張 暉, 范利濤

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心 低速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

風洞標模最初是檢驗風洞試驗數(shù)據(jù)長期穩(wěn)定性指標(如氣流偏角、數(shù)據(jù)重復性、數(shù)據(jù)不確定度等)的重要工具[1,2]。隨著CFD(Computational Fluid Dynamics)技術(shù)不斷發(fā)展，標模更多被用于驗證先進的CFD算法[3-8]。NASA(National Aeronautics and Space Administration)先后研發(fā)了DLR-F4[3]、DLR-F6[9]、CRM[10]等標模,并在風洞中進行試驗，利用試驗數(shù)據(jù)驗證CFD算法在阻力預測中的實用性。DNW(德-荷風洞機構(gòu))與中國航空研究院利用CAE-AVM數(shù)模研究高馬赫數(shù)下機翼變形時CFD算法的預測性能[11]。這些模型本身之間的數(shù)據(jù)相關(guān)性不強，同一模型在不同風洞間的數(shù)據(jù)比對結(jié)果相差較大[12]。

為提升試驗數(shù)據(jù)質(zhì)量，探究不同風洞之間試驗數(shù)據(jù)的相關(guān)性，進一步開展CFD驗證與確認工作，中國空氣動力研究與發(fā)展中心(CARDC)建立了大展弦比運輸機高低速統(tǒng)一標模體系[13]。CARDC低速空氣動力研究所依據(jù)發(fā)布數(shù)模，先后研制了用于FL-13風洞，縮比為1∶6.4的CHN-T1標模[14]；用于FL-17風洞(5.5m×4.0m聲學風洞)，縮比為1∶8.5的標模；用于FL-12風洞，縮比為1∶11.5的標模以及用于FL-11風洞(1.8m×1.4m風洞)，縮比為1∶32的標模。這組標模既可用來檢驗各自風洞試驗數(shù)據(jù)質(zhì)量，也可用來驗證不同風洞之間試驗數(shù)據(jù)的相關(guān)性，同時CHN-T1標模也可為CFD驗證與確認提供基準。為獲得準確的試驗數(shù)據(jù)，利用CHN-T1標模先后在FL-13風洞和DNW-LLF風洞進行了相關(guān)試驗。

1 試驗進展

1.1 風洞設(shè)備

1.1.1 FL-13風洞

FL-13風洞是一座直流式、閉口、串列雙試驗段的大型低速風洞，輪廓圖見圖1。第一試驗段寬12m、高16m、長25m，第二試驗段寬8m、高6m、長15m。每個試驗段頂壁開有9.0m×6.0m的頂門，便于模型及試驗裝置進出，其下洞壁均配有直徑Φ6m的轉(zhuǎn)盤，可在0°～360°范圍內(nèi)任意轉(zhuǎn)動。風洞由3臺品字型布局的電機提供動力源，電機總功率7.8MW。

FL-13風洞試驗在第二試驗段進行，該試驗段有效截面積47.4m2，常用試驗風速20～80m/s，最高雷諾數(shù)4.5×106。

圖1 FL-13風洞輪廓圖

1.1.2 DNW-LLF風洞

DNW-LLF風洞是一座單回流、具有2個可更換閉口試驗段的大型低速風洞，輪廓圖見圖2。每個可更換部段均包括收縮段、試驗段和擴散段。整個可更換部段長45m。最大試驗段橫截面為9.5m×9.5m，較小試驗段橫截面為8.0m×6.0m或6.0m×6.0m，對應試驗段分別稱為9.5×9.5試驗段、8.0×6.0試驗段和6.0×6.0試驗段。DNW-LLF風洞也可按開口模式運行，此時風洞配置8.0×6.0收縮段和9.5×9.5擴散段。風洞動力由1臺14MW的電機驅(qū)動恒定槳角的風扇獲得。風洞風速通過風扇轉(zhuǎn)速變化調(diào)節(jié)，風扇最大轉(zhuǎn)速225r/min。

圖2 DNW-LLF風洞輪廓圖

試驗在8.0×6.0試驗段進行，該試驗段長20m，空風洞最高風速116m/s，最高雷諾數(shù)5.3×106。

1.2 試驗模型

CHN-T1標模為下單翼、低平尾常規(guī)布局，機翼翼型為超臨界翼型，機身代表寬體客機外形。CHN-T1設(shè)計巡航馬赫數(shù)Ma∞=0.78，對應設(shè)計升力系數(shù)CL=0.5。CHN-T1外形尺寸見圖3,圖中單位為mm。CHN-T1展弦比為9.355，機翼中線后掠角23.2°，機翼參考面積2.328m2，展長4.667m，平均氣動弦長0.582m。模型力矩參考中心位于機身中線上、機頭后方1.986m處。同時，模型預留了短艙接口。

圖3 CHN-T1標模外形尺寸

在模型機翼上下表面前緣、機頭前緣、垂尾前緣、平尾上下表面前緣粘貼了鋸齒形轉(zhuǎn)捩帶以實現(xiàn)附面層固定轉(zhuǎn)捩。機翼轉(zhuǎn)捩帶厚度0.25mm，粘貼于距前緣5%弦長處；平尾、垂尾和機頭轉(zhuǎn)捩帶厚度0.40mm，平尾、垂尾轉(zhuǎn)捩帶粘貼于距前緣8%弦長處，機頭轉(zhuǎn)捩帶粘貼于距離機頭70mm處。

1.3 試驗條件

1.3.1 FL-13風洞試驗條件

CHN-T1標模在FL-13風洞進行了為期2周的測力和流動顯示試驗，測力所用天平為CARDC研制的TG-1801A天平[15]，所用支撐為特大迎角支撐系統(tǒng)+斜腹撐(見圖4)。試驗風速40、50、60和70m/s，以平均氣動弦長為參考長度的雷諾數(shù)分別為1.4×106、1.8×106、2.1×106和2.5×106。低雷諾數(shù)用于對比小風洞試驗結(jié)果，高雷諾數(shù)用于同高速風洞試驗數(shù)據(jù)對比及提供CFD驗證與確認基準。文中的對比試驗數(shù)據(jù)均在Re=2.5×106給出。試驗數(shù)據(jù)進行了洞壁干擾修正和支架干擾修正。支架干擾修正中支架量通過圖5中“背撐+假腹撐-背撐”(即④-②)獲得。試驗過程中模型迎角變化范圍為-4°～22°，側(cè)滑角變化范圍為-18°～18°。

圖4 FL-13風洞標模試驗

圖5 支架干擾修正

1.3.2 DNW-LLF風洞試驗條件

CHN-T1標模在DNW-LLF風洞進行了為期3周的測力、測力矩試驗，測力所用天平為DNW的W616天平[16]，所用支撐為尾撐系統(tǒng)+斜腹撐(見圖6)。試驗風速為40、50、60、70、80及90m/s，以平均氣動弦長為參考長度的雷諾數(shù)分別為1.4×106、1.8×106、2.1×106、2.5×106、2.9×106及3.2×106。對比試驗數(shù)據(jù)均在Re=2.5×106給出。試驗數(shù)據(jù)進行了洞壁干擾修正和支架干擾修正。支架干擾修正中支架量通過圖5中“腹撐+假背撐-背撐”(即③-②)獲得[17]。試驗過程中模型迎角變化范圍為-8°～24°，側(cè)滑角變化范圍為-18°～18°。

圖6 DNW-LLF風洞標模試驗

2 試驗結(jié)果與分析

2.1 重復性試驗結(jié)果

圖7～10和表1給出了CHN-T1標模在不同風洞中阻力和升力的重復性結(jié)果。FL-13風洞中重復性試驗進行了7次，DNW-LLF風洞中重復性試驗進行了6次。

圖7～10(a)均為單次試驗測量值與多次重復性試驗平均值的偏差，圖7～10(b)給出每次重復性試驗測量值。圖7～10(a)中橫實線為國軍標重復性精度優(yōu)秀指標2倍或3倍值。從圖中可以看出，除FL-13升力重復性試驗超出3倍值外，其余均為2倍值。此外，絕大多數(shù)偏差值落在2ΔCD和2ΔCL以內(nèi)，其中ΔCD=0.0002、ΔCL=0.001；FL-13風洞升力偏差值多數(shù)落在3ΔCL以內(nèi)。多數(shù)重復性試驗結(jié)果滿足國軍標優(yōu)秀指標要求。

圖7 FL-13風洞阻力重復性試驗結(jié)果

圖8 FL-13風洞升力重復性試驗結(jié)果

圖9 DNW-LLF風洞阻力重復性試驗結(jié)果

圖10 DNW-LLF風洞升力重復性試驗結(jié)果

σCLσCDσCmaDNW-LLF風洞0.000780.000080.0002FL-13風洞0.00220.000090.0003國軍標優(yōu)秀指標0.00100.000200.0003國軍標合格指標0.00400.000500.0012

2.2 氣動特性數(shù)據(jù)對比結(jié)果

表2和圖11給出了CHN-T1標模在FL-13風洞和DNW-LLF風洞試驗中的氣動特性數(shù)據(jù)對比結(jié)果?？梢钥闯?，標模在兩座風洞中的升力線斜率基本一致，俯仰靜穩(wěn)定裕度差異很小，可忽略不計，設(shè)計升力系數(shù)點附近(Ma=0.78,CL=0.5)的阻力系數(shù)相差在4阻力單位內(nèi)(0.0004)。兩風洞標模數(shù)值相差較大的是零升俯仰力矩系數(shù)，初步分析表明該差異與兩風洞支架干擾扣除方案不同有關(guān)。

表2 CHN-T1氣動特性Table 2 CHN-T1 aerodynamic characteristics

2.3 雷諾數(shù)影響

圖12給出了FL-13風洞中CHN-T1標模氣動特性曲線隨雷諾數(shù)(試驗風速)的變化情況。試驗結(jié)果表明，隨雷諾數(shù)增加，標模升力線斜率略有增加；設(shè)計升力點附近升力系數(shù)有所增大，阻力系數(shù)減?。桓┭隽厍€基本無變化，俯仰靜穩(wěn)定裕度基本一致，符合預期。雷諾數(shù)大于1.8×106后，CHN-T1標模臨界迎角及最大升力系數(shù)變化不大。

圖11 兩風洞CHN-T1標模氣動特性對比結(jié)果

Fig.11CHN-T1calibrationmodelaerodynamiccharacteristicscomparisonbetweentwowindtunnels

圖13給出了DNW-LLF風洞中CHN-T1標模氣動特性隨雷諾數(shù)的變化情況。試驗結(jié)果表明，隨著雷諾數(shù)增加，標模升力線斜率略有增加；設(shè)計升力點附近升力系數(shù)有所增大，阻力系數(shù)減小；俯仰靜穩(wěn)定裕度基本一致，設(shè)計升力點附近俯仰力矩系數(shù)有所增加，符合預期。雷諾數(shù)大于1.8×106后，CHN-T1標模臨界迎角及最大升力系數(shù)變化不大。Re=3.2×106時，最大升力系數(shù)出現(xiàn)明顯減小，這可能與CHN-T1標模失速附近迎角間隔較大、模型振動及馬赫數(shù)有關(guān)。雷諾數(shù)大于2.5×106后，設(shè)計升力點附近阻力系數(shù)不再隨雷諾數(shù)增加而增大。

圖12 FL-13風洞中雷諾數(shù)對CHN-T1標模氣動特性影響

Fig.12ReynoldsnumbereffectonCHN-T1calibrationmodelinFL-13windtunnel

圖13 DNW-LLF風洞中雷諾數(shù)對CHN-T1標模氣動特性影響

Fig.13ReynoldsnumbereffectonCHN-T1calibrationmodelinDNW-LLFwindtunnel

3 結(jié) 論

CHN-T1標模為CARDC高低速統(tǒng)一大展弦比運輸機標模體系中的首個標模，標模設(shè)計加工完成后，分別在FL-13風洞和DNW-LLF風洞進行了試驗。試驗結(jié)果表明，重復性試驗精度基本滿足國軍標優(yōu)秀指標要求；對比試驗結(jié)果表明標模在不同風洞中獲得的特征氣動參數(shù)相差很小，設(shè)計升力點附近阻力系數(shù)相差僅4個阻力單位；雷諾數(shù)對標模氣動特性影響符合預期。所獲得數(shù)據(jù)可作為標模體系中其他標模以及CFD驗證與評估的基準。