CAE-AVM模型巡航构型风洞试验

2022-08-23王浩，华俊，钟敏

空气动力学学报 2022年4期

王浩，华俊，钟敏

(中国航空研究院，北京 100012)

0 引言

现代飞行器的空气动力学设计过程中，计算流体力学（CFD）、风洞试验和飞行试验都发挥着重要作用。在这三种主要手段之间，存在着数据的相关性问题，空气动力学标模在其中起着重要的桥梁作用。以标模作为研究对象，可以对CFD和试验数据之间的关联关系进行研究[1]，还可以进一步开展空气动力学新设计方法和风洞试验新技术的探索。

20世纪以来，国际上由公益性科研机构牵头，进行了空气动力学标模研发，并开展了丰富的风洞试验研究，例如ONERA-M6机翼标模[2]和德国宇航院（DLR）的DLR-F4[3-4]、DLR-F6[5-6]等。国内，中国空气动力研究与发展中心基于单通道客机开发了CHNT1标模，并针对基本气动特性、雷诺数影响、转捩影响和模型变形影响等开展了一系列研究[7-9]。

当前绿色发展已经成为航空业发展的趋势和要求。2020年初，国际航空运输协会（IATA）发布了《2050飞机技术路线图》，提出了各阶段的节能减排目标[10]，其中对高性能民机标模的需求更显突出。面向未来应用的先进民用飞机空气动力学验证模型，应当具有更高的巡航马赫数和更高的气动效率，因此NASA自21世纪初期开始开发马赫数0.85量级的CRM标模[11]，并先后开展了多次风洞试验研究[12-13]。国内当时尚无马赫数0.85量级的高性能气动标模，相关研究机构主要采用国外发布的标模开展相关研究工作，难以掌握其模型和风洞试验细节，相应风洞试验数据也无法实现自主可控。

鉴于此，同时立足于高性能远程公务机和未来宽体客机的研究需求，中国航空研究院（Chinese Aeronautical Establishment，CAE）在近十年间开发了巡航马赫数为0.85的空气动力学验证模型CAE-AVM（CAE-Aerodynamic Validation Model），于2013年在DNW开展了首期高速风洞试验，并于2016年召开了“首届CFD与风洞数据相关性研究国际研讨会”[14-19]。在前期研究的基础上，2018年完成了CAE-AVM巡航构型第二期高速风洞试验，主要补充了全机构型风洞试验、阻力发散试验和升降舵偏转试验数据。本文对两次风洞试验进行综合介绍。

1 风洞试验模型

CAE-AVM模型采用常规布局形式，机身客舱采用旋成体舱段，前机身下偏收敛。机翼采用中等后掠角大展弦比梯形下单翼，沿翼展方向上反，机翼与机身连接处通过翼身整流罩平滑过渡。全机构型采用T形尾翼和尾吊发动机，体现了大型远程公务机的设计特点。CAE-AVM模型平面视图如图1所示。

图1 CAE-AVM模型平面图（单位：mm）Fig. 1 Plane view of CAE-AVM model (unit: mm)

根据风洞试验段尺寸，巡航构型高速风洞试验模型缩比选为1∶22。对其机翼重新进行了优化设计，增大机翼厚度以减小其变形。模型相关参数见表1，设计巡航马赫数为0.85。针对大型连续式跨声速增压风洞动压高的特点，为增强模型的结构强度、减小模型变形，机翼、尾翼和中央主承力件的制作材料均选用高强度钢，其他部分以铝合金为主以减轻总重量。风洞试验模型如图2所示。

图2 CAE-AVM风洞试验模型Fig. 2 Wind tunnel test model of CAE-AVM

表1 CAE-AVM模型主要参数Table 1 Main parameters of CAE-AVM model

全机共布置测压点180个，均位于机翼表面，分为6个测压剖面，展向相对位置（BL）分别为20%、35%、45%、55%、65%、75%，如图1机翼上红线所示。每个测压剖面开30个测压孔，其中上翼面20个，下翼面10个，测压孔直径为0.25 mm，垂直于机翼表面切平面。180个测压点在两侧机翼分布，左侧机翼用于测量下表面的压力，右侧机翼用于测量上表面的压力。为使得试验过程中两侧机翼变形对称，两侧机翼测压槽对称分布，并通过有限元分析优化得到对变形影响最小的测压槽分布路径，优化后的测压槽分布路径如图3所示。

图3 机翼测压槽分布Fig. 3 Distribution of pressure measurement groove on the wing

为应用红外观测技术研究机翼表面的转捩现象，在左侧机翼的上下表面喷涂了隔热涂层，如图4所示。隔热涂层共4层，总厚度为100 μm，喷涂涂层并抛光后机翼表面的粗糙度为Ra＜0.3 μm，满足试验要求。为了便于在观测中快速估算转捩位置，在左机翼的表面预制的圆孔中安装了银色的标记点；内侧的3列标记分布在10%c～90%c位置（c为当地弦长），弦向间隔为10%c；最外侧的1列标记分布在20%c～80%c位置，弦向间隔为20%c。

图4 CAE-AVM模型机翼表面隔热涂层Fig. 4 Thermal insulation coating on the wing surface

为精确测量试验模型的变形，在模型表面粘贴了密度较高的荧光标记点，如图5所示。标记点为直径12 mm的圆片，表面喷涂紫外荧光涂料，厚度为30 μm。机身下表面和平尾翼根处的标记点作为刚体机身的标记，右机翼下表面和平尾上表面的标记点作为测量机翼和平尾变形的标记。

图5 CAE-AVM模型机翼下表面荧光标记点Fig. 5 Fluorescent markers on the lower wing surface of CAE-AVM model

2 风洞试验介绍

CAE-AVM模型两期高速风洞试验在DNW-HST连续式跨声速增压风洞进行，该风洞的试验总压范围为25～390 kPa，试验马赫数范围为0.15～1.35。试验在宽2 m、高1.8 m、上下壁面开槽的试验段中进行，风洞壁板开闭比约为12%。试验模型采用Z型支架与内式六分力天平连接，迎角α可调范围为−5°到20°，试验马赫数范围为0.2～0.9，以模型平均气动弦为参考长度的试验雷诺数为3×106和4.7×106。试验中对三种构型进行了研究，分别是翼身组合体构型BW、翼身组合体带尾翼构型BWVH、全机构型BWNVH，其中全机构型在风洞中的阻塞度约为0.73%。试验主要包含气动数据库采集、支架干扰研究两大部分。其中气动数据库采集试验包含自由转捩和固定转捩、有变形测量标记点和去掉标记点、迎角顿点扫描和连续扫描等多种测试内容，并辅以表面流态观测试验，以提供尽量详实的气动数据来支撑后期分析研究。

模型主要试验采用Z形腹部支撑，如图6所示。试验中布置两台红外相机用于进行转捩观测和录像，一台拍摄左侧机翼上表面，一台拍摄左侧机翼下表面。两台相机均采用三脚架云台进行安装，便于调整姿态进行观测。另外，于风洞底部布置两台相机，用于对机翼的变形荧光标记点进行观测，于风洞顶部布置两台相机对平尾的变形标记点进行观测。每个相机都放置在一个压力调节盒中，安装在相应测试部分的玻璃观测窗外侧。试验测量过程中，采用波长为395～405 nm的紫外LED灯以产生特殊的照明条件，因为紫外照明下可以保证图像具有高对比度，同时将干扰反射控制在最低限度。

图6 试验模型的Z形腹撑Fig. 6 Model on the Z sting support

为确保风洞试验数据能够为CFD模拟及验证工作有效使用，通过前述对风洞试验模型和测量方式的设计，在模型不同部位安排不同的测试项目，可以实现对气动力、机翼表面压力分布、机翼红外热图和机翼变形的同步测量。

风洞试验中对支架干扰和洞壁干扰进行了研究。支架干扰修正研究过程中在全攻角范围内，采用背部支撑的方式进行不带假支架和带假支架的两组试验，分析得到支架干扰的影响量。拆除假支架后，后方立柱与洞壁之间仍会存在远场干扰，因此需要对空试验段（无模型，保留远场中部支架，即图7（b）中去掉模型和背部支撑后的剩余部分）进行测试，以便在进行支架干扰修正的同时开展阻力方向的浮力修正。洞壁干扰修正研究过程中假设洞壁与试验模型的距离足够远，此时洞壁产生的扰动可以认为是线性的，可以根据考虑压缩性修正的线性势流理论方法，结合测量得到的壁面压力分布、模型载荷和模型位置，计算得到洞壁干扰对流场参数的修正量。图7为支架干扰研究试验中带假支架和不带假支架的倒装模型安装图。

图7 支架干扰研究试验中带假支架和不带假支架的模型Fig. 7 Model in the support interference correction test with and without dummy support

对于机翼变形测量，由于试验过程中模型和相机的振动，所测量并解算得到的数据需要经过拟合后才能作为变形数据。数据处理过程中，首先需要将一组相机拍摄得到的二维标记点数据转换为三维网格数据，然后在假定机身等标记点为刚体的前提下，通过对比未吹风数据和吹风数据求解得到机翼和平尾的变形量。

风洞试验过程中还开展了彩色油流试验，完成了右侧机翼、机头、翼身整流罩、发动机挂架和后机身表面的流动观测。在机翼上表面/下表面、翼身整流罩前方、机头和后机身涂抹不同颜色油料，实现对表面流动细节的捕捉。试验过程中，首先将模型调整到所需的试验迎角，然后启动风洞并维持流场至模型表面获得稳定的流态，为防止风洞关车过程中表面油料发生变化，试验过程中采用摄像机对油流进行摄像，并且在试验完成后采用相机对最终的表面油流图像进行拍照。

3 结果与讨论

3.1 风洞试验结果验证

对全机构型马赫数0.85、雷诺数4.7×106的典型风洞试验状态，将2018年的风洞试验结果与2013年的风洞试验结果进行了重复性验证，结果如图8所示[20]，升力系数CL、阻力系数CD和俯仰力矩系数Cm的差异均在允许值范围内。机翼压力系数分布的重复性结果如图9所示，两次风洞试验测量结果吻合较好，仅有部分截面前缘附近因转捩带和迎角不完全一致存在微小差异。

图8 气动特性重复性试验结果（Ma = 0.85，Re = 4.7×106）Fig. 8 Repeatbility of lift, drag, and moment coefficients(Ma = 0.85，Re = 4.7×106)

图9 压力系数分布重复性试验结果（Ma = 0.85，Re = 4.7×106）Fig. 9 Repeatbility of pressure coefficients(Ma = 0.85，Re = 4.7×106)

为了提高试验效率，2013年第一期风洞试验开始之前，预先使用CAE软件对机翼变形进行了有限元预测。结合风洞试验模型支架的几何数模，采用CFD方法，对包含变形机翼和支架的模型进行仿真分析，由此可以在DNW风洞试验过程中实时将仿真结果[18]与风洞试验结果进行对比。2018年第二期试验中同样进行了实时对比，并注意到个别截面的压力分布与CFD结果略有差别，分析发现是该截面前缘附近的转捩带颗粒点距离测压孔过近产生了干扰。重新优化其位置，优化后的截面压力分布试验测量值与CFD结果重合。调整前后的截面压力系数分布与CFD结果的对比如图10所示（展向65%截面）[20]。

图10 仿真分析和风洞试验的压力系数分布结果对比Fig. 10 Comparison of pressure coefficients between numerical simulation and wind tunnel tests

同时，将试验结果与包含机翼变形和支撑装置的CFD结果进行对比，既能够验证风洞试验结果的准确性，又可以验证五年跨度的试验重复性。这种方法有助于加快风洞试验的进度。

由试验结果可见，两次风洞试验数据保持了良好的一致性，表明模型和风洞的特性在五年内保持稳定，也证明了两期风洞试验数据具有可延续性。

3.2 风洞试验结果修正

以翼身组合体典型风洞试验状态（Ma= 0.85、Re= 4.7×106）为例，对比未经修正的试验结果（图中标注为UNC）、经过支架干扰修正的试验结果（图中标注为SIC）、经过支架和洞壁干扰修正的试验结果（图中标注为SWIC），如图11所示。支架干扰修正使升力系数减小、阻力系数略偏大、俯仰力矩系数的结果略向抬头方向移动。因为支架干扰试验时模型反装，不便进行压力测量和机翼变形量测量，因此没有对压力系数分布进行支架干扰修正。而根据文献[18]的分析，支架干扰对实际压力分布会产生较为明显的影响，因此在仿真分析时考虑支架干扰和洞壁干扰影响，可以获得与风洞测试更加一致的数据，进而进一步发挥CFD在数据修正中的作用。

图11 修正前后翼身组合体力系数和力矩系数的对比Fig. 11 Comparisons of force and torque coefficients of BW before and after correction

3.3 转捩方式对试验结果的影响

模型风洞试验以湍流流动为主，针对少数工况开展自然层流状态风洞试验研究。在模型表面使用转捩点完成固定转捩，以确保试验过程模型处于湍流状态。在上翼面距前缘7%c、下翼面距前缘5%c位置处设置机翼转捩点。转捩点的尺寸根据巡航工况Ma= 0.85、Re= 4.7×106进行优化，两期试验中机翼上转捩点的高度为3.5毫英寸（≈0.0889 mm）。同时试验中发现，即使对于雷诺数小于4.7×106的状态，该转捩点同样可以诱发转捩。为分析转捩方式对试验结果的影响，对Ma= 0.85、Re= 4.7×106的全机典型风洞试验状态，进行固定转捩和自由转捩的试验结果对比，并同时对比同马赫数下Re= 3.0×106时固定转捩的结果，如图12所示。由图可见：在试验范围内，由于雷诺数的差异不大，因此对升力系数和力矩系数的影响很小；雷诺数较大时，阻力系数略有减小，符合雷诺数影响的规律。自由转捩和固定转捩对试验结果的影响相对明显，自由转捩时升力系数增大、阻力系数减小、俯仰力矩系数偏向低头，这是因为在试验雷诺数下自由转捩的层流区加大、附面层减薄。相较于同状态的固定转捩试验，自然转捩试验最小阻力系数约减小23 counts（9.7%），最大升力系数约增大0.13（17%），零升力矩系数约减小0.009（7.7%）。

图12 固定转捩和自由转捩的风洞试验结果对比Fig. 12 Comparison of wind tunnel test results between fixed and free transition

试验中，模型缩比导致试验雷诺数与真实飞行雷诺数差异较大。在试验过程中，为准确模拟机翼表面的流动状态，确认粗糙带是否实现了流动转捩显得十分重要。因此，在精确的标模风洞试验中，有必要采用红外观测的方式确认在各马赫数、雷诺数和迎角下，粗糙带均成功引起了机翼表面流动转捩。但是，在保证翼面流动发生转捩的同时，也需要尽量减小转捩点高度等参数，以尽量减小对阻力等带来的附加影响。

3.4 变形测量标记点对试验结果的影响

2013年首期试验中，CAE-AVM机翼变形的测量是根据中方需求、由荷兰宇航院（NLR）的专家携带其设备到DNW风洞进行的。首期试验后，DNW考虑到未来大展弦比飞机精细化试验的潜在需求，投资建立了模型变形测量的SPR技术能力，其高像素相机和处理软件可以实现在更多的部件上设置更多的荧光标记点，以更准确地开展变形测量。为此，在2018年的第二期CAE-AVM风洞试验中，对标记点密度进行了研究。在右侧机翼下表面和平尾上表面布置了较高数量的测量点，其中机翼沿展向共布置了15个主剖面、14个辅助剖面、共127个标记点，再加上平尾和机身，测量点总数共209个。试验中，对翼身组合体和平尾不带升降舵的全机构型开展了变形测量，试验马赫数0.2～0.9，采用顿点迎角扫描法，单个迎角下每个相机拍摄100张紫外荧光点图像，以此来综合振动等带来的影响，实现更高准确度的变形测量。图13给出了风洞试验中机翼和平尾的法向变形和扭转角变形沿展向分布的测量值，为避免曲线过密，仅绘制了最大、最小和典型迎角的数据。从图中可以看出，尽管采用了数据拟合，由于测量时的振动和光线影响，扭转角变形曲线沿展向仍有一定的波动，而且翼尖点明显呈现为负扭转。考虑到模型机翼结构和展向升力分布的连续性，特别是翼尖附近的升力迅速减小，变形测量数据在使用时需要去掉翼尖的负扭转值，并且构建横坐标为展向站位和迎角、纵坐标为变形量的三维曲面，对变形量进一步采用最小二乘法进行光顺等措施，所得结果如图13（b）中虚线所示。测量显示，CAE-AVM机翼在设计马赫数和升力系数附近，即图中迎角2.5°状态，机翼翼尖扭转角变形量约为−0.95°，该值与试验前对模型机翼进行气动载荷下的有限元变形分析结果一致。对于平尾翼尖扭转角，由于模型当地弦长较短、标记点较少、光线影响和模型抖动等原因，造成展向70%左右的数据点有明显上跳。考虑到平尾的载荷较小，整个迎角范围内平尾法向变形量仅为−0.5～0.3 mm，平尾翼尖扭转变形量范围仅为−0.05°～0.06°，因此对于全钢结构的实心平尾，可以认为其变形很小。

图13 机翼和平尾翘曲和扭转变形风洞试验结果Fig. 13 Bending and twist deformations of wing and horizontal tail

为了研究高密度荧光标记点对流动和气动数据测量的影响，探讨更为合理的标记点分布，在首轮测量全部完成后，去掉了所有标记点，在同样试验马赫数和迎角范围内逐一进行了各试验状态的第二轮测量。图14展示了有荧光标记点和无荧光标记点的气动数据测量结果[20]，可以发现，高密度的荧光标记点对CAE-AVM风洞试验模型的气动特性存在一定影响，升力系数和俯仰力矩系数的差异在0.01以内，阻力系数的差异在0.0002以内。因此，在模型变形测量时，应该结合精度要求对标记点的数量进行适当优化。例如对于本期模型试验，参考2013年试验设置的点数，在展向15个主剖面的前提下，标记点的数量可以减少约50%，同时有必要开展去掉标记点的第二轮测量，以确定标记点的影响量和气动数据的准确性。另外，模型制造和试验中尽量将标记点设计在对流动影响较小的区域，如机翼下表面和平尾上表面，以尽量减小影响量。根据文献[18]，机翼变形对机翼气动特性和压力分布均有较为明显的影响，因此在风洞试验中同步开展变形测量十分必要。

图14 荧光标记点对风洞试验结果的影响（Ma = 0.85，Re = 4.7×106）Fig. 14 Influence of fluorescent markers on wind tunnel test results (Ma = 0.85, Re = 4.7×106)

3.5 跨声速压缩性对气动特性的影响

图15给出了马赫数0.78～0.90、雷诺数4.7×106的翼身组合体升力系数和阻力系数试验曲线。由图可见，随着马赫数增大，升力线斜率均逐渐增大，最小阻力系数逐渐增大。随着巡航马赫数的提高，所需的升力系数减小，在可能巡航升力系数（CL= 0.6～0.35）区间（图中方框显示），马赫数0.78～0.9所对应的阻力系数变化与设计点（图中圆圈显示，Ma= 0.85、CL=0.5）相比，没有急剧变化，表明模型可以在较宽的跨声速段保持良好的气动性能。

图15 CAE-AVM BW构型不同马赫数升阻力系数试验曲线Fig. 15 Lift and drag coefficients of CAE-AVM BW at different Mach numbers

分析试验雷诺数下翼身组合体、翼身组合体加尾翼、全机三种外型阻力系数随马赫数的变化过程，可以发现，升力系数为0.5时其变化规律基本一致，阻力系数均在马赫数0.86开始快速增加，可见垂尾/平尾和发动机舱不是阻力系数发散的主导因素。分析机翼各截面压力分布随马赫数的变化规律，可以发现，当Ma＞0.85时，展向45%、55%和65%三个截面的激波强度随着马赫数的增大而增强较快，这与CAEAVM相对厚度较大的机翼特性相符合；当Ma=0.87时，展向55%截面的上翼面后缘附近压力系数分布曲线变平缓，呈现流动分离现象，开始导致阻力发散。对比当Ma= 0.85和0.87、CL= 0.5的表面油流试验结果（图16），可以发现，Ma= 0.87时，机翼中段后缘附近发生了分离，这与前述压力分布的分析结果一致，也符合较低雷诺数下激波诱导附面层分离较早的规律。