大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

熊 能，林 俊，贺 中，郭旦平

（中国空气动力研究与发展中心，四川 绵阳 621000）

0 引 言

风洞实验是预测飞行器气动性能最主要的手段。在风洞实验时，飞行器模型通过支架支撑在风洞实验段中进行气动力测量。由于支架的存在使模型的绕流产生畸变，从而产生支撑干扰。从第一座风洞诞生起，正确扣除支撑干扰对风洞实验结果的影响，就是实验空气动力学者努力的目标之一。支撑干扰修正一般采用实验方法，上世纪80年代，中国空气动力研究与发展中心通过实验的方法研究了典型战斗机和导弹模型尾支撑干扰规律［1］，广泛用于指导实验方案的设计和数据修正。对于运输机，其安全性和经济性的要求对风洞实验数据精准度提出了更高要求，而其特有的尾部收缩（上翘）后体外形给实验方案设计和数据修正带来了困难。美国C141运输机在研制阶段，为了准确预测其气动特性，采用了10余套腹部叶片支撑和尾部支撑系统开展支撑干扰研究实验［2］。欧洲ETW风洞建成后，集合了7个国家14家单位开展了高Re数实验条件下支撑装置优化及支撑干扰修正研究［3］。

近年来，随着CFD对粘性效应的模拟能力以及计算效率的不断提高，CFD与风洞实验结合已达到工程应用要求，为风洞实验方案设计和数据修正提供了新的研究手段和途径［4］。笔者在2.4m跨声速风洞中开展了船尾收缩布局飞机风洞实验尾支撑干扰规律及修正方法研究：研制了前位叶片支撑系统和新型翼尖双天平支撑系统，在风洞中获得了尾支撑对全机、翼身组合体等布局气动特性的干扰规律；发展了基于CFD的支撑干扰修正技术，提出了风洞实验工程实用的数据修正方法。

1 研究方法与设备

1.1 支撑干扰影响量的定义

通常将风洞中支撑干扰分为两部分，一部分为远场干扰，主要指风洞实验段本身流场的偏差以及迎角机构的存在对实验段流场的影响；另一部分为近场干扰，主要指模型支撑装置的存在对模型绕流的破坏。对于远场干扰，通常认为通过浮力修正即可达到工程准度要求，即利用风洞流校时得到的轴向静压梯度计算模型受到的“浮力”进行修正。浮阻修正方法已较成熟［1］，本文重点研究近场干扰。对于近场干扰，情况较为复杂，支杆的存在破坏了模型外形，改变了当地压力分布，也改变了附近区域边界层发展，如果尾翼位于这一影响区域，则除阻力外，会对全机升力和力矩产生较大影响，必须进行专门的修正。

为了尽可能减小支撑对飞机外形的破坏，降低支撑干扰，实验工程师们设计了腹部（背部）支撑、张线支撑、翼尖双天平支撑等形式多样的支撑系统，并且取得了较好应用成果。但是这些支撑应用范围存在限制，尾部支撑仍然是风洞实验最广泛采用的支撑方式。本文重点以腹部叶片支撑为辅助支撑，开展尾支撑纵向干扰规律及修正方法研究。用符号C表示气动力系数，将支撑干扰影响量定义为：

在风洞中，利用前位叶片支撑完成有、无尾支撑状态实验，求出支撑干扰影响量，按照公式（2）修正尾支撑实验数据，得到无支撑干扰的气动力系数C。

在风洞实验时，假设叶片腹部支撑和尾支撑之间二次干扰很小，可以忽略。利用数值模拟方法分析时，可以直接模拟有、无尾支撑状态，得到“干净的”支撑干扰量，这也为研究二次干扰提供了途径。

1.2 实验模型及设备

选用某上单翼、T型尾翼、翼吊布局飞机作为研究对象，根据研究需要，该模型通过部件组拆可以实现单独机身构型（B）、翼－身组合体构型（BW）以及全机构型（BWVH）等不同的实验构型，用以研究尾支撑对不同构型的影响量。

研制了前位叶片腹部支撑系统（图1）和翼尖双天平支撑系统（图2）两套辅助支撑系统开展支撑干扰实验研究。

叶片支撑系统选用2.4m跨声速风洞专用高精度大载荷天平测量模型受到的气动力，升力、俯仰力矩和轴向力量程分别为14000N、1000Nm和800N，翼尖双天平量程为大载荷天平的80%。天平静态加载精度0.08%，标称综合不确定度0.3%。

实验在2.4m跨声速风洞进行，该风洞Ma数范围0.30～1.20，采用多变量控制策略，马赫数控制精度优于0.003。全模实验段四壁开孔，开孔率4.3%。中部支架迎角机构行程－22°～22°，叶片支撑迎角行程2°～10°。

1.3 数值计算方法

基于气动中心高速所支撑干扰计算软件开展运输机布局尾撑干扰数值模拟研究。该软件采用有限体积法解算时间平均N－S方程。针对研究对象的特殊性，采用多重分块网格真实模拟风洞实验模型、支撑状态，全机构型时达到300个分块，严格模拟了模型、尾支撑、腹支撑、弯刀支架以及相互连接的外形细节（图3），特别是模型尾部空腔和尾支撑也做了模拟（图4）。采用SA湍流模型模拟Re数的影响，在固体物面的表面单独生成一层边界层网格，更好地模拟了边界层流动。

2 数值计算结果分析

图3 计算网格拓扑图Fig.3 The topology of the mesh

图4 尾支杆和模型尾部计算网格Fig.4 Model aft－body and sting mesh

设计、计算了4种模拟状态：全机模型带腹支撑，全机模型带腹支撑＋尾支撑、全机模型带尾支撑以及全机模型自由流状态。前两种状态与风洞实验状态对应，根据式（1）计算得到ΔC支撑1；后两种状态是理想的实验状态，可以得到没有腹支撑二次干扰的修正量ΔC支撑2。通过ΔC支撑1－ΔC支撑2则得到腹部支撑对尾支撑的二次干扰量。

图5是用数值模拟方法计算得到的尾支撑阻力干扰量随迎角变化规律。图中同时给出了对应状态的实验结果（ΔC支撑wt）。可以看到，计算结果与实验结果规律有很好的一致性，量值十分接近，验证了所发展的计算方法的正确性及其在风洞实验方案设计和数据修正工程应用方面的潜力，使得CFD在实验方案设计阶段能够发挥更为重要的作用，同时，CFD在流场细节显示方面的优势，能有助于对特殊实验现象的分析和数据的修正。

图5 支撑干扰数值计算结果（Ma＝0.8）Fig.5 The CFD results of sting interference（Ma＝0.8）

计算得到支撑干扰量ΔC支撑1、ΔC支撑2量值十分接近，两者之差表明了腹部叶片支撑对尾支撑的二次干扰量值：在迎角－2°～6°范围 ΔCD差量在0.0003以内，ΔCm在0.003以内，ΔCL在0.005以内（表1），这与风洞实验重复性精度相当，验证了1.1节的假设，在工程上忽略支撑系统的二次干扰是可行的。

表1 前位叶片支撑二次干扰量Table1 Belly vane support adjunctive interference

同时，实验和CFD结果都表明：当迎角大于6°后，ΔC随迎角变化规律有明显波动，二次干扰量值也有所增加；另外，在实验时随迎角增加，天平支撑系统弹性形变和振动等问题也制约了支撑干扰实验的准度和范围。通常运输机巡航迎角在0°～3°范围，而支撑干扰修正的一个主要目的是获得巡航气动特性，因此，从数据使用的角度考虑，实验修正方法可在－2°～6°保证数据的准度。对于更大迎角的数据，可采用外插方法，而对某些参数的修正如最大升力系数等修正可采用数值方法计算ΔC支撑2完成。

3 实验结果分析

3.1 实验结果的处理

用两次实验数据的差量（有、无假尾支状态）作为尾支撑影响量，包含了实验系统的重复性误差，其随迎角变化存在波动。如果直接用于数据修正可能会使修正结果曲线失真。而计算结果由于收敛精度问题也存在波动。从工程应用角度出发，采用实验统计方法在特定范围找出支撑干扰影响量随迎角的变化：利用单独机身、翼－身组合体以及全机等3种构型的实验结果，通过多项式拟合、样条拟合等数学方法，在给定误差范围内寻求变化规律。通过分析，发现在－2°～6°范围内，尾支撑干扰量随迎角呈线性变化：图6是Ma＝0.74时全机构型的实验结果，图中实线是用最小二乘法对影响量数据点一次拟合结果，上下虚线间的距离是按重复性精度3σ（σCL＝0.003，σCD＝0.0002，σCm＝0.002）给出的误差带。可以看出，用一次拟合结果表示修正量规律，除个别点外，拟合值与实验值的差量在1.5σ以内。这一结果也与荷兰HST风洞类似构型模型尾支撑修正规律一致。

3.2 两种辅助支撑试验结果对比

图7是两种不同辅助支撑得到尾支撑的修正量，可以看出，总体规律和量值都是一致的。其中，阻力系数修正量在－3°时差异约0.0004，正迎角范围差量更小；升力和俯仰力矩系数修正量规律一致，只是量值略有差异，俯仰力矩系数小于0.001，升力系数约0.005，差量基本在风洞重复性精度水平以内。

通过不同辅助支撑试验对比以及数值模拟分析，验证了采用的支撑干扰实验方案和修正方法的正确性，可以应用于精准度要求较高的型号设计试验数据修正。

3.3 支撑干扰规律研究

图8是模型后体有无尾支撑压力分布云图，图9是实验得到的尾支撑对3种不同构型模型的影响量曲线。α＝0°时尾支杆对模型后体气流有阻滞作用，使流速降低，压力增加，加之支杆空腔存在死水区，使得阻力降低，其影响区域前传至机翼特别是翼－身融合部、起落架鼓包等部件。这与试验结果一致，其在负迎角影响量可以达到零升阻力的10%以上。

值得注意的是，尾支撑对机翼阻力影响与尾翼相当，这在方案设计时没有预料到，这也要求不同构型模型实验需要单独进行支撑干扰修正。平尾后缘受后机身上翻脱体涡影响较大，是产生附加低头力矩的主要贡献部件，同时其对阻力也产生较大影响，可以预计，不同平尾安装位置可能会改变附加力矩的符号。相对而言，尾支撑对模型升力影响较小，主要来自于模型下表面压力增加，一般在0.008以内。图10是尾支撑干扰量随Ma数变化规律，总体来看，随Ma数增加，支撑影响区域和强度都有所增强。

图10 尾支撑B构型的阻力影响量Fig.10 The drag interference of B configuration with varied Mach numbers

4 结 论

数值模拟和实验研究结果都表明：对于后体上翘构型模型，尾支撑对模型气动特性的干扰不可忽略，直接影响对巡航效率、焦点位置以及配平迎角的预测。研究结果可以用于指导跨声速风洞类似构型飞机模型测力实验数据修正：

（1）在迎角－2°～6°范围，可以认为尾支撑干扰量随迎角是线性变化的；

（2）采用前位叶片支撑作为辅助支撑获取尾支撑干扰量，在迎角－2°～6°范围内其二次干扰量可以忽略；

（3）尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件绕流都有影响，对升力影响相对较小，对阻力、力矩影响较大，且随Ma数变化，不同构型的实验数据需要单独修正；

（4）所发展的带风洞支撑系统数值模拟软件满足工程应用要求，可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化研究。

［1］ 恽起麟.实验空气动力学［M］.北京：国防工业出版社，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.