劉大偉，熊貴天,*，劉洋，許新，陳德華

1. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 空氣動力學國家重點實驗室，綿陽 621000 2. 中國商飛上海飛機設計研究院，上海 201210

長期以來，世界的大型客機尤其是寬體客機市場主要由波音和空客兩大巨頭集團所壟斷[1]。為打破這一壟斷局面，形成三足鼎立之勢，中國和俄羅斯計劃聯(lián)合研制寬體客機，競爭機型為空客A350飛機和波音787飛機。其基本型設計航程為12 000 km，典型巡航馬赫數為0.85，最大使用馬赫數為0.89，設計俯沖馬赫數為0.96，對飛機氣動設計要求很高。近些年來，計算機水平的飛速進步和計算流體力學(CFD)理論與數值求解方法的不斷拓展與革新[2-3]，極大程度上促進了CFD技術的發(fā)展及應用，發(fā)展了成熟的基于CFD技術的航空飛行器氣動綜合優(yōu)化設計技術。但對于具體的工程應用問題，CFD在湍流/轉捩模擬、高精度格式、動網格技術及計算資源需求等關鍵問題上仍然力不從心?；贑FD開展的氣動設計需要風洞試驗數據驗證，并依靠風洞試驗獲取足夠規(guī)模、可靠的氣動數據。

因此，風洞試驗到目前為止仍然是獲取飛行器氣動性能和開展氣動設計的最主要手段之一[4-5]。由于民用客機對經濟性、安全性、舒適性和環(huán)保性要求很高，如何提升寬體客機高速風洞試驗數據精度和準度面臨較大的挑戰(zhàn)。其中，風洞試驗數據精度可以通過提高風洞流場品質、測控系統(tǒng)穩(wěn)定性和試驗模型加工質量等技術途徑實現。風洞試驗準度主要取決于從風洞原始數據修正到真實飛行條件氣動特性的能力水平。研究表明[6-10]，支撐/洞壁干擾、模型變形及流場畸變(氣流偏角和浮阻)是影響試驗數據準度的主要因素，可通過發(fā)展和完善相應數據修正技術予以修正。根據C919飛機高速風洞試驗研究成果與CRM(Common Research Model)標模公開發(fā)表的技術資料[11]，尾支撐對飛機模型的俯仰力矩和阻力系數存在較為明顯的干擾，洞壁對試驗模型的3個縱向氣動系數均有影響[12-14]，浮阻的阻力修正量取決于模型參數及試驗段核心流的馬赫數軸向梯度(可達到5個阻力單位)，而模型變形影響量與風洞試驗中模型承受的氣動力載荷和馬赫數緊密相關[14]。因此，準確獲取寬體客機氣動性能既離不開穩(wěn)定、可靠和高分辨率的風洞試驗系統(tǒng)，又依賴完備、可靠的試驗數據修正技術。

國際先進風洞(如ETW(European Transonic Wind tunnel)、NTF(National Transonic Facility) 和HST(High Speed Wind tunnel))除具備優(yōu)良的流場品質和測試系統(tǒng)外，還擁有成熟的風洞試驗數據修正技術，在研制波音和空客系列飛機中發(fā)揮了重要作用。中國空氣動力研究與發(fā)展中心2.4 m×2.4 m風洞(CARDC FL-26)是現階段中國大型飛機研制的主力高速風洞，在大型客機和軍用運輸機的氣動設計中發(fā)揮了重要作用。經中國大飛機工程牽引，結合小展弦比飛機的相關研究成果，通過設備升級改造和技術完善，FL-26風洞已經建立了大飛機試驗數據修正體系(圖1)。本文結合寬體客機在2 m量級高速風洞試驗特點，對支撐/洞壁干擾、模型變形、流場畸變等進行了系統(tǒng)修正，獲取了干凈的風洞試驗基準數據，給出了試驗數據修正過程與結果分析，在以下方面實現了技術改進。

1) 模型變形影響修正技術。在FL-26風洞建立成熟的視頻模型變形(Videogrammetric Model Deformation, VMD)測量系統(tǒng)，基于實時測量變形結果和網格變形技術，利用CFD仿真手

圖1 大飛機高速風洞試驗數據修正體系Fig.1 Test data correction of large aircraft in high speed wind tunnel

段實現不同工況下對寬體客機模型機翼變形修正，可靠性達到工程化應用水平，解決了長期以來大展弦比飛機模型在風洞試驗中受載變形引起的數據失真問題。

2) 支撐干擾修正技術。改進傳統(tǒng)尾支撐干擾試驗尾腔壓力處理方法，探索研究尾腔壓力測量位置、假支桿深入模型尾腔位置和直徑對試驗結果影響，實現對寬體客機模型尾支撐干擾精確扣除，確定高速尾支撐干擾試驗的方式。

3) 洞壁干擾修正技術。亞、跨聲速風洞試驗模型堵塞度一般控制在1%以內，中低試驗迎角時通常不進行洞壁干擾修正。為準確獲得寬體客機氣動性能，摸索寬體客機試驗模型在FL-26風洞全模試驗段洞壁干擾特性，專門研制一套壁壓測量裝置，應用壁壓信息法進行洞壁干擾影響修正研究。

4) 常規(guī)修正。平均氣流偏角修正時，采用微型電子迎角測量儀在同一模型位置實現模型正、反裝的姿態(tài)角測量，減小試驗誤差。浮阻影響修正時，通過分部件按截面積積分方式，實現試驗模型體積精確計算；同時，按寬體客機模型固定雷諾數為5×106試驗總壓進行了流場校測，對寬體客機試驗模型浮阻進行精確修正，并研究了雷諾數為5×106試驗總壓和常壓下的浮阻差異。

1 研究方法

1.1 試驗方法

1.1.1 風 洞

FL-26風洞是一座試驗段橫截面為2.4 m×2.4 m的半回流、暫沖引射式跨聲速風洞。試驗馬赫數Ma范圍為0.3～1.43，控制精度為0.002～0.003， 總壓范圍p0=(1.1～4.5)×105Pa。該風洞能夠進行變速壓試驗，速壓可達到正常值的2～3 倍，實現不同試驗雷諾數的模擬[15-17]。試驗研究時，采用各馬赫數固定雷諾數Re=5×106進行。

風洞配備4個試驗段：全模試驗段、半模試驗段、張線試驗段和內埋彈倉試驗段。全模試驗段輪廓長為10.2 m，寬為5.5 m，高為6.18 m，試驗段入口尺寸為2.4 m×2.4 m，出口尺寸為2.79 m×2.79 m，試驗段前半部分為模型試驗區(qū)，長度為7 m； 后半部分為模型支撐區(qū)，長度為3.2 m。試驗段四壁均開有?24 mm的斜孔，模型區(qū)的開孔率為4.3%。

1.1.2 試驗模型

試驗模型由機身、機翼(翼下帶2個發(fā)動機通氣短艙)、平尾、垂尾等部件組成，模型縮比為1∶39，全長為1.628 6 m，機翼展長(帶小翼)為1.563 2 m。 模型0°迎角時在FL-26風洞中的堵塞度約為0.97%。

試驗采用前置轉捩，通過在機頭、機翼、短艙、掛架、平尾和垂尾等主要部件粘貼柱狀轉捩帶實現附面層轉捩，柱狀轉捩帶粗糙元直徑為1.3 mm， 間距為2.5 mm。各部件轉捩帶位置和高度如下：

1) 機頭：距機頭前緣25 mm處，轉捩帶高度為0.15 mm (圖2)。

2) 機翼：距機翼當地弦長7%前緣處，高度為0.10 mm。

3) 短艙和掛架：距前緣10 mm，高度為0.1 mm。

4) 平尾和垂尾：距當地弦長7%處，高度為0.1 mm。

圖2 轉捩帶粘貼位置Fig.2 Location of transition belt paste

1.1.3 天平及支撐

采用六分量天平(4N6-64B)測量全機氣動力和力矩，天平采用體軸系統(tǒng)進行校準，表1給出了天平的校準載荷和靜校誤差。其中：Y、X、Z分別為天平的法向力、軸向力和側向力；Mz、MX、MY分別為俯仰力矩、滾轉力矩和偏航力矩。

縱向試驗時，模型正裝并通過4N6-64B天平、4N6-64B-3支桿和2#直接頭連接在風洞中部支架上(圖3)，支撐干擾試驗采用腹部支撐(4N6-64B-4支桿)通過有、無假支桿實現(圖4)，試驗過程中模型處于風洞流場均勻區(qū)。上述尾支撐、腹部支撐均為寬體客機專用支撐，采用CFD方法和有限元分析軟件進行了外形優(yōu)化設計。

表1 4N6-64B天平校準結果Table 1 4N6-64B balance calibration result

圖3 縱向試驗模型位置示意圖Fig.3 Position diagram of vertical test model

圖4 支撐干擾試驗模型位置示意圖Fig.4 Position diagram of supporting interference test model

1.1.4 壁壓測量裝置及壁面邊界條件處理

本文采用壁壓信息法進行寬體客機模型洞壁干擾修正。壁壓信息法由Hackett等[18]提出的一類計算與試驗相結合的低速風洞洞壁干擾修正方法。國內學者對此方法作了重要改進與發(fā)展，將其推廣應用于高速風洞洞壁干擾修正。基本原理是：在進行模型試驗的同時測出試驗段內控制面上的流動參數，得到“模型的遠場擾動”與“洞壁的近場擾動”的合成，而“模型的遠場擾動”可由數值計算方法或試驗方法求出，這樣就可得到“洞壁近場擾動”，從而計算出洞壁對模型的氣動干擾。這種方法不需要知道風洞壁的通氣特性，可以用于各種通氣壁或實壁。避開了以前的洞壁干擾修正法中種種近似假設造成的誤差，修正的準度較高。

結合FL-26風洞全模試驗段特點，研制了13套壁壓管裝置測量其四壁壓力分布。如圖5所示，壁壓管全長4.1 m，直徑32 mm，管體表面開有48個測壓孔，測壓孔內徑0.8 mm，通過外徑1.2 mm的不銹鋼管和塑料導管連接到電子掃描閥模塊上。為利用有限壁壓管裝置獲取更豐富的壁面壓力信息，需充分利用鏡像原理布置測壓管位置。圖6給出了寬體客機洞壁干擾試驗時壁壓管在FL-26風洞全模試驗段壁板周向安裝情況。

洞壁干擾試驗時，分別測量空風洞和帶試驗模型的試驗段壁面壓力分布(圖7)，測得的面壓力數據需作如下處理：

1) 消除測量系統(tǒng)誤差。為了消除測壓孔的不規(guī)則性、流場的不均勻性及模型支架的影響，除了進行試驗段有模型時的壁壓測量外，還應進行空風洞(無模型)有模型支架時的壁壓測量，用于修正壁壓系數的測量值。

圖5 壁壓裝置示意圖Fig.5 Diagram of wall pressure device

圖6 壁壓管在FL-26風洞周向安裝位置Fig.6 Circumferential installation position of wall pressure pipe in FL-26 wind tunnel

2) 壁壓系數在控制面上的光順處理。由于壁壓系數本身量值較小，必須對所測壁壓曲線進行光滑處理，以消除個別點測值不準對洞壁干擾計算結果的影響。通常采用三次樣條光滑處理。

3) 壁壓系數在控制面上的插值。首先沿靜壓管方向對壁壓系數進行三次樣條插值，然后對上下壁和側壁沿橫向進行多項式插值，最后，還需用指數規(guī)律將壁壓曲線外插到離模型上下游足夠遠處，使其基本上達到漸近值。

圖8給出了典型壁面壓力分布隨迎角α變化曲線。其中：x為風洞軸向位置，風洞彎刀機構旋心為坐標原點；Cp為壓力系數?？梢钥吹?，在模型區(qū)附近，壁面壓力受擾動較為明顯，隨迎角增加壁面受擾動程度增大。

圖7 寬體客機洞壁干擾試驗相片(Ma=0.85)Fig.7 The test photos of wall interference for wide-body aircraft (Ma=0.85)

圖8 典型位置壁面壓力分布隨迎角變化曲線Fig.8 Curves of wall pressure distribution with angle of attack in a typical position

1.1.5 VMD測量系統(tǒng)

FL-26風洞建立了視頻模型變形測量系統(tǒng)，可實時測量試驗中的模型變形和模型姿態(tài)角。該系統(tǒng)主要由2部分組成：①
圖像采集和存儲設備，包括：高速相機、圖像采集卡、鏡頭、高速硬盤、配套計算機和標定板等部件。② 數據處理軟件，包括：高速圖像同步采集、系統(tǒng)標定、圖像處理、三維重建和變形量計算等模塊[4]。

試驗前，在模型表面布置圓形特征點，通過系統(tǒng)標定計算得到三維坐標；在試驗過程中，通過跟蹤這些特征點的三維坐標值變化，即可計算出試驗模型的空間姿態(tài)和彈性變形。圖9給出了FL-26 風洞VMD系統(tǒng)的硬件結構圖。

圖9 FL-26風洞VMD系統(tǒng)硬件結構圖Fig.9 VMD system hardware structure diagram of FL-26 wind tunnel

1.2 計算方法

本文結合視頻模型變形測量結果和CFD方法進行變形影響修正，即以VMD系統(tǒng)測得的實時模型變形量為輸入，利用網格變形技術驅動計算數模重構，通過CFD方法獲取模型變形前、后的氣動特性。

1.2.1 CFD方法

采用有限體積法求解雷諾平均Navier-Stokes方程，無黏通量采用MUSCL-ROE格式，黏性通量采用中心格式，離散方程組的求解采用LU-SGS方法，選用工程上應用較多的k-ω剪切應力輸運(SST)湍流模型。數值模擬時，模型尺寸與試驗模型相同，計算雷諾數與試驗狀態(tài)一致。

1.2.2 結構網格變形技術

網格變形方法原理為：首先移動物面網格到新的位置，然后將物面網格變形前后的距離向“彈簧”一樣逐漸傳遞到外圍，在傳遞過程中，依據網格點的位置按比例調整節(jié)點位移量，以保證計算域的外邊界不變[19-21]。具體操作如下：

1) 生成基準計算網格，確定模型變形控制面。為保證變形影響修正結果可靠性，對基準網格規(guī)模、分布和拓撲結構有一定要求，以達到與試驗結果有較好的相關性。對于比較新的布局形式，一般需要進行網格收斂性研究。為提高計算網格重構的精度，網格變形控制面與試驗中測量模型變形的翼剖面保持相同。

2) 生成新的物面網格。根據試驗中測得的各控制面的變形量，與基準網格控制面的初始位置疊加，并將控制面移動到新位置(圖10)。針對機翼模型這一類比較光滑的外形，通過線性連接各變形后的控制面即得到新的物面網格。

3) 生成新的空間網格。根據新的物面網格形變量，按照距離物面網格的遠近對空間網格進行更新(圖11)。在實際操作中可依據變形量的大小合理設置“外邊界”。此處的“外邊界”不是計算意義中的遠場邊界，若物面變形量較小，可以視附面層最外層網格為“外邊界”，如此網格更新集中在附面層網格內；若物面變形量較大，可以把與附面層臨近的中間層網格最外層視為外邊界，此時網格更新主要集中在附面層與中間層網格內。

圖10 更新控制剖面Fig.10 Update control profile

圖11 試驗模型網格變形結果Fig.11 Mesh deformation results of test model

具體算法為(以x方向為例，y、z方向相同)：

(1)

(2)

(3)

1.2.3 變形影響修正方法驗證

采用本文發(fā)展的方法對某超臨界機翼模型變形前、后的壓力分布特性開展了數值模擬研究，并與試驗結果進行比較。圖12給出了Ma=0.76，α=2°時CFD與試驗結果的壓力分布對比。圖中：“CFD-deform”指的是模擬模型變形后的數值模擬結果，“CFD-rigid”指的是剛體模型的數值模擬結果，“Test”表示的是風洞試驗結果,η為外露機翼展向占位百分比。

從圖12中不難看出，模擬模型變形后的CFD結果與試驗壓力分布相關性更好，尤其是翼梢附近的機翼剖面。當對于展向占位η=72.36%翼剖面，模擬變形后，CFD方法對激波位置的捕捉明顯優(yōu)于變形前，激波前的壓力峰值也與試驗結果更接近，即“CFD-deform”與“Test”吻合更好，“CFD-rigid”與“Test”差異明顯。對于η=11.32%的翼根剖面，由于變形量較小，3種結果的壓力分布均吻合較好。這表明本文發(fā)展的方法能夠反映模型變形前、后的物理流動本質，得到的變形影響修正量是可靠的。

圖12 模型變形前后的CFD結果與試驗結果對比(Ma=0.76，α=2°)Fig.12 Comparison of CFD and test results before and after model deformation(Ma=0.76， α=2°)

2 風洞試驗數據修正結果與分析

2.1 基本數據處理

風洞試驗時，模型受載使天平元件產生應變，并轉化為電信號輸出，經天平公式解算、基本數據處理及軸系轉換后得到試驗模型各軸系下的氣動力。基本數據處理主要包括：

1) 修正天平及支桿彈性角對試驗模型姿態(tài)角影響。

2) 修正天平校準中心與試驗模型力矩參考點不重合影響。

3) 扣除模型自重對氣動力影響。

4) 修正模型空腔壓力對阻力影響。

2.2 平均氣流偏角修正

寬體客機高速風洞試驗由于采用6°斜尾撐，模型和天平同轉180°后需要重新迎角調平，確定姿態(tài)角基準(圖13)。為減小平均氣流偏角測量誤差，模型正裝和反裝時采用微型電子迎角測量儀對同一模型平臺位置進行姿態(tài)角測量。

表2給出了寬體客機試驗模型在不同馬赫數下的縱向平均氣流偏角(αav)。結果顯示，寬體客機在跨聲速段平均氣流偏角很小，基本為零，在低亞聲速段平均氣流偏角不可忽略，需要予以修正。

圖13 氣流偏角測量試驗照片Fig.13 Photos of airflow declination measurement test表2 不同馬赫數條件下氣流偏角修正量Table 2 Airflow declination correction under different Mach number conditions

Ma0.40.50.70.850.890.92αav/(°)0.20.170.09000

2.3 支撐干擾修正

寬體客機高速氣動力試驗，一般采用尾支撐作為主支撐形式。在各項數據修正中，尾支撐干擾量所占比重較大，阻力系數干擾量可達0.001 5，俯仰力矩系數可達0.03。因此，可靠的尾支撐干擾修正量對于準確預測寬體客機氣動特性具有重要意義。支撐干擾試驗時，采用腹部支撐為主支撐，通過有、無假支桿的試驗獲取尾支撐干擾量(如圖14 所示)。本文對寬體客機支撐干擾試驗方法進行了探索研究，包括尾腔壓力測量位置、假支桿伸入模型尾腔長度和直徑對尾支撐干擾試驗結果影響。

圖14 支撐干擾有、無假支桿試驗相片Fig.14 Photos of support interference with or without dummy sting

2.3.1 尾腔壓力測量位置

對于船尾型大型飛機試驗模型來說，FL-26風洞有2種支撐干擾試驗方式。一種是尾撐試驗不扣除尾腔壓力對軸向力影響，尾腔壓力測量結果主要用于監(jiān)視系統(tǒng)工作狀態(tài)；相應地，在支撐干擾試驗時，假支桿不布置底壓測量管，不扣除尾腔壓力影響。國外部分風洞如HST有時也采取這種試驗方式，前提假設是尾撐試驗和支撐干擾試驗時模型尾腔壓力基本一致。而歐洲ETW風洞采用另外一種支撐干擾試驗方式，即尾撐試驗時扣除尾腔壓力對軸向力影響，底部面積取模型尾腔截面積；支撐干擾試驗時，假支桿伸進模型尾腔，測量尾腔壓力分布并扣除其對軸向力影響。

為更準確地扣除尾撐阻力系數干擾量，C919飛機和寬體客機一般采用第2種試驗方式，但前期C919飛機試驗研究結果表明：尾撐試驗和支撐干擾試驗的尾腔壓力分布在迎角較大時存在明顯差異，對軸向力影響量最大到10個阻力單位。分析認為，支撐干擾試驗時的尾腔壓力測量位置可能是導致兩者壓力分布差異的一個因素。因此，本文開展了測量位置對尾腔壓力分布測量結果的影響，測量點布置在假支桿上，分別位于模型尾腔內50、100、150 mm,用D表示。

圖15給出了寬體客機模型在支撐干擾試驗時不同測量位置對尾腔壓力系數(Cpb)分布測量結果的影響。從圖中不難看出，Ma=0.85時3種測量位置的底部壓力系數測量結果差異較小，對尾撐阻力干擾量幾乎沒有影響。其他馬赫數與馬赫數Ma=0.85規(guī)律一致。因此，寬體客機支撐干擾試驗尾腔壓力分布測量位置伸入尾腔內部50 mm即可。

圖15 測量位置對尾腔壓力分布測量結果影響Fig.15 Effect of measuring position on tail cavity pressure distribution

2.3.2 假支桿長度影響

理論上，支撐干擾試驗時假支桿伸進模型尾腔內的長度應與尾撐試驗時一致，但模型內部空間結構通常限制了假支桿的伸入長度，且假支桿伸進模型尾腔內越長，試驗過程中越容易發(fā)生碰撞。另一方面，若假支桿伸入模型尾腔內過短，將會導致模型尾部流場模擬失真，對支撐干擾量產生較大影響。因此，本文研究了假支桿伸入模型尾腔內長度對尾撐干擾量結果的影響。

圖16給出了不同幾何尺寸規(guī)格的假支桿相片，通過組合可以實現伸入模型尾腔內長度L分別為150、100、50 mm，假支桿直徑有58、64、70、76 mm這4種規(guī)格。

圖17～圖19依次給出了馬赫數為0.5、0.85、 0.92支撐干擾試驗時假支桿伸入模型尾腔長度對尾撐干擾量升力系數、阻力系數和俯仰力矩系數ΔCL、ΔCD和ΔCm影響。其中，Ma=0.85時研究了3種長度的影響，Ma=0.5、0.92時研究了2種長度的影響。

從圖17～圖19中可以看出，Ma=0.5、0.92時伸入150 mm和50 mm尾撐干擾量差異很小，在工程應用上可以認為2種結果一致。Ma=0.85時， 長度為100 mm和50 mm尾撐干擾量差異較小，長度為150 mm尾撐干擾量在線性段(迎角3°以內)與100、50 mm基本一致，氣流分離后力矩、阻力干擾量存在差異。分析認為：這一現象有可能是試驗模型狀態(tài)的細微差異導致氣流分離后重復性精度變差引起的。但總體來看，在各個馬赫數下假支桿伸入模型尾腔50 mm與伸入150 mm的尾撐干擾量基本一致，支撐干擾試驗時假支桿伸入模型尾腔內50 mm即可獲取可靠的支撐干擾結果。

圖16 不同幾何尺寸規(guī)格的假支桿相片Fig.16 Dummy sting photo of different geometric sizes

圖17 假支桿伸入模型尾腔內長度對尾撐干擾量影響(Ma=0.5)Fig.17 Effect of length of dummy sting extending into the tail cavity of model on the amount of supporting interference (Ma=0.5)

圖18 假支桿伸入模型尾腔內長度對尾撐干擾量影響(Ma=0.85)Fig.18 Effect of length of dummy sting extending into the tail cavity of model on the amount of supporting interference (Ma=0.85)

2.3.3 假支桿直徑影響

由于支撐干擾試驗對模型、支撐安裝位置關系要求較高，各環(huán)節(jié)的累積安裝誤差會引起模型尾腔與假支桿相對位置關系發(fā)生變化，導致假支桿與模型尾部各方向間隙不均勻，加之支撐與模型尾腔間隙有限，試驗過程中模型的輕微抖動就有可能引起與假支桿的碰撞。為保證試驗順利進行，通常的做法是減小模型尾腔內假支桿直徑，增加其與模型尾部間隙。但是，模型尾腔內假支桿直徑對支撐干擾量的影響尚需開展研究，以確定這種試驗方式的科學性，為支撐干擾量的修正提供參考。本文研究了4種直徑的假支桿對尾撐干擾量結果的影響。

圖19 假支桿伸入模型尾腔內長度對尾撐干擾量影響(Ma=0.92)Fig.19 Effect of length of dummy sting extending into the tail cavity of model on the amount of supporting interference (Ma=0.92)

圖20給出了Ma=0.85時，伸入模型尾腔內假支桿直徑?為76、70、64、58 mm的尾撐干擾量。從圖中可以看出，假支桿直徑對尾撐的升力系數干擾量(ΔCL)影響不大，線性段的影響量在0.005 左右，對阻力系數干擾量(ΔCD)影響量基本在5～8個阻力單位，但俯仰力矩系數干擾量(ΔCm)影響較為明顯，且規(guī)律性較強。當假支桿直徑由76 mm變化到58 mm時，線性段的俯仰力矩影響量約為0.018，假支桿直徑越小，俯仰力矩修正量越大。因此，鑒于假支桿直徑對支撐干擾量有較為明顯影響，且阻力影響量不易準確修正，在支撐干擾試驗時一般不建議減小伸入模型尾腔內假支桿直徑。確有需要減小假支桿直徑時，需要對支撐干擾試驗結果的阻力和俯仰力矩系數進行仔細的修正。

圖20 假支桿伸入模型尾腔內直徑對尾撐干擾量影響(Ma=0.85)Fig.20 Effect of diameter of dummy sting extending into the tail cavity of model on the amount of supporting interference (Ma=0.85)

2.4 洞壁干擾修正

圖21給出了Ma=0.85時寬體客機在FL-26風洞全模試驗段修正洞壁干擾前后的氣動特性系數CL、CD和Cm對比。表3給出了洞壁干擾修正前后的馬赫數和迎角對比，表4給出了寬體客機試驗模型的縱向氣動特性洞壁干擾修正量。其中，表4洞壁干擾影響量為修正前減去修正后結果所得，且忽略迎角修正的影響。

圖21 寬體客機模型洞壁干擾修正氣動特性對比(Ma=0.85)Fig.21 Wide-body aircraft model aerodynamic characteristics comparison between corrected wall interference and uncorrected (Ma=0.85)

結果表明，對寬體客機試驗模型而言，FL-26風洞全模試驗段洞壁使模型迎角偏大，馬赫數偏低?？傮w來看，洞壁干擾對試驗模型升力(CL)、阻力(CD)和俯仰力矩系數(Cm)影響均較小，升力系數影響量在0.002以內，阻力系數影響量在大部分迎角下小于一個阻力單位，這種量級差異基本屬于FL-26風洞分辨能力的極限。洞壁存在使模型產生抬頭力矩，影響量在0.002 5以內，與國軍標規(guī)定的重復性誤差帶寬相當，但在FL-26風洞分辨能力以內。

分析認為寬體客機模型在FL-26風洞洞壁干擾較小原因主要有2點：一是試驗模型縮比嚴格控制，零迎角堵塞度在1%以內，翼展不超過試驗段寬度的65%；二是寬體客機試驗模型迎角較小，在巡航馬赫數附近試驗迎角一般低于8°。因此，由于洞壁干擾試驗準備、實施比較復雜，而洞壁干擾影響量整體較小，在寬體客機氣動布局顯著變化前，可沿用現有的洞壁干擾修正結果。

表3洞壁干擾修正前后的馬赫數和迎角對比

Table3ComparisonofMachnumberandangleofattackbetweencorrectedwallinterferenceanduncorrected

UncorrectedCorrectedMaα/(°)Maα/(°)0.8498 -2.21 0.851-2.210.8504 0.48 0.8520.470.8496 1.89 0.8511.840.8501 2.61 0.8522.540.8493 3.27 0.8513.20.8498 4.54 0.8514.450.8493 5.75 0.855.650.8490 6.84 0.856.73

表4寬體客機模型洞壁干擾修正量(Ma=0.85)

Table4Wallinterferencecorrectionofwide-bodyaircraft(Ma=0.85)

α/(°)ΔCLΔCDΔCm-2.21 -0.000320.000060.000490.48 0.000460.000050.000061.89 0.000610.000040.001822.61 0.001590.00010.002053.27 0.001240.000080.002424.54 0.001160.00010.00185.75 0.00040.000040.001736.84 0.001440.000180.00144

2.5 模型變形影響修正

本文對寬體客機試驗模型的變形影響進行修正。首先，應用改進后的VMD系統(tǒng)測量試驗模型在不同迎角下的實時變形量，然后利用CFD方法獲取寬體客機試驗模型變形前后的氣動特性。由于試驗模型變形量較大的部分主要是機翼，主要針對機翼進行變形影響修正。

圖22給出了馬赫數Ma=0.85，雷諾數Re=5×106，速壓Q=54 kPa 時寬體模型機翼在不同迎角下的扭轉角和彎曲變形量。

圖22 寬體客機模型機翼在不同迎角下的變形量Fig.22 Deformation of wide-body aircraft model wing at different angles of attack

結果表明，機翼上反變形量隨試驗迎角增加呈增大的變化趨勢，且沿展向逐漸變大，最大變形量約為22 mm。機翼在正迎角下產生負扭轉角變形，隨試驗迎角增加，模型扭轉角變形量呈增大的變化趨勢；剖面的扭轉角變形量沿展向增大，但在翼梢附近增速趨于平緩，最大變形量在翼梢附近，約為-1.9°。

圖23 寬體客機模型變形前后的氣動特性對比曲線(Ma=0.85)Fig.23 Curves of aerodynamic characteristics comparison before and after deformation of wide-body aircraft model(Ma=0.85)

分析認為，機翼模型在風洞試驗中受載變形，產生負的扭轉角，當地迎角降低，且越靠近翼梢機翼變形量越大，外翼部分和機翼后緣升力損失較大，由此導致整個機翼的升力系數降低及俯仰力矩增加。此外，隨試驗迎角增加，機翼模型承受的氣動載荷變大，模型變形量相應增加，升力系數的損失較小迎角時變大，俯仰力矩增量也相應變大，導致模型變形后升力線斜率減小，焦點前移。在正迎角下，阻力系數減小的主要原因是，機翼產生負的扭轉角變形后，升力系數的降低引起等迎角下升致阻力的降低；同時，機翼剖面的當地迎角降低后會導致翼剖面型阻減小。

表5 模型變形前后導(系)數對比Table 5 Derivative(coefficient) comparison before and after model deformation

2.6 浮阻影響修正

針對寬體客機固定雷諾數為5×106試驗特點，在每個特定馬赫數的試驗總壓下專門進行流場校測，以精確開展浮阻影響修正。同時，對試驗模型體積采用分部件按截面積積分方式計算獲取，可靠性優(yōu)于傳統(tǒng)估算。圖24給出了寬體客機模型在常壓和固定雷諾數為5×106時浮阻影響修正量Cf對比曲線。

結果表明，2種浮阻估算結果在馬赫數較高時差異不大，但在低亞聲速時差異較明顯，可達到1個阻力單位。引起這一現象主要原因是，高馬赫數時固定雷諾數為5×106和常壓的試驗總壓差異不大，而在低亞聲速時兩者試驗總壓差異明顯，可達2倍多。此外，馬赫數為0.85時寬體客機試驗模型在FL-26風洞全模試驗段浮阻修正量約為7個阻力單位，必須予以修正。

圖24 寬體客機模型不同速壓下浮阻影響量Fig.24 Effect of buoyancy drag on different speeds of wide-body aircraft model

2.7 風洞試驗基準數據

對寬體客機試驗模型的原始數據經平均氣流偏角、支撐干擾、洞壁干擾、模型變形及浮阻修正后得到風洞試驗基準數據，基此可進一步開展動力影響、雷諾數效應及靜氣動彈性等相關性修正，用以評估寬體客機飛行氣動特性。

圖25給出了寬體客機試驗在巡航馬赫數為0.85 時原始數據和經修正的風洞試驗基準數據對比曲線，表6給出了寬體客機模型原始數據與修正后數據的導(系)數。

從圖25和表6中可以看出，風洞試驗原始數據經系列修正后，巡航附近氣動特性影響較小，最大升阻比和巡航效率基本不變，升力線斜率增大0.004 3， 縱向靜穩(wěn)定性增強，焦點后移0.034 6bA。 影響焦點后移的主要因素是模型變形影響。此外，洞壁干擾和支撐干擾對飛機模型焦點也有一定的影響。

圖25 寬體客機模型試驗數據修正前后氣動特性對比Fig.25 Comparison of aerodynamic characteristics before and after correction of wide-body aircraft model test data表6 寬體客機模型原始數據與修正后的數據Table 6 The original data and corrected data of wide-body aircraft model

ItemCαLα0/(°)CDminCm0CCLmKmaxOriginal0.1302-0.840.02210.058-0.194515.2Corrected0.1345-0.780.02310.081-0.229115.2

3 結 論

1) 應用本文發(fā)展的方法對寬體客機高速風洞試驗數據進行系統(tǒng)修正，可以獲取可靠、干凈的風洞試驗基準數據。

2) 支撐干擾試驗時，尾腔壓力分布測量位置和假支桿長度伸入模型尾腔50 mm即可獲取可靠的支撐干擾試驗結果；不建議減小模型尾腔內假支桿直徑進行支撐干擾試驗。

3) 洞壁干擾對試驗模型的升力、阻力和俯仰力矩系數影響均較小，建議在寬體客機氣動布局顯著變化前，沿用現有的洞壁干擾修正結果。

4) 試驗模型變形對寬體客機氣動特性影響比較明顯，Ma=0.85時升力線斜率減小0.005左右，縱向靜穩(wěn)定性變弱，焦點前移0.021bA，必須對風洞試驗數據進行模型影響修正。