我國大型飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)研究現(xiàn)狀與發(fā)展趨勢

吳軍強(qiáng)，崔曉春，魏 志，*，杜文天

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000；2.中國航空工業(yè)空氣動力研究院，沈陽 110034；3.高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110034)

0 引 言

大型飛機(jī)（簡稱大飛機(jī)）一般是指最大起飛重量在100 t 或座位數(shù)在100 座以上的運(yùn)輸類、轟炸類飛機(jī)，按其用途又可分為大型軍用運(yùn)輸機(jī)、民用客機(jī)、轟炸機(jī)、特種用途飛機(jī)等。大型飛機(jī)在國防安全和國民經(jīng)濟(jì)現(xiàn)代化建設(shè)中具有重要支撐和關(guān)鍵引領(lǐng)作用，是一個國家綜合國力和科技水平的集中體現(xiàn)。為了加快科技自主創(chuàng)新步伐，縮短與世界航空強(qiáng)國的技術(shù)差距，國家在“十一五”期間將大型飛機(jī)作為重大科技專項(xiàng)納入“國家中長期科學(xué)和技術(shù)發(fā)展規(guī)劃綱要（2006—2020 年）”，同步啟動了大型飛機(jī)研發(fā)任務(wù)。在專項(xiàng)工程牽引帶動下，經(jīng)過接近20 年的持續(xù)攻關(guān)，突破了大型飛機(jī)設(shè)計(jì)、制造、試驗(yàn)和運(yùn)營維護(hù)等系列技術(shù)瓶頸，建立了擁有完全自主知識產(chǎn)權(quán)的大型飛機(jī)研發(fā)技術(shù)體系，初步形成了配套完整的大型飛機(jī)產(chǎn)業(yè)鏈、供應(yīng)鏈，支撐了我國ARJ21-700 新支線飛機(jī)、C919 大型客機(jī)和CR929 遠(yuǎn)程寬體客機(jī)“三步走”發(fā)展戰(zhàn)略，開創(chuàng)了我國大型飛機(jī)發(fā)展新局面。

大型飛機(jī)載重大、航程遠(yuǎn)，“四性”（安全性、舒適性、經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性）指標(biāo)要求高，氣動力作為飛機(jī)總體、氣動、性能、操穩(wěn)、結(jié)構(gòu)、控制等專業(yè)設(shè)計(jì)的輸入條件，其準(zhǔn)確預(yù)測與客觀評價(jià)對飛機(jī)布局方案的選擇和優(yōu)化設(shè)計(jì)至關(guān)重要，是大型飛機(jī)自主研發(fā)首先必須攻克的關(guān)鍵技術(shù)之一。因此，作為驗(yàn)證大型飛機(jī)氣動設(shè)計(jì)效果、評估性能水平的最直接手段—大型飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的研發(fā)水平至關(guān)重要。近年來，隨著國內(nèi)新一批低速風(fēng)洞和大型跨聲速風(fēng)洞的建設(shè)，基礎(chǔ)性、原創(chuàng)性的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)已獲突破。本文在簡要介紹大型飛機(jī)布局特點(diǎn)及風(fēng)洞試驗(yàn)需求的基礎(chǔ)上，詳細(xì)介紹國內(nèi)氣動力研究單位自“十一五”以來圍繞大型飛機(jī)專項(xiàng)工程所發(fā)展的相關(guān)試驗(yàn)設(shè)備和試驗(yàn)技術(shù)，分析現(xiàn)有技術(shù)能力水平與未來型號發(fā)展需求、世界航空發(fā)達(dá)國家水平的差距，提出下一步發(fā)展建議。

1 大型飛機(jī)布局特點(diǎn)及氣動力試驗(yàn)需求

大型飛機(jī)為追求卓越的氣動效率和飛行品質(zhì)，確?！八男浴敝笜?biāo)可靠實(shí)現(xiàn)，贏得市場競爭，在氣動、結(jié)構(gòu)、推進(jìn)、控制等方面均采用大量先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)[1]。例如：在氣動布局方面，普遍采用大展弦比超臨界機(jī)翼、高效增升裝置、低阻船尾后機(jī)身、高效低阻翼尖和主/被動流動控制技術(shù)等；在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面，大量采用新型復(fù)合材料來優(yōu)化結(jié)構(gòu)強(qiáng)度，減輕結(jié)構(gòu)重量，提高結(jié)構(gòu)效率；在動力推進(jìn)技術(shù)方面，除選擇先進(jìn)高效發(fā)動機(jī)外，層流短艙及機(jī)翼/短艙近距耦合設(shè)計(jì)也是提高推進(jìn)效率、降低排氣噪聲的關(guān)鍵技術(shù)之一；同時(shí)，當(dāng)代大飛機(jī)基本都采用先進(jìn)電傳飛行控制，選擇氣動效率較高的跨聲速速域范圍巡航飛行，以進(jìn)一步提高飛機(jī)的操縱穩(wěn)定性和巡航效率。這些先進(jìn)技術(shù)的大量應(yīng)用，使得為飛機(jī)各專業(yè)設(shè)計(jì)提供輸入條件的氣動設(shè)計(jì)與試驗(yàn)評估工作變得更為復(fù)雜、更為重要。因此，需要通過大量高保真度、精細(xì)化空氣動力地面模擬試驗(yàn)（風(fēng)洞試驗(yàn)）來驗(yàn)證氣動設(shè)計(jì)效果，并為性能、操穩(wěn)、結(jié)構(gòu)、控制等專業(yè)提供精準(zhǔn)的氣動設(shè)計(jì)載荷。對氣動試驗(yàn)的要求具體體現(xiàn)在以下幾方面：

1）高保真試驗(yàn)?zāi)M環(huán)境。風(fēng)洞試驗(yàn)是根據(jù)相對運(yùn)動原理，采用縮比飛行器模型，按照相似準(zhǔn)則，在地面人工模擬的氣流環(huán)境（即風(fēng)洞試驗(yàn)段流場環(huán)境）中開展飛行器模型氣動力測量的試驗(yàn)實(shí)踐活動。因此，風(fēng)洞流場環(huán)境是準(zhǔn)確獲取飛行器氣動力試驗(yàn)數(shù)據(jù)的前提和基礎(chǔ)。對大型飛機(jī)而言，在跨聲速巡航飛行時(shí)，空氣壓縮性效應(yīng)明顯，機(jī)體表面同時(shí)存在亞聲速、聲速和超聲速流動，流場結(jié)構(gòu)異常復(fù)雜，涉及流動轉(zhuǎn)捩、分離、旋渦、激波、激波/邊界層干擾等高度非線性復(fù)雜流動現(xiàn)象，對飛行條件（姿態(tài)、速度、加速度）和飛機(jī)表面的幾何狀態(tài)（光潔度、縫隙、鼓包等）異常敏感，對風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)的流動模擬保真度和相似參數(shù)要求更高、更嚴(yán)。一方面需要通過試驗(yàn)段設(shè)計(jì)優(yōu)化和精細(xì)調(diào)試來提高流場品質(zhì)，使風(fēng)洞流場均勻性、氣流偏角、軸向梯度、湍流度、噪聲、消波特性等靜、動態(tài)指標(biāo)達(dá)到先進(jìn)水平，盡量接近高空飛行時(shí)的大氣環(huán)境，提高試驗(yàn)環(huán)境模擬的保真度；另一方面需要建立小延遲、快響應(yīng)的流場測量控制系統(tǒng)，保證試驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦\(yùn)動過程中流場的快速跟隨調(diào)節(jié)。此外，在跨聲速風(fēng)洞進(jìn)行試驗(yàn)時(shí)，影響模型表面流動狀態(tài)的另外一個關(guān)鍵相似參數(shù)是表征氣流黏性的雷諾數(shù)，尤其是大型飛機(jī)的超臨界機(jī)翼和層流短艙設(shè)計(jì)對雷諾數(shù)高度敏感，需要風(fēng)洞試驗(yàn)的雷諾數(shù)進(jìn)入自準(zhǔn)區(qū)范圍才能獲得穩(wěn)定可修正的基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。

2）精細(xì)完備的試驗(yàn)技術(shù)。大型飛機(jī)氣動布局特殊、技術(shù)指標(biāo)先進(jìn)、設(shè)計(jì)過程復(fù)雜，不同設(shè)計(jì)階段的關(guān)注重點(diǎn)和試驗(yàn)評估內(nèi)容也不相同，需要建立完備的試驗(yàn)技術(shù)體系，形成涵蓋大型飛機(jī)氣動設(shè)計(jì)全過程的精細(xì)化試驗(yàn)?zāi)芰?，為設(shè)計(jì)方案迭代優(yōu)化提供科學(xué)精確的評估依據(jù)。一般而言，在布局選型設(shè)計(jì)階段，需要準(zhǔn)確評估翼型/機(jī)翼、擾流裝置、增升裝置，以及機(jī)身頭部、尾部和短艙安裝位置等的影響；在詳細(xì)設(shè)計(jì)階段，需要開展大量高品質(zhì)氣動力/氣動載荷測量試驗(yàn)和流動觀測試驗(yàn)，獲取性能、操穩(wěn)、結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度、控制等專業(yè)設(shè)計(jì)需要的氣動載荷數(shù)據(jù)，指導(dǎo)設(shè)計(jì)方案改進(jìn)優(yōu)化；而在工程研制階段，重點(diǎn)則是以飛控氣動數(shù)據(jù)庫建設(shè)為核心，補(bǔ)全影響飛行安全邊界和天地相關(guān)性修正需要的氣動彈性、動導(dǎo)數(shù)和動力影響等特種試驗(yàn)。與傳統(tǒng)小展弦比戰(zhàn)斗機(jī)試驗(yàn)技術(shù)體系相比，大型飛機(jī)試驗(yàn)技術(shù)體系建設(shè)重點(diǎn)需要突破以下關(guān)鍵技術(shù)：一是邊界層轉(zhuǎn)捩精確模擬與顯示技術(shù)，以保證超臨界機(jī)翼、層流短艙等模型部件表面流動狀態(tài)的有效模擬；二是大型飛機(jī)模型小干擾支撐技術(shù)，需要根據(jù)不同的試驗(yàn)?zāi)康暮陀猛?，研制對模型外形破壞小、支撐干擾可修正的多種組合支撐形式，如能夠同時(shí)兼顧縱、橫向試驗(yàn)要求的斜尾支撐技術(shù)，用于尾支撐干擾修正和機(jī)身頭部、尾部選型的翼尖雙支撐技術(shù)、條帶懸掛支撐技術(shù)等；三是高精度氣動力/氣動載荷測量技術(shù)，如連續(xù)變迎角/變側(cè)滑角連續(xù)采集測力試驗(yàn)技術(shù)、模型表面壓力云圖三維視頻測量技術(shù)等，以達(dá)到準(zhǔn)確獲取大飛機(jī)氣動力/氣動載荷隨迎角、側(cè)滑角非線性變化關(guān)系的目的；四是先進(jìn)流動顯示與觀測技術(shù)，以實(shí)現(xiàn)宏觀氣動力與微觀流動結(jié)構(gòu)的同步測量，揭示布局設(shè)計(jì)背后蘊(yùn)藏的流動機(jī)理，為改進(jìn)優(yōu)化布局設(shè)計(jì)提供科學(xué)指導(dǎo)；五是大型飛機(jī)氣動噪聲、結(jié)冰與防除冰試驗(yàn)技術(shù)，以滿足適航取證對機(jī)體噪聲評估、機(jī)體重要部件結(jié)冰與防除冰性能評估的技術(shù)需求。

3）實(shí)用可靠的試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正方法。風(fēng)洞模型試驗(yàn)與全尺寸飛行器在自由大氣中的真實(shí)飛行存在明顯的繞流環(huán)境差異，加之大型飛機(jī)結(jié)構(gòu)尺寸大、飛行雷諾數(shù)高，而試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比大、尺寸小，試驗(yàn)雷諾數(shù)比實(shí)際飛行低一個數(shù)量級，以及氣動/推進(jìn)、氣動/結(jié)構(gòu)的耦合影響也難以在常規(guī)氣動力/氣動載荷試驗(yàn)中同步考慮。這些都導(dǎo)致風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果與真實(shí)飛行結(jié)果存在較大差異，必須對風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行系列修正，才能保證試驗(yàn)結(jié)果用于評估分析氣動設(shè)計(jì)和預(yù)測飛行性能的可靠性。修正內(nèi)容包括風(fēng)洞試驗(yàn)基準(zhǔn)數(shù)據(jù)修正和天地相關(guān)性修正兩部分內(nèi)容，基準(zhǔn)數(shù)據(jù)修正主要開展支撐干擾、洞壁干擾、流場畸變、模型變形的影響修正，天地相關(guān)性修正則是開展雷諾數(shù)效應(yīng)、靜氣動彈性、動力影響和配平影響等修正。

2 我國大型飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備及技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

在2007 年大飛機(jī)專項(xiàng)工程正式立項(xiàng)研制時(shí)，我國氣動力試驗(yàn)設(shè)備基礎(chǔ)、試驗(yàn)?zāi)M能力和試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正技術(shù)均與美歐航空發(fā)達(dá)國家存在明顯差距，低速方面缺乏結(jié)冰模擬和氣動噪聲等特種試驗(yàn)設(shè)備，亞跨聲速僅有一座2.4 m×2.4 m 常規(guī)暫沖型風(fēng)洞。與美歐航空發(fā)達(dá)國家配套完善的跨聲速試驗(yàn)設(shè)備體系[2]相比（見表1），我國的主要差距表現(xiàn)在跨聲速風(fēng)洞數(shù)量嚴(yán)重不足、風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸偏小、不具備高雷諾數(shù)試驗(yàn)?zāi)M能力，這些嚴(yán)重制約著大型飛機(jī)跨聲速巡航氣動特性準(zhǔn)確預(yù)測、動力影響評估和氣動彈性、雷諾數(shù)效應(yīng)研究等工作的開展。為此，中國空氣動力研究與發(fā)展中心（下文簡稱“氣動中心”）、中國航空工業(yè)空氣動力研究院（下文簡稱“航空工業(yè)氣動院”）等國內(nèi)大型飛機(jī)氣動力研究單位分別建設(shè)了系列高品質(zhì)風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)備，不僅填補(bǔ)了結(jié)冰模擬[3]、氣動噪聲[4]和高雷諾數(shù)試驗(yàn)?zāi)M能力[5]的空白，而且使我國大型飛機(jī)研制試驗(yàn)的主要生產(chǎn)型高、低速風(fēng)洞的流場品質(zhì)和馬赫數(shù)控制精度均能達(dá)到國軍標(biāo)先進(jìn)指標(biāo)。在此基礎(chǔ)上，各氣動研究機(jī)構(gòu)圍繞大飛機(jī)試驗(yàn)需求，針對性地開展了大量試驗(yàn)技術(shù)攻關(guān)，形成了功能配套、尺寸銜接、比肩世界一流的大型飛機(jī)氣動力試驗(yàn)研究平臺（見表2）[6]，完成了對美歐先進(jìn)水平的追趕補(bǔ)差，為我國大型飛機(jī)自主研發(fā)提供了有力支撐，促進(jìn)了我國低跨超聲速空氣動力試驗(yàn)技術(shù)的明顯進(jìn)步。

表1 美歐配套完善的大型飛機(jī)跨聲速風(fēng)洞設(shè)備[2]Table 1 Transonic wind tunnels for large aircraft in the United States and Europe[2]

表2 我國大型飛機(jī)風(fēng)洞設(shè)備體系現(xiàn)狀[6]Table 2 Wind tunnels for large aircraft in China[6]

2.1 邊界層轉(zhuǎn)捩精確模擬與流動精細(xì)化觀測技術(shù)

針對國內(nèi)傳統(tǒng)金剛砂粗造帶轉(zhuǎn)捩模擬和黑白兩色油流試驗(yàn)技術(shù)存在的標(biāo)準(zhǔn)化程度低、流動結(jié)構(gòu)分辨率不夠、試驗(yàn)過程中質(zhì)量控制難等現(xiàn)實(shí)問題，突破多種型號規(guī)格轉(zhuǎn)捩單元制備（圖1）、標(biāo)準(zhǔn)化粘貼工藝和油流試劑定量化配置、彩色熒光粒子生成、數(shù)字化油流圖譜采集[7]等核心技術(shù)（圖2），形成了標(biāo)準(zhǔn)化、數(shù)字化、多色彩邊界層轉(zhuǎn)捩模擬與流動觀測技術(shù)；發(fā)展了基于電加熱涂層的紅外轉(zhuǎn)捩探測技術(shù)[8]（圖3），有效提高了大飛機(jī)試驗(yàn)流動模擬與觀測水平。

圖1 標(biāo)準(zhǔn)轉(zhuǎn)捩帶制作設(shè)備及轉(zhuǎn)捩帶成品粘貼效果Fig.1 Standard transition trip manufacture equipment and its production

圖2 CR929 機(jī)翼彩色熒光油流圖譜[7]Fig.2 Flow field around a CR929 wing illustrated by color fluorescence oil[7]

圖3 C919 機(jī)翼基于電加熱涂層的轉(zhuǎn)捩位置探測應(yīng)用[8]Fig.3 Transition zone detection on a C919 wing using electric heating coating[8]

2.2 高速風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ椭渭夹g(shù)

長期以來，我國高速風(fēng)洞均采用“中部彎刀+雙轉(zhuǎn)軸”模型支撐方式開展縱、橫向試驗(yàn)，采用“機(jī)構(gòu)迎角/側(cè)滑角+天平/支桿彈性角修正”方式間接獲得試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷挠?、?cè)滑角，存在模型姿態(tài)角耦合、試驗(yàn)包線范圍受限和模型姿態(tài)與氣動力測量信號同步性差等問題。為此，氣動中心在改進(jìn)優(yōu)化大型飛機(jī)低阻船尾后機(jī)身尾部支撐方式（斜尾支撐）基礎(chǔ)上，基于分層疊加原理，研制了迎角、側(cè)滑角完全解耦的骨架型半彎刀模型支撐機(jī)構(gòu)[9]（圖4），試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀恰?cè)滑角增大而支撐系統(tǒng)的堵塞度只略有減小或基本保持不變。同時(shí)，氣動中心還基于視頻測量技術(shù)建立了模型位姿光學(xué)測量技術(shù)[10]（圖5），研發(fā)了具有較強(qiáng)抗振能力的迎角傳感器。這不僅有效提高了模型位姿測量水平（迎角和側(cè)滑角的測量精度均達(dá)到了0.01°），而且為連續(xù)變姿態(tài)、連續(xù)采集測力試驗(yàn)技術(shù)[11-12]奠定了良好基礎(chǔ)。

圖4 迎角/側(cè)滑角完全解耦的多功能支撐系統(tǒng)[9]Fig.4 Multi-functional support system with fully decoupled angles of attack/sideslip[9]

圖5 基于立體視覺測量技術(shù)的模型迎角/側(cè)滑角實(shí)時(shí)測量系統(tǒng)[10]Fig.5 Angles of attack/sideslip real-time measurement system based on stereo vision measurement technology[10]

2.3 精細(xì)化氣動力/氣動載荷測量技術(shù)

在精細(xì)化測量方面，攻克了模型姿態(tài)角勻速運(yùn)行控制、迎角運(yùn)行速率影響和振動影響修正、實(shí)時(shí)精確測量、流場快速跟隨調(diào)節(jié)、信號實(shí)時(shí)同步采集、連續(xù)信號測量處理等諸多技術(shù)難題，在試驗(yàn)?zāi)芎呐c傳統(tǒng)階梯試驗(yàn)方式接近的情況下，首次在暫沖型跨聲速風(fēng)洞中建立了達(dá)到世界一流水平的連續(xù)變迎角、變側(cè)滑角連續(xù)采集測力（圖6）、測壓試驗(yàn)技術(shù)；發(fā)展了高精度離散壓力PSI 測量和基于壓力敏感涂料（pressure sensitive paint, PSP）的模型表面連續(xù)壓力光學(xué)測量技術(shù)[13-15]（圖7）；首次在連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞中，實(shí)現(xiàn)了PIV+PSP 綜合化應(yīng)用[16]（圖8）。針對大飛機(jī)縮小垂直間隔標(biāo)準(zhǔn)（reduced vertical separation minimum, RVSM）適航取證需求，利用連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞優(yōu)秀流場品質(zhì)，發(fā)展了高精度測壓試驗(yàn)技術(shù)，改變了以往高精度適航認(rèn)證測壓試驗(yàn)僅能依靠國外風(fēng)洞的現(xiàn)狀[17-18]（圖9）。這些技術(shù)的實(shí)現(xiàn)和突破極大地豐富了大型飛機(jī)氣動力、氣動載荷試驗(yàn)數(shù)據(jù)信息量、試驗(yàn)效率和試驗(yàn)質(zhì)量水平。

圖6 CHN-T1 標(biāo)模連續(xù)變姿態(tài)角測力試驗(yàn)結(jié)果曲線對比Fig.6 Comparisons of force measurement results of model CHN-T1 with continuously varying attitude angle

圖7 C919 模型PSP 典型試驗(yàn)結(jié)果（ Ma = 0.785，α = 4°）[13-15]Fig.7 Typical PSP results of C919 model at Ma = 0.785 and α = 4°[13-15]

圖8 CACM 模型PSP+PIV 綜合化試驗(yàn)結(jié)果[16]Fig.8 Integrated PSP and PIV measurement results of CACM model[16]

圖9 高精度測壓技術(shù)在RVSM 類試驗(yàn)中的應(yīng)用效果[17-18]Fig.9 High-precision pressure measurement results in RVSM type tests[17-18]

2.4 大型飛機(jī)氣動力試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正技術(shù)

在改進(jìn)完善大型飛機(jī)氣流偏角、軸向壓力梯度和流場畸變、底阻影響等修正科目基礎(chǔ)上，充分發(fā)揮數(shù)值仿真在試驗(yàn)設(shè)計(jì)和數(shù)據(jù)修正中的作用，建立健全了試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算相結(jié)合的大型飛機(jī)支撐干擾、洞壁干擾、模型變形和雷諾數(shù)影響修正技術(shù)，形成了大型飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)基礎(chǔ)數(shù)據(jù)修正體系[19]。其中，對于斜尾支撐干擾，建立了翼下雙天平或張線輔助支撐修正方式[20]（圖10、圖11）；對于開槽壁試驗(yàn)段洞壁干擾，基于經(jīng)典映像法，發(fā)展了槽壁洞壁干擾快速預(yù)估與修正技術(shù)[21]（圖12）；基于熒光標(biāo)記點(diǎn)的試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥冃喂鈱W(xué)測量結(jié)果（圖13），通過動網(wǎng)格技術(shù)求解變形前后模型的氣動力差量，獲得了模型變形影響修正量[22]（圖14）；通過高保真度計(jì)算流體動力學(xué)（ Computational Fluid Dynamics, CFD）模擬與低溫風(fēng)洞飛行雷諾數(shù)試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證，實(shí)現(xiàn)了大型飛機(jī)雷諾數(shù)效應(yīng)預(yù)測與實(shí)時(shí)評估（圖15）。

圖10 翼尖雙支撐方式[20]Fig.10 Wingtip double support mode[20]

圖11 條帶懸掛內(nèi)式支撐方式[20]Fig.11 Internal support using strip suspension[20]

圖12 槽壁試驗(yàn)段洞壁干擾修正方法流程[21]Fig.12 Wall interference correction procedure[21]

圖13 Re = 4×106 時(shí)CACM 標(biāo)模撓度測量結(jié)果Fig.13 Deflection measurement results of CACM at Re = 4×106

圖14 不同機(jī)翼剖面位置壓力系數(shù)的變形影響修正結(jié)果[22]Fig.14 Deformation corrected pressure coefficients at varies wing sections[22]

圖15 雷諾數(shù)效應(yīng)預(yù)測結(jié)果Fig.15 Reynolds number effects prediction results

2.5 大型飛機(jī)氣動噪聲試驗(yàn)技術(shù)

盡管國內(nèi)氣動聲學(xué)研究起步較晚，但經(jīng)過十多年的快速發(fā)展，目前國內(nèi)不僅形成了0.5 m、2 m、8 m 量級尺寸配套、功能完備的具有國際先進(jìn)水平的氣動聲學(xué)研究平臺，建立了相關(guān)的試驗(yàn)技術(shù)，形成全模、半模、起落架、增升裝置等機(jī)體噪聲試驗(yàn)?zāi)芰Γ已芯空莆樟寺曉炊ㄎ?、聲載荷測量、傳播特性測量等測試技術(shù)[21]。利用這些平臺和技術(shù)，國內(nèi)開展了大量大型飛機(jī)氣動聲學(xué)特性研究和降噪措施驗(yàn)證研究，并且已在型號降噪設(shè)計(jì)驗(yàn)證中初步發(fā)揮作用（圖16、圖17），使我國在機(jī)體氣動噪聲試驗(yàn)方面擺脫了對國外風(fēng)洞的依賴，基本能夠滿足大飛機(jī)聲學(xué)風(fēng)洞試驗(yàn)需求。

圖16 全模機(jī)體噪聲試驗(yàn)Fig.16 Full-model airframe noise test

圖17 機(jī)體噪聲聲源定位結(jié)果Fig.17 Localization of airframe noise source

2.6 大型飛機(jī)結(jié)冰與防除冰試驗(yàn)技術(shù)

“十二五”以來，國內(nèi)以氣動中心和航空工業(yè)氣動院為代表的研究機(jī)構(gòu)先后建成了一批世界領(lǐng)先的結(jié)冰研究設(shè)施（見表3）。氣動中心建設(shè)的3 m×2 m 結(jié)冰風(fēng)洞是全球僅有的三座試驗(yàn)段截面尺寸達(dá)到2 m量級的非季節(jié)性生產(chǎn)型結(jié)冰風(fēng)洞之一。截止2022 年，該風(fēng)洞已經(jīng)形成了較為完善的結(jié)冰與防除冰試驗(yàn)技術(shù)體系，包括云霧參數(shù)模擬與校測技術(shù)、冰形提取技術(shù)、熱氣和電熱防除冰試驗(yàn)技術(shù)、氣囊除冰試驗(yàn)技術(shù)、冰形在線測量技術(shù)等[23]（圖18）。該風(fēng)洞現(xiàn)已具備飛機(jī)翼段、翼型等大尺寸部件結(jié)冰與防除冰試驗(yàn)?zāi)芰?，以及發(fā)動機(jī)進(jìn)氣模擬條件下的防冰模擬試驗(yàn)?zāi)芰24]。航空工業(yè)氣動院的FL-61 結(jié)冰風(fēng)洞于2017 年前后投入使用，該風(fēng)洞定位為研究型風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面尺寸0.6 m×0.6 m，風(fēng)洞云霧場參數(shù)滿足SAE ARP5905 要求，配套開發(fā)了云霧校測技術(shù)和結(jié)冰與防除冰試驗(yàn)技術(shù)等。截止目前，該風(fēng)洞已具備大型飛機(jī)部件，特別是探針類部件的結(jié)冰試驗(yàn)?zāi)芰?，電熱、氣熱及其他類型防除冰系統(tǒng)的效果評估試驗(yàn)?zāi)芰25-26]，并同時(shí)適用于結(jié)冰相關(guān)新型技術(shù)的研發(fā)測試[27]（圖19）。移動式冰風(fēng)洞是航空工業(yè)氣動院研制的國內(nèi)首個外場季節(jié)性試驗(yàn)設(shè)施，風(fēng)洞為射流式，噴霧出口尺寸2.5 m×2.5 m，風(fēng)洞參照SAE ARP5905 要求完成云霧場調(diào)試，主要服務(wù)于飛機(jī)和發(fā)動機(jī)整機(jī)外場地面試驗(yàn)需求。目前該風(fēng)洞已建立適用于飛機(jī)部件、發(fā)動機(jī)整機(jī)、全尺寸螺旋槳等的結(jié)冰與防除冰試驗(yàn)技術(shù)[28]（圖20），其中基于該設(shè)備完成的ARJ21-700 飛機(jī)CCAR25.1093b（2）條款的適航取證試驗(yàn)標(biāo)志了國產(chǎn)結(jié)冰試驗(yàn)設(shè)施已能夠滿足大型飛機(jī)適航取證的相關(guān)需求。

圖18 3 m×2 m 結(jié)冰風(fēng)洞與冰形在線測量技術(shù)[23]Fig.18 3 m×2 m icing wind tunnel and on-line ice shape measurement[23]

圖19 FL-61 風(fēng)洞中開展的熱氣防冰試驗(yàn)與電熱防冰試驗(yàn)[27]Fig.19 Hot air and electric heating anti-icing tests in wind tunnel FL-61[27]

圖20 航空工業(yè)氣動院移動式冰風(fēng)洞[28]Fig.20 Mobile icing wind tunnel in AVIC Aerodynamics Research Institute[28]

表3 國內(nèi)典型結(jié)冰風(fēng)洞設(shè)備Table 3 Typical icing wind tunnels in China

此外，國內(nèi)武漢航空儀表有限責(zé)任公司擁有YBF-02 和YBF-04 兩座儀表冰風(fēng)洞，以及在建的口徑為0.6 m×0.8 m 的冰風(fēng)洞[29]；中國航發(fā)商用發(fā)動機(jī)公司也有在建的0.6 m×0.6 m 結(jié)冰風(fēng)洞等，這些風(fēng)洞均根據(jù)SAE ARP5905 要求進(jìn)行設(shè)計(jì)使用。目前，國內(nèi)大小型結(jié)冰風(fēng)洞的搭配組合已經(jīng)形成了在SAE ARP5905 標(biāo)準(zhǔn)要求下，覆蓋CCAR25 部附錄C 包線范圍的能力，可服務(wù)于大型飛機(jī)機(jī)翼、平尾、短艙等整機(jī)部件和飛機(jī)、發(fā)動機(jī)使用的各類探針的結(jié)冰與防除冰試驗(yàn)，包含研究類試驗(yàn)和取證類試驗(yàn)。

3 現(xiàn)有風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰Σ罹嗯c發(fā)展建議

國內(nèi)大型飛機(jī)氣動力試驗(yàn)設(shè)備和試驗(yàn)技術(shù)研究雖然取得了巨大進(jìn)步，填補(bǔ)了多項(xiàng)空白，為軍用、民用大型飛機(jī)研制提供了良好支撐和服務(wù)保障，但與世界先進(jìn)水平，尤其是大國競爭背景下空氣動力高水平自主可控、智能化發(fā)展趨勢，以及支撐我國商用飛機(jī)開拓國際市場、實(shí)現(xiàn)產(chǎn)業(yè)化發(fā)展要求相比，尚有以下技術(shù)亟待突破：

1）以提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度、信息量和布局適應(yīng)性為目的的新型天平及測試技術(shù)研究。隨著新型結(jié)構(gòu)材料、測試技術(shù)和布局概念的提出，要求風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)必須與時(shí)俱進(jìn)，增強(qiáng)與飛機(jī)布局特點(diǎn)的適配性。例如：隨著CFD 和大數(shù)據(jù)人工智能技術(shù)的快速發(fā)展，低成本數(shù)字化設(shè)計(jì)、試驗(yàn)已經(jīng)成為重要發(fā)展方向；翼身融合布局要求創(chuàng)新天平測試和模型支撐技術(shù)，以實(shí)現(xiàn)天平縱橫向載荷匹配設(shè)計(jì)和飛機(jī)操縱穩(wěn)定性準(zhǔn)確評估分析等技術(shù)。

2）以提高飛行性能預(yù)測水平為目的的大型飛機(jī)氣動試驗(yàn)相關(guān)性修正技術(shù)體系建設(shè)。這主要包括全國統(tǒng)一的大型飛機(jī)標(biāo)準(zhǔn)模型體系及數(shù)據(jù)庫建設(shè)、氣動力/氣動噪聲風(fēng)洞試驗(yàn)與飛行相關(guān)性技術(shù)、氣動載荷分布與流動結(jié)構(gòu)風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行相關(guān)性技術(shù)、操縱面效率/鉸鏈力矩風(fēng)洞試驗(yàn)與飛行相關(guān)性技術(shù)，以及高低速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)銜接性、風(fēng)洞試驗(yàn)與CFD 仿真的一致性等。

3）以支撐適航認(rèn)證為目的的試驗(yàn)技術(shù)改進(jìn)完善和試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范研究。如大迎角/大側(cè)滑狀態(tài)氣動力試驗(yàn)技術(shù)、考慮結(jié)構(gòu)彈性影響的抖振邊界與抖振載荷預(yù)測技術(shù)、全模氣動彈性試驗(yàn)技術(shù)、嗡鳴與陣風(fēng)響應(yīng)試 驗(yàn) 技 術(shù)、過 冷 大 水 滴（supercooled large droplets,SLD）適航認(rèn)證試驗(yàn)技術(shù)等，同時(shí)應(yīng)積極探討適航認(rèn)證對風(fēng)洞試驗(yàn)的具體要求，建立健全相關(guān)試驗(yàn)技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范。

4）以適應(yīng)最新結(jié)冰適航規(guī)章為目的的SLD 試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)[30]。國內(nèi)現(xiàn)有風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)能力已能夠滿足適航規(guī)章CCAR25 部附錄C 規(guī)定的結(jié)冰條件的研究與取證試驗(yàn)，但2015 年美國聯(lián)邦航空管理局（FAA）、歐洲航空安全局（EASA）先后頒布關(guān)于過冷大水滴結(jié)冰修正案，標(biāo)志了SLD 結(jié)冰條件正式納入適航規(guī)章，未來參與取證的民用飛機(jī)將必須通過SLD 相關(guān)的取證試驗(yàn)。因此，SLD 試驗(yàn)技術(shù)能力的建設(shè)也將是國內(nèi)各大風(fēng)洞未來的重要發(fā)展方向之一。由于SLD 尺寸所導(dǎo)致的沉降分層問題和過冷問題，以及云霧曲線雙峰分布的模擬問題，都是SLD 結(jié)冰試驗(yàn)?zāi)芰ㄔO(shè)過程中亟待突破的技術(shù)難點(diǎn)，未來需要通過新型噴嘴設(shè)計(jì)、新型噴霧組合方法研發(fā)乃至新型風(fēng)洞結(jié)構(gòu)形式的設(shè)計(jì)來逐步攻克。

經(jīng)過十多年的持續(xù)攻關(guān)，國內(nèi)大型飛機(jī)氣動力試驗(yàn)設(shè)備、技術(shù)取得了巨大成就，有力支撐了軍用、民用大型飛機(jī)自主研發(fā)。對比未來型號發(fā)展需求，應(yīng)該在改進(jìn)完善高、低速風(fēng)洞試驗(yàn)精細(xì)化、智能化、低成本的基礎(chǔ)上，圍繞提高大型飛機(jī)特別是商用飛機(jī)適航認(rèn)證工作效率開展相關(guān)工作，盡快建立全國統(tǒng)一的大型飛機(jī)標(biāo)準(zhǔn)模型體系及氣動試驗(yàn)數(shù)據(jù)天地相關(guān)性修正技術(shù)，提高地面試驗(yàn)對飛行性能預(yù)測的準(zhǔn)確性，增強(qiáng)地面試驗(yàn)特別是過冷大水滴試驗(yàn)?zāi)芰υ谶m航認(rèn)證中的關(guān)鍵支撐作用。