩，華 俊，鐘 敏

(中國航空研究院，北京 100012)

0 引言

現(xiàn)代飛行器的空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)過程中，計(jì)算流體力學(xué)（CFD）、風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)都發(fā)揮著重要作用。在這三種主要手段之間，存在著數(shù)據(jù)的相關(guān)性問題，空氣動(dòng)力學(xué)標(biāo)模在其中起著重要的橋梁作用。以標(biāo)模作為研究對(duì)象，可以對(duì)CFD和試驗(yàn)數(shù)據(jù)之間的關(guān)聯(lián)關(guān)系進(jìn)行研究[1]，還可以進(jìn)一步開展空氣動(dòng)力學(xué)新設(shè)計(jì)方法和風(fēng)洞試驗(yàn)新技術(shù)的探索。

20世紀(jì)以來，國際上由公益性科研機(jī)構(gòu)牽頭，進(jìn)行了空氣動(dòng)力學(xué)標(biāo)模研發(fā)，并開展了豐富的風(fēng)洞試驗(yàn)研究，例如ONERA-M6機(jī)翼標(biāo)模[2]和德國宇航院（DLR）的DLR-F4[3-4]、DLR-F6[5-6]等。國內(nèi)，中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心基于單通道客機(jī)開發(fā)了CHNT1標(biāo)模，并針對(duì)基本氣動(dòng)特性、雷諾數(shù)影響、轉(zhuǎn)捩影響和模型變形影響等開展了一系列研究[7-9]。

當(dāng)前綠色發(fā)展已經(jīng)成為航空業(yè)發(fā)展的趨勢和要求。2020年初，國際航空運(yùn)輸協(xié)會(huì)（IATA）發(fā)布了《2050飛機(jī)技術(shù)路線圖》，提出了各階段的節(jié)能減排目標(biāo)[10]，其中對(duì)高性能民機(jī)標(biāo)模的需求更顯突出。面向未來應(yīng)用的先進(jìn)民用飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)驗(yàn)證模型，應(yīng)當(dāng)具有更高的巡航馬赫數(shù)和更高的氣動(dòng)效率，因此NASA自21世紀(jì)初期開始開發(fā)馬赫數(shù)0.85量級(jí)的CRM標(biāo)模[11]，并先后開展了多次風(fēng)洞試驗(yàn)研究[12-13]。國內(nèi)當(dāng)時(shí)尚無馬赫數(shù)0.85量級(jí)的高性能氣動(dòng)標(biāo)模，相關(guān)研究機(jī)構(gòu)主要采用國外發(fā)布的標(biāo)模開展相關(guān)研究工作，難以掌握其模型和風(fēng)洞試驗(yàn)細(xì)節(jié)，相應(yīng)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)也無法實(shí)現(xiàn)自主可控。

鑒于此，同時(shí)立足于高性能遠(yuǎn)程公務(wù)機(jī)和未來寬體客機(jī)的研究需求，中國航空研究院（Chinese Aeronautical Establishment，CAE）在近十年間開發(fā)了巡航馬赫數(shù)為0.85的空氣動(dòng)力學(xué)驗(yàn)證模型CAE-AVM（CAE-Aerodynamic Validation Model），于2013年 在DNW開展了首期高速風(fēng)洞試驗(yàn)，并于2016年召開了“首屆CFD與風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性研究國際研討會(huì)”[14-19]。在前期研究的基礎(chǔ)上，2018年完成了CAE-AVM巡航構(gòu)型第二期高速風(fēng)洞試驗(yàn)，主要補(bǔ)充了全機(jī)構(gòu)型風(fēng)洞試驗(yàn)、阻力發(fā)散試驗(yàn)和升降舵偏轉(zhuǎn)試驗(yàn)數(shù)據(jù)。本文對(duì)兩次風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行綜合介紹。

1 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

CAE-AVM模型采用常規(guī)布局形式，機(jī)身客艙采用旋成體艙段，前機(jī)身下偏收斂。機(jī)翼采用中等后掠角大展弦比梯形下單翼，沿翼展方向上反，機(jī)翼與機(jī)身連接處通過翼身整流罩平滑過渡。全機(jī)構(gòu)型采用T形尾翼和尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)，體現(xiàn)了大型遠(yuǎn)程公務(wù)機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)。CAE-AVM模型平面視圖如圖1所示。

圖1 CAE-AVM模型平面圖（單位：mm）Fig. 1 Plane view of CAE-AVM model (unit: mm)

根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸，巡航構(gòu)型高速風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比選為1∶22。對(duì)其機(jī)翼重新進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，增大機(jī)翼厚度以減小其變形。模型相關(guān)參數(shù)見表1，設(shè)計(jì)巡航馬赫數(shù)為0.85。針對(duì)大型連續(xù)式跨聲速增壓風(fēng)洞動(dòng)壓高的特點(diǎn)，為增強(qiáng)模型的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、減小模型變形，機(jī)翼、尾翼和中央主承力件的制作材料均選用高強(qiáng)度鋼，其他部分以鋁合金為主以減輕總重量。風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D2所示。

圖2 CAE-AVM風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig. 2 Wind tunnel test model of CAE-AVM

表1 CAE-AVM模型主要參數(shù)Table 1 Main parameters of CAE-AVM model

全機(jī)共布置測壓點(diǎn)180個(gè)，均位于機(jī)翼表面，分為6個(gè)測壓剖面，展向相對(duì)位置（BL）分別為20%、35%、45%、55%、65%、75%，如圖1機(jī)翼上紅線所示。每個(gè)測壓剖面開30個(gè)測壓孔，其中上翼面20個(gè)，下翼面10個(gè)，測壓孔直徑為0.25 mm，垂直于機(jī)翼表面切平面。180個(gè)測壓點(diǎn)在兩側(cè)機(jī)翼分布，左側(cè)機(jī)翼用于測量下表面的壓力，右側(cè)機(jī)翼用于測量上表面的壓力。為使得試驗(yàn)過程中兩側(cè)機(jī)翼變形對(duì)稱，兩側(cè)機(jī)翼測壓槽對(duì)稱分布，并通過有限元分析優(yōu)化得到對(duì)變形影響最小的測壓槽分布路徑，優(yōu)化后的測壓槽分布路徑如圖3所示。

圖3 機(jī)翼測壓槽分布Fig. 3 Distribution of pressure measurement groove on the wing

為應(yīng)用紅外觀測技術(shù)研究機(jī)翼表面的轉(zhuǎn)捩現(xiàn)象，在左側(cè)機(jī)翼的上下表面噴涂了隔熱涂層，如圖4所示。隔熱涂層共4層，總厚度為100 μm，噴涂涂層并拋光后機(jī)翼表面的粗糙度為Ra＜0.3 μm，滿足試驗(yàn)要求。為了便于在觀測中快速估算轉(zhuǎn)捩位置，在左機(jī)翼的表面預(yù)制的圓孔中安裝了銀色的標(biāo)記點(diǎn)；內(nèi)側(cè)的3列標(biāo)記分布在10%c～90%c位置（c為當(dāng)?shù)叵议L），弦向間隔為10%c；最外側(cè)的1列標(biāo)記分布在20%c～80%c位置，弦向間隔為20%c。

圖4 CAE-AVM模型機(jī)翼表面隔熱涂層Fig. 4 Thermal insulation coating on the wing surface

為精確測量試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷淖冃危谀Ｐ捅砻嬲迟N了密度較高的熒光標(biāo)記點(diǎn)，如圖5所示。標(biāo)記點(diǎn)為直徑12 mm的圓片，表面噴涂紫外熒光涂料，厚度為30 μm。機(jī)身下表面和平尾翼根處的標(biāo)記點(diǎn)作為剛體機(jī)身的標(biāo)記，右機(jī)翼下表面和平尾上表面的標(biāo)記點(diǎn)作為測量機(jī)翼和平尾變形的標(biāo)記。

圖5 CAE-AVM模型機(jī)翼下表面熒光標(biāo)記點(diǎn)Fig. 5 Fluorescent markers on the lower wing surface of CAE-AVM model

2 風(fēng)洞試驗(yàn)介紹

CAE-AVM模型兩期高速風(fēng)洞試驗(yàn)在DNW-HST連續(xù)式跨聲速增壓風(fēng)洞進(jìn)行，該風(fēng)洞的試驗(yàn)總壓范圍為25～390 kPa，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.15～1.35。試驗(yàn)在寬2 m、高1.8 m、上下壁面開槽的試驗(yàn)段中進(jìn)行，風(fēng)洞壁板開閉比約為12%。試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎肸型支架與內(nèi)式六分力天平連接，迎角α可調(diào)范圍為?5°到20°，試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為0.2～0.9，以模型平均氣動(dòng)弦為參考長度的試驗(yàn)雷諾數(shù)為3×106和4.7×106。試驗(yàn)中對(duì)三種構(gòu)型進(jìn)行了研究，分別是翼身組合體構(gòu)型BW、翼身組合體帶尾翼構(gòu)型BWVH、全機(jī)構(gòu)型BWNVH，其中全機(jī)構(gòu)型在風(fēng)洞中的阻塞度約為0.73%。試驗(yàn)主要包含氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫采集、支架干擾研究兩大部分。其中氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫采集試驗(yàn)包含自由轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩、有變形測量標(biāo)記點(diǎn)和去掉標(biāo)記點(diǎn)、迎角頓點(diǎn)掃描和連續(xù)掃描等多種測試內(nèi)容，并輔以表面流態(tài)觀測試驗(yàn)，以提供盡量詳實(shí)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)來支撐后期分析研究。

模型主要試驗(yàn)采用Z形腹部支撐，如圖6所示。試驗(yàn)中布置兩臺(tái)紅外相機(jī)用于進(jìn)行轉(zhuǎn)捩觀測和錄像，一臺(tái)拍攝左側(cè)機(jī)翼上表面，一臺(tái)拍攝左側(cè)機(jī)翼下表面。兩臺(tái)相機(jī)均采用三腳架云臺(tái)進(jìn)行安裝，便于調(diào)整姿態(tài)進(jìn)行觀測。另外，于風(fēng)洞底部布置兩臺(tái)相機(jī)，用于對(duì)機(jī)翼的變形熒光標(biāo)記點(diǎn)進(jìn)行觀測，于風(fēng)洞頂部布置兩臺(tái)相機(jī)對(duì)平尾的變形標(biāo)記點(diǎn)進(jìn)行觀測。每個(gè)相機(jī)都放置在一個(gè)壓力調(diào)節(jié)盒中，安裝在相應(yīng)測試部分的玻璃觀測窗外側(cè)。試驗(yàn)測量過程中，采用波長為395～405 nm的紫外LED燈以產(chǎn)生特殊的照明條件，因?yàn)樽贤庹彰飨驴梢员ＷC圖像具有高對(duì)比度，同時(shí)將干擾反射控制在最低限度。

圖6 試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷腪形腹撐Fig. 6 Model on the Z sting support

為確保風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)能夠?yàn)镃FD模擬及驗(yàn)證工作有效使用，通過前述對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃蜏y量方式的設(shè)計(jì)，在模型不同部位安排不同的測試項(xiàng)目，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)氣動(dòng)力、機(jī)翼表面壓力分布、機(jī)翼紅外熱圖和機(jī)翼變形的同步測量。

風(fēng)洞試驗(yàn)中對(duì)支架干擾和洞壁干擾進(jìn)行了研究。支架干擾修正研究過程中在全攻角范圍內(nèi)，采用背部支撐的方式進(jìn)行不帶假支架和帶假支架的兩組試驗(yàn)，分析得到支架干擾的影響量。拆除假支架后，后方立柱與洞壁之間仍會(huì)存在遠(yuǎn)場干擾，因此需要對(duì)空試驗(yàn)段（無模型，保留遠(yuǎn)場中部支架，即圖7（b）中去掉模型和背部支撐后的剩余部分）進(jìn)行測試，以便在進(jìn)行支架干擾修正的同時(shí)開展阻力方向的浮力修正。洞壁干擾修正研究過程中假設(shè)洞壁與試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷木嚯x足夠遠(yuǎn)，此時(shí)洞壁產(chǎn)生的擾動(dòng)可以認(rèn)為是線性的，可以根據(jù)考慮壓縮性修正的線性勢流理論方法，結(jié)合測量得到的壁面壓力分布、模型載荷和模型位置，計(jì)算得到洞壁干擾對(duì)流場參數(shù)的修正量。圖7為支架干擾研究試驗(yàn)中帶假支架和不帶假支架的倒裝模型安裝圖。

圖7 支架干擾研究試驗(yàn)中帶假支架和不帶假支架的模型Fig. 7 Model in the support interference correction test with and without dummy support

對(duì)于機(jī)翼變形測量，由于試驗(yàn)過程中模型和相機(jī)的振動(dòng)，所測量并解算得到的數(shù)據(jù)需要經(jīng)過擬合后才能作為變形數(shù)據(jù)。數(shù)據(jù)處理過程中，首先需要將一組相機(jī)拍攝得到的二維標(biāo)記點(diǎn)數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換為三維網(wǎng)格數(shù)據(jù)，然后在假定機(jī)身等標(biāo)記點(diǎn)為剛體的前提下，通過對(duì)比未吹風(fēng)數(shù)據(jù)和吹風(fēng)數(shù)據(jù)求解得到機(jī)翼和平尾的變形量。

風(fēng)洞試驗(yàn)過程中還開展了彩色油流試驗(yàn)，完成了右側(cè)機(jī)翼、機(jī)頭、翼身整流罩、發(fā)動(dòng)機(jī)掛架和后機(jī)身表面的流動(dòng)觀測。在機(jī)翼上表面/下表面、翼身整流罩前方、機(jī)頭和后機(jī)身涂抹不同顏色油料，實(shí)現(xiàn)對(duì)表面流動(dòng)細(xì)節(jié)的捕捉。試驗(yàn)過程中，首先將模型調(diào)整到所需的試驗(yàn)迎角，然后啟動(dòng)風(fēng)洞并維持流場至模型表面獲得穩(wěn)定的流態(tài)，為防止風(fēng)洞關(guān)車過程中表面油料發(fā)生變化，試驗(yàn)過程中采用攝像機(jī)對(duì)油流進(jìn)行攝像，并且在試驗(yàn)完成后采用相機(jī)對(duì)最終的表面油流圖像進(jìn)行拍照。

3 結(jié)果與討論

3.1 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證

對(duì)全機(jī)構(gòu)型馬赫數(shù)0.85、雷諾數(shù)4.7×106的典型風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)，將2018年的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與2013年的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了重復(fù)性驗(yàn)證，結(jié)果如圖8所示[20]，升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD和俯仰力矩系數(shù)Cm的差異均在允許值范圍內(nèi)。機(jī)翼壓力系數(shù)分布的重復(fù)性結(jié)果如圖9所示，兩次風(fēng)洞試驗(yàn)測量結(jié)果吻合較好，僅有部分截面前緣附近因轉(zhuǎn)捩帶和迎角不完全一致存在微小差異。

圖8 氣動(dòng)特性重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果（Ma = 0.85，Re = 4.7×106）Fig. 8 Repeatbility of lift, drag, and moment coefficients(Ma = 0.85，Re = 4.7×106)

圖9 壓力系數(shù)分布重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果（Ma = 0.85，Re = 4.7×106）Fig. 9 Repeatbility of pressure coefficients(Ma = 0.85，Re = 4.7×106)

為了提高試驗(yàn)效率，2013年第一期風(fēng)洞試驗(yàn)開始之前，預(yù)先使用CAE軟件對(duì)機(jī)翼變形進(jìn)行了有限元預(yù)測。結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭Ъ艿膸缀螖?shù)模，采用CFD方法，對(duì)包含變形機(jī)翼和支架的模型進(jìn)行仿真分析，由此可以在DNW風(fēng)洞試驗(yàn)過程中實(shí)時(shí)將仿真結(jié)果[18]與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。2018年第二期試驗(yàn)中同樣進(jìn)行了實(shí)時(shí)對(duì)比，并注意到個(gè)別截面的壓力分布與CFD結(jié)果略有差別，分析發(fā)現(xiàn)是該截面前緣附近的轉(zhuǎn)捩帶顆粒點(diǎn)距離測壓孔過近產(chǎn)生了干擾。重新優(yōu)化其位置，優(yōu)化后的截面壓力分布試驗(yàn)測量值與CFD結(jié)果重合。調(diào)整前后的截面壓力系數(shù)分布與CFD結(jié)果的對(duì)比如圖10所示（展向65%截面）[20]。

圖10 仿真分析和風(fēng)洞試驗(yàn)的壓力系數(shù)分布結(jié)果對(duì)比Fig. 10 Comparison of pressure coefficients between numerical simulation and wind tunnel tests

同時(shí)，將試驗(yàn)結(jié)果與包含機(jī)翼變形和支撐裝置的CFD結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，既能夠驗(yàn)證風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的準(zhǔn)確性，又可以驗(yàn)證五年跨度的試驗(yàn)重復(fù)性。這種方法有助于加快風(fēng)洞試驗(yàn)的進(jìn)度。

由試驗(yàn)結(jié)果可見，兩次風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)保持了良好的一致性，表明模型和風(fēng)洞的特性在五年內(nèi)保持穩(wěn)定，也證明了兩期風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)具有可延續(xù)性。

3.2 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果修正

以翼身組合體典型風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)（Ma= 0.85、Re= 4.7×106）為例，對(duì)比未經(jīng)修正的試驗(yàn)結(jié)果（圖中標(biāo)注為UNC）、經(jīng)過支架干擾修正的試驗(yàn)結(jié)果（圖中標(biāo)注為SIC）、經(jīng)過支架和洞壁干擾修正的試驗(yàn)結(jié)果（圖中標(biāo)注為SWIC），如圖11所示。支架干擾修正使升力系數(shù)減小、阻力系數(shù)略偏大、俯仰力矩系數(shù)的結(jié)果略向抬頭方向移動(dòng)。因?yàn)橹Ъ芨蓴_試驗(yàn)時(shí)模型反裝，不便進(jìn)行壓力測量和機(jī)翼變形量測量，因此沒有對(duì)壓力系數(shù)分布進(jìn)行支架干擾修正。而根據(jù)文獻(xiàn)[18]的分析，支架干擾對(duì)實(shí)際壓力分布會(huì)產(chǎn)生較為明顯的影響，因此在仿真分析時(shí)考慮支架干擾和洞壁干擾影響，可以獲得與風(fēng)洞測試更加一致的數(shù)據(jù)，進(jìn)而進(jìn)一步發(fā)揮CFD在數(shù)據(jù)修正中的作用。

圖11 修正前后翼身組合體力系數(shù)和力矩系數(shù)的對(duì)比Fig. 11 Comparisons of force and torque coefficients of BW before and after correction

3.3 轉(zhuǎn)捩方式對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響

模型風(fēng)洞試驗(yàn)以湍流流動(dòng)為主，針對(duì)少數(shù)工況開展自然層流狀態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)研究。在模型表面使用轉(zhuǎn)捩點(diǎn)完成固定轉(zhuǎn)捩，以確保試驗(yàn)過程模型處于湍流狀態(tài)。在上翼面距前緣7%c、下翼面距前緣5%c位置處設(shè)置機(jī)翼轉(zhuǎn)捩點(diǎn)。轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的尺寸根據(jù)巡航工況Ma= 0.85、Re= 4.7×106進(jìn)行優(yōu)化，兩期試驗(yàn)中機(jī)翼上轉(zhuǎn)捩點(diǎn)的高度為3.5毫英寸（≈0.0889 mm）。同時(shí)試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，即使對(duì)于雷諾數(shù)小于4.7×106的狀態(tài)，該轉(zhuǎn)捩點(diǎn)同樣可以誘發(fā)轉(zhuǎn)捩。為分析轉(zhuǎn)捩方式對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響，對(duì)Ma= 0.85、Re= 4.7×106的全機(jī)典型風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)，進(jìn)行固定轉(zhuǎn)捩和自由轉(zhuǎn)捩的試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，并同時(shí)對(duì)比同馬赫數(shù)下Re= 3.0×106時(shí)固定轉(zhuǎn)捩的結(jié)果，如圖12所示。由圖可見：在試驗(yàn)范圍內(nèi)，由于雷諾數(shù)的差異不大，因此對(duì)升力系數(shù)和力矩系數(shù)的影響很??；雷諾數(shù)較大時(shí)，阻力系數(shù)略有減小，符合雷諾數(shù)影響的規(guī)律。自由轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響相對(duì)明顯，自由轉(zhuǎn)捩時(shí)升力系數(shù)增大、阻力系數(shù)減小、俯仰力矩系數(shù)偏向低頭，這是因?yàn)樵谠囼?yàn)雷諾數(shù)下自由轉(zhuǎn)捩的層流區(qū)加大、附面層減薄。相較于同狀態(tài)的固定轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)，自然轉(zhuǎn)捩試驗(yàn)最小阻力系數(shù)約減小23 counts（9.7%），最大升力系數(shù)約增大0.13（17%），零升力矩系數(shù)約減小0.009（7.7%）。

圖12 固定轉(zhuǎn)捩和自由轉(zhuǎn)捩的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig. 12 Comparison of wind tunnel test results between fixed and free transition

試驗(yàn)中，模型縮比導(dǎo)致試驗(yàn)雷諾數(shù)與真實(shí)飛行雷諾數(shù)差異較大。在試驗(yàn)過程中，為準(zhǔn)確模擬機(jī)翼表面的流動(dòng)狀態(tài)，確認(rèn)粗糙帶是否實(shí)現(xiàn)了流動(dòng)轉(zhuǎn)捩顯得十分重要。因此，在精確的標(biāo)模風(fēng)洞試驗(yàn)中，有必要采用紅外觀測的方式確認(rèn)在各馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和迎角下，粗糙帶均成功引起了機(jī)翼表面流動(dòng)轉(zhuǎn)捩。但是，在保證翼面流動(dòng)發(fā)生轉(zhuǎn)捩的同時(shí)，也需要盡量減小轉(zhuǎn)捩點(diǎn)高度等參數(shù)，以盡量減小對(duì)阻力等帶來的附加影響。

3.4 變形測量標(biāo)記點(diǎn)對(duì)試驗(yàn)結(jié)果的影響

2013年首期試驗(yàn)中，CAE-AVM機(jī)翼變形的測量是根據(jù)中方需求、由荷蘭宇航院（NLR）的專家攜帶其設(shè)備到DNW風(fēng)洞進(jìn)行的。首期試驗(yàn)后，DNW考慮到未來大展弦比飛機(jī)精細(xì)化試驗(yàn)的潛在需求，投資建立了模型變形測量的SPR技術(shù)能力，其高像素相機(jī)和處理軟件可以實(shí)現(xiàn)在更多的部件上設(shè)置更多的熒光標(biāo)記點(diǎn)，以更準(zhǔn)確地開展變形測量。為此，在2018年的第二期CAE-AVM風(fēng)洞試驗(yàn)中，對(duì)標(biāo)記點(diǎn)密度進(jìn)行了研究。在右側(cè)機(jī)翼下表面和平尾上表面布置了較高數(shù)量的測量點(diǎn)，其中機(jī)翼沿展向共布置了15個(gè)主剖面、14個(gè)輔助剖面、共127個(gè)標(biāo)記點(diǎn)，再加上平尾和機(jī)身，測量點(diǎn)總數(shù)共209個(gè)。試驗(yàn)中，對(duì)翼身組合體和平尾不帶升降舵的全機(jī)構(gòu)型開展了變形測量，試驗(yàn)馬赫數(shù)0.2～0.9，采用頓點(diǎn)迎角掃描法，單個(gè)迎角下每個(gè)相機(jī)拍攝100張紫外熒光點(diǎn)圖像，以此來綜合振動(dòng)等帶來的影響，實(shí)現(xiàn)更高準(zhǔn)確度的變形測量。圖13給出了風(fēng)洞試驗(yàn)中機(jī)翼和平尾的法向變形和扭轉(zhuǎn)角變形沿展向分布的測量值，為避免曲線過密，僅繪制了最大、最小和典型迎角的數(shù)據(jù)。從圖中可以看出，盡管采用了數(shù)據(jù)擬合，由于測量時(shí)的振動(dòng)和光線影響，扭轉(zhuǎn)角變形曲線沿展向仍有一定的波動(dòng)，而且翼尖點(diǎn)明顯呈現(xiàn)為負(fù)扭轉(zhuǎn)。考慮到模型機(jī)翼結(jié)構(gòu)和展向升力分布的連續(xù)性，特別是翼尖附近的升力迅速減小，變形測量數(shù)據(jù)在使用時(shí)需要去掉翼尖的負(fù)扭轉(zhuǎn)值，并且構(gòu)建橫坐標(biāo)為展向站位和迎角、縱坐標(biāo)為變形量的三維曲面，對(duì)變形量進(jìn)一步采用最小二乘法進(jìn)行光順等措施，所得結(jié)果如圖13（b）中虛線所示。測量顯示，CAE-AVM機(jī)翼在設(shè)計(jì)馬赫數(shù)和升力系數(shù)附近，即圖中迎角2.5°狀態(tài)，機(jī)翼翼尖扭轉(zhuǎn)角變形量約為?0.95°，該值與試驗(yàn)前對(duì)模型機(jī)翼進(jìn)行氣動(dòng)載荷下的有限元變形分析結(jié)果一致。對(duì)于平尾翼尖扭轉(zhuǎn)角，由于模型當(dāng)?shù)叵议L較短、標(biāo)記點(diǎn)較少、光線影響和模型抖動(dòng)等原因，造成展向70%左右的數(shù)據(jù)點(diǎn)有明顯上跳?？紤]到平尾的載荷較小，整個(gè)迎角范圍內(nèi)平尾法向變形量僅為?0.5～0.3 mm，平尾翼尖扭轉(zhuǎn)變形量范圍僅為?0.05°～0.06°，因此對(duì)于全鋼結(jié)構(gòu)的實(shí)心平尾，可以認(rèn)為其變形很小。

圖13 機(jī)翼和平尾翹曲和扭轉(zhuǎn)變形風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果Fig. 13 Bending and twist deformations of wing and horizontal tail

為了研究高密度熒光標(biāo)記點(diǎn)對(duì)流動(dòng)和氣動(dòng)數(shù)據(jù)測量的影響，探討更為合理的標(biāo)記點(diǎn)分布，在首輪測量全部完成后，去掉了所有標(biāo)記點(diǎn)，在同樣試驗(yàn)馬赫數(shù)和迎角范圍內(nèi)逐一進(jìn)行了各試驗(yàn)狀態(tài)的第二輪測量。圖14展示了有熒光標(biāo)記點(diǎn)和無熒光標(biāo)記點(diǎn)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)測量結(jié)果[20]，可以發(fā)現(xiàn)，高密度的熒光標(biāo)記點(diǎn)對(duì)CAE-AVM風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)特性存在一定影響，升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的差異在0.01以內(nèi)，阻力系數(shù)的差異在0.0002以內(nèi)。因此，在模型變形測量時(shí)，應(yīng)該結(jié)合精度要求對(duì)標(biāo)記點(diǎn)的數(shù)量進(jìn)行適當(dāng)優(yōu)化。例如對(duì)于本期模型試驗(yàn)，參考2013年試驗(yàn)設(shè)置的點(diǎn)數(shù)，在展向15個(gè)主剖面的前提下，標(biāo)記點(diǎn)的數(shù)量可以減少約50%，同時(shí)有必要開展去掉標(biāo)記點(diǎn)的第二輪測量，以確定標(biāo)記點(diǎn)的影響量和氣動(dòng)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。另外，模型制造和試驗(yàn)中盡量將標(biāo)記點(diǎn)設(shè)計(jì)在對(duì)流動(dòng)影響較小的區(qū)域，如機(jī)翼下表面和平尾上表面，以盡量減小影響量。根據(jù)文獻(xiàn)[18]，機(jī)翼變形對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性和壓力分布均有較為明顯的影響，因此在風(fēng)洞試驗(yàn)中同步開展變形測量十分必要。

圖14 熒光標(biāo)記點(diǎn)對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的影響（Ma = 0.85，Re = 4.7×106）Fig. 14 Influence of fluorescent markers on wind tunnel test results (Ma = 0.85, Re = 4.7×106)

3.5 跨聲速壓縮性對(duì)氣動(dòng)特性的影響

圖15給出了馬赫數(shù)0.78～0.90、雷諾數(shù)4.7×106的翼身組合體升力系數(shù)和阻力系數(shù)試驗(yàn)曲線。由圖可見，隨著馬赫數(shù)增大，升力線斜率均逐漸增大，最小阻力系數(shù)逐漸增大。隨著巡航馬赫數(shù)的提高，所需的升力系數(shù)減小，在可能巡航升力系數(shù)（CL= 0.6～0.35）區(qū)間（圖中方框顯示），馬赫數(shù)0.78～0.9所對(duì)應(yīng)的阻力系數(shù)變化與設(shè)計(jì)點(diǎn)（圖中圓圈顯示，Ma= 0.85、CL=0.5）相比，沒有急劇變化，表明模型可以在較寬的跨聲速段保持良好的氣動(dòng)性能。

圖15 CAE-AVM BW構(gòu)型不同馬赫數(shù)升阻力系數(shù)試驗(yàn)曲線Fig. 15 Lift and drag coefficients of CAE-AVM BW at different Mach numbers

分析試驗(yàn)雷諾數(shù)下翼身組合體、翼身組合體加尾翼、全機(jī)三種外型阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化過程，可以發(fā)現(xiàn)，升力系數(shù)為0.5時(shí)其變化規(guī)律基本一致，阻力系數(shù)均在馬赫數(shù)0.86開始快速增加，可見垂尾/平尾和發(fā)動(dòng)機(jī)艙不是阻力系數(shù)發(fā)散的主導(dǎo)因素。分析機(jī)翼各截面壓力分布隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律，可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)Ma＞0.85時(shí)，展向45%、55%和65%三個(gè)截面的激波強(qiáng)度隨著馬赫數(shù)的增大而增強(qiáng)較快，這與CAEAVM相對(duì)厚度較大的機(jī)翼特性相符合；當(dāng)Ma=0.87時(shí)，展向55%截面的上翼面后緣附近壓力系數(shù)分布曲線變平緩，呈現(xiàn)流動(dòng)分離現(xiàn)象，開始導(dǎo)致阻力發(fā)散。對(duì)比當(dāng)Ma= 0.85和0.87、CL= 0.5的表面油流試驗(yàn)結(jié)果（圖16），可以發(fā)現(xiàn)，Ma= 0.87時(shí)，機(jī)翼中段后緣附近發(fā)生了分離，這與前述壓力分布的分析結(jié)果一致，也符合較低雷諾數(shù)下激波誘導(dǎo)附面層分離較早的規(guī)律。

圖16 升力系數(shù)為0.5時(shí)不同馬赫數(shù)下的油流試驗(yàn)結(jié)果Fig. 16 Oil flow test results at different Mach numbers when the lift coefficient is 0.5

4 結(jié)論

設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為0.85的民機(jī)氣動(dòng)標(biāo)模CAE-AVM巡航構(gòu)型1∶22全金屬模型分別于2013年和2018年在連續(xù)式跨聲速增壓風(fēng)洞DNW-HST開展了兩期風(fēng)洞試驗(yàn)，完成了翼身組合體、翼身組合體加尾翼、全機(jī)三種外形的測力、測壓、變形測量、轉(zhuǎn)捩研究和表面流態(tài)觀測試驗(yàn)。主要研究結(jié)論如下：

1）五年跨度的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果重復(fù)性良好，與數(shù)值仿真結(jié)果吻合，表明CAE-AVM風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度和延續(xù)性較好，具備較好的可參考性；

2）目前尚不能對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)壓力分布等進(jìn)行準(zhǔn)確修正，所以風(fēng)洞試驗(yàn)前有必要開展考慮支架干擾及模型彈性變形影響的數(shù)值仿真分析，從而在試驗(yàn)過程中同步開展數(shù)據(jù)相關(guān)性研究；

3）轉(zhuǎn)捩和模型彈性變形對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果存在較為顯著的影響，在精細(xì)化風(fēng)洞試驗(yàn)中有必要進(jìn)行轉(zhuǎn)捩、變形與測力測壓的同步測量，其中變形測量標(biāo)記點(diǎn)對(duì)氣動(dòng)特性試驗(yàn)結(jié)果存在一定影響，有必要進(jìn)行設(shè)置優(yōu)化和影響分析；

4）風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果顯示，CAE-AVM模型具有高巡航馬赫數(shù)，在較寬的馬赫數(shù)范圍阻力系數(shù)變化相對(duì)小，測試數(shù)據(jù)種類較全，可以滿足未來先進(jìn)民機(jī)對(duì)氣動(dòng)驗(yàn)證的需求。

致謝：向德荷風(fēng)洞（DNW）、荷蘭宇航院（NLR）、德國宇航院（DLR），中國航空研究院鄭遂、王鋼林、張國鑫，以及其他參與和支持本研究的同事和同行表示感謝。