楊賢文，劉 昕

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽 621000）

運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)支撐形式及支撐干擾研究

楊賢文＊，劉 昕

（中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽 621000）

選擇合適的支撐形式并扣除支撐干擾是運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)的關(guān)鍵問題。采用理論計(jì)算、測力和測壓試驗(yàn)等手段研究了不同偏度尾支撐、葉片腹支撐對運(yùn)輸類飛機(jī)氣動(dòng)特性的支撐干擾。采用葉片腹支撐分別與0°、5°、15°、30°假尾支撐組合試驗(yàn)及垂尾支撐分別與0°、5°、15°、30°假尾支撐組合試驗(yàn)獲得相應(yīng)尾支撐的干擾特性，采用0°尾支撐與假葉片腹支撐組合試驗(yàn)獲得葉片腹支撐的干擾特性。研究表明：0°／5°尾支撐修正支撐干擾后的試驗(yàn)結(jié)果與前位葉片腹支撐修正支撐干擾后的試驗(yàn)結(jié)果一致性較好，0°／5°尾支撐作為主支撐、前位葉片腹支撐作為輔助支撐是運(yùn)輸類飛機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)較好的一種支撐系統(tǒng)，采用該支撐獲得的試驗(yàn)結(jié)果是可信的；由于很難準(zhǔn)確獲得大偏度尾支撐的支撐干擾，大偏度（例如30°）尾支撐修正支撐干擾后的試驗(yàn)結(jié)果誤差較大，選擇大偏度尾支撐作為主支撐進(jìn)行運(yùn)輸類飛機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)是不合適的。

支撐干擾；運(yùn)輸機(jī)；高速風(fēng)洞；尾支撐；葉片腹支撐

0 引 言

模型在風(fēng)洞中做試驗(yàn)是通過支撐裝置支撐在試驗(yàn)段中進(jìn)行的。由于支撐裝置的存在，使繞模型的流場發(fā)生改變，支撐裝置產(chǎn)生的支撐干擾必須扣除。對于發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在后機(jī)身內(nèi)的飛機(jī)模型，最適宜采用尾支撐進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)［1］。運(yùn)輸機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)通常安裝在機(jī)翼下面或機(jī)身外側(cè)，后機(jī)身呈船尾型上翹收縮，如果采用尾支撐進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，模型與真實(shí)飛機(jī)尾部繞流差異較大，故這類模型常采用葉片腹支撐進(jìn)行試驗(yàn)［1］，但是采用葉片腹支撐無法進(jìn)行橫航向試驗(yàn)。國外主要采用尾支撐進(jìn)行運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)［24］，并采用垂尾支撐或機(jī)翼外翼支撐修正尾支撐干擾，但垂尾支撐無法修正全機(jī)構(gòu)型的尾支撐干擾。受機(jī)翼外翼強(qiáng)度限制，機(jī)翼外翼支撐適用于大風(fēng)洞。在文獻(xiàn)［4］中，由于機(jī)翼外翼支撐對機(jī)翼升力系數(shù)的干擾未知，只采用機(jī)翼外翼支撐進(jìn)行了后機(jī)身測力試驗(yàn)，未采用機(jī)翼外翼支撐進(jìn)行全機(jī)測力試驗(yàn)。國外關(guān)于葉片腹支撐修正運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)尾支撐干擾的文獻(xiàn)較少，但關(guān)于葉片腹支撐修正其它類型模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)尾支撐干擾的文獻(xiàn)較多［5－8］。國內(nèi)對運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)葉片腹支撐形式進(jìn)行了初步研究［9］，研究表明，前位（腹支撐軸向位置在機(jī)身下方較靠前的位置）葉片腹支撐對運(yùn)輸機(jī)模型氣動(dòng)特性的干擾小于后位葉片腹支撐。

在運(yùn)輸機(jī)研制過程中，需要進(jìn)行大量的高速風(fēng)洞選型試驗(yàn)及定型后的氣動(dòng)特性測試試驗(yàn)，模型支撐形式選擇不當(dāng)會(huì)導(dǎo)致運(yùn)輸機(jī)模型俯仰力矩系數(shù)（配平迎角）、阻力系數(shù)等氣動(dòng)特性測量結(jié)果出現(xiàn)很大的偏差，嚴(yán)重影響運(yùn)輸機(jī)研制進(jìn)程。借鑒國內(nèi)外模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)經(jīng)驗(yàn)，可選用尾支撐進(jìn)行運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)。在尾支撐偏度選取方面，部分研究人員建議采用大偏度尾支撐從而減少船尾型尾段的外形破壞面積。為了選取較優(yōu)的尾支撐偏度，并確定一套合理的經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證的運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)支撐方案，針對某運(yùn)輸機(jī)模型開展了高速風(fēng)洞支撐干擾試驗(yàn)研究，獲得了0°、5°、15°、30°尾支撐及前位葉片腹支撐對運(yùn)輸機(jī)模型氣動(dòng)特性的干擾特性，分析了不同偏度尾支撐及前位葉片腹支撐修正支撐干擾后的試驗(yàn)結(jié)果的合理性，確定了較優(yōu)的運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)支撐形式。

1 模型與試驗(yàn)設(shè)備

1.1 模型

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑閳A形剖面機(jī)身、上單翼、T型尾翼及翼吊布局運(yùn)輸機(jī)模型，模型可組拆成機(jī)身、全機(jī)無尾及全機(jī)等構(gòu)型。模型測壓尾段下表面測壓點(diǎn)位置分布見圖1，共有6個(gè)測壓縱剖面（順流向）。

圖1 模型尾段測壓點(diǎn)位置分布示意圖Fig.1 Schematic of pressure measurement points distribution of the model tail

1.2 試驗(yàn)設(shè)備

FL-24風(fēng)洞是試驗(yàn)段橫截面為1.2m×1.2m的半回流、暫沖式跨超聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)Ma數(shù)為0.4～3.0。全機(jī)模型在FL-24風(fēng)洞試驗(yàn)段中0°迎角時(shí)堵塞度約為1.0%。

0°尾支桿在模型尾部處的直徑為34mm；5°、15°、30°尾支桿在模型尾部處的直徑為32mm；前位葉片腹支撐安裝于機(jī)身腹部，支撐剖面采用對稱低阻翼型，根據(jù)文獻(xiàn)［1］腹支撐的后掠角宜在30°～45°之間為好，取前位葉片腹支撐后掠角為30°，靠近機(jī)身腹部的支撐剖面弦長160mm，最大厚度為16mm。圖2為模型0°、5°、15°、30°尾支撐、前位葉片腹支撐及垂尾支撐安裝示意圖。

圖2模型安裝示意圖Fig.2 Schematic of the model mounted on the supports

采用氣動(dòng)中心高速所六分量電阻應(yīng)變天平測量模型的氣動(dòng)力和力矩，采用電子掃描閥測量模型尾段表面壓力。

2 研究方法

2.1 試驗(yàn)方法

分別采用0°、5°、15°、30°尾支撐及前位葉片腹支撐作為主支撐對模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)。采用前位葉片腹支撐分別測量模型帶／不帶0°、5°、15°、30°假尾支撐時(shí)的氣動(dòng)特性從而獲得0°、5°、15°、30°假尾支撐對模型氣動(dòng)特性的干擾量；采用垂尾支撐分別測量模型帶／不帶0°、5°、15°、30°假尾支撐時(shí)的氣動(dòng)特性從而也獲得0°、5°、15°、30°假尾支撐對模型氣動(dòng)特性的干擾量；采用0°尾支撐分別測量模型帶／不帶假前位葉片腹支撐時(shí)的氣動(dòng)特性從而獲得假前位葉片腹支撐對模型氣動(dòng)特性的干擾量。各主支撐試驗(yàn)結(jié)果扣除相應(yīng)的支撐干擾可獲得支撐干擾修正結(jié)果。

2.2 前位葉片腹支撐軸向位置優(yōu)化

采用基于粘性自適應(yīng)笛卡爾網(wǎng)格空間推進(jìn)的數(shù)值優(yōu)化方法對葉片腹支前緣距機(jī)頭距離60mm、90mm、120mm、150mm軸向位置分別進(jìn)行了腹支撐干擾計(jì)算，比較發(fā)現(xiàn)腹支前緣距機(jī)頭距離90mm時(shí)對全機(jī)模型支撐干擾最小，最后確定了此軸向位置作為腹支撐安裝位置。

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

支撐干擾量△C（C為阻力系數(shù)CD、俯仰力矩系數(shù)Cm、升力系數(shù)CL及模型尾段表面壓力系數(shù)Cp）按以下方式定義：

3.1 尾支撐對模型機(jī)身、全機(jī)構(gòu)型氣動(dòng)力的干擾特性

圖3為Ma＝0.74時(shí)前位葉片腹支撐測力試驗(yàn)獲得的假尾支撐對機(jī)身構(gòu)型干擾特性曲線，圖4為Ma＝0.74時(shí)垂尾支撐測力試驗(yàn)獲得的假尾支撐對機(jī)身構(gòu)型干擾特性曲線。圖中，假尾支撐表示假尾支撐在模型尾段外且與模型尾段保持3mm間隙，模型尾段為封閉的真實(shí)尾段，無尾支桿空腔；假尾支撐（伸入）表示假尾支撐伸入模型尾段內(nèi)約2cm，模型尾段模擬了部分尾支桿空腔。

圖3 腹支撐試驗(yàn)獲得的假尾支撐對機(jī)身構(gòu)型干擾特性（Ma＝0.74）Fig.3 Dummy sting support interference on fuselage alone configuration obtained by strut support test at Ma＝0.74

圖4 垂尾支撐試驗(yàn)獲得的假尾支撐對機(jī)身構(gòu)型干擾特性（Ma＝0.74）Fig.4 Dummy sting support interference on fuselage alone configuration obtained by vertical tail support test at Ma＝0.74

前位葉片腹支撐、垂尾支撐測力試驗(yàn)獲得的假尾支撐對機(jī)身構(gòu)型的支撐干擾差異較小，表明此兩種輔助支撐是適用的，且獲得的假尾支撐干擾量是可信的。在0°迎角時(shí)，0°假尾支撐對船尾型尾段產(chǎn)生的堵塞效應(yīng)使船尾型尾段下表面大部分區(qū)域壓力增加，0°假尾支撐對機(jī)身構(gòu)型產(chǎn)生負(fù)△CD、負(fù)△Cm、正△CL的干擾；30°假尾支撐對船尾型尾段產(chǎn)生的堵塞效應(yīng)較0°假尾支撐減弱，30°假尾支撐相當(dāng)于大迎角下的細(xì)長體，其背風(fēng)面會(huì)出現(xiàn)較強(qiáng)體渦［10］，使船尾型尾段下表面大部分區(qū)域壓力減小，在0°迎角時(shí)，30°假尾支撐的體渦效應(yīng)強(qiáng)于堵塞效應(yīng)，其對機(jī)身構(gòu)型產(chǎn)生正△CD、正△Cm、負(fù)△CL的干擾；隨著假尾支撐偏度或試驗(yàn)迎角增加，假尾支撐產(chǎn)生的堵塞效應(yīng)減弱、體渦效應(yīng)增強(qiáng)，導(dǎo)致假尾支撐產(chǎn)生逐漸增大的△CD、△Cm和逐漸減小的△CL。

圖5為Ma＝0.74時(shí)前位葉片腹支撐測力試驗(yàn)獲得的假尾支撐對全機(jī)構(gòu)型干擾特性曲線。假尾支撐對全機(jī)、機(jī)身構(gòu)型產(chǎn)生的支撐干擾差別明顯，這是由于全機(jī)構(gòu)型的T型尾翼、機(jī)翼等部件均受到假尾支撐干擾所致。由于模型尾段空腔流動(dòng)狀態(tài)模擬存在差異，假尾支撐伸入模型尾段與否對模型氣動(dòng)特性的干擾存在差異。

圖6為0°假尾支撐（伸入）對全機(jī)構(gòu)型干擾特性隨Ma數(shù)變化曲線。在Ma＝0.6～0.8范圍內(nèi)，0°假尾支撐（伸入）對全機(jī)構(gòu)型產(chǎn)生負(fù)△CD、負(fù)△Cm、正△CL的干擾，Ma數(shù)不同，氣流壓縮性影響則不同，故0°假尾支撐（伸入）在不同Ma數(shù)時(shí)對全機(jī)構(gòu)型產(chǎn)生的干擾存在差異。

圖5 假尾支撐對全機(jī)構(gòu)型干擾特性（Ma＝0.74）Fig.5 Dummy sting support interference on complete aircraft configuration at Ma＝0.74

圖6 0°假尾支撐（伸入）對全機(jī)構(gòu)型干擾特性（Ma＝0.6～0.8）Fig.6 Interference caused by dummy 0°sting support inserted into model on complete aircraft configuration at Ma＝0.6～0.8

3.2 前位葉片腹支撐對模型機(jī)身、全機(jī)無尾、全機(jī)構(gòu)型氣動(dòng)力的干擾特性

圖7為通過0°尾支撐測力試驗(yàn)獲得的假前位葉片腹支撐干擾特性曲線。假前位葉片腹支撐對模型機(jī)身、全機(jī)無尾、全機(jī)構(gòu)型產(chǎn)生較小的△CD、△Cm、△CL。假前位葉片腹支撐在支撐前方誘導(dǎo)正壓場，在支撐剖面最大相對厚度位置的后方產(chǎn)生負(fù)壓場［9，11］，支撐前、后方壓差產(chǎn)生正△CD的干擾；負(fù)壓場引起的低頭力矩增量基本上大于正壓場引起的抬頭力矩增量，故△Cm基本上為負(fù)值；負(fù)壓場引起的負(fù)升力增量大于正壓場引起的正升力增量，故△CL為負(fù)值。

圖7 假前位葉片腹支撐干擾特性（Ma＝0.74）Fig.7 Interference caused by dummy frontal-attachmentlocation airfoil strut support at Ma＝0.74

3.3 尾支撐、前位葉片腹支撐對模型尾段下表面壓力系數(shù)的影響

圖8給出了在Ma＝0.74、α＝0°時(shí)假支撐對模型尾段下表面壓力系數(shù)的影響曲線。對于機(jī)身構(gòu)型，0°假尾支撐產(chǎn)生的干擾總體上使尾段下表面壓力增大，30°假尾支撐產(chǎn)生的干擾總體上使尾段下表面壓力減小，這與該狀態(tài)下，0°假尾支撐產(chǎn)生負(fù)△CD、負(fù)△Cm、正△CL及30°假尾支撐產(chǎn)生正△CD、正△Cm、負(fù)△CL的測力試驗(yàn)結(jié)果相吻合。假前位葉片腹支撐對全機(jī)模型尾段下表面壓力系數(shù)的影響很小，表明前位葉片腹支撐對模型尾段干擾很小，是修正尾支撐干擾的一種較好的支撐。

圖8 假支撐對模型尾段下表面壓力系數(shù)的影響（Ma＝0.74，α＝0°）Fig.8 Dummy support effects on pressure coefficient of lower surface for model tail at Ma＝0.74，α＝0°

3.4 支撐干擾修正結(jié)果

圖9給出了機(jī)身構(gòu)型修正支撐干擾后的阻力特性曲線，圖10給出了0°尾支撐（伸入）與其它不同支撐獲得的全機(jī)構(gòu)型阻力系數(shù)支撐干擾修正結(jié)果的差異量。在Ma＝0.74時(shí)，對于機(jī)身構(gòu)型，0°尾支撐測力試驗(yàn)與前位葉片腹支撐測力試驗(yàn)獲得的阻力系數(shù)修正結(jié)果差別很小，差異量基本上在0.0005之內(nèi)，且獲得的機(jī)身構(gòu)型阻力系數(shù)與理論計(jì)算值較為接近，而30°尾支撐測力試驗(yàn)獲得的阻力系數(shù)修正結(jié)果偏小，其最小阻力系數(shù)比摩阻系數(shù)理論計(jì)算值［12］小了約0.003；對于全機(jī)構(gòu)型，5°尾支撐測力試驗(yàn)及前位葉片腹支撐測力試驗(yàn)阻力系數(shù)修正結(jié)果與0°尾支撐測力試驗(yàn)阻力系數(shù)修正結(jié)果差別均較小，差異量基本上在0.002之內(nèi)。由此可見，小偏度（0°或5°）尾支撐試驗(yàn)?zāi)軌蜉^準(zhǔn)確獲得運(yùn)輸機(jī)模型阻力特性，而大偏度（例如30°）尾支撐試驗(yàn)獲得的阻力系數(shù)誤差較大。

圖9 修正支撐干擾后的機(jī)身阻力特性（Ma＝0.74）Fig.9 Fuselage drag characteristic with support interference correction at Ma＝0.74

圖10 修正支撐干擾后的全機(jī)阻力特性對比（Ma＝0.74）Fig.10 Comparison of complete aircraft drag characteristic with support interference correction at Ma＝0.74

圖11給出了全機(jī)構(gòu)型修正了支撐干擾的俯仰力矩特性曲線。0°、5°尾支撐測力試驗(yàn)獲得的配平迎角較為接近，前位葉片腹支撐測力試驗(yàn)與0°尾支撐測力試驗(yàn)獲得的配平迎角差異量約為0.5°。而30°尾支撐測力試驗(yàn)獲得的配平迎角為負(fù)值，且與0°尾支撐測力試驗(yàn)獲得的配平迎角相差約4°，試驗(yàn)結(jié)果不合理。在升力系數(shù)方面，不同支撐獲得的修正了支撐干擾后的試驗(yàn)結(jié)果差異量較小。

圖11 修正支撐干擾后的全機(jī)俯仰力矩特性（Ma＝0.74）Fig.11 Complete aircraft pitching moment characteristic with support interference correction at Ma＝0.74

上述支撐干擾修正結(jié)果表明，0°或5°尾支（主支撐）－前位葉片腹支（輔助支撐）組合支撐與前位葉片腹支－0°尾支組合支撐獲得的模型氣動(dòng)特性一致性較好，且獲得的機(jī)身構(gòu)型阻力系數(shù)與理論計(jì)算值較為接近，0°或5°尾支－前位葉片腹支組合支撐獲得的模型氣動(dòng)特性是可信的，該組合支撐是運(yùn)輸類飛機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)較好的一種支撐系統(tǒng)；大偏度（例如30°）尾支撐的背風(fēng)面出現(xiàn)較強(qiáng)體渦，船尾型尾段繞流亦會(huì)出現(xiàn)分離形成機(jī)身后體渦［13－14］，尾支撐體渦與機(jī)身后體渦相互作用致使機(jī)身后體區(qū)域流動(dòng)較為復(fù)雜，大偏度假尾支撐很難真實(shí)模擬尾支撐干擾，故大偏度尾支撐試驗(yàn)獲得的試驗(yàn)結(jié)果可能存在很大的偏差。0°尾支－前位葉片腹支組合支撐、5°尾支－前位葉片腹支組合支撐已分別應(yīng)用于某類似布局運(yùn)輸機(jī)［15］及C919運(yùn)輸機(jī)2.4m跨聲速風(fēng)洞（FL-26風(fēng)洞）測力試驗(yàn)，取得了滿意的試驗(yàn)結(jié)果。

4 結(jié) 論

通過本項(xiàng)研究，得出以下結(jié)論：

（1）0°或5°尾支－前位葉片腹支組合支撐試驗(yàn)獲得的模型氣動(dòng)特性合理，該支撐系統(tǒng)是運(yùn)輸類飛機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)較好的一種支撐系統(tǒng)，可廣泛應(yīng)用于運(yùn)輸類飛機(jī)高速風(fēng)洞力試驗(yàn)。

（2）由于很難準(zhǔn)確獲得大偏度尾支撐的支撐干擾，大偏度（例如30°）尾支撐試驗(yàn)獲得的運(yùn)輸機(jī)模型俯仰力矩系數(shù)（配平迎角）、阻力系數(shù)等氣動(dòng)特性可能存在很大的偏差，大偏度尾支撐不適合作為運(yùn)輸類飛機(jī)高速風(fēng)洞試驗(yàn)的支撐系統(tǒng)。

（3）假尾支撐伸入模型尾段與否對模型氣動(dòng)特性的干擾存在差異，為準(zhǔn)確獲得支撐干擾量，需精確模擬模型尾段空腔流動(dòng)狀態(tài)，假尾支撐應(yīng)伸入模型尾段。

（4）支撐干擾隨模型氣動(dòng)構(gòu)型及Ma數(shù)變化，需分別進(jìn)行支撐干擾試驗(yàn)。

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Support form and support interference on transport aircraft model in high speed wind tunnel

Yang Xianwen＊，Liu Xin
（High Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang 621000，China）

Both selection of suitable support and interference correction are the key to subjects of high speed wind tunnel test technique for transport aircraft.Support interference of airfoil strut support and different angle sting supports on the aerodynamic characteristics of transport aircraft was studied by theoretical calculation，force measurement and pressure measurement.The interference of 0°，5°，15°，30°dummy sting supports was obtained by airfoil strut support test and vertical tail support test.The interference of dummy airfoil strut support was obtained by 0°sting support test.The investigation indicates：the agreement is good between 0°／5°sting support test results and frontal-attachment-location airfoil strut support test results with support interference corrections for transport aircraft，0°／5°sting support test results with support interference corrections are reliable；0°／5°sting support，support interference of which is obtained by frontal-attachment-location airfoil strut support test，is a rational support for transport aircraft in high speed wind tunnel；the error of large-angle-sting support test results with support interference corrections such as 30°sting support is relatively severe.Strong body vortices are formed on the leeward side of large-angle-sting support，large-angle-sting support body vortices interact with the flow pattern of transport aircraft tail.For this reason，it is difficult to obtain large-anglesting support interference correction accurately，and large-angle-sting support is unsuitable for transport aircraft in high speed wind tunnel.

support interference；transport aircraft；high speed wind tunnel；sting support；airfoil strut support

V211.753

：Adoi：10.7638／kqdlxxb-2014.0064

2014-07-07；

2014-08-21

楊賢文＊（1972-），男，江西吉安人，副研究員，研究方向：高速空氣動(dòng)力學(xué).E-mail：yangxian＿wen＠163.com

楊賢文，劉昕.運(yùn)輸機(jī)模型高速風(fēng)洞試驗(yàn)支撐形式及支撐干擾研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33（6）：721-727.

10.7638／kqdlxxb-2014.0064 Yang X W，Liu X.Support form and support interference on transport aircraft model in high speed wind tunnel［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33（6）：721-727.

0258-1825（2015）06-0721-07