2.4 m 暫沖型跨聲速風(fēng)洞大飛機(jī)試驗(yàn)技術(shù)及數(shù)據(jù)修正方法

許 新，李 強(qiáng)，彭 鑫，蔣 鴻，劉大偉，吳軍強(qiáng)

(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 高速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000)

0 引 言

大飛機(jī)被譽(yù)為航空工業(yè)王冠上的明珠[1]，象征著一個(gè)國家的綜合實(shí)力，對(duì)提升創(chuàng)新發(fā)展能力、服務(wù)國民經(jīng)濟(jì)建設(shè)和增強(qiáng)國防實(shí)力具有重要作用?，F(xiàn)代大飛機(jī)一般是指起飛重量超過100 t 的軍用運(yùn)輸機(jī)或乘載150 座以上的民用客機(jī)，其中軍用飛機(jī)主要追求飛行速度、載重量、航程、航時(shí)等技術(shù)指標(biāo)，民用飛機(jī)則在安全性、經(jīng)濟(jì)性、舒適性、環(huán)保性等方面要求較高[2]。對(duì)于在跨聲速范圍巡航的軍用/民用大飛機(jī)而言，為了滿足上述指標(biāo)要求，必須開展更為精細(xì)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)以滿足減阻、減重、減排等應(yīng)用需求。例如，國產(chǎn)大飛機(jī)C919 為了應(yīng)對(duì)國際市場競爭，采用了流線型機(jī)頭、新一代超臨界機(jī)翼、先進(jìn)翼梢小翼等設(shè)計(jì)理念，以達(dá)到比競爭機(jī)型減阻5%的設(shè)計(jì)目標(biāo)。在使用計(jì)算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics, CFD）等手段完成初步設(shè)計(jì)后，大飛機(jī)必須在風(fēng)洞中開展物理模型試驗(yàn)，以驗(yàn)證設(shè)計(jì)效果。相比戰(zhàn)斗機(jī)和彈箭類飛行器，大飛機(jī)對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)的精準(zhǔn)度（精度和準(zhǔn)度）提出了更高的要求。我國大飛機(jī)專家委員會(huì)主任張彥仲院士[3]結(jié)合國際通用考核標(biāo)準(zhǔn)，提出大飛機(jī)阻力系數(shù)重復(fù)性試驗(yàn)均方根誤差需要控制在0.0001 以內(nèi)，試驗(yàn)數(shù)據(jù)精度方能滿足大飛機(jī)設(shè)計(jì)需求。而在試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)度方面，如果大飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)阻力系數(shù)預(yù)測(cè)值偏大0.0001，將會(huì)導(dǎo)致相同航程條件下減少8 位乘客[4]。2012 年以前，我國大飛機(jī)高速風(fēng)洞阻力系數(shù)試驗(yàn)精度基本可達(dá)0.00015～0.0003[5]，試驗(yàn)準(zhǔn)度基本位于0.0002～0.0008 附近[6]，與大飛機(jī)設(shè)計(jì)所需的數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度要求存在差距。因此，必須采取有效手段，提升風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰λ?，以滿足大飛機(jī)苛刻的試驗(yàn)精準(zhǔn)度需求。但是，由于大飛機(jī)特殊的布局特點(diǎn)及飛行條件，使得地面風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M難度急劇增加[7-8]。例如，大飛機(jī)尺寸相比其他布局飛行器更大，需要至少兩米量級(jí)的高速風(fēng)洞方能部分滿足雷諾數(shù)、細(xì)節(jié)模擬等試驗(yàn)需求；大飛機(jī)超臨界機(jī)翼上存在復(fù)雜的激波/邊界層干擾現(xiàn)象，船尾型后體附著/分離流會(huì)在下游衍生漩渦流動(dòng)，這些復(fù)雜流動(dòng)對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)來流條件、模型姿態(tài)變化異常敏感，對(duì)模擬環(huán)境、試驗(yàn)技術(shù)的要求異?？量?；大飛機(jī)大展弦比機(jī)翼在風(fēng)洞中產(chǎn)生彈性變形偏離設(shè)計(jì)外形，同時(shí)還受到洞壁、支撐等干擾影響，與上述敏感流動(dòng)疊加使得試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正更難[9]。即使是美歐等航空發(fā)達(dá)國家，也在大飛機(jī)試驗(yàn)研究過程中遇到過波折[10]。美國C-141 運(yùn)輸機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)預(yù)測(cè)的焦點(diǎn)位置、壓力分布與真實(shí)飛行差異巨大，險(xiǎn)些釀成機(jī)毀人亡的慘劇；C-5 運(yùn)輸機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)得到的阻力發(fā)散馬赫數(shù)偏低，不得不重新更改設(shè)計(jì)，延誤研制周期、增加額外成本。因此，發(fā)展大飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)及相應(yīng)的數(shù)據(jù)修正方法，對(duì)于提升大飛機(jī)地面模擬能力、為大飛機(jī)提供氣動(dòng)特性準(zhǔn)確預(yù)測(cè)手段、進(jìn)一步支撐大飛機(jī)設(shè)計(jì)研制具有重要意義。

“十四五”以前，我國大飛機(jī)高速試驗(yàn)主要依托中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心2.4 m 暫沖型跨聲速風(fēng)洞（以下簡稱2.4 m 風(fēng)洞）開展[5]。該風(fēng)洞自1997年建成以來，先后發(fā)展了精細(xì)化測(cè)力、大規(guī)模PSI/PSP測(cè)壓、彩色/熒光油流等試驗(yàn)技術(shù)，配套槽壁試驗(yàn)段、條帶懸掛支撐等設(shè)施，不斷提升流場品質(zhì)，制定大飛機(jī)試驗(yàn)規(guī)范，建立大飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正體系，為國家大飛機(jī)工程提供了重要支撐。近年來，國家先后建成了2.4 m[11]和4.8 m 連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞、2.4 m 低溫高雷諾數(shù)連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞[12]，大飛機(jī)試驗(yàn)設(shè)備能力體系不斷完善，必將為我國大飛機(jī)產(chǎn)業(yè)化發(fā)展發(fā)揮重要作用。

本文詳細(xì)介紹了2.4 m 風(fēng)洞大飛機(jī)精細(xì)化氣動(dòng)力/氣動(dòng)載荷試驗(yàn)技術(shù)及其洞壁干擾、支撐干擾、模型變形影響等數(shù)據(jù)修正方法的最新進(jìn)展，分析了2.4 m 風(fēng)洞大飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精度和準(zhǔn)度水平。這些研究成果對(duì)新建風(fēng)洞的試驗(yàn)?zāi)芰w系建設(shè)和大飛機(jī)型號(hào)氣動(dòng)特性研究具有重要參考和借鑒價(jià)值。

1 大飛機(jī)氣動(dòng)力/氣動(dòng)載荷試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)

氣動(dòng)力/氣動(dòng)載荷是飛機(jī)研制試驗(yàn)的基本內(nèi)容，是風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰λ降闹匾獦?biāo)志。對(duì)于2.4 m 暫沖型跨聲速風(fēng)洞，由于受運(yùn)行方式限制，高質(zhì)量精細(xì)化氣動(dòng)力/氣動(dòng)載荷試驗(yàn)必須首先解決高精度流場快速跟隨調(diào)節(jié)、連續(xù)變姿態(tài)連續(xù)采集試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)、模型變形實(shí)時(shí)精確測(cè)量等關(guān)鍵技術(shù)。

1.1 近聲速高精度流場快速跟隨調(diào)節(jié)技術(shù)

2.4 m 風(fēng)洞采用暫沖運(yùn)行方式，運(yùn)行過程具有多系統(tǒng)、長回路、大時(shí)滯特征，給流場快速精確控制帶來了挑戰(zhàn)；傳統(tǒng)比例積分微分（proportional integral derivative, PID）控制方法難以對(duì)擾動(dòng)或偏差進(jìn)行及時(shí)有效的調(diào)節(jié)，致使馬赫數(shù)控制精度長期處于0.003 附近水平。尤其在大飛機(jī)巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)附近的近聲速速域，風(fēng)洞原有流場控制水平與大飛機(jī)試驗(yàn)需求存在明顯差距，直接影響大飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度。

為了提升近聲速流場控制水平和快速跟隨能力，2.4 m 風(fēng)洞主要開展了以下兩方面工作[13-15]：

一方面，基于動(dòng)態(tài)矩陣控制（dynamic matrix control,DMC）算法，解決了控制器參數(shù)整定、預(yù)測(cè)模型修正等問題，建立了流場預(yù)測(cè)控制技術(shù)，將馬赫數(shù)控制精度由0.003 逐步提升至0.0015。

另一方面，基于動(dòng)態(tài)前饋控制器，解決了模型迎角變化帶來的靜壓波動(dòng)、壓力損失補(bǔ)償問題，建立了動(dòng)態(tài)前饋的復(fù)合控制策略。相比傳統(tǒng)PID 控制方法，該復(fù)合控制策略可及時(shí)有效修正壓力波動(dòng)、提升馬赫數(shù)控制精度。

圖1 給出了近聲速附近2.4 m 風(fēng)洞流場控制結(jié)果。結(jié)果顯示，在馬赫數(shù)0.85 條件下，2.4 m 風(fēng)洞馬赫數(shù)控制精度達(dá)到0.001 量級(jí)；在馬赫數(shù)0.89～0.96 范圍內(nèi)，馬赫數(shù)精度可控制在0.0015 左右。由此，2.4 m風(fēng)洞滿足了大飛機(jī)近聲速試驗(yàn)流場環(huán)境的根本需求，也具備了開展連續(xù)變姿態(tài)連續(xù)采集試驗(yàn)需要的流場快速跟隨調(diào)節(jié)能力，為精細(xì)化氣動(dòng)力、氣動(dòng)載荷試驗(yàn)打下了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

圖1 2.4 m 風(fēng)洞近聲速流場控制結(jié)果Fig.1 Near-sonic flow field control results of 2.4 m wind tunnel

1.2 連續(xù)變迎角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)

相比小展弦比戰(zhàn)斗機(jī)、彈箭類飛行器而言，大飛機(jī)設(shè)計(jì)研制對(duì)氣動(dòng)數(shù)據(jù)的質(zhì)量要求較高。例如，升力、俯仰力矩曲線中不僅關(guān)注線性段結(jié)果，更關(guān)注分離失速、失穩(wěn)后的非線性段數(shù)據(jù)，以提升大飛機(jī)飛行安全性；極曲線上寬廣范圍內(nèi)的數(shù)據(jù)均會(huì)對(duì)大飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性產(chǎn)生影響，而不僅僅是最小阻力、巡航阻力等若干個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)。因此，傳統(tǒng)暫沖式風(fēng)洞階梯運(yùn)行方式得到的若干離散點(diǎn)試驗(yàn)數(shù)據(jù)在信息量上很難滿足大飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)需要。

為此，2.4 m 風(fēng)洞開展了連續(xù)變迎角試驗(yàn)技術(shù)研究[16]。研究過程中，通過總靜壓濾波器的優(yōu)化、柵指運(yùn)動(dòng)PID 控制參數(shù)優(yōu)化、駐室抽氣系統(tǒng)前饋補(bǔ)償?shù)却胧┙鉀Q了連續(xù)變迎角過程中風(fēng)洞流場的快速跟隨補(bǔ)償問題；通過對(duì)比分析階梯/連續(xù)信號(hào)頻譜并針對(duì)性制定降噪策略實(shí)現(xiàn)了連續(xù)變迎角過程中的濾波降噪處理；通過不同步數(shù)據(jù)的精確測(cè)量和同步修正解決了迎角連續(xù)運(yùn)行對(duì)試驗(yàn)準(zhǔn)度的影響問題。以此為基礎(chǔ)，建立了2.4 m 風(fēng)洞連續(xù)變迎角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)[17]。

實(shí)際應(yīng)用中，2.4 m 風(fēng)洞迎角機(jī)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)模型迎角的連續(xù)變化，運(yùn)行速率為0.5(°)/s～1(°)/s。某大飛機(jī)典型連續(xù)變迎角測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果如圖2 所示。在線性段內(nèi)，迎角連續(xù)變化試驗(yàn)結(jié)果與階梯運(yùn)行試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，證明迎角連續(xù)變化過程中的流場跟隨、補(bǔ)償、修正等問題均得到了良好解決，連續(xù)變迎角試驗(yàn)技術(shù)成功建立。同時(shí)，相比階梯運(yùn)行試驗(yàn)結(jié)果而言，連續(xù)變迎角試驗(yàn)結(jié)果信息更為豐富；特別是圖中2°～7°迎角范圍內(nèi)，連續(xù)曲線準(zhǔn)確捕捉到了大飛機(jī)分離、失穩(wěn)等非線性變化規(guī)律，可為大飛機(jī)精準(zhǔn)氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供充足的數(shù)據(jù)支撐。

圖2 2.4 m 風(fēng)洞中某大飛機(jī)的變迎角測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果（階梯/連續(xù)，Ma = 0.78）Fig.2 Force results of variable angles of attack of a large airplane in 2.4 m wind tunnel (Step/Continuous, Ma = 0.78)

1.3 連續(xù)變側(cè)滑角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)

對(duì)于大飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)而言，除了滿足迎角連續(xù)變化試驗(yàn)需求，還需要獲得側(cè)滑角連續(xù)變化過程中的氣動(dòng)特性。過去，2.4 m 風(fēng)洞主要通過雙轉(zhuǎn)軸系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)定側(cè)滑角、變迎角試驗(yàn)狀態(tài)的模擬，通過多次數(shù)據(jù)跨車次插值獲得不同側(cè)滑角條件下的氣動(dòng)特性曲線。但這種方式只能獲得有限個(gè)側(cè)滑角的試驗(yàn)結(jié)果，且迎角/側(cè)滑角之間存在耦合，數(shù)據(jù)質(zhì)量會(huì)受到一定影響；同時(shí)必須通過多次試驗(yàn)獲得最終結(jié)果，試驗(yàn)效率低下。為此，2.4 m 風(fēng)洞開展了連續(xù)變側(cè)滑角測(cè)力試驗(yàn)技術(shù)研究[18-19]。

首先，研制了連續(xù)變側(cè)滑角支撐機(jī)構(gòu)，通過兩側(cè)油缸推拉機(jī)構(gòu)沿著圓弧導(dǎo)軌運(yùn)動(dòng)，帶動(dòng)模型實(shí)現(xiàn)側(cè)滑角的連續(xù)變化。其次，創(chuàng)新設(shè)計(jì)骨架型支撐、優(yōu)化半彎刀結(jié)構(gòu)形式以降低大側(cè)滑角時(shí)機(jī)構(gòu)對(duì)流場的非對(duì)稱干擾影響。最后，通過光學(xué)方法對(duì)運(yùn)行側(cè)滑角進(jìn)行跟蹤標(biāo)定處理，以獲得更精準(zhǔn)的側(cè)滑角變化試驗(yàn)結(jié)果。

某大飛機(jī)連續(xù)變側(cè)滑測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果見圖3。如圖所示，傳統(tǒng)跨車次階梯插值試驗(yàn)方式獲得的模型橫向氣動(dòng)特性與連續(xù)變側(cè)滑角試驗(yàn)結(jié)果在量值上存在一定誤差，特別是前者未能準(zhǔn)確模擬出側(cè)滑角0°附近滾轉(zhuǎn)力矩曲線的非線性變化特征（如圖中綠圈內(nèi)所示）。相比之下，連續(xù)變側(cè)滑角試驗(yàn)結(jié)果無論在曲線形態(tài)還是試驗(yàn)結(jié)果點(diǎn)數(shù)方面，均更能滿足大飛機(jī)設(shè)計(jì)需求。

圖3 2.4 m 風(fēng)洞中某大飛機(jī)的變側(cè)滑角測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果（階梯/連續(xù)，Ma = 0.78）Fig.3 Force results of variable angles of sideslip of a large airplane in 2.4 m wind tunnel (Step/Continuous, Ma = 0.78)

1.4 連續(xù)變迎角測(cè)壓試驗(yàn)技術(shù)

大飛機(jī)試驗(yàn)過程中，不僅具有連續(xù)變迎角測(cè)力試驗(yàn)的需求，還具有連續(xù)變迎角測(cè)壓試驗(yàn)的需求，從而獲取更為豐富的結(jié)果信息。

在暫沖式風(fēng)洞中實(shí)現(xiàn)連續(xù)變迎角測(cè)壓，流場信息、模型狀態(tài)、壓力數(shù)據(jù)等結(jié)果由不同系統(tǒng)測(cè)量采集，而不同系統(tǒng)采集原理、觸發(fā)延遲存在差異，使得不同數(shù)據(jù)之間同步同頻難度較大。2.4 m 風(fēng)洞針對(duì)多系統(tǒng)內(nèi)部時(shí)鐘差異造成的異步異頻問題，建立了多系統(tǒng)高精度同步觸發(fā)連續(xù)采集測(cè)壓平臺(tái)，使得其各子系統(tǒng)同步采集精度達(dá)到1 ms 以內(nèi)。針對(duì)網(wǎng)路傳輸延遲造成各子系統(tǒng)壓力數(shù)據(jù)傳導(dǎo)存在時(shí)差的問題，開展了不同長度、直徑管路壓力傳導(dǎo)延遲效應(yīng)的研究，制定了模型迎角運(yùn)動(dòng)速率在0.5(°)/s～1(°)/s 范圍內(nèi)、壓力傳導(dǎo)時(shí)間控制在50 ms 以內(nèi)、管路總長度小于1 m 的連續(xù)測(cè)壓試驗(yàn)規(guī)范，同時(shí)依據(jù)遲滯回線原理建立了同步修正方法以滿足工程應(yīng)用需求。通過多系統(tǒng)數(shù)據(jù)降噪、加密與合并，進(jìn)行壓力延遲與同步修正，將試驗(yàn)結(jié)果離散至所需角度并進(jìn)行顯示分析。通過上述工作，建立了連續(xù)變迎角測(cè)壓試驗(yàn)技術(shù)[20-22]。

2.4 m 風(fēng)洞連續(xù)變迎角測(cè)壓試驗(yàn)精度可達(dá)σCp≤0.0035，相比傳統(tǒng)階梯式測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果，其能夠獲得更為豐富的試驗(yàn)信息，展示大飛機(jī)氣動(dòng)載荷的突變情況與非線性變化規(guī)律（見圖4）。

圖4 2.4 m 風(fēng)洞中某大飛機(jī)的變迎角測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果（階梯/連續(xù)，Ma = 0.78）Fig.4 Pressure results of variable angles of attack of a large airplane in 2.4 m wind tunnel (Step/Continuous, Ma = 0.78)

1.5 基于視頻的模型變形測(cè)量技術(shù)

大飛機(jī)展弦比較大，在風(fēng)洞中試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀捎谑茌d產(chǎn)生彈性變形，致使其試驗(yàn)外形與設(shè)計(jì)外形產(chǎn)生差異，會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)數(shù)據(jù)產(chǎn)生偏差。為了提升大飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)準(zhǔn)度，需要對(duì)彈性變形影響進(jìn)行測(cè)量并予以修正。2.4 m 風(fēng)洞中針對(duì)此需求建立了基于視頻的模型變形測(cè)量技術(shù)— VMD（video-grammetric model deformation）視頻測(cè)量技術(shù)[23-25]。

VMD 系統(tǒng)采用雙目立體視覺成像原理，通過觀測(cè)、記錄模型表面標(biāo)記點(diǎn)在吹風(fēng)前/吹風(fēng)過程中的相對(duì)位移變化，獲得模型在試驗(yàn)過程中的彈性變形。對(duì)于采用大展弦比布局的大飛機(jī)而言，模型的彈性變形主要是機(jī)翼的彎曲變形和扭轉(zhuǎn)角變形。

圖5 給出了某大飛機(jī)在2.4 m 風(fēng)洞中的變形測(cè)量試驗(yàn)結(jié)果。圖5（a）中縱坐標(biāo)代表機(jī)翼的彎曲變形量，圖5（b）中縱坐標(biāo)代表機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)角變形量，兩幅圖中的橫坐標(biāo)代表機(jī)翼的展向無量綱長度。結(jié)果顯示，隨著機(jī)翼迎角增大、氣動(dòng)載荷增加，其彎曲和扭轉(zhuǎn)角變形愈加明顯，變形由翼根到翼尖逐漸增大。多次重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果顯示，變形測(cè)量結(jié)果精度較高，彎曲變形測(cè)量差異小于0.2 mm，扭轉(zhuǎn)變形測(cè)量差異小于0.04°。與世界先進(jìn)的歐洲跨聲速風(fēng)洞ETW 測(cè)量結(jié)果對(duì)比，發(fā)現(xiàn)兩座風(fēng)洞變形測(cè)量結(jié)果差異較小[26]，圖示馬赫數(shù)條件下的彎曲、扭轉(zhuǎn)變形差異分別小于0.7 mm、0.1°。綜上，2.4 m 風(fēng)洞模型變形測(cè)量技術(shù)相對(duì)成熟，數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度較高，滿足大飛機(jī)試驗(yàn)需求。

圖5 2.4 m 風(fēng)洞中某大飛機(jī)的模型變形測(cè)量試驗(yàn)結(jié)果（Ma = 0.7）Fig.5 Deformation results of a large airplane in 2.4 m wind tunnel (Ma = 0.7)

2 大飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正技術(shù)

大飛機(jī)對(duì)試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量要求較高，在2.4 m 風(fēng)洞中，除了對(duì)原始測(cè)量數(shù)據(jù)進(jìn)行自重、兩心距、彈性角、底壓等常規(guī)基本修正以外，還對(duì)洞壁干擾、支撐干擾和模型變形影響進(jìn)行針對(duì)性修正。

2.1 洞壁干擾影響評(píng)估技術(shù)

高速風(fēng)洞多采用孔壁或槽壁設(shè)計(jì)，以建立跨聲速流場、降低洞壁干擾。國內(nèi)研究機(jī)構(gòu)在孔壁的洞壁干擾影響與修正方面開展了大量研究工作[27-28]，多采用實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)（Experimental Fluid Dynamics, EFD）與CFD 相互融合的壁壓信息法[29-30]，該法技術(shù)成熟度較高。相比之下，槽壁試驗(yàn)段的洞壁干擾修正難度更大，相關(guān)研究起步較晚。

2.4 m 風(fēng)洞使用槽壁試驗(yàn)段作為大飛機(jī)的主力試驗(yàn)段[31]，為了提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)質(zhì)量，開展了槽壁洞壁干擾的評(píng)估/修正研究工作。基于理想槽壁均勻邊界條件和經(jīng)典方法建立了槽壁修正技術(shù)[32]，具備試前干擾影響評(píng)估與試驗(yàn)過程中的實(shí)時(shí)修正能力（需要說明的是，該方法主要針對(duì)大飛機(jī)氣動(dòng)力線性段數(shù)據(jù)進(jìn)行修正），可滿足大飛機(jī)試驗(yàn)需求。

修正過程中，設(shè)定槽壁流動(dòng)彎曲系數(shù)K（定義為槽壁邊界位置壓力系數(shù)與氣流偏角的比值）對(duì)穿槽流動(dòng)進(jìn)行簡化以確定邊界條件；使用偶極子/點(diǎn)源模擬模型的堵塞與尾流干擾效應(yīng)，用馬蹄渦模擬機(jī)翼的升力效應(yīng)，從而確定槽壁的干擾影響因子；最終求解擾動(dòng)速度勢(shì)方程，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行槽壁堵塞、升力、流線彎曲、尾流浮阻等影響的修正。

使用以上方法得到了2.4 m 風(fēng)洞槽壁試驗(yàn)段對(duì)某大飛機(jī)模型的干擾影響，結(jié)果見圖6。圖中干擾量值相當(dāng)于“無洞壁”結(jié)果減去“有洞壁”結(jié)果。在升/阻力方面，槽壁的干擾主要體現(xiàn)在堵塞效應(yīng)、升力效應(yīng)、尾流浮阻效應(yīng)方面。因此，隨著迎角增加，圖6 中升/阻力干擾量的絕對(duì)值經(jīng)歷了先降低后增加的變化趨勢(shì)。在迎角0°附近，槽壁對(duì)大飛機(jī)模型升/阻力的干擾修正量均為正值，即槽壁的存在使得模型受到的升/阻力均減小，修正槽壁干擾影響后量值會(huì)增加。隨著馬赫數(shù)增加，槽壁對(duì)升/阻力的干擾影響增大。

圖6 不同馬赫數(shù)條件下槽壁對(duì)大飛機(jī)的干擾影響Fig.6 Slot wall interference of large airplane with different Mach numbers

對(duì)于俯仰力矩而言，主要受到槽壁的堵塞效應(yīng)和流線彎曲效應(yīng)影響，俯仰力矩干擾量曲線的變化規(guī)律與升力曲線相互協(xié)調(diào)。但是，由于馬赫數(shù)為0.8 時(shí)，堵塞效應(yīng)明顯增加，俯仰力矩干擾量曲線已經(jīng)出現(xiàn)了一定的非線性特征。

2.2 支撐干擾影響修正技術(shù)

支撐對(duì)模型的干擾影響可以通過EFD 或CFD 兩種手段開展修正[30,33]。這兩種修正方法均是獲取支撐干擾影響的相對(duì)量，原理上并無明確的適用范圍限制。采用EFD 方法進(jìn)行修正時(shí)，使用輔助支撐連接模型，通過有/無主支撐試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比獲取其干擾影響；但是，試驗(yàn)方法難以獲得主/輔支撐之間的二次干擾。相比之下，CFD 方法可以獲得主支撐干擾影響及其與輔助支撐之間的二次干擾[34]，在試驗(yàn)前即可對(duì)試驗(yàn)方案選取提供數(shù)據(jù)支撐，試驗(yàn)后可以結(jié)合試驗(yàn)結(jié)果開展支撐干擾修正。

為了綜合對(duì)比常見支撐形式對(duì)大飛機(jī)的干擾影響，使用CFD 方法對(duì)2.4 m 風(fēng)洞中尾撐、腹撐、條帶支撐、雙支撐的干擾進(jìn)行了計(jì)算，見圖7。圖中結(jié)果由“有支撐”結(jié)果減去“無支撐”結(jié)果得到。4 種常見支撐中，雙支撐對(duì)大飛機(jī)的干擾影響最大，且量值明顯大于其他3 種支撐。這是由于雙支撐直接與模型機(jī)翼連接，破壞了機(jī)翼附近繞流，而機(jī)翼是決定大飛機(jī)氣動(dòng)特性的主要部件，其受到的干擾影響在全機(jī)氣動(dòng)力的變化中更為突出。與其他支撐相比，條帶支撐尺寸有限、對(duì)模型表面破壞最小，故其干擾影響量值最低。尾支撐與腹支撐對(duì)大飛機(jī)氣動(dòng)力的影響量值基本相當(dāng)（腹支撐干擾量略大），但對(duì)升/阻力的影響規(guī)律相反。由于尾撐、腹撐分別位于大飛機(jī)模型機(jī)體后部、前部，干擾區(qū)域存在差異，使得兩者對(duì)升/阻力的干擾影響量值的符號(hào)相反；而兩種支撐均位于大飛機(jī)下表面，因此兩者對(duì)俯仰力矩的干擾影響量值的符號(hào)相同。

圖7 不同支撐方式對(duì)大飛機(jī)的干擾影響（Ma = 0.85）Fig.7 Support interference of large airplane with different supports（Ma = 0.85）

圖8 給出了尾支撐作為主支撐時(shí)，不同輔助支撐對(duì)其產(chǎn)生的二次干擾。二次干擾量值ΔCx2nd定義為輔助支撐存在時(shí)獲得的干擾量ΔCx'（尾支撐）與輔助支撐不存在時(shí)獲得的干擾量ΔCx（尾支撐）之間的差值。結(jié)果顯示，不同輔助支撐對(duì)尾支撐的升/阻力二次干擾量值相當(dāng)，特別是對(duì)阻力的影響差異幾乎可以忽略不計(jì)。由于條帶支撐與尾支撐距離較近，使得其二次干擾在俯仰力矩特性上反映相對(duì)明顯。因此，一般不建議使用條帶支撐作為大飛機(jī)試驗(yàn)的輔助支撐，用來進(jìn)行尾支撐的干擾修正。

圖8 不同支撐方式的二次干擾影響（Ma = 0.85）Fig.8 2nd support interference of large airplane with different supports（Ma = 0.85）

綜合圖7、圖8 所示的干擾量及二次干擾，可以評(píng)估試驗(yàn)獲得的支撐影響量值與規(guī)律，綜合CFD/EFD 結(jié)果開展支撐干擾修正以提升數(shù)據(jù)可靠性。

2.3 模型變形影響修正技術(shù)

基于前述VMD 系統(tǒng)測(cè)量得到的模型變形量，結(jié)合CFD 方法[35]，可以對(duì)風(fēng)洞中的模型變形影響進(jìn)行修正。

修正前，需要針對(duì)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛣澐殖跏加?jì)算網(wǎng)格；修正過程中，以模型變形測(cè)量結(jié)果為輸入，使用網(wǎng)格變形技術(shù)對(duì)初始計(jì)算網(wǎng)格進(jìn)行重構(gòu)；網(wǎng)格重構(gòu)過程中，變形控制面與VMD 測(cè)量剖面保持相同，以確保后續(xù)修正的準(zhǔn)確性。將變形量像彈簧一樣由模型表面逐步傳遞至網(wǎng)格外邊界，從而獲得模型變形后的計(jì)算網(wǎng)格，同時(shí)避免了大規(guī)模的網(wǎng)格重新生成[9]。模型變形前/后網(wǎng)格計(jì)算結(jié)果的差量，即為模型變形影響修正量。該方法通過計(jì)算獲得模型變形前/后的氣動(dòng)力相對(duì)變化量，從原理上來說并沒有明確的適用范圍限制。

圖9 給出了某大飛機(jī)在2.4 m 風(fēng)洞中的模型變形影響修正量值。圖中數(shù)據(jù)由“變形后”結(jié)果減去“變形前”結(jié)果所得。如圖所示，在α＞ ?1°范圍內(nèi)，變形影響使得模型升力降低、俯仰力矩增大，且影響量隨迎角增大而增大。這是由于大飛機(jī)模型的機(jī)翼在正迎角條件下產(chǎn)生了負(fù)扭轉(zhuǎn)角變形（見圖5），使得機(jī)翼當(dāng)?shù)赜墙档停瑢?duì)氣動(dòng)力產(chǎn)生不利影響；隨著迎角增大，機(jī)翼受載增大，負(fù)扭轉(zhuǎn)角的增加使得這種影響愈加嚴(yán)重、量值增大。對(duì)于阻力特性而言，迎角0°附近受到的影響很小，隨著迎角絕對(duì)值的增加，變形影響使得阻力降低且影響量逐漸增大。這與扭轉(zhuǎn)角減小了當(dāng)?shù)赜恰⒔档土藱C(jī)翼型阻有關(guān)。

圖9 大飛機(jī)的模型變形影響修正量值（Ma = 0.85）Fig.9 Model deformation correction results of a large airplane（Ma = 0.85）

3 2.4 m 風(fēng)洞大飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度分析

3.1 數(shù)據(jù)精度分析

試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精度往往通過多次重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果的偏差來表示[36]。圖10、表1 給出了某大飛機(jī)在2.4 m風(fēng)洞中進(jìn)行的7 次重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果。其中，圖10 所示為單次測(cè)量值與7 次試驗(yàn)平均值之差，表1 所示為氣動(dòng)力系數(shù)的7 次試驗(yàn)均方根誤差。

表1 某大飛機(jī)的測(cè)力重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果精度（Ma = 0.85）Table 1 Force test precision of a large airplane（Ma = 0.85）

圖10 某大飛機(jī)的測(cè)力重復(fù)性試驗(yàn)結(jié)果（Ma = 0.85）Fig.10 Repeatability results of force test of a large airplane（Ma = 0.85）

如圖10 所示，大飛機(jī)在2.4 m 風(fēng)洞中的7 次試驗(yàn) 結(jié) 果 偏 差 較 小，其 中|ΔCL|≤0.002、|ΔCD|≤0.0002、|ΔCm|≤0.0009。對(duì)于均方根誤差而言，SRME,CL、SRME,Cm位于國軍標(biāo)優(yōu)秀指標(biāo)附近（優(yōu)秀指標(biāo)基準(zhǔn)值分別為0.0008、0.0003，本文值分別為0.001、0.0003）；SRME,CD能夠達(dá)到0.00005 量級(jí)水平，遠(yuǎn)遠(yuǎn)優(yōu)于國軍標(biāo)優(yōu)秀指標(biāo)（0.0001）。綜上所述，2.4 m 風(fēng)洞大飛機(jī)試驗(yàn)結(jié)果精度較高，基本達(dá)到或超過國軍標(biāo)優(yōu)秀指標(biāo)要求。

3.2 數(shù)據(jù)準(zhǔn)度分析

歐洲跨聲速風(fēng)洞（ETW）流場品質(zhì)好、模擬條件較為真實(shí)、數(shù)據(jù)修正技術(shù)成熟度較高，數(shù)據(jù)質(zhì)量被認(rèn)為代表當(dāng)今世界先進(jìn)水平，廣泛應(yīng)用于開展大飛機(jī)地面模擬試驗(yàn)及CFD 數(shù)據(jù)驗(yàn)證[37-39]，有力支撐了空中客車A350、A380 等先進(jìn)大飛機(jī)的設(shè)計(jì)研制。通過與其試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，對(duì)2.4 m 跨聲速風(fēng)洞大飛機(jī)標(biāo)模的試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)度進(jìn)行分析。圖11、表2 給出了某大飛機(jī)標(biāo)模在兩座風(fēng)洞中的典型結(jié)果對(duì)比，圖表中的數(shù)據(jù)均為修正了各自支撐、洞壁、模型變形等影響后的結(jié)果。

表2 某大飛機(jī)標(biāo)模的測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)度（Ma = 0.85）Table 2 Force test accuracy of a large airplane（Ma = 0.85）

圖11 某大飛機(jī)標(biāo)模在不同風(fēng)洞的測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比（Ma = 0.85）Fig.11 Comparison of the force test results in different wind tunnels（Ma = 0.85）

圖11 顯示兩座風(fēng)洞中該大飛機(jī)標(biāo)模的試驗(yàn)曲線吻合良好，在曲線形態(tài)上，大飛機(jī)分離迎角、失穩(wěn)迎角、巡航點(diǎn)附近氣動(dòng)力變化特性等均在2.4 m 風(fēng)洞中被準(zhǔn)確呈現(xiàn)。表2 顯示兩座風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果數(shù)值差異很小，最大升阻比差異為0.14；零升阻力系數(shù)差異僅為0.00006；焦點(diǎn)差異為0.23%；升力線斜率相差0.0007，可以忽略不計(jì)。鑒于與ETW 試驗(yàn)結(jié)果差異很小、相關(guān)性良好，可以認(rèn)為2.4 m 風(fēng)洞大飛機(jī)標(biāo)模試驗(yàn)結(jié)果準(zhǔn)度較高。

4 結(jié) 論

本文總結(jié)了2.4 m 暫沖型跨聲速風(fēng)洞大飛機(jī)試驗(yàn)技術(shù)及數(shù)據(jù)修正方法的最新進(jìn)展，對(duì)其精細(xì)化氣動(dòng)力/氣動(dòng)載荷試驗(yàn)技術(shù)、洞壁干擾/支撐干擾/模型變形影響修正方法以及大飛機(jī)試驗(yàn)結(jié)果的精準(zhǔn)度進(jìn)行了總結(jié)與分析：

1）2.4 m 風(fēng)洞攻克暫沖型跨聲速風(fēng)洞流場快速跟隨調(diào)節(jié)、模型姿態(tài)角連續(xù)變化與采集、模型變形實(shí)時(shí)精確測(cè)量等關(guān)鍵技術(shù)，建立了大飛機(jī)精細(xì)化氣動(dòng)力/氣動(dòng)載荷試驗(yàn)?zāi)芰?。后續(xù)可通過與國內(nèi)多座連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相互對(duì)比、進(jìn)一步分析驗(yàn)證，共同推動(dòng)國家大飛機(jī)高速試驗(yàn)?zāi)芰λ降倪M(jìn)步。

2）2.4 m 風(fēng)洞建立了洞壁干擾影響評(píng)估、支撐干擾與模型變形影響修正技術(shù)，具備了準(zhǔn)確預(yù)測(cè)大飛機(jī)基準(zhǔn)氣動(dòng)特性的能力。后續(xù)可以結(jié)合2.4 m 低溫高雷諾數(shù)連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞、4.8 m 連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞等新建大型設(shè)備，建立健全雷諾數(shù)影響、靜氣動(dòng)彈性影響、動(dòng)力影響等修正技術(shù)，完善大飛機(jī)相關(guān)性修正體系。

3）2.4 m 風(fēng)洞大飛機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)的精度和準(zhǔn)度較高，滿足大飛機(jī)精細(xì)化設(shè)計(jì)需求，未來可與新建的2.4 m低溫高雷諾數(shù)連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞、4.8 m 連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞等設(shè)備共同構(gòu)成我國相對(duì)完整的大飛機(jī)高速地面模擬設(shè)備體系。

致謝：感謝中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的陳德華、熊能、郁文山、謝艷、魏志、趙莉、楊振華、劉光遠(yuǎn)、陳學(xué)孔等對(duì)本文工作的幫助。