CHN-T1標模2.4米風(fēng)洞氣動特性試驗研究

李 強, 劉大偉, 許 新, 陳德華

(1. 空氣動力學(xué)國家重點實驗室, 綿陽 621000;2. 中國空氣動力研究與發(fā)展中心 高速空氣動力研究所, 綿陽 621000)

0 引 言

在進行飛機模型的風(fēng)洞試驗之前，通常須通過相應(yīng)標模試驗來檢驗風(fēng)洞是否滿足試驗需求[1-3]?，F(xiàn)代大型飛機多采用大展弦比超臨界后掠機翼、船尾型后體的氣動布局，導(dǎo)致其氣動特性對風(fēng)洞流場變化非常敏感，氣動設(shè)計對風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)精準度的要求很高[4-5]。因此，必須建立能充分代表現(xiàn)代大展弦比飛機氣動特征的大飛機標模及其試驗數(shù)據(jù)體系，用于檢驗風(fēng)洞性能和現(xiàn)代大展弦比飛機風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的可靠性[6-7]。此外，以標模為研究對象還可以用于研究開發(fā)新型風(fēng)洞試驗技術(shù)，和開展某些空氣動力現(xiàn)象研究、評估和驗證CFD算法等。

隨著試驗空氣動力學(xué)技術(shù)的發(fā)展進步，國際上諸多先進的空氣動力學(xué)試驗機構(gòu)都相繼建立了自己的大飛機標模試驗數(shù)據(jù)體系，例如AGARD機構(gòu)的TF-8A標模，法國航空航天研究院建立的ONERAM及C5系列標模，德國航空航天研究院的DLR-F4、DLR-F6系列運輸機標模，美國NASA的CRM標模等。2000年后，兩座著名的低溫風(fēng)洞——美國NTF和歐洲ETW以DLR_F6和CRM標模為對象開展了大量的大飛機風(fēng)洞試驗技術(shù)研究[8-11]，眾多CFD研究機構(gòu)也不甘落后，紛紛以此為契機發(fā)展提高了自身數(shù)值計算能力[12-14]。

我國目前最大口徑的跨聲速風(fēng)洞為2.4 m跨聲速風(fēng)洞[15]。它使用的Ty-154民機標模是20世紀90年代末期建立的，其翼型為自然層流翼型，對馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等流動條件的敏感性不足，不能充分反映現(xiàn)代大展弦比飛機的氣動特點，標模試驗數(shù)據(jù)不能檢驗風(fēng)洞性能是否滿足現(xiàn)代大展弦比飛機試驗要求[16]。

為此，中國空氣動力研究與發(fā)展中心組織人員著手研發(fā)用于風(fēng)洞試驗和CFD 可信度驗證的、具有窄體機身超臨界機翼特征的運輸機標模 CHN-T1[17-18]。為了驗證設(shè)計結(jié)果，考核氣動性能，促進新標模數(shù)據(jù)體系的建立，為首屆中國空氣動力學(xué)大會CHN-T1專題研討會的CFD驗證提供參考數(shù)據(jù)，在2.4 m跨聲速風(fēng)洞中進行了一期驗證試驗。

CFD可信度驗證一般包括宏觀的積分氣動力對比及流場細節(jié)特征捕捉對比兩方面。因此在氣動力方面，針對CHN-T1標模，本文開展了縱橫航向基準試驗、變雷諾數(shù)試驗、轉(zhuǎn)捩對比試驗、變形測量試驗，在流場細節(jié)方面開展了模型表面流譜觀察試驗。

1 模型與設(shè)備

1.1 試驗?zāi)Ｐ图爸畏绞?/h3>

CHN-T1標模試驗?zāi)Ｐ涂s比為1∶19.23，如圖1所示，參考面積0.257 8 m2，模型展長為1.548 2 m, 平均氣動弦長為0.193 7 m, 機身長度為1.574 4 m，模型零迎角時在2.4米風(fēng)洞中的堵塞度約為0.97%。

CHN-T1標模試驗?zāi)Ｐ陀芍袊諝鈩恿ρ芯颗c發(fā)展中心高速所設(shè)計并組織加工，采用低溫材料18鎳200級Maraging鋼，模型分為機頭、機身、機翼、平尾和垂尾等部件(見圖2)。模型試驗采用自由轉(zhuǎn)捩和固定轉(zhuǎn)捩兩種方式。固定轉(zhuǎn)捩時，采用柱狀轉(zhuǎn)捩帶，在機翼、平尾上下表面和垂尾左右表面距前緣7%弦長處粘貼高度為0.1 mm的轉(zhuǎn)捩帶，距模型頭部尖點25 mm處粘貼高度為0.18 mm的轉(zhuǎn)捩帶。下文圖表如無特殊說明均為采用固定轉(zhuǎn)捩方式的試驗結(jié)果。

圖1 CHN-T1標模外形圖Fig.1 CHN-T1 standard model

基本縱向試驗中，模型、天平、支桿通過直接頭安裝在風(fēng)洞彎刀上；橫航向試驗時，模型、天平、支桿通過12°雙轉(zhuǎn)軸安裝在風(fēng)洞中，通過預(yù)偏側(cè)滑角進行試驗。

圖2 CHN-T1模型部件示意圖Fig.2 Components of CHN-T1 model

1.2 風(fēng)洞

本文試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心2.4 m跨聲速風(fēng)洞(FL-26)中進行。該風(fēng)洞是我國自行設(shè)計建造的第一座世界量級的大型高速風(fēng)洞，是一座試驗段尺寸為2.4 m×2.4 m的引射式、半回流、暫沖式跨聲速增壓風(fēng)洞。試驗Ma數(shù)范圍0.30～1.40，本研究試驗在全?？妆谠囼灦芜M行，試驗段開孔率4.3%。試驗?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中的位置如圖3所示。

1.3 天平支撐及其它測量裝置

試驗天平采用六分量天平4N6-64B，表1給出了天平的體軸系校準載荷。

機翼變形測量采用VMD視頻測量系統(tǒng)，試驗?zāi)Ｐ椭糜谠囼灦涡母浇?圖4)。兩臺攝像機安裝于試驗段上方的兩個預(yù)留窗口位置處，左右對稱位于試驗?zāi)Ｐ偷恼戏?，兩臺攝像機的交匯測量區(qū)域為試驗?zāi)Ｐ偷膯蝹?cè)機翼，通過專用視頻圖像識別處理軟件計算獲取機翼變形量。

圖3 CHN-T1標模在2.4米風(fēng)洞中試驗照片F(xiàn)ig.3 Photo of CHN-T1 standard model tested in 2.4 m wind tunnel

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

圖4 VMD測量相機及機翼標記點Fig.4 Cameras of VMD system and the mark points on the wing surface

2 試驗方法

試驗Ma數(shù)范圍0.40～0.90，模型名義迎角范圍-6°～15°，雷諾數(shù)范圍Re=(3.3～7.5)×106。試驗主要采用連續(xù)變迎角方式，迎角機構(gòu)運行速度為1°/s，迎角采集階梯間隔為0.25°，側(cè)滑角-3°～12°。

對測力試驗結(jié)果進行以下修正：(1) 修正了天平及支桿彈性角對模型姿態(tài)角的影響，(2) 扣除了風(fēng)洞試驗段平均氣流偏角的影響；(3) 進行了力矩從天平校心到模型力矩參考中心的轉(zhuǎn)換；(4) 扣除了模型自重對氣動力的影響；(5) 修正了底阻的影響，修正后的軸向力為Cx+(p-pb)Sb/QS(其中Cx代表模型體軸系軸向力系數(shù)，Sb取模型尾部支桿空腔截面積，p代表風(fēng)洞流場靜壓，pb模型底部空腔內(nèi)靜壓)；(6) 修正了浮阻的影響。上述修正項的詳細修正流程請參考文獻[19,20]。

3 結(jié)果與討論

3.1 試驗數(shù)據(jù)精度驗證

圖5為Ma=0.78、β=3°下的7次重復(fù)性精度試驗結(jié)果，表2給出了7次均方根誤差結(jié)果，可以看出CL、Cm、CY、Cn、Cl的試驗精度滿足國軍標合格指標，略低于先進指標；在較小迎角(-2°≤α≤2°)下CD試驗精度位于國軍標先進指標附近。

圖5 重復(fù)性試驗結(jié)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 試驗數(shù)據(jù)準度驗證

為驗證風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)準確度，在保證試相同試驗?zāi)Ｐ团c條件下(Ma=0.78、Re=3.3×106)，與ETW風(fēng)洞試驗結(jié)果進行了比較。由表3可以看出，兩座風(fēng)洞CD0僅差0.000 25，吻合較好。如圖6所示，兩組數(shù)據(jù)相關(guān)性較好。

通過3.1節(jié)與3.2節(jié)精準度驗證可證明本文試驗數(shù)據(jù)精準度較高，可用于標模試驗數(shù)據(jù)體系建設(shè)。

表3 與ETW風(fēng)洞主要縱向?qū)?系)數(shù)對比Table 3 Comparison of longitudinal aerodynamic derivatives and coefficients

3.3 基本縱橫向試驗

表4給出了CHN-T1標模主要縱向試驗結(jié)果。圖7給出了CHN-T1標?；究v向試驗曲線，可以看出，隨馬赫數(shù)增加，標模的升力線斜率逐步增大，在Ma=0.8達到最大后迅速減小，升力拐折點隨馬赫數(shù)增大逐步提前，表明機翼上流動分離隨馬赫數(shù)增大提前出現(xiàn)；在Ma≤0.8時，焦點隨馬赫數(shù)變化很小，在Ma>0.8時，焦點隨馬赫數(shù)增加迅速后移；阻力隨馬赫數(shù)變化符合超臨界機翼特征規(guī)律，其阻力發(fā)散馬赫數(shù)介于0.8～0.85之間。在巡航馬赫數(shù)下(Ma=0.78)，其最大升阻比Kmax超過15，出現(xiàn)在迎角3°附近。

相比于Ty-154標摸[21]，CHN-T1標摸具有巡航馬赫數(shù)高，最大升阻比高，主要氣動特性與現(xiàn)代大型客機更為接近的優(yōu)勢。

圖6 與ETW風(fēng)洞試驗結(jié)果對比(Ma=0.78,Re=3.3×106)Fig.6 Comparison of test results with those from ETW (Ma=0.78,Re=3.3×106)

圖7 縱向試驗結(jié)果Fig.7 Results of longitudinal tests

表5列出了Re=3.3×106下三個典型馬赫數(shù)及迎角下的試驗結(jié)果以供參考。

表4 CHN-T1標模主要縱向?qū)?系)數(shù)Table 4 Longitudinal aerodynamic derivatives and coefficients of CHN-T1 standard model

表5 CHN-T1標模典型試驗結(jié)果列表Table 5 Typical test results of CHN-T1 standard model

圖8給出了CHN-T1標模橫向氣動特性試驗曲線，表6給出了主要橫向試驗結(jié)果。結(jié)果顯示，在試驗范圍內(nèi)，全機橫航向靜穩(wěn)定。在Ma=0.6條件下，航向穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)隨迎角變化不大，橫向穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)在迎角7°附近達到最大。

圖8 橫向試驗結(jié)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 增壓變雷諾數(shù)試驗

變雷諾數(shù)試驗通過改變2.4 m風(fēng)洞開車總壓實現(xiàn)。本文試驗雷諾數(shù)對應(yīng)的開車總壓范圍為(134～303) kPa。

圖9為變雷諾數(shù)試驗曲線，可以看出，在試驗馬赫數(shù)條件下，隨著雷諾數(shù)增大，模型CL增加，CD降低，升阻比增大，與超臨界機翼雷諾數(shù)影響規(guī)律是吻合的。當Re為3.3×106、6.0×106、7.5×106分別對應(yīng)的最小阻力為0.022、0.0225、0.0202。

3.5 轉(zhuǎn)捩方式對比試驗

圖10為自由/固定轉(zhuǎn)捩對比試驗曲線，可以看出自由轉(zhuǎn)捩方式試驗結(jié)果CL較大，CD較小，類似于更高雷諾數(shù)條件下的試驗結(jié)果。當固定轉(zhuǎn)捩時，最小阻力為0.0208，當自由轉(zhuǎn)捩方式時，最小阻力為0.0177。

3.6 油流試驗

油流試驗中，采用了氣動中心自研的二氧化鈦粉末+機油+熒光粉+油酸抗凝劑組合的油流試劑[22]，對模型表面流動細節(jié)進行觀測。

在Ma=0.78條件下進行了α=2.2°、β=0°及α=4°、β=0、12°等典型狀態(tài)的試驗，圖11給出了試驗照片。可以看出，模型翼面前緣7%弦長處轉(zhuǎn)捩楔清晰可見，固定轉(zhuǎn)捩效果明顯，大側(cè)滑試驗時，垂尾背風(fēng)側(cè)橫向流動及翼面回流等分離特征明顯。流譜顯示結(jié)果與大型飛機典型流動特征相一致，試驗獲得的流動細節(jié)可用于指導(dǎo)飛行器型號優(yōu)化設(shè)計，CFD模擬驗證，也可用于試驗支撐干擾的最小化設(shè)計。

3.7 模型變形測量試驗

大展弦比飛機在風(fēng)洞試驗過程中會出現(xiàn)上反、彎曲等模型彈性變形，導(dǎo)致試驗結(jié)果與理想的剛性模型結(jié)果存在差異，特別是變雷諾數(shù)試驗中的增壓過程導(dǎo)致模型機翼的彈性變形更加明顯，帶來偽雷諾數(shù)效應(yīng)。為了減小模型彈性變形對試驗結(jié)果的影響，研究使用VMD技術(shù)對模型變形進行測量，在后續(xù)研究中可結(jié)合數(shù)值模擬方法，開展模型彈性變形影響修正。

圖12給出了Ma=0.78時模型不同迎角下機翼扭轉(zhuǎn)和上反變形隨展長分布的曲線，結(jié)果顯示：不同迎角下模型變形量差別較大，隨著展長增加，變形量逐漸增大。α=5°時翼尖上反變形接近8 mm，扭轉(zhuǎn)變形可達-0.6°。

圖9 變雷諾數(shù)試驗結(jié)果(Ma=0.78)Fig.9 Results of Reynolds number variation tests(Ma=0.78)

圖10 轉(zhuǎn)捩方式對比試驗結(jié)果(Ma=0.7)Fig.10 Comparison results of transition method (Ma=0.7)

圖11 油流試驗結(jié)果(Ma=0.78)Fig.11 Results of oil tests(Ma=0.78)

圖12 模型變形測量試驗結(jié)果(Ma=0.78)Fig.12 Test results of model deformation(Ma=0.78)

4 結(jié) 論

(1) CHN-T1標模在2.4米風(fēng)洞中的試驗數(shù)據(jù)規(guī)律合理，量值可靠；

(2) CHN-T1標模在高速條件下具有良好的升阻特性，符合現(xiàn)代大展弦比飛機的典型氣動特征；

(3) CHN-T1標模在2.4 m風(fēng)洞中的氣動數(shù)據(jù)精度較好，可用于2.4 m跨聲速風(fēng)洞大展弦比飛機標模試驗數(shù)據(jù)體系建設(shè)，為CFD方法和軟件的驗證與確認工作提供了基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。