宽体客机高速风洞试验数据修正方法

2019-03-04刘大伟熊贵天刘洋许新陈德华

航空学报 2019年2期

刘大伟，熊贵天,*，刘洋，许新，陈德华

1. 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，绵阳 621000 2. 中国商飞上海飞机设计研究院，上海 201210

长期以来，世界的大型客机尤其是宽体客机市场主要由波音和空客两大巨头集团所垄断[1]。为打破这一垄断局面，形成三足鼎立之势，中国和俄罗斯计划联合研制宽体客机，竞争机型为空客A350飞机和波音787飞机。其基本型设计航程为12 000 km，典型巡航马赫数为0.85，最大使用马赫数为0.89，设计俯冲马赫数为0.96，对飞机气动设计要求很高。近些年来，计算机水平的飞速进步和计算流体力学(CFD)理论与数值求解方法的不断拓展与革新[2-3]，极大程度上促进了CFD技术的发展及应用，发展了成熟的基于CFD技术的航空飞行器气动综合优化设计技术。但对于具体的工程应用问题，CFD在湍流/转捩模拟、高精度格式、动网格技术及计算资源需求等关键问题上仍然力不从心。基于CFD开展的气动设计需要风洞试验数据验证，并依靠风洞试验获取足够规模、可靠的气动数据。

因此，风洞试验到目前为止仍然是获取飞行器气动性能和开展气动设计的最主要手段之一[4-5]。由于民用客机对经济性、安全性、舒适性和环保性要求很高，如何提升宽体客机高速风洞试验数据精度和准度面临较大的挑战。其中，风洞试验数据精度可以通过提高风洞流场品质、测控系统稳定性和试验模型加工质量等技术途径实现。风洞试验准度主要取决于从风洞原始数据修正到真实飞行条件气动特性的能力水平。研究表明[6-10]，支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变(气流偏角和浮阻)是影响试验数据准度的主要因素，可通过发展和完善相应数据修正技术予以修正。根据C919飞机高速风洞试验研究成果与CRM(Common Research Model)标模公开发表的技术资料[11]，尾支撑对飞机模型的俯仰力矩和阻力系数存在较为明显的干扰，洞壁对试验模型的3个纵向气动系数均有影响[12-14]，浮阻的阻力修正量取决于模型参数及试验段核心流的马赫数轴向梯度(可达到5个阻力单位)，而模型变形影响量与风洞试验中模型承受的气动力载荷和马赫数紧密相关[14]。因此，准确获取宽体客机气动性能既离不开稳定、可靠和高分辨率的风洞试验系统，又依赖完备、可靠的试验数据修正技术。

国际先进风洞(如ETW(European Transonic Wind tunnel)、NTF(National Transonic Facility) 和HST(High Speed Wind tunnel))除具备优良的流场品质和测试系统外，还拥有成熟的风洞试验数据修正技术，在研制波音和空客系列飞机中发挥了重要作用。中国空气动力研究与发展中心2.4 m×2.4 m风洞(CARDC FL-26)是现阶段中国大型飞机研制的主力高速风洞，在大型客机和军用运输机的气动设计中发挥了重要作用。经中国大飞机工程牵引，结合小展弦比飞机的相关研究成果，通过设备升级改造和技术完善，FL-26风洞已经建立了大飞机试验数据修正体系(图1)。本文结合宽体客机在2 m量级高速风洞试验特点，对支撑/洞壁干扰、模型变形、流场畸变等进行了系统修正，获取了干净的风洞试验基准数据，给出了试验数据修正过程与结果分析，在以下方面实现了技术改进。

1) 模型变形影响修正技术。在FL-26风洞建立成熟的视频模型变形(Videogrammetric Model Deformation, VMD)测量系统，基于实时测量变形结果和网格变形技术，利用CFD仿真手

图1 大飞机高速风洞试验数据修正体系Fig.1 Test data correction of large aircraft in high speed wind tunnel

段实现不同工况下对宽体客机模型机翼变形修正，可靠性达到工程化应用水平，解决了长期以来大展弦比飞机模型在风洞试验中受载变形引起的数据失真问题。

2) 支撑干扰修正技术。改进传统尾支撑干扰试验尾腔压力处理方法，探索研究尾腔压力测量位置、假支杆深入模型尾腔位置和直径对试验结果影响，实现对宽体客机模型尾支撑干扰精确扣除，确定高速尾支撑干扰试验的方式。

3) 洞壁干扰修正技术。亚、跨声速风洞试验模型堵塞度一般控制在1%以内，中低试验迎角时通常不进行洞壁干扰修正。为准确获得宽体客机气动性能，摸索宽体客机试验模型在FL-26风洞全模试验段洞壁干扰特性，专门研制一套壁压测量装置，应用壁压信息法进行洞壁干扰影响修正研究。

4) 常规修正。平均气流偏角修正时，采用微型电子迎角测量仪在同一模型位置实现模型正、反装的姿态角测量，减小试验误差。浮阻影响修正时，通过分部件按截面积积分方式，实现试验模型体积精确计算；同时，按宽体客机模型固定雷诺数为5×106试验总压进行了流场校测，对宽体客机试验模型浮阻进行精确修正，并研究了雷诺数为5×106试验总压和常压下的浮阻差异。

1 研究方法

1.1 试验方法

1.1.1 风洞

FL-26风洞是一座试验段横截面为2.4 m×2.4 m的半回流、暂冲引射式跨声速风洞。试验马赫数Ma范围为0.3～1.43，控制精度为0.002～0.003，总压范围p0=(1.1～4.5)×105Pa。该风洞能够进行变速压试验，速压可达到正常值的2～3 倍，实现不同试验雷诺数的模拟[15-17]。试验研究时，采用各马赫数固定雷诺数Re=5×106进行。

风洞配备4个试验段：全模试验段、半模试验段、张线试验段和内埋弹仓试验段。全模试验段轮廓长为10.2 m，宽为5.5 m，高为6.18 m，试验段入口尺寸为2.4 m×2.4 m，出口尺寸为2.79 m×2.79 m，试验段前半部分为模型试验区，长度为7 m；后半部分为模型支撑区，长度为3.2 m。试验段四壁均开有∅24 mm的斜孔，模型区的开孔率为4.3%。

1.1.2 试验模型

试验模型由机身、机翼(翼下带2个发动机通气短舱)、平尾、垂尾等部件组成，模型缩比为1∶39，全长为1.628 6 m，机翼展长(带小翼)为1.563 2 m。模型0°迎角时在FL-26风洞中的堵塞度约为0.97%。

试验采用前置转捩，通过在机头、机翼、短舱、挂架、平尾和垂尾等主要部件粘贴柱状转捩带实现附面层转捩，柱状转捩带粗糙元直径为1.3 mm，间距为2.5 mm。各部件转捩带位置和高度如下：

1) 机头：距机头前缘25 mm处，转捩带高度为0.15 mm (图2)。

2) 机翼：距机翼当地弦长7%前缘处，高度为0.10 mm。

3) 短舱和挂架：距前缘10 mm，高度为0.1 mm。

4) 平尾和垂尾：距当地弦长7%处，高度为0.1 mm。

图2 转捩带粘贴位置Fig.2 Location of transition belt paste

1.1.3 天平及支撑

采用六分量天平(4N6-64B)测量全机气动力和力矩，天平采用体轴系统进行校准，表1给出了天平的校准载荷和静校误差。其中：Y、X、Z分别为天平的法向力、轴向力和侧向力；Mz、MX、MY分别为俯仰力矩、滚转力矩和偏航力矩。

纵向试验时，模型正装并通过4N6-64B天平、4N6-64B-3支杆和2#直接头连接在风洞中部支架上(图3)，支撑干扰试验采用腹部支撑(4N6-64B-4支杆)通过有、无假支杆实现(图4)，试验过程中模型处于风洞流场均匀区。上述尾支撑、腹部支撑均为宽体客机专用支撑，采用CFD方法和有限元分析软件进行了外形优化设计。

表1 4N6-64B天平校准结果Table 1 4N6-64B balance calibration result

图3 纵向试验模型位置示意图Fig.3 Position diagram of vertical test model

图4 支撑干扰试验模型位置示意图Fig.4 Position diagram of supporting interference test model

1.1.4 壁压测量装置及壁面边界条件处理

本文采用壁压信息法进行宽体客机模型洞壁干扰修正。壁压信息法由Hackett等[18]提出的一类计算与试验相结合的低速风洞洞壁干扰修正方法。国内学者对此方法作了重要改进与发展，将其推广应用于高速风洞洞壁干扰修正。基本原理是：在进行模型试验的同时测出试验段内控制面上的流动参数，得到“模型的远场扰动”与“洞壁的近场扰动”的合成，而“模型的远场扰动”可由数值计算方法或试验方法求出，这样就可得到“洞壁近场扰动”，从而计算出洞壁对模型的气动干扰。这种方法不需要知道风洞壁的通气特性，可以用于各种通气壁或实壁。避开了以前的洞壁干扰修正法中种种近似假设造成的误差，修正的准度较高。

结合FL-26风洞全模试验段特点，研制了13套壁压管装置测量其四壁压力分布。如图5所示，壁压管全长4.1 m，直径32 mm，管体表面开有48个测压孔，测压孔内径0.8 mm，通过外径1.2 mm的不锈钢管和塑料导管连接到电子扫描阀模块上。为利用有限壁压管装置获取更丰富的壁面压力信息，需充分利用镜像原理布置测压管位置。图6给出了宽体客机洞壁干扰试验时壁压管在FL-26风洞全模试验段壁板周向安装情况。

洞壁干扰试验时，分别测量空风洞和带试验模型的试验段壁面压力分布(图7)，测得的面压力数据需作如下处理：

1) 消除测量系统误差。为了消除测压孔的不规则性、流场的不均匀性及模型支架的影响，除了进行试验段有模型时的壁压测量外，还应进行空风洞(无模型)有模型支架时的壁压测量，用于修正壁压系数的测量值。

图5 壁压装置示意图Fig.5 Diagram of wall pressure device

图6 壁压管在FL-26风洞周向安装位置Fig.6 Circumferential installation position of wall pressure pipe in FL-26 wind tunnel

2) 壁压系数在控制面上的光顺处理。由于壁压系数本身量值较小，必须对所测壁压曲线进行光滑处理，以消除个别点测值不准对洞壁干扰计算结果的影响。通常采用三次样条光滑处理。

3) 壁压系数在控制面上的插值。首先沿静压管方向对壁压系数进行三次样条插值，然后对上下壁和侧壁沿横向进行多项式插值，最后，还需用指数规律将壁压曲线外插到离模型上下游足够远处，使其基本上达到渐近值。

图8给出了典型壁面压力分布随迎角α变化曲线。其中：x为风洞轴向位置，风洞弯刀机构旋心为坐标原点；Cp为压力系数。可以看到，在模型区附近，壁面压力受扰动较为明显，随迎角增加壁面受扰动程度增大。

图7 宽体客机洞壁干扰试验相片(Ma=0.85)Fig.7 The test photos of wall interference for wide-body aircraft (Ma=0.85)

图8 典型位置壁面压力分布随迎角变化曲线Fig.8 Curves of wall pressure distribution with angle of attack in a typical position

1.1.5 VMD测量系统

FL-26风洞建立了视频模型变形测量系统，可实时测量试验中的模型变形和模型姿态角。该系统主要由2部分组成：①
图像采集和存储设备，包括：高速相机、图像采集卡、镜头、高速硬盘、配套计算机和标定板等部件。② 数据处理软件，包括：高速图像同步采集、系统标定、图像处理、三维重建和变形量计算等模块[4]。

试验前，在模型表面布置圆形特征点，通过系统标定计算得到三维坐标；在试验过程中，通过跟踪这些特征点的三维坐标值变化，即可计算出试验模型的空间姿态和弹性变形。图9给出了FL-26 风洞VMD系统的硬件结构图。

图9 FL-26风洞VMD系统硬件结构图Fig.9 VMD system hardware structure diagram of FL-26 wind tunnel

1.2 计算方法

本文结合视频模型变形测量结果和CFD方法进行变形影响修正，即以VMD系统测得的实时模型变形量为输入，利用网格变形技术驱动计算数模重构，通过CFD方法获取模型变形前、后的气动特性。

1.2.1 CFD方法

采用有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes方程，无黏通量采用MUSCL-ROE格式，黏性通量采用中心格式，离散方程组的求解采用LU-SGS方法，选用工程上应用较多的k-ω剪切应力输运(SST)湍流模型。数值模拟时，模型尺寸与试验模型相同，计算雷诺数与试验状态一致。

1.2.2 结构网格变形技术

网格变形方法原理为：首先移动物面网格到新的位置，然后将物面网格变形前后的距离向“弹簧”一样逐渐传递到外围，在传递过程中，依据网格点的位置按比例调整节点位移量，以保证计算域的外边界不变[19-21]。具体操作如下：

1) 生成基准计算网格，确定模型变形控制面。为保证变形影响修正结果可靠性，对基准网格规模、分布和拓扑结构有一定要求，以达到与试验结果有较好的相关性。对于比较新的布局形式，一般需要进行网格收敛性研究。为提高计算网格重构的精度，网格变形控制面与试验中测量模型变形的翼剖面保持相同。

2) 生成新的物面网格。根据试验中测得的各控制面的变形量，与基准网格控制面的初始位置叠加，并将控制面移动到新位置(图10)。针对机翼模型这一类比较光滑的外形，通过线性连接各变形后的控制面即得到新的物面网格。

3) 生成新的空间网格。根据新的物面网格形变量，按照距离物面网格的远近对空间网格进行更新(图11)。在实际操作中可依据变形量的大小合理设置“外边界”。此处的“外边界”不是计算意义中的远场边界，若物面变形量较小，可以视附面层最外层网格为“外边界”，如此网格更新集中在附面层网格内；若物面变形量较大，可以把与附面层临近的中间层网格最外层视为外边界，此时网格更新主要集中在附面层与中间层网格内。

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

图11 试验模型网格变形结果Fig.11 Mesh deformation results of test model

具体算法为(以x方向为例，y、z方向相同)：

(1)

(2)

(3)

1.2.3 变形影响修正方法验证

采用本文发展的方法对某超临界机翼模型变形前、后的压力分布特性开展了数值模拟研究，并与试验结果进行比较。图12给出了Ma=0.76，α=2°时CFD与试验结果的压力分布对比。图中：“CFD-deform”指的是模拟模型变形后的数值模拟结果，“CFD-rigid”指的是刚体模型的数值模拟结果，“Test”表示的是风洞试验结果,η为外露机翼展向占位百分比。

从图12中不难看出，模拟模型变形后的CFD结果与试验压力分布相关性更好，尤其是翼梢附近的机翼剖面。当对于展向占位η=72.36%翼剖面，模拟变形后，CFD方法对激波位置的捕捉明显优于变形前，激波前的压力峰值也与试验结果更接近，即“CFD-deform”与“Test”吻合更好，“CFD-rigid”与“Test”差异明显。对于η=11.32%的翼根剖面，由于变形量较小，3种结果的压力分布均吻合较好。这表明本文发展的方法能够反映模型变形前、后的物理流动本质，得到的变形影响修正量是可靠的。

图12 模型变形前后的CFD结果与试验结果对比(Ma=0.76，α=2°)Fig.12 Comparison of CFD and test results before and after model deformation(Ma=0.76， α=2°)

2 风洞试验数据修正结果与分析

2.1 基本数据处理

风洞试验时，模型受载使天平元件产生应变，并转化为电信号输出，经天平公式解算、基本数据处理及轴系转换后得到试验模型各轴系下的气动力。基本数据处理主要包括：

1) 修正天平及支杆弹性角对试验模型姿态角影响。

2) 修正天平校准中心与试验模型力矩参考点不重合影响。

3) 扣除模型自重对气动力影响。

4) 修正模型空腔压力对阻力影响。

2.2 平均气流偏角修正

宽体客机高速风洞试验由于采用6°斜尾撑，模型和天平同转180°后需要重新迎角调平，确定姿态角基准(图13)。为减小平均气流偏角测量误差，模型正装和反装时采用微型电子迎角测量仪对同一模型平台位置进行姿态角测量。

表2给出了宽体客机试验模型在不同马赫数下的纵向平均气流偏角(αav)。结果显示，宽体客机在跨声速段平均气流偏角很小，基本为零，在低亚声速段平均气流偏角不可忽略，需要予以修正。

图13 气流偏角测量试验照片Fig.13 Photos of airflow declination measurement test表2 不同马赫数条件下气流偏角修正量Table 2 Airflow declination correction under different Mach number conditions

Ma0.40.50.70.850.890.92αav/(°)0.20.170.09000

2.3 支撑干扰修正

宽体客机高速气动力试验，一般采用尾支撑作为主支撑形式。在各项数据修正中，尾支撑干扰量所占比重较大，阻力系数干扰量可达0.001 5，俯仰力矩系数可达0.03。因此，可靠的尾支撑干扰修正量对于准确预测宽体客机气动特性具有重要意义。支撑干扰试验时，采用腹部支撑为主支撑，通过有、无假支杆的试验获取尾支撑干扰量(如图14 所示)。本文对宽体客机支撑干扰试验方法进行了探索研究，包括尾腔压力测量位置、假支杆伸入模型尾腔长度和直径对尾支撑干扰试验结果影响。

图14 支撑干扰有、无假支杆试验相片Fig.14 Photos of support interference with or without dummy sting

2.3.1 尾腔压力测量位置

对于船尾型大型飞机试验模型来说，FL-26风洞有2种支撑干扰试验方式。一种是尾撑试验不扣除尾腔压力对轴向力影响，尾腔压力测量结果主要用于监视系统工作状态；相应地，在支撑干扰试验时，假支杆不布置底压测量管，不扣除尾腔压力影响。国外部分风洞如HST有时也采取这种试验方式，前提假设是尾撑试验和支撑干扰试验时模型尾腔压力基本一致。而欧洲ETW风洞采用另外一种支撑干扰试验方式，即尾撑试验时扣除尾腔压力对轴向力影响，底部面积取模型尾腔截面积；支撑干扰试验时，假支杆伸进模型尾腔，测量尾腔压力分布并扣除其对轴向力影响。

为更准确地扣除尾撑阻力系数干扰量，C919飞机和宽体客机一般采用第2种试验方式，但前期C919飞机试验研究结果表明：尾撑试验和支撑干扰试验的尾腔压力分布在迎角较大时存在明显差异，对轴向力影响量最大到10个阻力单位。分析认为，支撑干扰试验时的尾腔压力测量位置可能是导致两者压力分布差异的一个因素。因此，本文开展了测量位置对尾腔压力分布测量结果的影响，测量点布置在假支杆上，分别位于模型尾腔内50、100、150 mm,用D表示。

图15给出了宽体客机模型在支撑干扰试验时不同测量位置对尾腔压力系数(Cpb)分布测量结果的影响。从图中不难看出，Ma=0.85时3种测量位置的底部压力系数测量结果差异较小，对尾撑阻力干扰量几乎没有影响。其他马赫数与马赫数Ma=0.85规律一致。因此，宽体客机支撑干扰试验尾腔压力分布测量位置伸入尾腔内部50 mm即可。

图15 测量位置对尾腔压力分布测量结果影响Fig.15 Effect of measuring position on tail cavity pressure distribution

2.3.2 假支杆长度影响

理论上，支撑干扰试验时假支杆伸进模型尾腔内的长度应与尾撑试验时一致，但模型内部空间结构通常限制了假支杆的伸入长度，且假支杆伸进模型尾腔内越长，试验过程中越容易发生碰撞。另一方面，若假支杆伸入模型尾腔内过短，将会导致模型尾部流场模拟失真，对支撑干扰量产生较大影响。因此，本文研究了假支杆伸入模型尾腔内长度对尾撑干扰量结果的影响。

图16给出了不同几何尺寸规格的假支杆相片，通过组合可以实现伸入模型尾腔内长度L分别为150、100、50 mm，假支杆直径有58、64、70、76 mm这4种规格。

图17～图19依次给出了马赫数为0.5、0.85、 0.92支撑干扰试验时假支杆伸入模型尾腔长度对尾撑干扰量升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数ΔCL、ΔCD和ΔCm影响。其中，Ma=0.85时研究了3种长度的影响，Ma=0.5、0.92时研究了2种长度的影响。

从图17～图19中可以看出，Ma=0.5、0.92时伸入150 mm和50 mm尾撑干扰量差异很小，在工程应用上可以认为2种结果一致。Ma=0.85时，长度为100 mm和50 mm尾撑干扰量差异较小，长度为150 mm尾撑干扰量在线性段(迎角3°以内)与100、50 mm基本一致，气流分离后力矩、阻力干扰量存在差异。分析认为：这一现象有可能是试验模型状态的细微差异导致气流分离后重复性精度变差引起的。但总体来看，在各个马赫数下假支杆伸入模型尾腔50 mm与伸入150 mm的尾撑干扰量基本一致，支撑干扰试验时假支杆伸入模型尾腔内50 mm即可获取可靠的支撑干扰结果。

图16 不同几何尺寸规格的假支杆相片Fig.16 Dummy sting photo of different geometric sizes

图17 假支杆伸入模型尾腔内长度对尾撑干扰量影响(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)

图18 假支杆伸入模型尾腔内长度对尾撑干扰量影响(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 假支杆直径影响

由于支撑干扰试验对模型、支撑安装位置关系要求较高，各环节的累积安装误差会引起模型尾腔与假支杆相对位置关系发生变化，导致假支杆与模型尾部各方向间隙不均匀，加之支撑与模型尾腔间隙有限，试验过程中模型的轻微抖动就有可能引起与假支杆的碰撞。为保证试验顺利进行，通常的做法是减小模型尾腔内假支杆直径，增加其与模型尾部间隙。但是，模型尾腔内假支杆直径对支撑干扰量的影响尚需开展研究，以确定这种试验方式的科学性，为支撑干扰量的修正提供参考。本文研究了4种直径的假支杆对尾撑干扰量结果的影响。

图19 假支杆伸入模型尾腔内长度对尾撑干扰量影响(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)

图20给出了Ma=0.85时，伸入模型尾腔内假支杆直径∅为76、70、64、58 mm的尾撑干扰量。从图中可以看出，假支杆直径对尾撑的升力系数干扰量(ΔCL)影响不大，线性段的影响量在0.005 左右，对阻力系数干扰量(ΔCD)影响量基本在5～8个阻力单位，但俯仰力矩系数干扰量(ΔCm)影响较为明显，且规律性较强。当假支杆直径由76 mm变化到58 mm时，线性段的俯仰力矩影响量约为0.018，假支杆直径越小，俯仰力矩修正量越大。因此，鉴于假支杆直径对支撑干扰量有较为明显影响，且阻力影响量不易准确修正，在支撑干扰试验时一般不建议减小伸入模型尾腔内假支杆直径。确有需要减小假支杆直径时，需要对支撑干扰试验结果的阻力和俯仰力矩系数进行仔细的修正。

图20 假支杆伸入模型尾腔内直径对尾撑干扰量影响(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 洞壁干扰修正

图21给出了Ma=0.85时宽体客机在FL-26风洞全模试验段修正洞壁干扰前后的气动特性系数CL、CD和Cm对比。表3给出了洞壁干扰修正前后的马赫数和迎角对比，表4给出了宽体客机试验模型的纵向气动特性洞壁干扰修正量。其中，表4洞壁干扰影响量为修正前减去修正后结果所得，且忽略迎角修正的影响。

图21 宽体客机模型洞壁干扰修正气动特性对比(Ma=0.85)Fig.21 Wide-body aircraft model aerodynamic characteristics comparison between corrected wall interference and uncorrected (Ma=0.85)

结果表明，对宽体客机试验模型而言，FL-26风洞全模试验段洞壁使模型迎角偏大，马赫数偏低。总体来看，洞壁干扰对试验模型升力(CL)、阻力(CD)和俯仰力矩系数(Cm)影响均较小，升力系数影响量在0.002以内，阻力系数影响量在大部分迎角下小于一个阻力单位，这种量级差异基本属于FL-26风洞分辨能力的极限。洞壁存在使模型产生抬头力矩，影响量在0.002 5以内，与国军标规定的重复性误差带宽相当，但在FL-26风洞分辨能力以内。

分析认为宽体客机模型在FL-26风洞洞壁干扰较小原因主要有2点：一是试验模型缩比严格控制，零迎角堵塞度在1%以内，翼展不超过试验段宽度的65%；二是宽体客机试验模型迎角较小，在巡航马赫数附近试验迎角一般低于8°。因此，由于洞壁干扰试验准备、实施比较复杂，而洞壁干扰影响量整体较小，在宽体客机气动布局显著变化前，可沿用现有的洞壁干扰修正结果。

表3洞壁干扰修正前后的马赫数和迎角对比

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宽体客机模型洞壁干扰修正量(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 模型变形影响修正

本文对宽体客机试验模型的变形影响进行修正。首先，应用改进后的VMD系统测量试验模型在不同迎角下的实时变形量，然后利用CFD方法获取宽体客机试验模型变形前后的气动特性。由于试验模型变形量较大的部分主要是机翼，主要针对机翼进行变形影响修正。

图22给出了马赫数Ma=0.85，雷诺数Re=5×106，速压Q=54 kPa 时宽体模型机翼在不同迎角下的扭转角和弯曲变形量。

图22 宽体客机模型机翼在不同迎角下的变形量Fig.22 Deformation of wide-body aircraft model wing at different angles of attack

结果表明，机翼上反变形量随试验迎角增加呈增大的变化趋势，且沿展向逐渐变大，最大变形量约为22 mm。机翼在正迎角下产生负扭转角变形，随试验迎角增加，模型扭转角变形量呈增大的变化趋势；剖面的扭转角变形量沿展向增大，但在翼梢附近增速趋于平缓，最大变形量在翼梢附近，约为-1.9°。

图23 宽体客机模型变形前后的气动特性对比曲线(Ma=0.85)Fig.23 Curves of aerodynamic characteristics comparison before and after deformation of wide-body aircraft model(Ma=0.85)

分析认为，机翼模型在风洞试验中受载变形，产生负的扭转角，当地迎角降低，且越靠近翼梢机翼变形量越大，外翼部分和机翼后缘升力损失较大，由此导致整个机翼的升力系数降低及俯仰力矩增加。此外，随试验迎角增加，机翼模型承受的气动载荷变大，模型变形量相应增加，升力系数的损失较小迎角时变大，俯仰力矩增量也相应变大，导致模型变形后升力线斜率减小，焦点前移。在正迎角下，阻力系数减小的主要原因是，机翼产生负的扭转角变形后，升力系数的降低引起等迎角下升致阻力的降低；同时，机翼剖面的当地迎角降低后会导致翼剖面型阻减小。

表5 模型变形前后导(系)数对比Table 5 Derivative(coefficient) comparison before and after model deformation

2.6 浮阻影响修正

针对宽体客机固定雷诺数为5×106试验特点，在每个特定马赫数的试验总压下专门进行流场校测，以精确开展浮阻影响修正。同时，对试验模型体积采用分部件按截面积积分方式计算获取，可靠性优于传统估算。图24给出了宽体客机模型在常压和固定雷诺数为5×106时浮阻影响修正量Cf对比曲线。

结果表明，2种浮阻估算结果在马赫数较高时差异不大，但在低亚声速时差异较明显，可达到1个阻力单位。引起这一现象主要原因是，高马赫数时固定雷诺数为5×106和常压的试验总压差异不大，而在低亚声速时两者试验总压差异明显，可达2倍多。此外，马赫数为0.85时宽体客机试验模型在FL-26风洞全模试验段浮阻修正量约为7个阻力单位，必须予以修正。

图24 宽体客机模型不同速压下浮阻影响量Fig.24 Effect of buoyancy drag on different speeds of wide-body aircraft model

2.7 风洞试验基准数据

对宽体客机试验模型的原始数据经平均气流偏角、支撑干扰、洞壁干扰、模型变形及浮阻修正后得到风洞试验基准数据，基此可进一步开展动力影响、雷诺数效应及静气动弹性等相关性修正，用以评估宽体客机飞行气动特性。

图25给出了宽体客机试验在巡航马赫数为0.85 时原始数据和经修正的风洞试验基准数据对比曲线，表6给出了宽体客机模型原始数据与修正后数据的导(系)数。

从图25和表6中可以看出，风洞试验原始数据经系列修正后，巡航附近气动特性影响较小，最大升阻比和巡航效率基本不变，升力线斜率增大0.004 3，纵向静稳定性增强，焦点后移0.034 6bA。影响焦点后移的主要因素是模型变形影响。此外，洞壁干扰和支撑干扰对飞机模型焦点也有一定的影响。

图25 宽体客机模型试验数据修正前后气动特性对比Fig.25 Comparison of aerodynamic characteristics before and after correction of wide-body aircraft model test data表6 宽体客机模型原始数据与修正后的数据Table 6 The original data and corrected data of wide-body aircraft model