大飛機布局模型跨聲速風洞實驗尾支撐干擾研究

熊 能，林 俊，賀 中，郭旦平

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

風洞實驗是預測飛行器氣動性能最主要的手段。在風洞實驗時，飛行器模型通過支架支撐在風洞實驗段中進行氣動力測量。由于支架的存在使模型的繞流產生畸變，從而產生支撐干擾。從第一座風洞誕生起，正確扣除支撐干擾對風洞實驗結果的影響，就是實驗空氣動力學者努力的目標之一。支撐干擾修正一般采用實驗方法，上世紀80年代，中國空氣動力研究與發(fā)展中心通過實驗的方法研究了典型戰(zhàn)斗機和導彈模型尾支撐干擾規(guī)律［1］，廣泛用于指導實驗方案的設計和數據修正。對于運輸機，其安全性和經濟性的要求對風洞實驗數據精準度提出了更高要求，而其特有的尾部收縮（上翹）后體外形給實驗方案設計和數據修正帶來了困難。美國C141運輸機在研制階段，為了準確預測其氣動特性，采用了10余套腹部葉片支撐和尾部支撐系統(tǒng)開展支撐干擾研究實驗［2］。歐洲ETW風洞建成后，集合了7個國家14家單位開展了高Re數實驗條件下支撐裝置優(yōu)化及支撐干擾修正研究［3］。

近年來，隨著CFD對粘性效應的模擬能力以及計算效率的不斷提高，CFD與風洞實驗結合已達到工程應用要求，為風洞實驗方案設計和數據修正提供了新的研究手段和途徑［4］。筆者在2.4m跨聲速風洞中開展了船尾收縮布局飛機風洞實驗尾支撐干擾規(guī)律及修正方法研究：研制了前位葉片支撐系統(tǒng)和新型翼尖雙天平支撐系統(tǒng)，在風洞中獲得了尾支撐對全機、翼身組合體等布局氣動特性的干擾規(guī)律；發(fā)展了基于CFD的支撐干擾修正技術，提出了風洞實驗工程實用的數據修正方法。

1 研究方法與設備

1.1 支撐干擾影響量的定義

通常將風洞中支撐干擾分為兩部分，一部分為遠場干擾，主要指風洞實驗段本身流場的偏差以及迎角機構的存在對實驗段流場的影響；另一部分為近場干擾，主要指模型支撐裝置的存在對模型繞流的破壞。對于遠場干擾，通常認為通過浮力修正即可達到工程準度要求，即利用風洞流校時得到的軸向靜壓梯度計算模型受到的“浮力”進行修正。浮阻修正方法已較成熟［1］，本文重點研究近場干擾。對于近場干擾，情況較為復雜，支桿的存在破壞了模型外形，改變了當地壓力分布，也改變了附近區(qū)域邊界層發(fā)展，如果尾翼位于這一影響區(qū)域，則除阻力外，會對全機升力和力矩產生較大影響，必須進行專門的修正。

為了盡可能減小支撐對飛機外形的破壞，降低支撐干擾，實驗工程師們設計了腹部（背部）支撐、張線支撐、翼尖雙天平支撐等形式多樣的支撐系統(tǒng)，并且取得了較好應用成果。但是這些支撐應用范圍存在限制，尾部支撐仍然是風洞實驗最廣泛采用的支撐方式。本文重點以腹部葉片支撐為輔助支撐，開展尾支撐縱向干擾規(guī)律及修正方法研究。用符號C表示氣動力系數，將支撐干擾影響量定義為：

在風洞中，利用前位葉片支撐完成有、無尾支撐狀態(tài)實驗，求出支撐干擾影響量，按照公式（2）修正尾支撐實驗數據，得到無支撐干擾的氣動力系數C。

在風洞實驗時，假設葉片腹部支撐和尾支撐之間二次干擾很小，可以忽略。利用數值模擬方法分析時，可以直接模擬有、無尾支撐狀態(tài)，得到“干凈的”支撐干擾量，這也為研究二次干擾提供了途徑。

1.2 實驗模型及設備

選用某上單翼、T型尾翼、翼吊布局飛機作為研究對象，根據研究需要，該模型通過部件組拆可以實現單獨機身構型（B）、翼－身組合體構型（BW）以及全機構型（BWVH）等不同的實驗構型，用以研究尾支撐對不同構型的影響量。

研制了前位葉片腹部支撐系統(tǒng)（圖1）和翼尖雙天平支撐系統(tǒng)（圖2）兩套輔助支撐系統(tǒng)開展支撐干擾實驗研究。

葉片支撐系統(tǒng)選用2.4m跨聲速風洞專用高精度大載荷天平測量模型受到的氣動力，升力、俯仰力矩和軸向力量程分別為14000N、1000Nm和800N，翼尖雙天平量程為大載荷天平的80%。天平靜態(tài)加載精度0.08%，標稱綜合不確定度0.3%。

實驗在2.4m跨聲速風洞進行，該風洞Ma數范圍0.30～1.20，采用多變量控制策略，馬赫數控制精度優(yōu)于0.003。全模實驗段四壁開孔，開孔率4.3%。中部支架迎角機構行程－22°～22°，葉片支撐迎角行程2°～10°。

1.3 數值計算方法

基于氣動中心高速所支撐干擾計算軟件開展運輸機布局尾撐干擾數值模擬研究。該軟件采用有限體積法解算時間平均N－S方程。針對研究對象的特殊性，采用多重分塊網格真實模擬風洞實驗模型、支撐狀態(tài)，全機構型時達到300個分塊，嚴格模擬了模型、尾支撐、腹支撐、彎刀支架以及相互連接的外形細節(jié)（圖3），特別是模型尾部空腔和尾支撐也做了模擬（圖4）。采用SA湍流模型模擬Re數的影響，在固體物面的表面單獨生成一層邊界層網格，更好地模擬了邊界層流動。

2 數值計算結果分析

圖3 計算網格拓撲圖Fig.3 The topology of the mesh

圖4 尾支桿和模型尾部計算網格Fig.4 Model aft－body and sting mesh

設計、計算了4種模擬狀態(tài)：全機模型帶腹支撐，全機模型帶腹支撐＋尾支撐、全機模型帶尾支撐以及全機模型自由流狀態(tài)。前兩種狀態(tài)與風洞實驗狀態(tài)對應，根據式（1）計算得到ΔC支撐1；后兩種狀態(tài)是理想的實驗狀態(tài)，可以得到沒有腹支撐二次干擾的修正量ΔC支撐2。通過ΔC支撐1－ΔC支撐2則得到腹部支撐對尾支撐的二次干擾量。

圖5是用數值模擬方法計算得到的尾支撐阻力干擾量隨迎角變化規(guī)律。圖中同時給出了對應狀態(tài)的實驗結果（ΔC支撐wt）。可以看到，計算結果與實驗結果規(guī)律有很好的一致性，量值十分接近，驗證了所發(fā)展的計算方法的正確性及其在風洞實驗方案設計和數據修正工程應用方面的潛力，使得CFD在實驗方案設計階段能夠發(fā)揮更為重要的作用，同時，CFD在流場細節(jié)顯示方面的優(yōu)勢，能有助于對特殊實驗現象的分析和數據的修正。

圖5 支撐干擾數值計算結果（Ma＝0.8）Fig.5 The CFD results of sting interference（Ma＝0.8）

計算得到支撐干擾量ΔC支撐1、ΔC支撐2量值十分接近，兩者之差表明了腹部葉片支撐對尾支撐的二次干擾量值：在迎角－2°～6°范圍 ΔCD差量在0.0003以內，ΔCm在0.003以內，ΔCL在0.005以內（表1），這與風洞實驗重復性精度相當，驗證了1.1節(jié)的假設，在工程上忽略支撐系統(tǒng)的二次干擾是可行的。

表1 前位葉片支撐二次干擾量Table1 Belly vane support adjunctive interference

同時，實驗和CFD結果都表明：當迎角大于6°后，ΔC隨迎角變化規(guī)律有明顯波動，二次干擾量值也有所增加；另外，在實驗時隨迎角增加，天平支撐系統(tǒng)彈性形變和振動等問題也制約了支撐干擾實驗的準度和范圍。通常運輸機巡航迎角在0°～3°范圍，而支撐干擾修正的一個主要目的是獲得巡航氣動特性，因此，從數據使用的角度考慮，實驗修正方法可在－2°～6°保證數據的準度。對于更大迎角的數據，可采用外插方法，而對某些參數的修正如最大升力系數等修正可采用數值方法計算ΔC支撐2完成。

3 實驗結果分析

3.1 實驗結果的處理

用兩次實驗數據的差量（有、無假尾支狀態(tài)）作為尾支撐影響量，包含了實驗系統(tǒng)的重復性誤差，其隨迎角變化存在波動。如果直接用于數據修正可能會使修正結果曲線失真。而計算結果由于收斂精度問題也存在波動。從工程應用角度出發(fā)，采用實驗統(tǒng)計方法在特定范圍找出支撐干擾影響量隨迎角的變化：利用單獨機身、翼－身組合體以及全機等3種構型的實驗結果，通過多項式擬合、樣條擬合等數學方法，在給定誤差范圍內尋求變化規(guī)律。通過分析，發(fā)現在－2°～6°范圍內，尾支撐干擾量隨迎角呈線性變化：圖6是Ma＝0.74時全機構型的實驗結果，圖中實線是用最小二乘法對影響量數據點一次擬合結果，上下虛線間的距離是按重復性精度3σ（σCL＝0.003，σCD＝0.0002，σCm＝0.002）給出的誤差帶。可以看出，用一次擬合結果表示修正量規(guī)律，除個別點外，擬合值與實驗值的差量在1.5σ以內。這一結果也與荷蘭HST風洞類似構型模型尾支撐修正規(guī)律一致。

3.2 兩種輔助支撐試驗結果對比

圖7是兩種不同輔助支撐得到尾支撐的修正量，可以看出，總體規(guī)律和量值都是一致的。其中，阻力系數修正量在－3°時差異約0.0004，正迎角范圍差量更小；升力和俯仰力矩系數修正量規(guī)律一致，只是量值略有差異，俯仰力矩系數小于0.001，升力系數約0.005，差量基本在風洞重復性精度水平以內。

通過不同輔助支撐試驗對比以及數值模擬分析，驗證了采用的支撐干擾實驗方案和修正方法的正確性，可以應用于精準度要求較高的型號設計試驗數據修正。

3.3 支撐干擾規(guī)律研究

圖8是模型后體有無尾支撐壓力分布云圖，圖9是實驗得到的尾支撐對3種不同構型模型的影響量曲線。α＝0°時尾支桿對模型后體氣流有阻滯作用，使流速降低，壓力增加，加之支桿空腔存在死水區(qū)，使得阻力降低，其影響區(qū)域前傳至機翼特別是翼－身融合部、起落架鼓包等部件。這與試驗結果一致，其在負迎角影響量可以達到零升阻力的10%以上。

值得注意的是，尾支撐對機翼阻力影響與尾翼相當，這在方案設計時沒有預料到，這也要求不同構型模型實驗需要單獨進行支撐干擾修正。平尾后緣受后機身上翻脫體渦影響較大，是產生附加低頭力矩的主要貢獻部件，同時其對阻力也產生較大影響，可以預計，不同平尾安裝位置可能會改變附加力矩的符號。相對而言，尾支撐對模型升力影響較小，主要來自于模型下表面壓力增加，一般在0.008以內。圖10是尾支撐干擾量隨Ma數變化規(guī)律，總體來看，隨Ma數增加，支撐影響區(qū)域和強度都有所增強。

圖10 尾支撐B構型的阻力影響量Fig.10 The drag interference of B configuration with varied Mach numbers

4 結 論

數值模擬和實驗研究結果都表明：對于后體上翹構型模型，尾支撐對模型氣動特性的干擾不可忽略，直接影響對巡航效率、焦點位置以及配平迎角的預測。研究結果可以用于指導跨聲速風洞類似構型飛機模型測力實驗數據修正：

（1）在迎角－2°～6°范圍，可以認為尾支撐干擾量隨迎角是線性變化的；

（2）采用前位葉片支撐作為輔助支撐獲取尾支撐干擾量，在迎角－2°～6°范圍內其二次干擾量可以忽略；

（3）尾支撐對機身、尾翼、機翼等部件繞流都有影響，對升力影響相對較小，對阻力、力矩影響較大，且隨Ma數變化，不同構型的實驗數據需要單獨修正；

（4）所發(fā)展的帶風洞支撐系統(tǒng)數值模擬軟件滿足工程應用要求，可用于支撐干擾修正研究以及風洞實驗支撐系統(tǒng)優(yōu)化研究。

［1］ 惲起麟.實驗空氣動力學［M］.北京：國防工業(yè)出版社，1994.

［2］ MACWILKINSON D G.Correlation of full scale drag predictions with flight measurements on the C1414aircraft.phase ii：wind test，analysis and prediction techniques［R］.NASA CR－2333，1974.

［3］ QUEST J，WRIGHT M C N，ROLSTON S.Investigation of a modern transonic transport aircraft configuration over a large range of Reynolds numbers［R］.AIAA 2002－0422，2002.

［4］ VAN MUIJDEN J.CFD support to wind tunnel experiments［C］.European Wind Tunnel Association 2nd Joint Workshop，Farnborough，2006.