余永剛, 周 鑄, 黃江濤, 牟 斌, 黃 勇, 王運濤

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

在飛行器的整個設計過程中，特別是詳細設計階段，能否精準捕捉流場特征，獲得可靠氣動力數(shù)據(jù)，將直接影響到氣動特性的正確評估和優(yōu)化設計的正確方向，作為主要研究手段的風洞試驗和CFD計算，其可信度就顯得尤為重要了。為了確認兩者的可信度，以及針對復雜流場現(xiàn)象的風洞試驗能力和CFD計算模擬能力，目前常采用對標模氣動力數(shù)據(jù)或流場特征復現(xiàn)的方式來考核，因此，附帶準確CFD或風洞試驗氣動力數(shù)據(jù)和流場特征的、代表某一類飛行器典型幾何特征的標模應需而生。

在客機標模方面，國外很多國家發(fā)展了體系完整的標模。20世紀50年代，在創(chuàng)始人馮·卡門帶領下，航空航天研究與發(fā)展咨詢組研發(fā)了AGARD系列標模[1]，其中，C標模是跨聲速的“錐柱旋成體+三面翼+平尾+立尾”構型測力標模，H標模是研究跨聲速的薄尖機翼動穩(wěn)定性標模，Wing 445.6和TF-8A是研究中到大展弦比超臨界機翼氣動彈性標模。20世紀70年代，法國國家航空航天研究院(ONERA)以“空中客車”A300為原形研發(fā)了M1到M5不同縮尺比例的5個標模[1]。這些標模在當時為各國迫切需要解決的風洞試驗準度和可信度問題提供了解決途徑。進入21世紀，德國航空航天研究院(DLR)研發(fā)了DLR-F4[1-3]、DLR-F6[1,4-5]客機高速標模和DLR-F11[6]客機高升力標模，美國NASA研發(fā)了CRM[1,7-8]客機高速標模和HL-CRM[8]、TrapWing[9]客機高升力標模。DLR-F4、DLR-F6和CRM高速標模分別被作為AIAA應用空氣動力學會自2001年以來召開的6次CFD阻力預測會議[10]的研究對象，TrapWing、DLR-F11和HL-CRM分別被作為AIAA應用空氣動力學會自2010年以來召開的3次CFD高升力預測會議[11]研究對象，從基本氣動力預測、氣動彈性影響、網(wǎng)格技術等方面，對基于不同形式網(wǎng)格的各種CFD求解器進行統(tǒng)一的確認研究，并評估各種湍流模型特性及應用，促進并發(fā)展了CFD對復雜流動現(xiàn)象的計算模擬能力。

國內(nèi)還沒有成熟的客機標模，為了彌補國內(nèi)客機標模短板，中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)組織人員著手研發(fā)用于風洞試驗和CFD可信度確認的、具有窄體機身超臨界機翼幾何特征的單通道客機標模CHN-T1(China-Transport 1)，在CARDC陳作斌研究員的帶領下，目前已完成研發(fā)，具備作為標模應用的條件。無論是確認CFD可信度、促進CFD計

算能力的發(fā)展，還是校核風洞試驗流場品質(zhì)和測量儀器、發(fā)展試驗技術，都具有重要的意義。

本文介紹了標模氣動設計方法、CHN-T1標模的基本外形和超臨界機翼參數(shù)，數(shù)值模擬了全機氣動特性和流場特征，分析了翼尖修形和短艙/吊掛組件的影響，并討論了標模的應用等。論文的相關信息為即將召開的“第一屆航空CFD可信度研討會(AeCW-1)”提供基礎。

1 氣動設計

1.1 設計要求

標模是某一類飛行器的典型代表，充分體現(xiàn)這類飛行器的典型幾何特征和典型流場特征，以此校核風洞試驗和CFD計算對典型特征的預測能力。同時，要求標模的布局方案簡單，幾何尺寸合理，有利于風洞試驗模型設計加工和CFD計算的網(wǎng)格制作，便于開展可信度確認工作。

CARDC發(fā)展CHN-T1標模，就是想獲得一個能代表目前主流商業(yè)客機(如波音737、空客320、C919等)特征的標準模型，應具有窄體機身、超臨界機翼等典型幾何特征和部件間的強干擾、激波分離、轉(zhuǎn)捩等典型流場特征，并通過在高流場品質(zhì)的風洞中開展系列試驗，獲得全面的、可靠的氣動力數(shù)據(jù)和流場影像，指導并促進風洞試驗技術和CFD計算技術的發(fā)展。

因此，CHN-T1標模采用類似波音737、空客320、C919等飛機的布局形式，即窄體機身、下單翼形式的超臨界機翼和平尾、單立尾、翼吊式發(fā)動機布局。參考這幾種飛機的機翼設計參數(shù)[12](如表1所示)，CHN-T1標模選取面積95.346 m2、展弦比9.3、梢根比0.298、1/4弦線后掠角25°的機翼設計參數(shù)，巡航馬赫數(shù)為0.78，巡航升力系數(shù)為0.5。要求該標模應具有良好的阻力發(fā)散特性(阻力發(fā)散馬赫數(shù)達到0.8以上)、良好的抖振特性(抖振邊界達到1.3倍巡航升力系數(shù)以上)、較高的巡航升阻比特性(機身+機翼+尾翼構型的升阻比約20左右)以及良好的低速特性(最大升力系數(shù)大于1.35)。

表1 幾種窄體客機的機翼設計參數(shù)Table 1 Wing design parameters for several narrow civil transport aircraft

1.2 設計方法

標模的氣動設計采用自主研發(fā)的優(yōu)化軟件AMDEsign的進化優(yōu)化模塊完成，其中氣動外形的參數(shù)化采用基于NURBS(非均勻有理B樣條)基函數(shù)的FFD(自由變形)技術[13]，參數(shù)化控制點分布如圖1所示。

變形網(wǎng)格技術采用并行化RBF_TFI方法[14-15]，優(yōu)化數(shù)學模型如下：

(1)

(2)

其中，ti, max、ti, 0、CL,design分別對應典型站位的最大相對厚度、初始外形典型站位的最大相對厚度以及巡航升力系數(shù)。

基于非支配解PSO(粒子群算法)進行優(yōu)化推進，給定 6個站位(13.4%、30%、40%、60%、80%、100%半展長位置)的幾何約束，保持最大厚度不變，從Pareto前沿中選取最終設計結果。

優(yōu)化過程中均采用自主研發(fā)的基于RANS方法的流場求解程序PMB3D作為氣動性能評估工具。

1.3 設計成果

1.3.1 超臨界機翼

為了增大巡航馬赫數(shù)，提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)，大幅改善在跨聲速范圍內(nèi)的氣動性能，有效推遲在接近聲速飛行時阻力劇增現(xiàn)象的發(fā)生，同時，體現(xiàn)現(xiàn)代高亞聲速巡航客機普遍采用的機翼特征，標模機翼設計成高氣動效率的超臨界機翼。

該類機翼相對于常規(guī)機翼，前緣半徑較大，中部上表面彎度較小，后部下表面凹曲，后緣薄而尖，有利于防止出現(xiàn)激波或消弱激波和減小附面層分離的程度，進而提高臨界馬赫數(shù)，此外也可改善飛機的低速性能，同時有利于減輕飛機的結構重量。但也正由于上表面平坦，超臨界機翼在減緩氣流加速的同時也會減小升力，為克服這一缺點，可通過增加下翼面后緣部分的彎曲程度(后加載)來彌補升力的不足，不過，過度的后加載會造成較大的低頭力矩。

設計超臨界機翼氣動外形過程中需要考慮如下設計原則[16]：1) 巡航狀態(tài)弱/無激波獲得較小波阻原則；2) 滿足抖振裕度的橢圓型載荷分布原則；3) 小迎角巡航獲得較小型阻原則；4) 控制低頭力矩獲得較小配平損失原則；5) 良好低速失速特性原則；6) 非設計點良好魯棒性原則。遵循以上原則，本文應用前述設計方法，在滿足幾何約束條件下，獲得滿足基本設計點氣動特性要求的超臨界機翼外形。

對于非基本設計點的氣動特性(如巡航馬赫數(shù)下的最大升力系數(shù)、抖振邊界、失速特性、阻力發(fā)散特性，以及低速的最大升力系數(shù)和失速特性等)，采用校核計算的方式加以評估。通常, 在許多情況下, 滿足基本設計點指標的機翼外形可以通過適當修形達到非基本設計點的指標, 同時不降低其基本性能，即非基本設計點的性能具有良好的魯棒性，尤其是巡航馬赫數(shù)附近的氣動特性都具有良好的穩(wěn)定性。

圖2給出了機翼從翼根到翼梢的18個站位的翼型分布圖，各站位處都采用超臨界翼型。圖3給出了展向部分站位翼型的外形，由圖可見，站位翼型上表面平坦，最大厚度位置基本接近40%當?shù)叵议L，正因為超臨界翼型具有上表面比較平坦的特點，在滿足容積(即最大厚度)需求的情況下，越大的最大厚度需求使得下表面向下凸的程度越加厲害(如靠近翼根附近的站位翼型)，也使得最大厚度位置的反彎程度更加

嚴重，如圖4所示，在整個展向范圍內(nèi)，機翼采用了較大的后加載(即機翼下表面在80%當?shù)叵议L附近向上凸起)來彌補因機翼上表面平坦使得氣流減速而帶來的升力損失。

圖5給出了40%當?shù)叵议L附近的相對彎度、80%當?shù)叵议L附近的相對彎度以及整個弦長上最大相對彎度沿展向的分布情況。除翼根附近(展向比例η<17%半展長范圍)因容積需求造成最大相對彎度在40%當?shù)叵议L附近外，其余位置的最大相對彎度都在80%當?shù)叵议L附近，整個機翼的最大相對彎度約為1.7%，位于80%半展長位置處。

圖6給出了最大相對厚度和站位翼型幾何扭轉(zhuǎn)角沿展向的分布情況。翼根(η=13.4%半展長處)最大相對厚度為14.61%，翼梢(η=100%半展長處)最大相對厚度為10.91%，機翼轉(zhuǎn)折處(η=40%半展長處)最大相對厚度為11.68%。在η=13.4%～30%半展長范圍內(nèi)最大相對厚度變化較快，目的是在滿足幾何約束情況下盡快降低相對厚度來減小阻力，其余部分最大相對厚度變化平緩。翼根幾何扭轉(zhuǎn)角(安裝角)為2.692°，轉(zhuǎn)折處和翼梢處幾何扭轉(zhuǎn)角分別為0.316°和-2.998°， 其余部分的幾何扭轉(zhuǎn)角基本線性分布，0°幾何扭轉(zhuǎn)的站位翼型位于η=45.3%半展長處。外翼段采用負扭轉(zhuǎn)是為了改善外翼段的失速特性，使得機翼上的最早分離區(qū)域不會發(fā)生在外翼段，以免降低副翼的控制效率。

1.3.2 全機外形

該標模包含機身(Body)、機翼(Wing)、平尾(Htail)、立尾(Vtail)、短艙(Nacelle)、吊掛(Pylon)、起落架整流包(Fairing)等部件，如圖7所示。圖8給出了標模三視圖和主要幾何尺寸。

機身采用單通道窄體尺度，代表目前中短航程客機的機身特征，機身長30.277 m，直線段長9.57 m，最大直徑3.86 m，后機身上翹角14.27°，在機翼與機身連接處設計了起落架整流包，既滿足起落架收起時對空間的需求，又起到外形整流減阻的作用。

機翼采用亞聲速高氣動效率的超臨界翼型設計，下單翼形式，代表了高亞聲速巡航的客機機翼特征，翼根前緣距離機頭9.782 m，前緣后掠角為27.2°，1/4弦線的后掠角為25°，后緣在39.954%半展長位置(即半展長5.95 m處)存在拐折，內(nèi)段翼后緣后掠角為0°，外段翼后緣后掠角為19°，機翼翼根弦長為5.13 m，拐折處弦長為3.043 m，翼梢處弦長為1.539 m，翼展為29.784 m，翼梢進行弧形切角并導圓，機翼上反角為4.37°，展弦比為9.3，梢根比為0.298，全機翼面積為95.346 m2，外露翼面積為74.72 m2。

短艙采用翼下吊裝、單通道整流罩的通氣模型，代表當前主流客機在無動力影響下研究短艙與機翼相互影響的短艙外形處理方式，簡單外形更便于高質(zhì)量網(wǎng)格的生成。短艙位于機翼拐折的內(nèi)側(cè)、35.274%半展長位置(即半展長5.253 m處)，唇口中心距機頭8.641 m，短艙長度為4.571 m，用鼻梁式吊掛與機翼相連。

就拿言情小說和武俠小說來說，一般讀書是為了追逐故事情節(jié)而讀，在閱讀的過程很少思考，以瀏覽了解為主，可以說是淺閱讀。但也有特別愛好者，會鉆研里面的情節(jié)、語言及人物形象，甚至于還有人會自己琢磨它寫法，自己也學習寫小說。這些都是需要深入研讀的。同樣，如果以敷衍或者簡單了解的態(tài)度，來閱讀經(jīng)典名著，可以稱之為深閱讀嗎？在一個以故事情節(jié)為主線的閱讀者心中，紅樓夢和言情小說并沒有什么太大區(qū)別。所以，依據(jù)閱讀的客體來判斷深淺閱讀也是非常不合理的。

平尾采用反彎翼型設計，梯形平面形狀，位于機身后體，下單翼形式，粗略配置，滿足縱向穩(wěn)定操控要求，前緣后掠角為32.28°，后緣后掠角為22.9°，翼根弦長為2.665 m，翼梢弦長為1 m，翼根前緣向前衍生作弧形整流，翼梢作弧形切角并導圓，翼展為9.958 m，上反角為4.72°。

立尾采用對稱翼型設計，梯形平面形狀，位于機身后體對稱平面處，粗略配置，滿足航向穩(wěn)定操控要求，前緣后掠角為49.6°，后緣后掠角為13.98°，翼根弦長為4.673 m，翼梢弦長為1.456 m，翼根前緣向前衍生作弧形整流，翼梢作弧形切角并導圓，翼展為4.666 m。

該模型的相關計算參數(shù)如下：參考面積，95.346 m2；參考長度，3.724 m；x方向參考點，12.708952 m(與機頭距離)；y方向參考點，0 m (展向)；z方向參考點，0.6398 m (縱向)。

2 氣動特性評估

運用CARDC計算空氣動力研究所自主研發(fā)的PMB3D求解器[17]進行數(shù)值模擬，分析不同構型的氣動特性。

數(shù)值模擬時，應用有限體積法離散N-S方程，獲得空間離散格式；黏性項采用中心差分格式離散；無粘項采用具有很高的間斷和黏性分辨率的Roe平均迎風通量差分分裂格式離散，并在計算亞聲速流場時對Roe平均矩陣的特征值進行Harten熵修正；選取VanLeer限制器來保證將格心的物理變量插值到界面處時的插值精度及方式，進一步提高格式的精度和穩(wěn)定性；湍流模型選取了考慮可壓縮修正的Menter’sk-ωSST兩方程；運用多重網(wǎng)格、殘值平均和局部時間步長等方法加速計算收斂速度。

2.1 BWHV構型的氣動特性

采用結構對接網(wǎng)格作為計算網(wǎng)格，如圖9所示，“機身+機翼+平尾+立尾”構型(代號BWHV，機翼翼尖為平直型)的網(wǎng)格規(guī)模為3910萬(平模)，第一層網(wǎng)格絕對厚度為0.01 mm，相對于設計點雷諾數(shù)(Re=20.93×106)的y+為1.9。機翼弦向布置133個網(wǎng)格點，展向布置189個網(wǎng)格點；機身軸向布置405個網(wǎng)格點，周向布置177個網(wǎng)格點；平尾弦向布置89個網(wǎng)格點，展向布置65個網(wǎng)格點；立尾弦向布置101個網(wǎng)格點，展向布置49個網(wǎng)格點。軸向遠場距離取約17倍機身長度，展向遠場距離取約17倍半展長，縱向遠場距離取約55倍最大機身直徑。

數(shù)值模擬時不同馬赫數(shù)對應的雷諾數(shù)如表2所示，其中，使用同一海拔高度的大氣參數(shù)計算Ma=0.4～0.87的計算雷諾數(shù)。

表2 不同馬赫數(shù)對應的計算雷諾數(shù)Table 2 Calculated Reynolds numbers corresponding to different Mach numbers

圖10給出了BWHV構型的氣動特性。設計馬赫數(shù)Ma=0.78時升力線斜率為0.14/°，最大升力系數(shù)為0.76，抖振邊界對應升力系數(shù)為7.3，滿足1.3倍設計點升力系數(shù)(即6.5)的設計要求。失速附近曲線平緩，失速特性較好。設計點的升阻比為19.2，接近最大升阻比，附近區(qū)域的曲線變化平緩，對應升力域較寬，氣動效率高。接近設計馬赫數(shù)的幾個馬赫數(shù)之間的升力和升阻比特性變化較小，有利于保持較高氣動效率飛行的前提下實現(xiàn)不同速度的飛行。Ma=0.2的最大升力系數(shù)約為1.4，失速迎角達到14°，在升力系數(shù)0.63時升阻比達到最大，約為20.3。

圖12給出了BWHV構型上表面和下表面在設計點(Ma=0.78、CL=0.5)處的壓力分布云圖和等壓線分布圖，可見，機翼上/下表面后緣附近的等壓線近似與機翼后緣線平行，這樣的壓力分布，不僅有利于降低阻力，而且有利于提高阻力發(fā)散馬赫數(shù)。

圖13給出了幾個站位的剖面壓力分布，典型代表了超臨界翼型的壓力分布特征，即在激波位置之前負壓值變化不大使得曲線平緩、后半部分因為較大的后加載而獲得更多升力。從翼梢到翼根，站位剖面前半部分相對彎度逐漸加大(如圖4)，使得前加載逐漸加強，既有利于增大升力，又有利于減小設計點的俯仰力矩絕對值。

2.2 翼尖修形的影響

為了改善翼尖附近流場，對97%～100%半展長范圍的原翼尖(orig)進行修形，即用拋物線向縱向拉伸形成的曲面切割原翼尖外形，再用橋接方法生成上下翼面各自相切的弧面連接上下翼面，形成新翼尖(mod)。

由于機翼上下翼面存在壓力差，翼尖附近機翼下翼面的空氣會繞流到上翼面形成翼尖渦(圖14a)。修改前的翼尖斷面為順來流方向的平面型，這種翼尖雖然能一定程度控制下翼面的空氣向上翼面繞流，但一旦繞流至上翼面就會很容易形成較強的翼尖渦。而弧面型翼尖雖然容易讓下翼面的空氣向上翼面繞流，但采用恰當?shù)幕∶嫘鸵砑庖部墒沟美@流的空氣貼著上翼面的物面流動，延緩翼尖渦的過早形成，使得產(chǎn)生翼尖渦的起點位置向后緣方向推移(圖14b)。平面型翼尖產(chǎn)生翼尖渦的起點為約30%當?shù)叵议L處，而弧面型翼尖產(chǎn)生翼尖渦的起點為約60%當?shù)叵议L處，從而使得翼尖渦改變上翼面流動特征(流線方向)的區(qū)域減小。

正因為弧面型翼尖讓下翼面的空氣更容易繞流至上翼面，盡管對下翼面的壓力分布幾乎無影響(圖14c)，但改變了上翼面85%～100%半展長范圍的壓力分布。同迎角下，上翼面的負壓值比原來的略有減小，升力系數(shù)有所損失(約0.5%)。但阻力系數(shù)也有所減小(約0.5%)。同升力系數(shù)下，弧面型翼尖的阻力系數(shù)小0.00001。

2.3 短艙吊掛組件的影響

該模型近距配裝同側(cè)單臺的翼吊式發(fā)動機(模型編號為BWHVNP)，發(fā)動機采用單通道整流罩的簡化通氣模型，以模擬短艙吊掛與機翼間的相互影響。

由于短艙吊掛占據(jù)了一定的流動空間，使得機翼下翼面不再“干凈”，下翼面的流場重新建立，表面壓力分布形態(tài)發(fā)生改變，機翼升力有所損失，如圖15所示，同迎角下升力系數(shù)減小，要獲得同樣的設計點升力系數(shù)，則設計點升力系數(shù)對應的迎角增大，此外，最大升力系數(shù)減小，但失速迎角基本不變，抖振邊界依然滿足1.3倍設計點升力系數(shù)的性能要求。

機身、起落架整流包、機翼、短艙、吊掛等部件之間形成了半開式管道型氣流通道，相對于無短艙吊掛時的開放式氣流通道，空氣流過時產(chǎn)生加速運動，如圖16給出的同升力系數(shù)下兩種構型的物面壓力分布對比，內(nèi)段機翼上下表面的氣流的當?shù)厮俣仍龃?，上翼面的激波強度增強，且激波的位置前移，上翼面靠近吊掛的地方產(chǎn)生了另外一道弱激波，在下翼面還產(chǎn)生了一道強激波，這些都增大了機翼的波阻。

從站位剖面壓力分布(圖17)可以看出，由于短艙吊掛的存在，不僅影響了整個內(nèi)段機翼，而且也影響到了外段翼，影響區(qū)域直至翼尖。要改善這種翼吊式短艙吊掛與機翼之間的相互影響，不僅要進一步優(yōu)化短艙位置、外撇角、上揚角等參數(shù)，而且必須結合機翼開展“短艙-吊掛-機翼”一體化設計。

3 標模應用

近幾年，該標模(BWHV構型)在國內(nèi)外幾座高流場品質(zhì)風洞中開展了相關試驗，比如，在CARDC的FL-13風洞(8 m×6 m風洞)中開展了Ma=0.11～0.2、Re=(1.6～2.8)×106狀態(tài)下的測力試驗和支架干擾試驗，在CARDC的FL-26風洞(2.4 m×2.4 m風洞)中開展了Ma=0.4～0.9、Re≈3.3×106狀態(tài)下的測力試驗，在荷蘭DNW風洞開展了Ma=0.2～0.9、Re=(1.6～15.0)×106狀態(tài)下的測力試驗和支架干擾試驗。同一風洞的重復性試驗吻合度高，不同風洞的試驗數(shù)據(jù)差異小，由此獲得了較為全面的、可靠的氣動力數(shù)據(jù)和流場影像。另外還開展了靜氣動彈性試驗，獲得不同變形狀態(tài)下的氣動力數(shù)據(jù)。這些數(shù)據(jù)和影像為正確指導其它風洞試驗和CFD的可信度確認工作提供了支撐。

CARDC建立的單通道客機CHN-T1標模體系，基于氣動力數(shù)據(jù)和流場影像，可以應用于風洞試驗和CFD計算兩大方面。

3.1 風洞試驗

1) 有效評估新建風洞或改良風洞的流場品質(zhì)，確認測量儀器設備的測量可信度，對比標模試驗數(shù)據(jù)，獲得改善風洞試驗的正確措施，提高風洞試驗能力。

2) 在高流場品質(zhì)風洞中，對照標模試驗數(shù)據(jù)，可以進一步研究接觸式或非接觸式測量技術，如常規(guī)的天平測量技術、LDV/PIV/PDPA光學測量技術、微波測量技術等，發(fā)展風洞試驗測量技術，儲備風洞試驗測量手段。

3.2 CFD計算

1) 有效確認不同CFD軟件對基本氣動力、抖振邊界、失速形態(tài)等方面預測的可信度，分析各種計算湍流模型間的差異及改進措施，準確評估CFD軟件對諸如轉(zhuǎn)捩位置和類型、激波位置和強度、流動分離形態(tài)和區(qū)域大小等典型流場特征的捕捉能力。

2) 研究不同類型網(wǎng)格(結構對接/重疊、非結構、混合等)的收斂性，獲得計算此類布局飛行器氣動特性所需的網(wǎng)格質(zhì)量和規(guī)格，為今后的類似計算工作提供參考依據(jù)。

3) 研究不同雷諾數(shù)對氣動特性的影響規(guī)律，獲得影響量最小的最小雷諾數(shù)，提出開展此類布局的風洞試驗所需的最小雷諾數(shù)要求。

4) 研究風洞試驗中洞壁(平板壁、孔壁、槽壁等)和支撐方式(尾撐、腹撐、斜尾撐、張線等)對氣動特性的影響規(guī)律、改良措施和修正方法，促進風洞試驗的技術發(fā)展。

5) 研究CFD軟件中的氣動彈性計算模型，校正修正方法，改善氣動彈性計算精準度，提高軟件對外形、扭轉(zhuǎn)角等氣動彈性中涉及的變形變量的捕捉能力，推動氣動彈性計算技術和氣動結構一體化優(yōu)化技術的發(fā)展。

4 結 論

設計了一種包含機身、起落架整流包、機翼、平尾、立尾、短艙、吊掛等部件的單通道客機標模。本文詳細介紹了全機參數(shù)和超臨界機翼設計參數(shù)，分析了翼尖修形、短艙和吊掛組件對機翼的氣動特性影響，具體結論如下：

1) 該標模設計馬赫數(shù)0.78，設計升力系數(shù)0.5，阻力發(fā)散馬赫數(shù)0.805，滿足1.3倍設計升力系數(shù)的抖振邊界要求。“機身-機翼-平尾-立尾”構型最大升阻比達到19.5，帶上短艙和吊掛后，最大升阻比為16.3，體現(xiàn)了當前主流單通道客機高亞聲速巡航的性能特征。

2) 該模型能夠典型代表當前高亞聲速巡航單通道客機的窄體機身、超臨界機翼典型幾何特征。并通過風洞試驗獲得了可靠的試驗數(shù)據(jù)和流場影像，可以作為風洞試驗和CFD可信度確認的參考標模。相關信息可為即將召開的“第一屆航空CFD可信度研討會(AeCW-1)”提供基礎。

3) 針對標模進行了數(shù)值模擬評估，分析了不同構型的氣動特性和流動特征，研究成果可以為后續(xù)的風洞試驗和CFD可信度確認提供參考。

致謝:本文得到了CARDC計算空氣動力研究所的鄭傳宇、洪俊武、李偉、孟德虹和低速空氣動力研究所的金鈴、范利濤等人的幫助，在此表示感謝。

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