周楨堯，呂飛，周斌，楊釗

1. 航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院，西安 710089

2. 陜西飛機工業(yè)有限責(zé)任公司，漢中 723213

3. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

層流流動流體微團保持相互平行的層狀運動，流體的橫向摻混僅由分子熱運動產(chǎn)生，流體微團間的熱交換及能量輸運遠低于湍流[1]，宏觀上表現(xiàn)為相同雷諾數(shù)下，層流流動摩擦阻力遠小于湍流流動摩擦阻力。Schrauf[2]和Thibert等[3]對現(xiàn)代寬體客機研究發(fā)現(xiàn)，摩擦阻力約占全機總阻力45%～50%，對于波音737、空客A-320等稍小的民用支線飛機摩擦阻力占比更大[4]。隨著后掠翼、超臨界翼型、翼梢小翼等技術(shù)在現(xiàn)代飛機設(shè)計中廣泛應(yīng)用，跨聲速激波阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力等方面已基本發(fā)展至最優(yōu)水平，因此旨在降低摩擦阻力的層流減阻技術(shù)被認為是唯一具有減阻潛力的跨聲速民機減阻研究方向[5]。

自20世紀80年代起，美國和歐盟在自然層流機翼和混合層流機翼方面進行了大量的理論研究、風(fēng)洞試驗驗證和飛行試驗驗證[6]，在邊界層轉(zhuǎn)捩機理研究、數(shù)值模擬邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測[7-10]、邊界層轉(zhuǎn)捩探測手段、層流流動控制技術(shù)以及飛行驗證試驗方面取得長足的進展，同時隨著現(xiàn)代工業(yè)的發(fā)展，機體加工制造水平能夠滿足層流流動對表面波紋度、光潔度要求，Honda Jet輕型公務(wù)機的成功研制，標志著層流減阻技術(shù)已具備工程應(yīng)用價值[11-12]。國內(nèi)層流減阻研究尚處在理論研究及風(fēng)洞試驗階段，20世紀90年代起，西北工業(yè)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)等進行了較為詳細的超臨界自然層流翼型設(shè)計思想、優(yōu)化設(shè)計方法和風(fēng)洞試驗等層流減阻技術(shù)探索性研究[13-14]，近年來在設(shè)計理論及試驗技術(shù)方面均取得了一定進展[15-21]，但大都限于層流技術(shù)的機理研究或小尺度構(gòu)型的層流減阻試驗，與歐美在波音757、空客A-340等大型民機上進行的高雷諾數(shù)飛行試驗驗證水平尚存在較大差距。層流飛行試驗方面，國內(nèi)目前尚處于空白階段，主要制約因素為缺少適合改裝的驗證載機平臺，因此類似于美國X系列驗證機發(fā)展思路，針對層流驗證的具體試驗?zāi)康?，新研一款氣動布局、飛行性能、加工工藝等與之相適應(yīng)的飛行驗證機，是檢驗、驗證中國層流減阻理論研究成果最具說服力的手段。

縱觀國外自然層流驗證試驗主要研究思路，風(fēng)洞試驗中能夠系統(tǒng)地對壓力分布、轉(zhuǎn)捩位置、阻力系數(shù)進行測量，但在飛行試驗中受限于載機平臺僅能對轉(zhuǎn)捩位置進行測量，無法直接測量阻力。本文通過創(chuàng)新性設(shè)計一款起飛重量1 t量級的雙機身π形尾翼布局自然層流無人驗證機，在中央待測翼段后方布置阻力耙及紅外、壓力敏感涂料(PSP)攝像吊艙，可在飛行試驗中直接對阻力、壓力分布、轉(zhuǎn)捩位置進行測量，并針對地面風(fēng)洞試驗方法進行了合理改進，形成了一套風(fēng)洞試驗、飛行試驗相互關(guān)聯(lián)、互為印證的自然層流減阻效果驗證方法，在此基礎(chǔ)上詳細分析了驗證翼段弦長、展長、安裝位置、安裝角等關(guān)鍵布局參數(shù)對飛行試驗效能及驗證機本體氣動特性的影響，完善了驗證機初步布局方案。

1 層流翼型減阻驗證方法

1.1 層流翼型減阻效果判定方法

學(xué)界關(guān)于層流減阻機理已研究透徹，如需對層流翼型的減阻效果進行量化，首先需要明確減阻判定方法。國內(nèi)外研究廣泛采取的層流翼型減阻效果判定方法主要有自由轉(zhuǎn)捩與全湍對比法和相同升力系數(shù)對比法。

1.1.1 自由轉(zhuǎn)捩與全湍對比法

層流翼型減阻機理是維持層流區(qū)、減小摩擦阻力。翼型設(shè)計時有時會通過層流翼型相同迎角自由轉(zhuǎn)捩阻力特性與全湍阻力特性進行對比，量化層流翼型減阻效果。這種對比方法旨在保持同一翼型的基礎(chǔ)下，僅引入轉(zhuǎn)捩位置單一變量，試圖得到層流、湍流不同流態(tài)的摩擦阻力差異，說明層流流動減阻效果。

該方法雖然可以量化翼型不同流態(tài)阻力差量，但該量值并不能真實反映層流翼型在工程應(yīng)用中的減阻效果，原因如下。

其一，在較大雷諾數(shù)時，設(shè)計點附近流動轉(zhuǎn)捩對邊界層外流動影響較小，相同迎角翼型自由轉(zhuǎn)捩與前緣固定轉(zhuǎn)捩壓力分布形態(tài)接近，沿翼型表面積分得到的壓差阻力近似不變，該阻力差量即層流、湍流不同流態(tài)的摩擦阻力差異。但在較小雷諾數(shù)狀態(tài)下，流動轉(zhuǎn)捩將會使邊界層厚度明顯改變，邊界層外流動感受到的無粘邊界不同，導(dǎo)致翼型壓力分布變化較大，從而壓差阻力相應(yīng)變化，得到的阻力不再完全表征摩擦阻力變化量。

其二，即使是未采用層流設(shè)計理念設(shè)計的翼型在巡航設(shè)計點也會存在一定的層流區(qū)而非全湍流態(tài)，且實際應(yīng)用中不會存在全湍狀態(tài)使用層流翼型的不合理情形，因此使用自然轉(zhuǎn)捩阻力特性與前緣轉(zhuǎn)捩結(jié)果對比，并不能表征層流翼型在工程實際應(yīng)用中的減阻效果。

綜上可知自由轉(zhuǎn)捩與全湍對比法僅可作為層流翼型設(shè)計過程中的一項參考，并不能準確量化實際工程應(yīng)用中層流減阻收益。

1.1.2 相同升力系數(shù)對比法

實際工程應(yīng)用中，以典型的跨聲速民機減阻為例，現(xiàn)成熟的運營型號均已廣泛應(yīng)用超臨界翼型，精細化設(shè)計的超臨界翼型已使得設(shè)計點激波阻力、壓差阻力優(yōu)化至極佳水平，隨層流翼型研究深入開展發(fā)現(xiàn)，為抑制T-S波失穩(wěn)轉(zhuǎn)捩，需在翼型前緣上表面維持一定的順壓梯度，超臨界飛行時可能會以弱激波形式壓力恢復(fù)，實際的層流翼型減阻效果需綜合權(quán)衡層流區(qū)延長帶來的摩擦阻力收益與激波阻力(壓力恢復(fù))損失[22]。因此，通過相同設(shè)計升力系數(shù)下層流翼型與傳統(tǒng)超臨界翼型的阻力對比，更能直接反映出實際工程應(yīng)用中的層流翼型減阻效果。

工程上翼型優(yōu)化設(shè)計時，常采用相同升力系數(shù)對比法，保證優(yōu)化前后翼型的設(shè)計點、設(shè)計約束相同，比較其氣動特性差異。若使用此方法量化層流翼型減阻效果，最關(guān)鍵的因素為必須選擇具有說服力的層流翼型與對比翼型，對比翼型應(yīng)能夠代表精細化設(shè)計但未采用層流設(shè)計理念的典型高效翼型，層流翼型應(yīng)保持設(shè)計點及主要設(shè)計約束與對比翼型相同。

1.2 自然層流翼型減阻效果驗證方法

為給出具有實際工程參考意義的層流翼型減阻效果量化數(shù)據(jù)，采用相同設(shè)計升力系數(shù)對比法，在相同飛行高度(H=8 km)、巡航速度(Ma=0.70)、現(xiàn)代民機典型設(shè)計升力系數(shù)(CL=0.5)狀態(tài)，對比需驗證的層流翼型與傳統(tǒng)翼型氣動特性差異。

基于相同升力系數(shù)法，本文提出一套包含風(fēng)洞試驗和飛行試驗的自然層流翼型減阻驗證試驗設(shè)計概念方案。通過對傳統(tǒng)風(fēng)洞試驗方法適應(yīng)性改進，在測量待測翼型轉(zhuǎn)捩位置、壓力分布、設(shè)計點阻力同時，對飛行試驗驗證機驗證翼段氣動布局參數(shù)設(shè)計合理性進行驗證；通過飛行試驗中獲取的真實大氣實測數(shù)據(jù)與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)相互對比印證。

1.2.1 風(fēng)洞試驗概念方案設(shè)計

測量翼型轉(zhuǎn)捩位置、阻力的風(fēng)洞試驗技術(shù)已發(fā)展成熟，但本風(fēng)洞試驗設(shè)計作為本文所述層流減阻效果驗證試驗的初步環(huán)節(jié)，試驗設(shè)計時除了需要保證待測量的精確測量外，由于后續(xù)還規(guī)劃有驗證機飛行試驗，還需對飛行驗證中的驗證翼段設(shè)計以及測試方法合理性進行檢驗，以降低驗證機飛行試驗的技術(shù)風(fēng)險。因此，本風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ筒⑽床捎贸Ｒ?guī)直通風(fēng)洞洞壁的等直翼段，而是采用了驗證機局部縮比模型，轉(zhuǎn)捩位置及阻力測量手段也與飛行試驗保持一致。

試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計方面，采用如圖1所示僅含驗證翼段及兩側(cè)半機身的1∶6.25驗證機局部縮比模型。選擇該模型的主要優(yōu)勢為：① 相對傳統(tǒng)等直翼段，除可完成中央待測翼段轉(zhuǎn)捩位置、阻力測量外，還可檢測雙機身對待測翼段流場的干擾情況，檢驗待測翼段是否存在穩(wěn)定的二維流動區(qū)，判斷驗證機中央待測翼段布局參數(shù)設(shè)計是否合理; ② 相對全機縮比模型，除去外翼段及2個外側(cè)半機身等與待測翼段流動轉(zhuǎn)捩無關(guān)的部件，能夠在不影響上述轉(zhuǎn)捩探測及布局參數(shù)合理性驗證情況下，盡可能增大模型比例及待測翼段縮比后弦長，在有限風(fēng)洞尺寸試驗條件下盡量模擬真實飛行雷諾數(shù)。

圖1 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ褪疽鈭D

轉(zhuǎn)捩位置測量方面，采用紅外熱成像方法進行轉(zhuǎn)捩探測，并采用PSP方法測量待測驗證翼段上表面壓力分布，與轉(zhuǎn)捩位置相互印證。

轉(zhuǎn)捩探測是層流減阻驗證試驗的關(guān)鍵，目前國內(nèi)外廣泛采用的邊界層轉(zhuǎn)捩測量方法主要有萘升華法[23]、油膜干涉法、脈動壓力測量法[24]、熱膜測量法[25]、紅外測量法[26-27]和溫敏漆(TSP)測量法[28]。紅外測量法利用層流邊界層與湍流邊界層換熱率存在較大差異，層流區(qū)、湍流區(qū)表面存在溫差，紅外輻射量有所差異，對待測表面紅外輻射量進行成像探測,判斷流動轉(zhuǎn)捩發(fā)生位置。紅外測量法近些年得到迅速發(fā)展，憑借非接觸、全域測量的優(yōu)勢，已得到廣泛應(yīng)用，具有較高的技術(shù)成熟度。此外，該方法待測表面處理工藝簡單，僅需進行加熱處理，探測設(shè)備也僅有小型化的紅外光學(xué)相機，易于在飛行試驗驗證機上布置。

自然層流翼型設(shè)計思想主要是通過維持有利順壓梯度，抑制T-S波增長，從而推遲流動轉(zhuǎn)捩發(fā)生，通過壓力分布也可印證轉(zhuǎn)捩測量結(jié)果，因此風(fēng)洞試驗及飛行驗證試驗中，也將對待測翼面上表面壓力分布進行測量。風(fēng)洞試驗中通過測壓孔測量表面壓力的技術(shù)已十分成熟，但測壓孔會破壞待測翼面完整性、誘發(fā)流動轉(zhuǎn)捩，且飛行試驗無人驗證機難以布置測壓孔方法相應(yīng)測試設(shè)備。敏感涂料測壓技術(shù)(PSP)利用涂在被測翼段表面上壓力敏感涂料發(fā)光強度變化，使用光學(xué)方法測量表面壓力分布，是一種非接觸壓力分布測量方法，可有效避免傳統(tǒng)測壓方法測壓孔可能誘發(fā)的流動轉(zhuǎn)捩，且待測翼面僅需簡單的壓敏漆噴涂處理，測量設(shè)備僅為小型化的PSP光學(xué)相機，易于在驗證機上布置，十分適合飛行驗證中的表面壓力分布測量。為保證風(fēng)洞試驗、飛行試驗測量數(shù)據(jù)一致性較好，本風(fēng)洞試驗設(shè)計也采用PSP方法測壓，僅在靠近機身處設(shè)置少量測壓孔，用以校驗PSP方法測壓準確性，試驗裝置如圖2所示。

圖2 PSP測量試驗照片

翼段剖面阻力測量采用遠場法。阻力測量方法主要有遠場法與測力天平方法。本試驗設(shè)計方案試驗?zāi)Ｐ筒捎抿炞C翼段及雙側(cè)半機身縮比模型，若采用測力天平進行測量，測得結(jié)果是包含雙側(cè)半機身干擾區(qū)的三維翼段氣動力結(jié)果，無法體現(xiàn)二維翼型氣動特性。遠場法根據(jù)動量守恒原理，通過在待測翼段下游布置尾跡耙測量某截面處總壓、靜壓，獲得該截面的動量損失，再對動量損失進行積分獲得翼型阻力。因此，由于遠場法只針對對稱面處一個截面展開測量，若該截面處能夠保持穩(wěn)定的二維流動，其測量結(jié)果即反映二維翼型阻力特性，阻力測量尾流耙如圖3所示。

圖3 阻力測量尾流耙

依據(jù)“相同設(shè)計升力系數(shù)對比”試驗設(shè)計思想，需對比層流翼型、對比翼型相同設(shè)計升力系數(shù)下氣動特性，由于轉(zhuǎn)捩探測試驗僅能固定迎角采集數(shù)據(jù)，風(fēng)洞試驗設(shè)計時，需首先通過計算流體力學(xué)手段分別解算出二者設(shè)計升力系數(shù)對應(yīng)機身迎角，該迎角即安裝對應(yīng)待測驗證翼段的驗證機在設(shè)計點巡航狀態(tài)配平后的機身迎角，具體設(shè)計方法將在第2節(jié)驗證機驗證翼段布局設(shè)計部分中進行詳述。

1.2.2 飛行試驗驗證方法

國外已進行的自然層流飛行試驗，多采用現(xiàn)有飛機增加翼套改裝方式進行。如美國NASA在波音757右發(fā)動機外翼段安裝層流翼套驗證大型民用飛機上維持穩(wěn)定層流流動的可能性、在F-111及F-14變后掠機翼安裝層流翼套驗證后掠角對自然層流翼型轉(zhuǎn)捩影響；歐洲空客公司在A-340外翼段分別安裝GKN和薩博公司采用不同理念設(shè)計制造的層流翼套進行層流驗證研究；法國達索公司也在福克-50飛機垂尾上安裝層流翼段進行了自然層流飛行試驗研究。國外自然層流飛行試驗研究進展如圖4所示[2]。

圖4 國外自然層流飛行試驗情況[2]

采用現(xiàn)有載機平臺通過翼套改裝進行自然層流驗證，優(yōu)勢在于載機平臺技術(shù)成熟度高，技術(shù)風(fēng)險小，但也存在如下不利因素：① 翼套尺寸、后掠角、相對厚度等設(shè)計受載機機翼約束較大;② 測試手段僅能通過改裝布置攝像機拍攝翼套層流區(qū)范圍，無法進行阻力測量;③ 為滿足馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等試驗條件，對載機平臺的巡航速度、機翼弦長等有一定要求，可供驗證使用的高亞聲速載機平臺獲得及使用成本較高。

中國的自然層流減阻研究現(xiàn)狀為：理論研究已經(jīng)成熟，地面風(fēng)洞試驗手段也已發(fā)展，亟待飛行試驗手段對層流減阻效果進行驗證，并對CFD數(shù)值模擬、風(fēng)洞試驗、飛行試驗數(shù)據(jù)進行相容性分析，發(fā)展一套可靠的層流減阻設(shè)計試驗驗證體系。由于目前國內(nèi)尚無可用于自然層流技術(shù)飛行試驗驗證的成熟載機平臺，本文擬根據(jù)飛行驗證條件要求，設(shè)計一款1 t量級無人驗證機完成飛行試驗驗證。

驗證機采用如圖5所示雙機身π形尾翼布局，兩機身內(nèi)側(cè)布置可更換待測等直翼段，π形尾翼平尾端部吊艙內(nèi)安裝紅外熱像轉(zhuǎn)捩探測相機及PSP光學(xué)相機，用于轉(zhuǎn)捩探測及壓力分布測量。機身尾段通過水平撐桿固定尾跡耙，進行剖面阻力測量。

圖5 自然層流驗證機

類似于風(fēng)洞試驗，飛行試驗將在驗證機驗證翼段達到目標雷諾數(shù)條件(Ma=0.70，H=8 km，Re=107)，保持定常直線水平飛行時，對驗證翼段上表面層流區(qū)、壓力分布、翼型剖面阻力進行測量(層流翼段、對比翼段分別進行測量)。驗證翼段右半部分內(nèi)部布置有加熱裝置、表面噴涂高反射率涂料，測試時保證氣流與機翼表面存在一定溫差，通過平尾吊艙中紅外熱像相機拍攝驗證翼段右部上表面邊界層流動，探測邊界層紅外輻射情況，判斷轉(zhuǎn)捩位置。驗證翼段左半部分噴涂壓力敏感涂料，使用指定波長的光源照射涂層，通過平尾吊艙中安裝的CCD相機等光強檢測設(shè)備拍攝驗證翼段左側(cè)上表面熒光圖像，分析圖像明暗獲得壓力脈動，測得翼型上表面壓力分布，測量需避免雜光干擾，因此應(yīng)在夜間進行飛行試驗。通過布置于待測翼段后方對稱面處的尾跡耙測量翼段截面尾跡區(qū)總壓、靜壓，積分得到翼型阻力。

由空氣動力學(xué)及飛行力學(xué)知識可知，驗證機在特定待測飛行試驗條件只能以固定升力系數(shù)保持定常平飛。由于層流驗證翼段和對比驗證翼段的升力、力矩隨迎角變化特性不同，驗證機設(shè)計的關(guān)鍵為通過驗證翼段布局參數(shù)合理設(shè)計，保證在測試平飛狀態(tài)時，兩驗證翼段的當(dāng)?shù)赜欠謩e與相應(yīng)的翼型設(shè)計點迎角保持一致。

2 驗證翼段布局設(shè)計

飛行驗證試驗是檢驗新技術(shù)最具有權(quán)威性的手段，技術(shù)驗證機是飛行驗證試驗的物理依托，自然層流技術(shù)與需要實現(xiàn)大范圍層流流動的驗證翼段表面形狀、表面粗糙度以及部件之間的相對位置、氣動干擾等因素密切相關(guān)，為達到飛行試驗驗證目標，需對驗證翼段關(guān)鍵布局參數(shù)進行精細設(shè)計。

2.1 驗證翼段平面布局參數(shù)設(shè)計

為對比驗證層流翼型及傳統(tǒng)翼型阻力特性差異，驗證翼段采用無后掠角的矩形等直翼面，驗證翼段平面布局參數(shù)為驗證翼段弦長、驗證翼段展長以及驗證翼段相對機頭安裝位置。

2.1.1 驗證翼段弦長設(shè)計

驗證翼段弦長參數(shù)選取，需保證在飛行驗證條件下，驗證翼段當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)需達到驗證標準與風(fēng)洞試驗雷諾數(shù)保持一致，從而合理驗證層流翼型減阻效果以及飛行試驗、地面風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)相關(guān)性。

本文所述飛行試驗驗證翼段目標雷諾數(shù)為107～1.2×107，驗證機目標飛行高度為8 km，巡航速度為Ma=0.7，為使上述飛行狀態(tài)下驗證翼段能夠達到目標雷諾數(shù)，由雷諾數(shù)計算公式反解得，特征長度應(yīng)為1 440 mm。針對無后掠矩形驗證翼段，特征長度即為驗證翼段弦長，故選取弦長為1 440 mm。

2.1.2 驗證翼段展長設(shè)計

驗證翼段展長參數(shù)選取，需保證在驗證翼段中部產(chǎn)生足夠范圍反映待測翼型特性的二維流動區(qū)域，從而對待測翼型的層流區(qū)范圍、剖面阻力進行測量。本驗證機驗證翼段展長參數(shù)選取原則為：在能夠保證驗證翼段中部具有足夠二維流動區(qū)域前提下，盡量減小驗證翼段展長，理由如下。

首先，在最大起飛重量及翼載確定后，機翼面積也相應(yīng)確定。本驗證機機翼由外翼及中央翼(驗證翼段)部分共同構(gòu)成，外翼段是指兩機身外側(cè)的梯形后掠翼，驗證翼段是指兩機身之間的平直驗證翼段部分。由于需要對翼型的阻力特性進行驗證，驗證翼段必須設(shè)計為無后掠角的等直翼面，在速度達到目標馬赫數(shù)Ma=0.7巡航飛行時，驗證翼段的氣動效率相對后掠外翼段較低，故應(yīng)盡量減小等直驗證翼段的展長、機翼面積，從而提升驗證機整體氣動效率。

其次，本驗證機所需驗證的層流區(qū)范圍、阻力均是二維翼型特性，僅需選取一個二維剖面進行測量(驗證機對稱面)，即只需保證對稱面附近流動能夠反映二維翼型的氣動特性即可，過大的二維流動展向延伸范圍并不會提高測量精度。

為確定適當(dāng)?shù)尿炞C翼段展長，進行了一系列不同展弦比驗證翼段待測目標狀態(tài)下數(shù)值模擬，對其表面層流區(qū)范圍進行辨識，其中典型狀態(tài)層流區(qū)(低摩阻區(qū))計算結(jié)果如圖6和圖7所示，由其可知：

圖6 不同展弦比驗證翼段上表面摩阻系數(shù)云圖

圖7 驗證翼段對稱面低摩擦阻區(qū)百分比隨展向比變化

1) 在驗證翼段端部附近區(qū)域，流動三維效應(yīng)較強，干擾嚴重，流動很早便發(fā)生轉(zhuǎn)捩，層流特性難以維持。

2) 隨著驗證翼段展長的增加，驗證翼段對稱面內(nèi)的層流區(qū)范圍先逐步擴展，當(dāng)展長超過一定范圍時，層流區(qū)范圍不再增長保持不變。

3) 驗證翼段展弦比b/c>0.8時，對稱面剖面的層流區(qū)范圍不再隨展長變化增長，此時對稱面以處于穩(wěn)定的二維流動區(qū)域，能夠反映待測翼型的流動特性。

考慮到機身及驗證翼段之間的干擾及整流部分，本驗證機確定驗證翼段展長原則為：在保證二維等直段部分展弦比b/c=0.8的基礎(chǔ)上，兩側(cè)各保留100 mm展向空間，用于與機身的連接與整流，故最終選取等直驗證翼段展長為1 350 mm。

2.1.3 驗證翼段安裝位置設(shè)計

驗證翼段安裝位置參數(shù)選擇，需考慮3方面因素：① 雙機身與驗證翼段之間干擾；② 全機焦點與重心匹配；③ 全機俯仰力矩配平。

從機身與驗證翼段之間的干擾方面分析，驗證翼段位置應(yīng)盡量靠近機頭位置甚至伸出至機頭前方，使驗證翼段前緣處于無擾動的自由來流中。當(dāng)驗證翼段位于機身中部機頭后方時，自由來流經(jīng)過機頭處會產(chǎn)生不同程度的擾流，可能會對驗證翼段靠近機身處產(chǎn)生一定范圍的干擾。本方案驗證翼段展長參數(shù)設(shè)計時，已充分考慮機頭不利干擾(兩側(cè)各多保留100 mm展向空間)，選擇了足夠的驗證翼段展弦比，以保證對稱面附近區(qū)域在目標巡航狀態(tài)下能夠穩(wěn)定獲得足夠的二維流動區(qū)域，以供層流區(qū)范圍及阻力測量。

由于驗證翼段在飛行試驗中也會產(chǎn)生部分升力，安裝位置的改變將會導(dǎo)致全機升力分布改變，從而影響全機焦點位置和全機巡航狀態(tài)縱向靜穩(wěn)定性。因此，需選擇適當(dāng)?shù)陌惭b位置，保證驗證機重心焦點位置匹配合理、縱向靜穩(wěn)定性適中。

此外，驗證翼段作為升力面之一，安裝位置改變必將導(dǎo)致全機俯仰力矩改變，且由于本驗證機需要對驗證翼段進行更換，分別配置層流翼型等直翼段與傳統(tǒng)翼型等直翼段，二者的升力特性、力矩特性均不相同，因此驗證翼段的安裝應(yīng)保證在安裝層流翼段、傳統(tǒng)翼段時，在起降、巡航等各個飛行階段，驗證機均有足夠的配平能力。

本驗證機出于降低成本方面考慮，起落架、發(fā)動機、飛控系統(tǒng)、測量設(shè)備均根據(jù)驗證機設(shè)計要求采購貨架產(chǎn)品，外翼段、尾翼跟據(jù)驗證機巡航設(shè)計點進行設(shè)計，機身則根據(jù)起落架、燃油系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等貨架產(chǎn)品進行適應(yīng)性設(shè)計。各主要部件及系統(tǒng)的重量分布情況如表1所示。其中，驗證翼段由于需要進行替換，包含自然層流翼型翼段及對比翼型翼段2個等直翼段，由于翼型有所區(qū)別，設(shè)計出的2個等直翼段的質(zhì)量特性會有所差異，為控制試驗變量，本驗證機驗證翼段設(shè)計需通過在內(nèi)部加裝配重方式，保證兩等直翼段質(zhì)量均為60.0 kg，且翼段重心均保持在45%弦長處。

根據(jù)重心定義可得：

(1)

式中：Wi為部件質(zhì)量；xcg,i為部件重心到機頭距離(沿機身軸線方向), 代入表1中數(shù)據(jù)得：

表1 驗證機各主要部件或系統(tǒng)質(zhì)量分布

(2)

其中：xcg,test為驗證翼段重心到機頭距離(沿機身軸線方向)。由于驗證翼段重心控制在弦長45%，由此可得到驗證翼段前緣距機頭距離(沿機身軸線方向)與驗證翼段重心距機頭距離(沿機身軸線方向)關(guān)系為

xcg,test=xLE,test+45%Ctest

(3)

式中：xLE,test為驗證翼段前緣到機頭距離(沿機身軸線方向)；Ctest為驗證翼段弦長。

代入數(shù)據(jù)得：

xcg,test=xLE,test+0.648

(4)

將式(4)代入式(2)得：

(5)

由式(5)可知，全機重心距機頭沿機身軸線方向距離隨著驗證翼段前緣距機頭沿機身軸線方向距離線性變化。

使用計算流體力學(xué)手段，對驗證翼段前緣與機頭平齊至距機頭前緣1 500 mm(沿機身軸線方向)每間隔300 mm不同驗證翼段安裝位置驗證機氣動布局進行分析，計算相應(yīng)的焦點位置、巡航狀態(tài)全機(CL=0.15)俯仰力矩，并分析驗證翼段對稱面附近流動是否會被雙機身流場干擾。

CFD計算采用真實尺寸全機模型，計算網(wǎng)格采用多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，計算區(qū)域的遠場邊界流向前后各取30倍平均氣動弦長，展向和豎直方向各取為20倍，采用“H型”拓撲結(jié)構(gòu)。近壁面采用“O型”拓撲結(jié)構(gòu)，壁面第1層網(wǎng)格高度為5.0×10-6m以保證物面網(wǎng)格間距滿足Yplus=1的要求，全機附面層內(nèi)給定33個網(wǎng)格節(jié)點，并采用1.1倍分布律進行適當(dāng)加密，以提升物面附近流動的模擬精度。針對驗證翼段進行流向加密，以滿足高速狀態(tài)層流計算的要求。全機表面加流場最終總網(wǎng)格量為3 000萬量級，驗證機表面網(wǎng)格如圖8所示。

圖8 驗證機表面網(wǎng)格

不同驗證翼段安裝位置驗證機重心、焦點、巡航配平俯仰力矩計算結(jié)果如圖9～圖11所示，其中，xcg為驗證機重心相對機頭原點位置；xF為驗證機焦點相對機頭原點位置；CmcL為縱向靜移定性導(dǎo)數(shù);Cm,cru為巡航設(shè)計點(CL=0.15)俯仰力矩。

由圖9、圖10可知，驗證機焦點、重心隨驗證翼段安裝位置后移均向后線性移動；隨驗證翼段安裝位置后移，縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)由正值逐漸變?yōu)樨撝?，驗證機縱向靜穩(wěn)定性持續(xù)增加，由縱向靜不穩(wěn)定逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)榭v向靜穩(wěn)定。

圖9 重心、焦點位置隨驗證翼段位置變化圖

圖10 縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)隨驗證翼段位置變化圖

圖11 巡航設(shè)計點俯仰力矩隨驗證翼段位置變化圖

由圖11可知，在計算范圍內(nèi)，驗證機巡航狀態(tài)(CL=0.15)配平俯仰力矩均為抬頭力矩，且隨安裝位置后移配平力矩逐步減小。

本驗證機驗證翼段位置選取主要考慮重心與焦點的匹配關(guān)系，本驗證機的主要設(shè)計狀態(tài)為保持定常直線平飛巡航，不需要做大機動，故希望縱向靜穩(wěn)定性較強，以抵抗飛行中可能遇到的不利擾動。根據(jù)上述計算結(jié)果，確定驗證翼段前緣距機頭原點沿機身軸線方向距離1 200 mm，此時全機縱向靜穩(wěn)定性約為6.4%。該狀態(tài)下，巡航設(shè)計點配平俯仰力矩約為0.05，由于本驗證機需要更換配置不同翼型的驗證翼段，全機巡航狀態(tài)配平俯仰力矩并不相同，因此在驗證機氣動布局設(shè)計時，預(yù)留了較大的升降舵配平能力，完全能夠滿足俯仰力矩配平要求。

由圖12驗證翼段表面摩擦阻力系數(shù)Cf分布云圖可知，驗證機驗證翼段距機頭原點1 200 mm時，驗證翼段對稱面附近產(chǎn)生了足夠范圍的穩(wěn)定二維流動區(qū)域，對稱面附近待測區(qū)域不受機身流場干擾，滿足設(shè)計要求。

圖12 自然層流驗證翼段表面摩擦阻力系數(shù)分布云圖

2.2 驗證翼段安裝角設(shè)計

根據(jù)上述層流減阻試驗驗證設(shè)計思想，為保證層流翼段、對比翼段在H=8 km，Ma=0.70巡航測量時，驗證翼段當(dāng)?shù)赜蔷幱谙鄳?yīng)翼型各自設(shè)計迎角，需對2個驗證翼段的安裝角分別進行精細設(shè)計。

2.2.1 驗證翼段安裝角與巡航狀態(tài)當(dāng)?shù)赜顷P(guān)系

由空氣動力學(xué)及飛行力學(xué)知識可知，全機升力系數(shù)CL，可認為是迎角α=0°且驗證翼段安裝角ψtest=0°時升力系數(shù)CL0、迎角所致升力系數(shù)、驗證翼段安裝角所致升力系數(shù)、升降舵偏角所致升力系數(shù)線性疊加，即

CL=CL0+αCLα+ψtestCLψ+δeCLδe

(6)

同理，全機俯仰力矩系數(shù)Cm，可認為是α=0°且驗證翼段安裝角為零時俯仰力矩系數(shù)Cm,α=0°、迎角所致俯仰力矩系數(shù)、驗證翼段安裝角所致俯仰力矩系數(shù)、升降舵偏角所致俯仰力矩系數(shù)線性疊加，即

Cm=Cm,α=0°+αCmα+ψtestCmψ+δeCmδe

(7)

式中：Cmψ為單位驗證翼段安裝角增量引起的升力增量。

巡航飛行時需要使用升降舵對全機俯仰力矩進行配平，使Cm=0，由此可解得配平所需升降舵偏角δe為

(8)

將式(8)代入式(6)可得：

CL=A+Bα+Cψtest

(9)

其中：

A、B、C均是由驗證機布局參數(shù)及翼型配置決定的常數(shù)，與迎角α及驗證翼段安裝角ψtest無關(guān)。

驗證機在設(shè)計點固定高度、固定馬赫數(shù)巡航時，其升力系數(shù)保持設(shè)計升力系數(shù)CL,des不變，則式(9)為

CL,des=A+Bα+Cψtest

(10)

式(10)移項化簡可得：

(11)

驗證翼段當(dāng)?shù)赜铅羣est為機身迎角與驗證翼段安裝角之和，即

αtest=α+ψtest

(12)

將式(11)代入式(12)可得：

(13)

由式(13)可知，驗證翼段安裝角與配平后巡航狀態(tài)驗證翼段迎角呈線性變化關(guān)系，因此，可根據(jù)對比翼型驗證翼段、層流翼驗證翼段各自設(shè)計升力系數(shù)對應(yīng)迎角，解算出各自安裝角，下文將以對比翼型驗證翼段安裝角的確定為例進行說明，層流翼段安裝角確定與之類似。

2.2.2 驗證翼段安裝角設(shè)計

由于驗證翼段安裝角與定升力系數(shù)巡航設(shè)計點機身巡航迎角呈線性變化關(guān)系，可首先依據(jù)經(jīng)驗，選定目標驗證翼段安裝角范圍，使用計算流體力學(xué)(CFD)手段，分析最大、最小兩邊界驗證翼段安裝角所對應(yīng)的配平后機身巡航迎角，解算出相應(yīng)的驗證翼段當(dāng)?shù)赜牵俑鶕?jù)驗證翼段需飛行驗證的目標當(dāng)?shù)赜?翼型設(shè)計迎角)，線性插值得出所對應(yīng)的驗證翼段安裝角。具體步驟如下。

1) 將驗證機計算數(shù)模驗證翼段安裝角分別設(shè)置為最大最小兩邊界值，計算待測狀態(tài)(H=8 000 m，Ma=0.70)，不同迎角升力特性、俯仰力矩特性。

2) 根據(jù)升降舵效率對上述計算得到的兩邊界安裝角未配平升力線(線性段)各迎角數(shù)據(jù)進行配平，得到配平后升力系數(shù)隨機身迎角變化曲線。

3) 根據(jù)兩邊界安裝角配平后升力線，線性插值得到驗證機巡航設(shè)計點(CL=0.15)對應(yīng)驗證機巡航迎角。

4) 將兩邊界安裝角對應(yīng)驗證機巡航迎角與相應(yīng)的驗證翼段安裝角相加，得到驗證機巡航設(shè)計點(CL=0.15)定常平飛狀態(tài)所對應(yīng)的驗證翼段當(dāng)?shù)赜恰?/p>

圖13反映了對比翼型驗證翼段4°安裝角(安裝角上邊界)時，CFD計算得到的未配平升力系數(shù)CL曲線、俯仰力矩Cm曲線以及配平后升力系數(shù)CL,trim曲線,由于本驗證機驗證翼段安裝位置相對靠近機頭，巡航設(shè)計點未配平俯仰力矩為抬頭力矩，需使用升降舵下偏進行配平，此時平尾產(chǎn)生正升力，因此配平后升力線略有向上平移。由配平后升力線線性插值，可得到巡航設(shè)計點(CL=0.15)對應(yīng)驗證機巡航迎角α=0.713°，將巡航迎角疊加4°驗證翼段安裝角，可得巡航設(shè)計點驗證翼段當(dāng)?shù)赜铅羣est=4.713°。同理分析可得，對比驗證翼段0°安裝角(安裝角下邊界)時，巡航設(shè)計點驗證翼段當(dāng)?shù)赜菫?.277°。為驗證式(13)所得結(jié)果，使用相同方法分析對比驗證翼段2°安裝角氣動特性，得到巡航設(shè)計點驗證翼段當(dāng)?shù)赜菫?.506°。將上述驗證翼段當(dāng)?shù)赜桥c驗證翼段安裝角分析結(jié)果繪制成圖14，再次驗證了驗證翼段巡航設(shè)計點當(dāng)?shù)赜桥c驗證翼段安裝角呈線性變化關(guān)系。

圖13 對比翼型驗證翼段4°安裝角氣動特性

圖14 層流翼型及對比翼型升力特性

5) 得到最小驗證翼段安裝角對應(yīng)當(dāng)?shù)匮埠接羌白畲篁炞C翼段安裝角對應(yīng)當(dāng)?shù)匮埠接呛?，根?jù)相應(yīng)驗證翼段待測翼型目標當(dāng)?shù)赜蔷€性插值，得到該驗證翼段安裝角。

由圖15層流翼型及對比翼型升力特性可知，對比翼型在翼型設(shè)計升力系數(shù)CL=0.5時，對應(yīng)的設(shè)計迎角為2.95°。由圖15驗證翼段與安裝角對應(yīng)關(guān)系曲線數(shù)據(jù)線性插值，得到巡航狀態(tài)驗證翼段當(dāng)?shù)赜菫槟繕酥?.95°時，對應(yīng)的驗證翼段安裝角為1.09°。同理可得，層流翼段的驗證翼段安裝角應(yīng)為1.83°。

圖15 對比翼段不同安裝角對應(yīng)的巡航當(dāng)?shù)赜?/p>

3 風(fēng)洞試驗結(jié)果

為檢驗驗證翼段布局參數(shù)設(shè)計合理性，規(guī)劃驗證翼段轉(zhuǎn)捩探測、測壓試驗及全機測力試驗，檢驗飛行試驗效能及驗證機本體氣動特性是否符合預(yù)期。

3.1 驗證翼段轉(zhuǎn)捩探測試驗結(jié)果

驗證翼段轉(zhuǎn)捩探測試驗需要在低湍流度風(fēng)洞中完成，選擇在氣動院FL-60直流引射式風(fēng)洞進行，該風(fēng)洞試驗段截面尺寸為1.2 m×1.2 m，來流湍流度為0.3%～0.4%(0.3≤Ma≤0.8)。

自然層流翼段上表面巡航設(shè)計點Ma=0.70，Re≈1.2×106，α=1.83°，上表面轉(zhuǎn)捩探測試驗及測壓試驗結(jié)果如圖16和圖17所示。

圖17 自然層流翼段上表面壓力分布PSP測壓試驗結(jié)果

由層流翼段CFD轉(zhuǎn)捩計算結(jié)果圖12及風(fēng)洞試驗結(jié)果圖16可知，驗證翼段中部形成了穩(wěn)定的二維流動區(qū)，驗證機驗證翼段弦長、展長、安裝位置布局參數(shù)設(shè)計合理。

圖16 自然層流翼段紅外轉(zhuǎn)捩探測結(jié)果

由圖17層流驗證翼段上表面壓力分布計算結(jié)果及PSP測量結(jié)果對比可知，風(fēng)洞試驗測得的壓力分布與CFD翼型理論計算結(jié)果吻合較好，可合理外推此時待測翼段處于其設(shè)計升力系數(shù)狀態(tài)，驗證機驗證翼段安裝角設(shè)置合理。

3.2 全機測力試驗結(jié)果

全機測力試驗在氣動院FL-2暫沖式跨超聲速風(fēng)洞進行，該風(fēng)洞試驗段截面尺寸1.2 m×1.2 m，來流馬赫數(shù)Ma=0.3～2.25。

對中央驗證翼段配置層流翼型的驗證機縮比模型進行全機測力試驗，試驗條件為Ma=0.70，α=-4°～+6°。試驗結(jié)果如圖18所示。

由風(fēng)洞試驗測力結(jié)果圖18可知，風(fēng)洞試驗俯仰力矩系數(shù)隨升力系數(shù)變化曲線與驗證機設(shè)計過程中CFD計算結(jié)果在線性段范圍內(nèi)符合良好，驗證機縱向靜穩(wěn)定性約為6.26%，靜穩(wěn)定性適中，驗證翼段布局參數(shù)設(shè)計合理。

圖18 驗證機風(fēng)洞試驗升力與俯仰力矩系數(shù)測量結(jié)果

4 結(jié) 論

1) 本文基于“相同設(shè)計升力系數(shù)對比法”，開創(chuàng)性提出了一套能夠在地面風(fēng)洞試驗、飛行試驗中同時測量阻力、轉(zhuǎn)捩位置、壓力分布的自然層流翼型減阻驗證方法，風(fēng)洞試驗可起到對驗證翼段布局參數(shù)及飛行試驗測量方法驗證作用，化解技術(shù)風(fēng)險；飛行試驗與風(fēng)洞試驗測量對象構(gòu)型及測量手段一致，天地數(shù)據(jù)相關(guān)性強可相互印證。

2) 驗證機驗證翼段布局參數(shù)設(shè)計需根據(jù)待測飛行試驗狀態(tài)完成。其中，驗證翼段弦長依據(jù)目標雷諾數(shù)選??；驗證翼段展長選取需保證待測翼段對稱面附近獲得穩(wěn)定的二維流動區(qū)域；驗證翼段安裝位置與全機重心、焦點及巡航設(shè)計點配平力距呈線性變化關(guān)系，驗證機操穩(wěn)特性為安裝位置選擇的主要考慮因素；驗證翼段安裝角與巡航升力系數(shù)設(shè)計點驗證翼段當(dāng)?shù)赜浅示€性變化關(guān)系，應(yīng)根據(jù)待測翼型設(shè)計迎角，選擇相應(yīng)的驗證翼段安裝角。

3) 地面風(fēng)洞試驗結(jié)果表明，驗證機驗證翼段布局參數(shù)選擇合理，能夠滿足飛行試驗測試要求及操穩(wěn)特性要求；各布局參數(shù)設(shè)計原則正確有效。