運輸機模型高速風洞試驗支撐形式及支撐干擾研究

楊賢文，劉 昕

（中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

運輸機模型高速風洞試驗支撐形式及支撐干擾研究

楊賢文＊，劉 昕

（中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000）

選擇合適的支撐形式并扣除支撐干擾是運輸機模型高速風洞試驗技術的關鍵問題。采用理論計算、測力和測壓試驗等手段研究了不同偏度尾支撐、葉片腹支撐對運輸類飛機氣動特性的支撐干擾。采用葉片腹支撐分別與0°、5°、15°、30°假尾支撐組合試驗及垂尾支撐分別與0°、5°、15°、30°假尾支撐組合試驗獲得相應尾支撐的干擾特性，采用0°尾支撐與假葉片腹支撐組合試驗獲得葉片腹支撐的干擾特性。研究表明：0°／5°尾支撐修正支撐干擾后的試驗結果與前位葉片腹支撐修正支撐干擾后的試驗結果一致性較好，0°／5°尾支撐作為主支撐、前位葉片腹支撐作為輔助支撐是運輸類飛機高速風洞試驗較好的一種支撐系統，采用該支撐獲得的試驗結果是可信的；由于很難準確獲得大偏度尾支撐的支撐干擾，大偏度（例如30°）尾支撐修正支撐干擾后的試驗結果誤差較大，選擇大偏度尾支撐作為主支撐進行運輸類飛機高速風洞試驗是不合適的。

支撐干擾；運輸機；高速風洞；尾支撐；葉片腹支撐

0 引 言

模型在風洞中做試驗是通過支撐裝置支撐在試驗段中進行的。由于支撐裝置的存在，使繞模型的流場發生改變，支撐裝置產生的支撐干擾必須扣除。對于發動機安裝在后機身內的飛機模型，最適宜采用尾支撐進行風洞試驗［1］。運輸機的發動機通常安裝在機翼下面或機身外側，后機身呈船尾型上翹收縮，如果采用尾支撐進行風洞試驗，模型與真實飛機尾部繞流差異較大，故這類模型常采用葉片腹支撐進行試驗［1］，但是采用葉片腹支撐無法進行橫航向試驗。國外主要采用尾支撐進行運輸機模型高速風洞試驗［24］，并采用垂尾支撐或機翼外翼支撐修正尾支撐干擾，但垂尾支撐無法修正全機構型的尾支撐干擾。受機翼外翼強度限制，機翼外翼支撐適用于大風洞。在文獻［4］中，由于機翼外翼支撐對機翼升力系數的干擾未知，只采用機翼外翼支撐進行了后機身測力試驗，未采用機翼外翼支撐進行全機測力試驗。國外關于葉片腹支撐修正運輸機模型高速風洞試驗尾支撐干擾的文獻較少，但關于葉片腹支撐修正其它類型模型高速風洞試驗尾支撐干擾的文獻較多［5－8］。國內對運輸機模型高速風洞試驗葉片腹支撐形式進行了初步研究［9］，研究表明，前位（腹支撐軸向位置在機身下方較靠前的位置）葉片腹支撐對運輸機模型氣動特性的干擾小于后位葉片腹支撐。

在運輸機研制過程中，需要進行大量的高速風洞選型試驗及定型后的氣動特性測試試驗，模型支撐形式選擇不當會導致運輸機模型俯仰力矩系數（配平迎角）、阻力系數等氣動特性測量結果出現很大的偏差，嚴重影響運輸機研制進程。借鑒國內外模型高速風洞試驗經驗，可選用尾支撐進行運輸機模型高速風洞試驗。在尾支撐偏度選取方面，部分研究人員建議采用大偏度尾支撐從而減少船尾型尾段的外形破壞面積。為了選取較優的尾支撐偏度，并確定一套合理的經過試驗驗證的運輸機模型高速風洞試驗支撐方案，針對某運輸機模型開展了高速風洞支撐干擾試驗研究，獲得了0°、5°、15°、30°尾支撐及前位葉片腹支撐對運輸機模型氣動特性的干擾特性，分析了不同偏度尾支撐及前位葉片腹支撐修正支撐干擾后的試驗結果的合理性，確定了較優的運輸機模型高速風洞試驗支撐形式。

1 模型與試驗設備

1.1 模型

試驗模型為圓形剖面機身、上單翼、T型尾翼及翼吊布局運輸機模型，模型可組拆成機身、全機無尾及全機等構型。模型測壓尾段下表面測壓點位置分布見圖1，共有6個測壓縱剖面（順流向）。

圖1 模型尾段測壓點位置分布示意圖Fig.1 Schematic of pressure measurement points distribution of the model tail

1.2 試驗設備

FL-24風洞是試驗段橫截面為1.2m×1.2m的半回流、暫沖式跨超聲速風洞，試驗Ma數為0.4～3.0。全機模型在FL-24風洞試驗段中0°迎角時堵塞度約為1.0%。

0°尾支桿在模型尾部處的直徑為34mm；5°、15°、30°尾支桿在模型尾部處的直徑為32mm；前位葉片腹支撐安裝于機身腹部，支撐剖面采用對稱低阻翼型，根據文獻［1］腹支撐的后掠角宜在30°～45°之間為好，取前位葉片腹支撐后掠角為30°，靠近機身腹部的支撐剖面弦長160mm，最大厚度為16mm。圖2為模型0°、5°、15°、30°尾支撐、前位葉片腹支撐及垂尾支撐安裝示意圖。

圖2模型安裝示意圖Fig.2 Schematic of the model mounted on the supports

采用氣動中心高速所六分量電阻應變天平測量模型的氣動力和力矩，采用電子掃描閥測量模型尾段表面壓力。

2 研究方法

2.1 試驗方法

分別采用0°、5°、15°、30°尾支撐及前位葉片腹支撐作為主支撐對模型進行風洞試驗。采用前位葉片腹支撐分別測量模型帶／不帶0°、5°、15°、30°假尾支撐時的氣動特性從而獲得0°、5°、15°、30°假尾支撐對模型氣動特性的干擾量；采用垂尾支撐分別測量模型帶／不帶0°、5°、15°、30°假尾支撐時的氣動特性從而也獲得0°、5°、15°、30°假尾支撐對模型氣動特性的干擾量；采用0°尾支撐分別測量模型帶／不帶假前位葉片腹支撐時的氣動特性從而獲得假前位葉片腹支撐對模型氣動特性的干擾量。各主支撐試驗結果扣除相應的支撐干擾可獲得支撐干擾修正結果。

2.2 前位葉片腹支撐軸向位置優化

采用基于粘性自適應笛卡爾網格空間推進的數值優化方法對葉片腹支前緣距機頭距離60mm、90mm、120mm、150mm軸向位置分別進行了腹支撐干擾計算，比較發現腹支前緣距機頭距離90mm時對全機模型支撐干擾最小，最后確定了此軸向位置作為腹支撐安裝位置。

3 試驗結果與分析

支撐干擾量△C（C為阻力系數CD、俯仰力矩系數Cm、升力系數CL及模型尾段表面壓力系數Cp）按以下方式定義：

3.1 尾支撐對模型機身、全機構型氣動力的干擾特性

圖3為Ma＝0.74時前位葉片腹支撐測力試驗獲得的假尾支撐對機身構型干擾特性曲線，圖4為Ma＝0.74時垂尾支撐測力試驗獲得的假尾支撐對機身構型干擾特性曲線。圖中，假尾支撐表示假尾支撐在模型尾段外且與模型尾段保持3mm間隙，模型尾段為封閉的真實尾段，無尾支桿空腔；假尾支撐（伸入）表示假尾支撐伸入模型尾段內約2cm，模型尾段模擬了部分尾支桿空腔。

圖3 腹支撐試驗獲得的假尾支撐對機身構型干擾特性（Ma＝0.74）Fig.3 Dummy sting support interference on fuselage alone configuration obtained by strut support test at Ma＝0.74

圖4 垂尾支撐試驗獲得的假尾支撐對機身構型干擾特性（Ma＝0.74）Fig.4 Dummy sting support interference on fuselage alone configuration obtained by vertical tail support test at Ma＝0.74

前位葉片腹支撐、垂尾支撐測力試驗獲得的假尾支撐對機身構型的支撐干擾差異較小，表明此兩種輔助支撐是適用的，且獲得的假尾支撐干擾量是可信的。在0°迎角時，0°假尾支撐對船尾型尾段產生的堵塞效應使船尾型尾段下表面大部分區域壓力增加，0°假尾支撐對機身構型產生負△CD、負△Cm、正△CL的干擾；30°假尾支撐對船尾型尾段產生的堵塞效應較0°假尾支撐減弱，30°假尾支撐相當于大迎角下的細長體，其背風面會出現較強體渦［10］，使船尾型尾段下表面大部分區域壓力減小，在0°迎角時，30°假尾支撐的體渦效應強于堵塞效應，其對機身構型產生正△CD、正△Cm、負△CL的干擾；隨著假尾支撐偏度或試驗迎角增加，假尾支撐產生的堵塞效應減弱、體渦效應增強，導致假尾支撐產生逐漸增大的△CD、△Cm和逐漸減小的△CL。

圖5為Ma＝0.74時前位葉片腹支撐測力試驗獲得的假尾支撐對全機構型干擾特性曲線。假尾支撐對全機、機身構型產生的支撐干擾差別明顯，這是由于全機構型的T型尾翼、機翼等部件均受到假尾支撐干擾所致。由于模型尾段空腔流動狀態模擬存在差異，假尾支撐伸入模型尾段與否對模型氣動特性的干擾存在差異。

圖6為0°假尾支撐（伸入）對全機構型干擾特性隨Ma數變化曲線。在Ma＝0.6～0.8范圍內，0°假尾支撐（伸入）對全機構型產生負△CD、負△Cm、正△CL的干擾，Ma數不同，氣流壓縮性影響則不同，故0°假尾支撐（伸入）在不同Ma數時對全機構型產生的干擾存在差異。

圖5 假尾支撐對全機構型干擾特性（Ma＝0.74）Fig.5 Dummy sting support interference on complete aircraft configuration at Ma＝0.74

圖6 0°假尾支撐（伸入）對全機構型干擾特性（Ma＝0.6～0.8）Fig.6 Interference caused by dummy 0°sting support inserted into model on complete aircraft configuration at Ma＝0.6～0.8

3.2 前位葉片腹支撐對模型機身、全機無尾、全機構型氣動力的干擾特性

圖7為通過0°尾支撐測力試驗獲得的假前位葉片腹支撐干擾特性曲線。假前位葉片腹支撐對模型機身、全機無尾、全機構型產生較小的△CD、△Cm、△CL。假前位葉片腹支撐在支撐前方誘導正壓場，在支撐剖面最大相對厚度位置的后方產生負壓場［9，11］，支撐前、后方壓差產生正△CD的干擾；負壓場引起的低頭力矩增量基本上大于正壓場引起的抬頭力矩增量，故△Cm基本上為負值；負壓場引起的負升力增量大于正壓場引起的正升力增量，故△CL為負值。

圖7 假前位葉片腹支撐干擾特性（Ma＝0.74）Fig.7 Interference caused by dummy frontal-attachmentlocation airfoil strut support at Ma＝0.74

3.3 尾支撐、前位葉片腹支撐對模型尾段下表面壓力系數的影響

圖8給出了在Ma＝0.74、α＝0°時假支撐對模型尾段下表面壓力系數的影響曲線。對于機身構型，0°假尾支撐產生的干擾總體上使尾段下表面壓力增大，30°假尾支撐產生的干擾總體上使尾段下表面壓力減小，這與該狀態下，0°假尾支撐產生負△CD、負△Cm、正△CL及30°假尾支撐產生正△CD、正△Cm、負△CL的測力試驗結果相吻合。假前位葉片腹支撐對全機模型尾段下表面壓力系數的影響很小，表明前位葉片腹支撐對模型尾段干擾很小，是修正尾支撐干擾的一種較好的支撐。

圖8 假支撐對模型尾段下表面壓力系數的影響（Ma＝0.74，α＝0°）Fig.8 Dummy support effects on pressure coefficient of lower surface for model tail at Ma＝0.74，α＝0°

3.4 支撐干擾修正結果

圖9給出了機身構型修正支撐干擾后的阻力特性曲線，圖10給出了0°尾支撐（伸入）與其它不同支撐獲得的全機構型阻力系數支撐干擾修正結果的差異量。在Ma＝0.74時，對于機身構型，0°尾支撐測力試驗與前位葉片腹支撐測力試驗獲得的阻力系數修正結果差別很小，差異量基本上在0.0005之內，且獲得的機身構型阻力系數與理論計算值較為接近，而30°尾支撐測力試驗獲得的阻力系數修正結果偏小，其最小阻力系數比摩阻系數理論計算值［12］小了約0.003；對于全機構型，5°尾支撐測力試驗及前位葉片腹支撐測力試驗阻力系數修正結果與0°尾支撐測力試驗阻力系數修正結果差別均較小，差異量基本上在0.002之內。由此可見，小偏度（0°或5°）尾支撐試驗能夠較準確獲得運輸機模型阻力特性，而大偏度（例如30°）尾支撐試驗獲得的阻力系數誤差較大。

圖9 修正支撐干擾后的機身阻力特性（Ma＝0.74）Fig.9 Fuselage drag characteristic with support interference correction at Ma＝0.74

圖10 修正支撐干擾后的全機阻力特性對比（Ma＝0.74）Fig.10 Comparison of complete aircraft drag characteristic with support interference correction at Ma＝0.74

圖11給出了全機構型修正了支撐干擾的俯仰力矩特性曲線。0°、5°尾支撐測力試驗獲得的配平迎角較為接近，前位葉片腹支撐測力試驗與0°尾支撐測力試驗獲得的配平迎角差異量約為0.5°。而30°尾支撐測力試驗獲得的配平迎角為負值，且與0°尾支撐測力試驗獲得的配平迎角相差約4°，試驗結果不合理。在升力系數方面，不同支撐獲得的修正了支撐干擾后的試驗結果差異量較小。

圖11 修正支撐干擾后的全機俯仰力矩特性（Ma＝0.74）Fig.11 Complete aircraft pitching moment characteristic with support interference correction at Ma＝0.74

上述支撐干擾修正結果表明，0°或5°尾支（主支撐）－前位葉片腹支（輔助支撐）組合支撐與前位葉片腹支－0°尾支組合支撐獲得的模型氣動特性一致性較好，且獲得的機身構型阻力系數與理論計算值較為接近，0°或5°尾支－前位葉片腹支組合支撐獲得的模型氣動特性是可信的，該組合支撐是運輸類飛機高速風洞試驗較好的一種支撐系統；大偏度（例如30°）尾支撐的背風面出現較強體渦，船尾型尾段繞流亦會出現分離形成機身后體渦［13－14］，尾支撐體渦與機身后體渦相互作用致使機身后體區域流動較為復雜，大偏度假尾支撐很難真實模擬尾支撐干擾，故大偏度尾支撐試驗獲得的試驗結果可能存在很大的偏差。0°尾支－前位葉片腹支組合支撐、5°尾支－前位葉片腹支組合支撐已分別應用于某類似布局運輸機［15］及C919運輸機2.4m跨聲速風洞（FL-26風洞）測力試驗，取得了滿意的試驗結果。

4 結 論

通過本項研究，得出以下結論：

（1）0°或5°尾支－前位葉片腹支組合支撐試驗獲得的模型氣動特性合理，該支撐系統是運輸類飛機高速風洞試驗較好的一種支撐系統，可廣泛應用于運輸類飛機高速風洞力試驗。

（2）由于很難準確獲得大偏度尾支撐的支撐干擾，大偏度（例如30°）尾支撐試驗獲得的運輸機模型俯仰力矩系數（配平迎角）、阻力系數等氣動特性可能存在很大的偏差，大偏度尾支撐不適合作為運輸類飛機高速風洞試驗的支撐系統。

（3）假尾支撐伸入模型尾段與否對模型氣動特性的干擾存在差異，為準確獲得支撐干擾量，需精確模擬模型尾段空腔流動狀態，假尾支撐應伸入模型尾段。

（4）支撐干擾隨模型氣動構型及Ma數變化，需分別進行支撐干擾試驗。

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Support form and support interference on transport aircraft model in high speed wind tunnel

Yang Xianwen＊，Liu Xin
（High Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China）

Both selection of suitable support and interference correction are the key to subjects of high speed wind tunnel test technique for transport aircraft.Support interference of airfoil strut support and different angle sting supports on the aerodynamic characteristics of transport aircraft was studied by theoretical calculation，force measurement and pressure measurement.The interference of 0°，5°，15°，30°dummy sting supports was obtained by airfoil strut support test and vertical tail support test.The interference of dummy airfoil strut support was obtained by 0°sting support test.The investigation indicates：the agreement is good between 0°／5°sting support test results and frontal-attachment-location airfoil strut support test results with support interference corrections for transport aircraft，0°／5°sting support test results with support interference corrections are reliable；0°／5°sting support，support interference of which is obtained by frontal-attachment-location airfoil strut support test，is a rational support for transport aircraft in high speed wind tunnel；the error of large-angle-sting support test results with support interference corrections such as 30°sting support is relatively severe.Strong body vortices are formed on the leeward side of large-angle-sting support，large-angle-sting support body vortices interact with the flow pattern of transport aircraft tail.For this reason，it is difficult to obtain large-anglesting support interference correction accurately，and large-angle-sting support is unsuitable for transport aircraft in high speed wind tunnel.

support interference；transport aircraft；high speed wind tunnel；sting support；airfoil strut support

V211.753

：Adoi：10.7638／kqdlxxb-2014.0064

2014-07-07；

2014-08-21

楊賢文＊（1972-），男，江西吉安人，副研究員，研究方向：高速空氣動力學.E-mail：yangxian＿wen＠163.com

楊賢文，劉昕.運輸機模型高速風洞試驗支撐形式及支撐干擾研究［J］.空氣動力學學報，2015，33（6）：721-727.

10.7638／kqdlxxb-2014.0064 Yang X W，Liu X.Support form and support interference on transport aircraft model in high speed wind tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（6）：721-727.

0258-1825（2015）06-0721-07