CHN-T1标模2.4米风洞气动特性试验研究

李 强, 刘大伟, 许 新, 陈德华

(1. 空气动力学国家重点实验室, 绵阳 621000;2. 中国空气动力研究与发展中心 高速空气动力研究所, 绵阳 621000)

0 引 言

在进行飞机模型的风洞试验之前，通常须通过相应标模试验来检验风洞是否满足试验需求[1-3]。现代大型飞机多采用大展弦比超临界后掠机翼、船尾型后体的气动布局，导致其气动特性对风洞流场变化非常敏感，气动设计对风洞试验数据精准度的要求很高[4-5]。因此，必须建立能充分代表现代大展弦比飞机气动特征的大飞机标模及其试验数据体系，用于检验风洞性能和现代大展弦比飞机风洞试验数据的可靠性[6-7]。此外，以标模为研究对象还可以用于研究开发新型风洞试验技术，和开展某些空气动力现象研究、评估和验证CFD算法等。

随着试验空气动力学技术的发展进步，国际上诸多先进的空气动力学试验机构都相继建立了自己的大飞机标模试验数据体系，例如AGARD机构的TF-8A标模，法国航空航天研究院建立的ONERAM及C5系列标模，德国航空航天研究院的DLR-F4、DLR-F6系列运输机标模，美国NASA的CRM标模等。2000年后，两座著名的低温风洞——美国NTF和欧洲ETW以DLR_F6和CRM标模为对象开展了大量的大飞机风洞试验技术研究[8-11]，众多CFD研究机构也不甘落后，纷纷以此为契机发展提高了自身数值计算能力[12-14]。

我国目前最大口径的跨声速风洞为2.4 m跨声速风洞[15]。它使用的Ty-154民机标模是20世纪90年代末期建立的，其翼型为自然层流翼型，对马赫数、雷诺数等流动条件的敏感性不足，不能充分反映现代大展弦比飞机的气动特点，标模试验数据不能检验风洞性能是否满足现代大展弦比飞机试验要求[16]。

为此，中国空气动力研究与发展中心组织人员着手研发用于风洞试验和CFD 可信度验证的、具有窄体机身超临界机翼特征的运输机标模 CHN-T1[17-18]。为了验证设计结果，考核气动性能，促进新标模数据体系的建立，为首届中国空气动力学大会CHN-T1专题研讨会的CFD验证提供参考数据，在2.4 m跨声速风洞中进行了一期验证试验。

CFD可信度验证一般包括宏观的积分气动力对比及流场细节特征捕捉对比两方面。因此在气动力方面，针对CHN-T1标模，本文开展了纵横航向基准试验、变雷诺数试验、转捩对比试验、变形测量试验，在流场细节方面开展了模型表面流谱观察试验。

1 模型与设备

1.1 试验模型及支撑方式

CHN-T1标模试验模型缩比为1∶19.23，如图1所示，参考面积0.257 8 m2，模型展长为1.548 2 m, 平均气动弦长为0.193 7 m, 机身长度为1.574 4 m，模型零迎角时在2.4米风洞中的堵塞度约为0.97%。

CHN-T1标模试验模型由中国空气动力研究与发展中心高速所设计并组织加工，采用低温材料18镍200级Maraging钢，模型分为机头、机身、机翼、平尾和垂尾等部件(见图2)。模型试验采用自由转捩和固定转捩两种方式。固定转捩时，采用柱状转捩带，在机翼、平尾上下表面和垂尾左右表面距前缘7%弦长处粘贴高度为0.1 mm的转捩带，距模型头部尖点25 mm处粘贴高度为0.18 mm的转捩带。下文图表如无特殊说明均为采用固定转捩方式的试验结果。

图1 CHN-T1标模外形图Fig.1 CHN-T1 standard model

基本纵向试验中，模型、天平、支杆通过直接头安装在风洞弯刀上；横航向试验时，模型、天平、支杆通过12°双转轴安装在风洞中，通过预偏侧滑角进行试验。

图2 CHN-T1模型部件示意图Fig.2 Components of CHN-T1 model

1.2 风洞

本文试验在中国空气动力研究与发展中心2.4 m跨声速风洞(FL-26)中进行。该风洞是我国自行设计建造的第一座世界量级的大型高速风洞，是一座试验段尺寸为2.4 m×2.4 m的引射式、半回流、暂冲式跨声速增压风洞。试验Ma数范围0.30～1.40，本研究试验在全模孔壁试验段进行，试验段开孔率4.3%。试验模型在风洞中的位置如图3所示。

1.3 天平支撑及其它测量装置

试验天平采用六分量天平4N6-64B，表1给出了天平的体轴系校准载荷。

机翼变形测量采用VMD视频测量系统，试验模型置于试验段旋心附近(图4)。两台摄像机安装于试验段上方的两个预留窗口位置处，左右对称位于试验模型的正上方，两台摄像机的交汇测量区域为试验模型的单侧机翼，通过专用视频图像识别处理软件计算获取机翼变形量。

图3 CHN-T1标模在2.4米风洞中试验照片Fig.3 Photo of CHN-T1 standard model tested in 2.4 m wind tunnel

ComponentYMZXMXZMYDesigned load/(N·m)15000130014006006000700Calibration load/(N·m)1200096012004806400640

图4 VMD测量相机及机翼标记点Fig.4 Cameras of VMD system and the mark points on the wing surface

2 试验方法

试验Ma数范围0.40～0.90，模型名义迎角范围-6°～15°，雷诺数范围Re=(3.3～7.5)×106。试验主要采用连续变迎角方式，迎角机构运行速度为1°/s，迎角采集阶梯间隔为0.25°，侧滑角-3°～12°。

对测力试验结果进行以下修正：(1) 修正了天平及支杆弹性角对模型姿态角的影响，(2) 扣除了风洞试验段平均气流偏角的影响；(3) 进行了力矩从天平校心到模型力矩参考中心的转换；(4) 扣除了模型自重对气动力的影响；(5) 修正了底阻的影响，修正后的轴向力为Cx+(p-pb)Sb/QS(其中Cx代表模型体轴系轴向力系数，Sb取模型尾部支杆空腔截面积，p代表风洞流场静压，pb模型底部空腔内静压)；(6) 修正了浮阻的影响。上述修正项的详细修正流程请参考文献[19,20]。

3 结果与讨论

3.1 试验数据精度验证

图5为Ma=0.78、β=3°下的7次重复性精度试验结果，表2给出了7次均方根误差结果，可以看出CL、Cm、CY、Cn、Cl的试验精度满足国军标合格指标，略低于先进指标；在较小迎角(-2°≤α≤2°)下CD试验精度位于国军标先进指标附近。

图5 重复性试验结果(Ma=0.78，β=3°)Fig.5 Results of repeatability tests(Ma=0.78，β=3°)

α/(°)σCLσCDσCmσCYσCnσCl-20.001610.000110.000720.000380.000110.00014-10.002130.000080.000700.000370.000080.0001000.001060.000070.000360.000280.000070.0000910.001800.000080.000330.000210.000070.0001720.001680.000090.000510.000320.000070.0001230.001660.000140.000300.000380.000120.0001740.001650.000240.001270.000340.000120.0006550.002350.000270.001720.000490.000130.00089

3.2 试验数据准度验证

为验证风洞试验数据准确度，在保证试相同试验模型与条件下(Ma=0.78、Re=3.3×106)，与ETW风洞试验结果进行了比较。由表3可以看出，两座风洞CD0仅差0.000 25，吻合较好。如图6所示，两组数据相关性较好。

通过3.1节与3.2节精准度验证可证明本文试验数据精准度较高，可用于标模试验数据体系建设。

表3 与ETW风洞主要纵向导(系)数对比Table 3 Comparison of longitudinal aerodynamic derivatives and coefficients

3.3 基本纵横向试验

表4给出了CHN-T1标模主要纵向试验结果。图7给出了CHN-T1标模基本纵向试验曲线，可以看出，随马赫数增加，标模的升力线斜率逐步增大，在Ma=0.8达到最大后迅速减小，升力拐折点随马赫数增大逐步提前，表明机翼上流动分离随马赫数增大提前出现；在Ma≤0.8时，焦点随马赫数变化很小，在Ma>0.8时，焦点随马赫数增加迅速后移；阻力随马赫数变化符合超临界机翼特征规律，其阻力发散马赫数介于0.8～0.85之间。在巡航马赫数下(Ma=0.78)，其最大升阻比Kmax超过15，出现在迎角3°附近。

相比于Ty-154标摸[21]，CHN-T1标摸具有巡航马赫数高，最大升阻比高，主要气动特性与现代大型客机更为接近的优势。

图6 与ETW风洞试验结果对比(Ma=0.78,Re=3.3×106)Fig.6 Comparison of test results with those from ETW (Ma=0.78,Re=3.3×106)

图7 纵向试验结果Fig.7 Results of longitudinal tests

表5列出了Re=3.3×106下三个典型马赫数及迎角下的试验结果以供参考。

表4 CHN-T1标模主要纵向导(系)数Table 4 Longitudinal aerodynamic derivatives and coefficients of CHN-T1 standard model

表5 CHN-T1标模典型试验结果列表Table 5 Typical test results of CHN-T1 standard model

图8给出了CHN-T1标模横向气动特性试验曲线，表6给出了主要横向试验结果。结果显示，在试验范围内，全机横航向静稳定。在Ma=0.6条件下，航向稳定导数随迎角变化不大，横向稳定导数在迎角7°附近达到最大。

图8 横向试验结果(Ma=0.6)Fig.8 Results of horizontal tests(Ma=0.6)

σCLMaα=-2°α=0°α=2°α=4°Cyβ0.60-0.014-0.014-0.014-0.0130.78-0.015-0.015-0.014-0.0140.85-0.016-0.016-0.016-0.016Cnβ0.600.0040.0030.0030.0030.780.0040.0040.0030.0040.850.0040.0040.0050.005Clβ0.60-0.002-0.002-0.003-0.0030.78-0.002-0.002-0.003-0.0020.85-0.002-0.0010.0000.000

3.4 增压变雷诺数试验

变雷诺数试验通过改变2.4 m风洞开车总压实现。本文试验雷诺数对应的开车总压范围为(134～303) kPa。

图9为变雷诺数试验曲线，可以看出，在试验马赫数条件下，随着雷诺数增大，模型CL增加，CD降低，升阻比增大，与超临界机翼雷诺数影响规律是吻合的。当Re为3.3×106、6.0×106、7.5×106分别对应的最小阻力为0.022、0.0225、0.0202。

3.5 转捩方式对比试验

图10为自由/固定转捩对比试验曲线，可以看出自由转捩方式试验结果CL较大，CD较小，类似于更高雷诺数条件下的试验结果。当固定转捩时，最小阻力为0.0208，当自由转捩方式时，最小阻力为0.0177。

3.6 油流试验

油流试验中，采用了气动中心自研的二氧化钛粉末+机油+荧光粉+油酸抗凝剂组合的油流试剂[22]，对模型表面流动细节进行观测。

在Ma=0.78条件下进行了α=2.2°、β=0°及α=4°、β=0、12°等典型状态的试验，图11给出了试验照片。可以看出，模型翼面前缘7%弦长处转捩楔清晰可见，固定转捩效果明显，大侧滑试验时，垂尾背风侧横向流动及翼面回流等分离特征明显。流谱显示结果与大型飞机典型流动特征相一致，试验获得的流动细节可用于指导飞行器型号优化设计，CFD模拟验证，也可用于试验支撑干扰的最小化设计。

3.7 模型变形测量试验

大展弦比飞机在风洞试验过程中会出现上反、弯曲等模型弹性变形，导致试验结果与理想的刚性模型结果存在差异，特别是变雷诺数试验中的增压过程导致模型机翼的弹性变形更加明显，带来伪雷诺数效应。为了减小模型弹性变形对试验结果的影响，研究使用VMD技术对模型变形进行测量，在后续研究中可结合数值模拟方法，开展模型弹性变形影响修正。

图12给出了Ma=0.78时模型不同迎角下机翼扭转和上反变形随展长分布的曲线，结果显示：不同迎角下模型变形量差别较大，随着展长增加，变形量逐渐增大。α=5°时翼尖上反变形接近8 mm，扭转变形可达-0.6°。

图9 变雷诺数试验结果(Ma=0.78)Fig.9 Results of Reynolds number variation tests(Ma=0.78)

图10 转捩方式对比试验结果(Ma=0.7)Fig.10 Comparison results of transition method (Ma=0.7)

图11 油流试验结果(Ma=0.78)Fig.11 Results of oil tests(Ma=0.78)

图12 模型变形测量试验结果(Ma=0.78)Fig.12 Test results of model deformation(Ma=0.78)

4 结 论

(1) CHN-T1标模在2.4米风洞中的试验数据规律合理，量值可靠；

(2) CHN-T1标模在高速条件下具有良好的升阻特性，符合现代大展弦比飞机的典型气动特征；

(3) CHN-T1标模在2.4 m风洞中的气动数据精度较好，可用于2.4 m跨声速风洞大展弦比飞机标模试验数据体系建设，为CFD方法和软件的验证与确认工作提供了基础数据。