CAE-AVM模型巡航構型風洞試驗

王 浩，華 俊，鐘 敏

(中國航空研究院，北京 100012)

0 引言

現代飛行器的空氣動力學設計過程中，計算流體力學（CFD）、風洞試驗和飛行試驗都發揮著重要作用。在這三種主要手段之間，存在著數據的相關性問題，空氣動力學標模在其中起著重要的橋梁作用。以標模作為研究對象，可以對CFD和試驗數據之間的關聯關系進行研究[1]，還可以進一步開展空氣動力學新設計方法和風洞試驗新技術的探索。

20世紀以來，國際上由公益性科研機構牽頭，進行了空氣動力學標模研發，并開展了豐富的風洞試驗研究，例如ONERA-M6機翼標模[2]和德國宇航院（DLR）的DLR-F4[3-4]、DLR-F6[5-6]等。國內，中國空氣動力研究與發展中心基于單通道客機開發了CHNT1標模，并針對基本氣動特性、雷諾數影響、轉捩影響和模型變形影響等開展了一系列研究[7-9]。

當前綠色發展已經成為航空業發展的趨勢和要求。2020年初，國際航空運輸協會（IATA）發布了《2050飛機技術路線圖》，提出了各階段的節能減排目標[10]，其中對高性能民機標模的需求更顯突出。面向未來應用的先進民用飛機空氣動力學驗證模型，應當具有更高的巡航馬赫數和更高的氣動效率，因此NASA自21世紀初期開始開發馬赫數0.85量級的CRM標模[11]，并先后開展了多次風洞試驗研究[12-13]。國內當時尚無馬赫數0.85量級的高性能氣動標模，相關研究機構主要采用國外發布的標模開展相關研究工作，難以掌握其模型和風洞試驗細節，相應風洞試驗數據也無法實現自主可控。

鑒于此，同時立足于高性能遠程公務機和未來寬體客機的研究需求，中國航空研究院（Chinese Aeronautical Establishment，CAE）在近十年間開發了巡航馬赫數為0.85的空氣動力學驗證模型CAE-AVM（CAE-Aerodynamic Validation Model），于2013年 在DNW開展了首期高速風洞試驗，并于2016年召開了“首屆CFD與風洞數據相關性研究國際研討會”[14-19]。在前期研究的基礎上，2018年完成了CAE-AVM巡航構型第二期高速風洞試驗，主要補充了全機構型風洞試驗、阻力發散試驗和升降舵偏轉試驗數據。本文對兩次風洞試驗進行綜合介紹。

1 風洞試驗模型

CAE-AVM模型采用常規布局形式，機身客艙采用旋成體艙段，前機身下偏收斂。機翼采用中等后掠角大展弦比梯形下單翼，沿翼展方向上反，機翼與機身連接處通過翼身整流罩平滑過渡。全機構型采用T形尾翼和尾吊發動機，體現了大型遠程公務機的設計特點。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)

根據風洞試驗段尺寸，巡航構型高速風洞試驗模型縮比選為1∶22。對其機翼重新進行了優化設計，增大機翼厚度以減小其變形。模型相關參數見表1，設計巡航馬赫數為0.85。針對大型連續式跨聲速增壓風洞動壓高的特點，為增強模型的結構強度、減小模型變形，機翼、尾翼和中央主承力件的制作材料均選用高強度鋼，其他部分以鋁合金為主以減輕總重量。風洞試驗模型如圖2所示。

圖2 CAE-AVM風洞試驗模型Fig. 2 Wind tunnel test model of CAE-AVM

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

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

圖3 機翼測壓槽分布Fig. 3 Distribution of pressure measurement groove on the wing

為應用紅外觀測技術研究機翼表面的轉捩現象，在左側機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翼表面的粗糙度為Ra＜0.3 μm，滿足試驗要求。為了便于在觀測中快速估算轉捩位置，在左機翼的表面預制的圓孔中安裝了銀色的標記點；內側的3列標記分布在10%c～90%c位置（c為當地弦長），弦向間隔為10%c；最外側的1列標記分布在20%c～80%c位置，弦向間隔為20%c。

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

為精確測量試驗模型的變形，在模型表面粘貼了密度較高的熒光標記點，如圖5所示。標記點為直徑12 mm的圓片，表面噴涂紫外熒光涂料，厚度為30 μm。機身下表面和平尾翼根處的標記點作為剛體機身的標記，右機翼下表面和平尾上表面的標記點作為測量機翼和平尾變形的標記。

圖5 CAE-AVM模型機翼下表面熒光標記點Fig. 5 Fluorescent markers on the lower wing surface of CAE-AVM model

2 風洞試驗介紹

CAE-AVM模型兩期高速風洞試驗在DNW-HST連續式跨聲速增壓風洞進行，該風洞的試驗總壓范圍為25～390 kPa，試驗馬赫數范圍為0.15～1.35。試驗在寬2 m、高1.8 m、上下壁面開槽的試驗段中進行，風洞壁板開閉比約為12%。試驗模型采用Z型支架與內式六分力天平連接，迎角α可調范圍為?5°到20°，試驗馬赫數范圍為0.2～0.9，以模型平均氣動弦為參考長度的試驗雷諾數為3×106和4.7×106。試驗中對三種構型進行了研究，分別是翼身組合體構型BW、翼身組合體帶尾翼構型BWVH、全機構型BWNVH，其中全機構型在風洞中的阻塞度約為0.73%。試驗主要包含氣動數據庫采集、支架干擾研究兩大部分。其中氣動數據庫采集試驗包含自由轉捩和固定轉捩、有變形測量標記點和去掉標記點、迎角頓點掃描和連續掃描等多種測試內容，并輔以表面流態觀測試驗，以提供盡量詳實的氣動數據來支撐后期分析研究。

模型主要試驗采用Z形腹部支撐，如圖6所示。試驗中布置兩臺紅外相機用于進行轉捩觀測和錄像，一臺拍攝左側機翼上表面，一臺拍攝左側機翼下表面。兩臺相機均采用三腳架云臺進行安裝，便于調整姿態進行觀測。另外，于風洞底部布置兩臺相機，用于對機翼的變形熒光標記點進行觀測，于風洞頂部布置兩臺相機對平尾的變形標記點進行觀測。每個相機都放置在一個壓力調節盒中，安裝在相應測試部分的玻璃觀測窗外側。試驗測量過程中，采用波長為395～405 nm的紫外LED燈以產生特殊的照明條件，因為紫外照明下可以保證圖像具有高對比度，同時將干擾反射控制在最低限度。

圖6 試驗模型的Z形腹撐Fig. 6 Model on the Z sting support

為確保風洞試驗數據能夠為CFD模擬及驗證工作有效使用，通過前述對風洞試驗模型和測量方式的設計，在模型不同部位安排不同的測試項目，可以實現對氣動力、機翼表面壓力分布、機翼紅外熱圖和機翼變形的同步測量。

風洞試驗中對支架干擾和洞壁干擾進行了研究。支架干擾修正研究過程中在全攻角范圍內，采用背部支撐的方式進行不帶假支架和帶假支架的兩組試驗，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存在遠場干擾，因此需要對空試驗段（無模型，保留遠場中部支架，即圖7（b）中去掉模型和背部支撐后的剩余部分）進行測試，以便在進行支架干擾修正的同時開展阻力方向的浮力修正。洞壁干擾修正研究過程中假設洞壁與試驗模型的距離足夠遠，此時洞壁產生的擾動可以認為是線性的，可以根據考慮壓縮性修正的線性勢流理論方法，結合測量得到的壁面壓力分布、模型載荷和模型位置，計算得到洞壁干擾對流場參數的修正量。圖7為支架干擾研究試驗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

對于機翼變形測量，由于試驗過程中模型和相機的振動，所測量并解算得到的數據需要經過擬合后才能作為變形數據。數據處理過程中，首先需要將一組相機拍攝得到的二維標記點數據轉換為三維網格數據，然后在假定機身等標記點為剛體的前提下，通過對比未吹風數據和吹風數據求解得到機翼和平尾的變形量。

風洞試驗過程中還開展了彩色油流試驗，完成了右側機翼、機頭、翼身整流罩、發動機掛架和后機身表面的流動觀測。在機翼上表面/下表面、翼身整流罩前方、機頭和后機身涂抹不同顏色油料，實現對表面流動細節的捕捉。試驗過程中，首先將模型調整到所需的試驗迎角，然后啟動風洞并維持流場至模型表面獲得穩定的流態，為防止風洞關車過程中表面油料發生變化，試驗過程中采用攝像機對油流進行攝像，并且在試驗完成后采用相機對最終的表面油流圖像進行拍照。

3 結果與討論

3.1 風洞試驗結果驗證

對全機構型馬赫數0.85、雷諾數4.7×106的典型風洞試驗狀態，將2018年的風洞試驗結果與2013年的風洞試驗結果進行了重復性驗證，結果如圖8所示[20]，升力系數CL、阻力系數CD和俯仰力矩系數Cm的差異均在允許值范圍內。機翼壓力系數分布的重復性結果如圖9所示，兩次風洞試驗測量結果吻合較好，僅有部分截面前緣附近因轉捩帶和迎角不完全一致存在微小差異。

圖8 氣動特性重復性試驗結果（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 壓力系數分布重復性試驗結果（Ma = 0.85，Re = 4.7×106）Fig. 9 Repeatbility of pressure coefficients(Ma = 0.85，Re = 4.7×106)

為了提高試驗效率，2013年第一期風洞試驗開始之前，預先使用CAE軟件對機翼變形進行了有限元預測。結合風洞試驗模型支架的幾何數模，采用CFD方法，對包含變形機翼和支架的模型進行仿真分析，由此可以在DNW風洞試驗過程中實時將仿真結果[18]與風洞試驗結果進行對比。2018年第二期試驗中同樣進行了實時對比，并注意到個別截面的壓力分布與CFD結果略有差別，分析發現是該截面前緣附近的轉捩帶顆粒點距離測壓孔過近產生了干擾。重新優化其位置，優化后的截面壓力分布試驗測量值與CFD結果重合。調整前后的截面壓力系數分布與CFD結果的對比如圖10所示（展向65%截面）[20]。

圖10 仿真分析和風洞試驗的壓力系數分布結果對比Fig. 10 Comparison of pressure coefficients between numerical simulation and wind tunnel tests

同時，將試驗結果與包含機翼變形和支撐裝置的CFD結果進行對比，既能夠驗證風洞試驗結果的準確性，又可以驗證五年跨度的試驗重復性。這種方法有助于加快風洞試驗的進度。

由試驗結果可見，兩次風洞試驗數據保持了良好的一致性，表明模型和風洞的特性在五年內保持穩定，也證明了兩期風洞試驗數據具有可延續性。

3.2 風洞試驗結果修正

以翼身組合體典型風洞試驗狀態（Ma= 0.85、Re= 4.7×106）為例，對比未經修正的試驗結果（圖中標注為UNC）、經過支架干擾修正的試驗結果（圖中標注為SIC）、經過支架和洞壁干擾修正的試驗結果（圖中標注為SWIC），如圖11所示。支架干擾修正使升力系數減小、阻力系數略偏大、俯仰力矩系數的結果略向抬頭方向移動。因為支架干擾試驗時模型反裝，不便進行壓力測量和機翼變形量測量，因此沒有對壓力系數分布進行支架干擾修正。而根據文獻[18]的分析，支架干擾對實際壓力分布會產生較為明顯的影響，因此在仿真分析時考慮支架干擾和洞壁干擾影響，可以獲得與風洞測試更加一致的數據，進而進一步發揮CFD在數據修正中的作用。

圖11 修正前后翼身組合體力系數和力矩系數的對比Fig. 11 Comparisons of force and torque coefficients of BW before and after correction

3.3 轉捩方式對試驗結果的影響

模型風洞試驗以湍流流動為主，針對少數工況開展自然層流狀態風洞試驗研究。在模型表面使用轉捩點完成固定轉捩，以確保試驗過程模型處于湍流狀態。在上翼面距前緣7%c、下翼面距前緣5%c位置處設置機翼轉捩點。轉捩點的尺寸根據巡航工況Ma= 0.85、Re= 4.7×106進行優化，兩期試驗中機翼上轉捩點的高度為3.5毫英寸（≈0.0889 mm）。同時試驗中發現，即使對于雷諾數小于4.7×106的狀態，該轉捩點同樣可以誘發轉捩。為分析轉捩方式對試驗結果的影響，對Ma= 0.85、Re= 4.7×106的全機典型風洞試驗狀態，進行固定轉捩和自由轉捩的試驗結果對比，并同時對比同馬赫數下Re= 3.0×106時固定轉捩的結果，如圖12所示。由圖可見：在試驗范圍內，由于雷諾數的差異不大，因此對升力系數和力矩系數的影響很小；雷諾數較大時，阻力系數略有減小，符合雷諾數影響的規律。自由轉捩和固定轉捩對試驗結果的影響相對明顯，自由轉捩時升力系數增大、阻力系數減小、俯仰力矩系數偏向低頭，這是因為在試驗雷諾數下自由轉捩的層流區加大、附面層減薄。相較于同狀態的固定轉捩試驗，自然轉捩試驗最小阻力系數約減小23 counts（9.7%），最大升力系數約增大0.13（17%），零升力矩系數約減小0.009（7.7%）。

圖12 固定轉捩和自由轉捩的風洞試驗結果對比Fig. 12 Comparison of wind tunnel test results between fixed and free transition

試驗中，模型縮比導致試驗雷諾數與真實飛行雷諾數差異較大。在試驗過程中，為準確模擬機翼表面的流動狀態，確認粗糙帶是否實現了流動轉捩顯得十分重要。因此，在精確的標模風洞試驗中，有必要采用紅外觀測的方式確認在各馬赫數、雷諾數和迎角下，粗糙帶均成功引起了機翼表面流動轉捩。但是，在保證翼面流動發生轉捩的同時，也需要盡量減小轉捩點高度等參數，以盡量減小對阻力等帶來的附加影響。

3.4 變形測量標記點對試驗結果的影響

2013年首期試驗中，CAE-AVM機翼變形的測量是根據中方需求、由荷蘭宇航院（NLR）的專家攜帶其設備到DNW風洞進行的。首期試驗后，DNW考慮到未來大展弦比飛機精細化試驗的潛在需求，投資建立了模型變形測量的SPR技術能力，其高像素相機和處理軟件可以實現在更多的部件上設置更多的熒光標記點，以更準確地開展變形測量。為此，在2018年的第二期CAE-AVM風洞試驗中，對標記點密度進行了研究。在右側機翼下表面和平尾上表面布置了較高數量的測量點，其中機翼沿展向共布置了15個主剖面、14個輔助剖面、共127個標記點，再加上平尾和機身，測量點總數共209個。試驗中，對翼身組合體和平尾不帶升降舵的全機構型開展了變形測量，試驗馬赫數0.2～0.9，采用頓點迎角掃描法，單個迎角下每個相機拍攝100張紫外熒光點圖像，以此來綜合振動等帶來的影響，實現更高準確度的變形測量。圖13給出了風洞試驗中機翼和平尾的法向變形和扭轉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據。從圖中可以看出，盡管采用了數據擬合，由于測量時的振動和光線影響，扭轉角變形曲線沿展向仍有一定的波動，而且翼尖點明顯呈現為負扭轉。考慮到模型機翼結構和展向升力分布的連續性，特別是翼尖附近的升力迅速減小，變形測量數據在使用時需要去掉翼尖的負扭轉值，并且構建橫坐標為展向站位和迎角、縱坐標為變形量的三維曲面，對變形量進一步采用最小二乘法進行光順等措施，所得結果如圖13（b）中虛線所示。測量顯示，CAE-AVM機翼在設計馬赫數和升力系數附近，即圖中迎角2.5°狀態，機翼翼尖扭轉角變形量約為?0.95°，該值與試驗前對模型機翼進行氣動載荷下的有限元變形分析結果一致。對于平尾翼尖扭轉角，由于模型當地弦長較短、標記點較少、光線影響和模型抖動等原因，造成展向70%左右的數據點有明顯上跳。考慮到平尾的載荷較小，整個迎角范圍內平尾法向變形量僅為?0.5～0.3 mm，平尾翼尖扭轉變形量范圍僅為?0.05°～0.06°，因此對于全鋼結構的實心平尾，可以認為其變形很小。

圖13 機翼和平尾翹曲和扭轉變形風洞試驗結果Fig. 13 Bending and twist deformations of wing and horizontal tail

為了研究高密度熒光標記點對流動和氣動數據測量的影響，探討更為合理的標記點分布，在首輪測量全部完成后，去掉了所有標記點，在同樣試驗馬赫數和迎角范圍內逐一進行了各試驗狀態的第二輪測量。圖14展示了有熒光標記點和無熒光標記點的氣動數據測量結果[20]，可以發現，高密度的熒光標記點對CAE-AVM風洞試驗模型的氣動特性存在一定影響，升力系數和俯仰力矩系數的差異在0.01以內，阻力系數的差異在0.0002以內。因此，在模型變形測量時，應該結合精度要求對標記點的數量進行適當優化。例如對于本期模型試驗，參考2013年試驗設置的點數，在展向15個主剖面的前提下，標記點的數量可以減少約50%，同時有必要開展去掉標記點的第二輪測量，以確定標記點的影響量和氣動數據的準確性。另外，模型制造和試驗中盡量將標記點設計在對流動影響較小的區域，如機翼下表面和平尾上表面，以盡量減小影響量。根據文獻[18]，機翼變形對機翼氣動特性和壓力分布均有較為明顯的影響，因此在風洞試驗中同步開展變形測量十分必要。

圖14 熒光標記點對風洞試驗結果的影響（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 跨聲速壓縮性對氣動特性的影響

圖15給出了馬赫數0.78～0.90、雷諾數4.7×106的翼身組合體升力系數和阻力系數試驗曲線。由圖可見，隨著馬赫數增大，升力線斜率均逐漸增大，最小阻力系數逐漸增大。隨著巡航馬赫數的提高，所需的升力系數減小，在可能巡航升力系數（CL= 0.6～0.35）區間（圖中方框顯示），馬赫數0.78～0.9所對應的阻力系數變化與設計點（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性能。

圖15 CAE-AVM BW構型不同馬赫數升阻力系數試驗曲線Fig. 15 Lift and drag coefficients of CAE-AVM BW at different Mach numbers

分析試驗雷諾數下翼身組合體、翼身組合體加尾翼、全機三種外型阻力系數隨馬赫數的變化過程，可以發現，升力系數為0.5時其變化規律基本一致，阻力系數均在馬赫數0.86開始快速增加，可見垂尾/平尾和發動機艙不是阻力系數發散的主導因素。分析機翼各截面壓力分布隨馬赫數的變化規律，可以發現，當Ma＞0.85時，展向45%、55%和65%三個截面的激波強度隨著馬赫數的增大而增強較快，這與CAEAVM相對厚度較大的機翼特性相符合；當Ma=0.87時，展向55%截面的上翼面后緣附近壓力系數分布曲線變平緩，呈現流動分離現象，開始導致阻力發散。對比當Ma= 0.85和0.87、CL= 0.5的表面油流試驗結果（圖16），可以發現，Ma= 0.87時，機翼中段后緣附近發生了分離，這與前述壓力分布的分析結果一致，也符合較低雷諾數下激波誘導附面層分離較早的規律。

圖16 升力系數為0.5時不同馬赫數下的油流試驗結果Fig. 16 Oil flow test results at different Mach numbers when the lift coefficient is 0.5

4 結論

設計馬赫數為0.85的民機氣動標模CAE-AVM巡航構型1∶22全金屬模型分別于2013年和2018年在連續式跨聲速增壓風洞DNW-HST開展了兩期風洞試驗，完成了翼身組合體、翼身組合體加尾翼、全機三種外形的測力、測壓、變形測量、轉捩研究和表面流態觀測試驗。主要研究結論如下：

1）五年跨度的風洞試驗結果重復性良好，與數值仿真結果吻合，表明CAE-AVM風洞試驗數據精度和延續性較好，具備較好的可參考性；

2）目前尚不能對風洞試驗壓力分布等進行準確修正，所以風洞試驗前有必要開展考慮支架干擾及模型彈性變形影響的數值仿真分析，從而在試驗過程中同步開展數據相關性研究；

3）轉捩和模型彈性變形對風洞試驗結果存在較為顯著的影響，在精細化風洞試驗中有必要進行轉捩、變形與測力測壓的同步測量，其中變形測量標記點對氣動特性試驗結果存在一定影響，有必要進行設置優化和影響分析；

4）風洞試驗結果顯示，CAE-AVM模型具有高巡航馬赫數，在較寬的馬赫數范圍阻力系數變化相對小，測試數據種類較全，可以滿足未來先進民機對氣動驗證的需求。

致謝：向德荷風洞（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。