1大飞机风洞试验数据影响因素

COPYRIGHT2012版权所有中国力学学会地址北京市北四环西路15号邮政编码100190ADDRESSNO15BEISIHUANXIROAD,BEIJING100190第八届全国流体力学学术会议2014年9月1821日甘肃兰州文章编号CSTAM2014B010148标题大飞机高速风洞试验数据影响因素分析研究作者陈德华，刘大伟，许新，李强单位空气动力学国家重点实验室中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所大飞机高速风洞试验数据影响因素分析研究1）陈德华，2），刘大伟，许新，李强，（空气动力学国家重点实验室，四川绵阳，621000）（中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳，621000）摘要风洞试验是获得飞行器气动特性数据的主要手段。由于大飞机具有尺度大、采用大展弦比超临界机翼和收缩船尾、飞行雷诺数高等特点，其缩尺模型的风洞试验结果与全尺寸飞行值存在差异。通过分析影响大飞机气动特性的相关因素，提出必须建立一个修正体系，对试验数据进行系统、全面的修正和重心与飞行状态的换算，以满足大飞机研制的需要。关键词大飞机；相关性研究；风洞试验；试验数据修正引言直到今天，对于飞行器设计来说，风洞试验仍是获得飞行器气动特性的重要手段。但是，由于受设备条件限制，风洞还很难完全模拟飞行器在大气中的飞行情况。在高速风洞试验中，模型是用钢材制作的，在有四壁限制的风洞试验段中，将其固连于支撑系统上进行吹风试验。显然，这与真实飞行器在无约束的大气层中飞行时，在许多方面存在着较大差异。例如，在模型模拟、流场、洞壁、进排气、静气动弹性、雷诺数以及支撑系统干扰等方面，风洞模型试验与真实飞行条件均存在差异。近年来随着数值算法和硬件技术的飞速发展，计算流体力学（CFD）在飞行器研制中发挥着越来越重要的作用。虽然如此，在今后，无论计算流体力学发展到什么程度，风洞试验仍然是获得飞行器气动特性数据的主要手段。因此，发展我国自己的大飞机，在其设计中所需要的气动特性数据的获取仍主要依靠风洞试验。大飞机具有尺度大、采用大展弦比超临界机翼和收缩船尾、飞行雷诺数高等特点，其缩尺模型的风洞试验结果必将与全尺寸飞行值存在差异。这种差异如不在大飞机设计之前予以消除，不仅将影响到飞机的性能，甚至可能危及到飞机的飞行安全。模型支撑干扰、洞壁干扰、雷诺数差异、进排气效应、静气动弹性变形等因素都将影响到风洞试验的准度，因而必须针对大飞机的气动布局特点及其风洞试验特点，发展相应的风洞试验修正方法，才能为准确预测大飞机的飞行性能提供可靠依据。国内在“七五”、“八五”、“九五”期间曾开展小展弦比飞机风洞试验数据影响修正，并与飞行相关，取得了一系列研究成果，其研究成果均已在型号研制中得到应用，并被试飞结果证实在工程上是适用的。而大飞机在这方面开展的研究工作非常有限，借鉴小展弦比飞机风洞试验数据修正研究成果，并针对大飞机气动布局特点，拟开展相应的支撑干扰、洞壁干扰、雷诺数、静气动弹性、进排气等因素的影响修正，建立一套大飞机风洞试验数据修正体系以及完善的、工程上实用的修正方法，以满足大飞机研制的需要。1大飞机风洞试验数据影响因素11大飞机气动布局特点大飞机要在10KM左右的高空以高亚声速作长时间巡航飞行，为获得高巡航气动效率，追求高经济效益，这就决定了其在气动布局上必须采用高升阻比翼型机翼及优化的翼身组合体，并确保具有最小的发房安装阻力、干扰阻力和优化的尾段外形。大飞机在气动布局上具有中等后掠角与大展弦比超临界机翼、翼下吊挂多台发动机、低阻船尾型机身、高效前后缘增升装置等布局特点。这些特点决定了大飞机研制先期对气动设计提出了更高的要求，因而对风洞试验数据精准度的要求远高于一般的飞机，而且在风洞试验中，影响试验数据的因素十分复杂，在将风洞试验数据用于大飞机气动设计时必须高度重视这些因素的影响。12大飞机风洞试验数据影响因素从上世纪70年代开始，喷气式客机成为世界上主要交通运输工具，美国、欧盟以及俄罗斯等航空强国都研制和发展了一系列大飞机。而我国还没有自己研制的大飞机，目前对大飞机的研制才开始起步。众所周知，大飞机的研制是一个复杂的系统工程，技术涉及面广，在设计过程中需突破一系列关键技术，气动力设计是其研制成功的关键技术之一。迄今为此，任何大飞机研制要通过风洞试验获取气动力设计气动特性数据。由于大飞机独特的气动布局特点，以及风洞试验与其真实飞行器存在较大差异，因而在其气动力设计中，必须分析风洞试验数据影响因素，建立相关的风洞试验技术和相应的工程实用的修正方法。在风洞中获得的测力试验数据，将受约束干扰，即支撑系统干扰和洞壁干扰；因风洞试验使用的是缩尺模型，试验雷诺数与飞行雷诺数相差一个数量级；近似刚性模型变形的静气动弹性；近似刚性模型与真实飞机之间的静气动弹性效应；以及动力模拟影响。也即影响大飞机风洞试验数据的主要因素有支撑系统干扰、洞壁干扰、雷诺数效应、近似刚性模型静气动弹性、全机静气动弹性、进排气效应等。因此，由风洞得到的试验数据经过上述影响因素修正后的结果，由此预计得到全尺寸飞机的飞行结果，才能为大飞机气动设计提供准确可靠的数据。2雷诺数影响雷诺数表征惯性力与粘性力之比，是风洞试验中需要模拟的一个最重要的气动力相似参数。但高速风洞试验由于试验段尺寸限制，试验模型必须按比例缩小，其试验雷诺数低于全尺寸飞机的飞行雷诺数1个数量级。因此，雷诺数对气动特性的影响一直是大飞机高速试验数据修正需要研究的重点技术问题。大飞机采用大展弦比超临界机翼，并具有尺度大、飞行雷诺数高等特点。小后掠大展弦比机翼，尤其是超临界机翼气动特性对雷诺数变化特别敏感，雷诺数对超临界翼型上表面的转捩位置、激波诱导分离位置、激波强度、翼型后缘边界层损失厚度均有重要影响。在横向条件下，雷诺数变化还会对机翼的翼尖区分离有重要影响。此外，雷诺数变化还会对后机身船尾处的气流分离产生重要影响。由于上述原因，从风洞的模型试验的低雷诺数到全尺寸飞行的高雷诺数的雷诺数量级变化将引起全机升力、阻力、阻力发散马赫数、最大升力系数、纵向俯仰力矩、焦点、横侧向的稳定导数显著变化。如美国的C141飞机、BOEING777等飞机的试飞和高雷诺数试验均表明，雷诺数对全机的纵横向导数、系数、稳定性均有重要影响。因此，雷诺数影响在大飞机高速风洞试验数据影响因素研究中成了最关键的因素。图1分别给出了超临界机翼表面流动的计算结果，以及压力分布的试验结果。随着雷诺数增大，超临界机翼上表面涡流结构改变，激波位置后移量可达7平均气动弦长，气动特性相应变化。因此，大型飞机高速风洞试验尽量要模拟真实雷诺数效应。但目前国内高速风洞试验雷诺数与飞行雷诺数相比相差至少一个数量级，必须对由此获得的试验数据进行雷诺数影响修正。MA076、8、RE3106MA076、8、RE50106图1A超临界机翼表面流动计算结果MA076、4MA076、45图1B超临界机翼压力分布试验结果3近似刚性模型弹性影响大飞机的机翼展弦比很大，在进行风洞试验时，经缩比的“刚性模型”在受载后仍会发生较大的弹性变形，从而对全机测力、测压等试验结果产生显著影响。因此，需建立“刚性模型”弹性影响修正技术。要建立这种影响的修正技术，首先，必须建立“刚性模型”弹性变形的测量技术，以获取“刚性模型”的柔度系数矩阵，再结合专门的计算软件，可得到“刚性模型”弹性影响修正量。图2给出了某大型飞机在24米跨声速风洞和ETW风洞弹性变形测量结果的对比。结果显示，大飞机模型变形，机翼产生负扭转角，使模型的有效迎角减小，机翼上弯，从而对全机的气动特性产生影响。图2A大飞机“刚性模型”弹性变形扭转修正量图2B大飞机“刚性模型”弹性变形弯曲修正量4静气动弹性影响静气动弹性是指飞机气动力与其结构弹性力之间的耦合作用。风洞试验模型一般为刚性体，而在真实飞行中，由于气动载荷作用，飞机有关部件，尤其是升力面会产生弹性变形，导致飞机气动特性发生改变。静气动弹性影响修正通常有两种手段风洞试验与理论计算。飞机进入高速飞行时代以来，飞机升力部件沿展向与沿弦向的变形同样复杂，这大大增加了飞机弹性模型刚度模拟和制作的难度，加上尺度大的高速风洞运行成本高，静气动弹性模型研制费用高、周期长，以往静气动弹性风洞试验很少，而理论计算因其快捷、简便上升为主要手段。因此，国内以往在飞机气动设计中，静气动弹性影响多采用计算方法来解决1。大飞机与一般战斗机在气动布局上有明显的差异，它的机翼为大展弦比机翼，因此，静气动弹性对大飞机气动特性的影响尤为严重。在飞行中，机翼会产生沿展向的不同的扭转变形和随升力不同的上反变形。扭转变形会使飞机升力沿展向的分布发生变化，因此，造成飞机的升力、升致阻力、焦点等纵向气动力有较大变化。上反变形会对飞机的横向气动力导数发生变化。由大展长机翼产生大的上反变形，上反变形又是随迎角和升力而变的。这就形成了大飞机的纵向和横向气动导、系数间的相互干扰和复杂变化，使其静气动弹性问题变得更加复杂。静气动弹性对机翼气动特性的影响是一个不可忽视的问题，这是大飞机气动设计中需要解决的关键技术之一。应在大风洞中尽量模拟雷诺数的条件下，进行大飞机机翼半模和全模型静气动弹性试验，同时建立模型结构柔度系数测试设备、测试技术和测试软件（如图3所示），结合计算手段，以确定静气动弹性影响修正量，并在“刚性模型”弹性影响修正基础上，再进行静气动弹性影响修正。表1给出了M085时静弹性对某大飞机机翼升力线斜率、气动焦点位置的影响量，经过静气动弹性修正，机翼升力线斜率下降了3，焦点前移了27平均气动弦长。图3大飞机机翼静弹性模型柔度测量试验设备表2静弹性对升力线斜率、气动焦点位置的影响M速压KPA某静弹性模型与刚性模型升力线斜率比值某静弹性模型与刚性模型气动焦点位置差量06021809628BA08541009727BA11457008956BA5进排气影响由于大飞机翼下吊挂多台涡轮风扇发动机，其进气流、排气流与机翼外部绕流之间存在十分复杂的相互干扰，因此，发动机的进排气对全机的升阻特性、稳定性和操纵性产生明显影响。推进系统的气动力效应也是大飞机气动设计中需解决的关键技术之一。要研究和确定发动机进排气对大飞机气动特性的影响量，只有通过试验手段来解决，应在大型跨声速风洞中建立带涡轮动力模拟器的动力模拟试验。图4给出了动力模拟对某大飞机升阻特性、纵向稳定性的影响结果。与无动力模拟的干净布局结果相比，带动力模拟使得飞机升力降低，阻力增加，纵向静稳定度降低。图4A大飞机动力模拟结果对升阻特性的影响图4B大飞机动力模拟结果对纵向稳定性的影响6支撑系统干扰影响大飞机采用的是低阻船尾形机身尾段，其特殊的气动外形决定了在进行全机测力试验时，为减少支撑系统的干扰，提高测力数据的精准度，采用常规的尾支撑作为主支撑将破坏机身尾部外形，且试验中模型容易出现振动，影响试验精准度，用斜尾支撑、腹支撑、背支撑等测力支撑方式作为辅助支撑扣除尾支撑干扰，将导致干扰量扣不尽。而采用条带悬挂支撑、尾支撑组合方式进行试验，能克服上述问题。即以条带悬挂支撑为主支撑进行测力试验，采用刚度高的特殊尾支撑为辅助支撑进行条带干扰试验（试验原理见图5A）。这样，可以比较准确获得条带支撑对大飞机气动特性的干扰，进一步扣除进行修正。图5B给出了24米跨声速风洞条带支撑系统对某大型飞机模型的试验干扰量。结果显示条带支撑系统对升力、阻力干扰较小，对俯仰力矩干扰量随马赫数增大而增大。图5A大飞机条带支撑干扰修正原理DEGCL42046802M0DEGCD420468M0DEGCM42046860246M0图5B大飞机条带支撑干扰影响7洞壁干扰影响与飞行器在大气中飞行相比，风洞模型试验由于试验段洞壁的限制，使绕模型的流场发生变化，使其不同于飞机在大气中飞行的流场，从而改变了模型表面的压力分布及其气动特性。支架除直接对飞机模型产生干扰（即支架干扰）外，还会通过对洞壁产生影响而致使风洞流场产生畸变，然后再影响飞行器模型的气动特性。因此，在考虑洞壁干扰效应时，还必须同时考虑支架的影响。洞壁干扰是影响试验数据准确度的重要原因，应予以消除或修正。亚、跨、超声速洞壁干扰是不同的。跨声速范围洞壁干扰较为严重，而大飞机的飞行速度范围是高亚声速到跨声速，因此，洞壁干扰影响是大飞机风洞与飞行相关性研究的重要内容之一。大飞机风洞试验应尽量在大尺度的风洞中进行，而我国最大的跨声速风洞是24跨声速风洞，即使在该风洞中进行试验，由于大飞机的机翼展弦比很大，洞壁干扰影响是不可避免的，需予以修正。在以往开展的洞壁干扰修正研究中，曾应用“壁压信息法”成功地进行了洞壁干扰修正2，在此基础上又发展了跨声速三维洞壁干扰非线性方法3。这两种方法均可为大飞机风洞试验数据洞壁干扰修正提供参考。图6A给出了壁压信息法得到的洞壁干扰对某大飞机升阻特性的影响量。图中可见，随着正迎角增大，大型飞机纵向气动特性洞壁干扰量逐渐增加。图6B给出了非线性方法与CFD技术相结合，计算洞壁干扰修正的流场结果。如图所示，有无洞壁流场之间存在的差值就是洞壁干扰的反映。本方法采用非线性控制方程，突破了线性理论的限制，适合于各种复杂流动的洞壁干扰修正。图6A大飞机洞壁干扰影响（壁压信息法）无洞壁计算结果有洞壁计算结果图6B大飞机洞壁干扰影响（三维非线性方法）8大飞机风洞试验数据修正体系飞行器模型在风洞中进行试验，不可能完全模拟飞行器在大气中的飞行情况，在风洞试验中取得的大飞机气动特性数据，必须经过多项未模拟因素影响的修正，预计出全尺寸飞行气动特性，方可提供给飞机设计应用。因此，建立大飞机风洞试验数据修正体系，开展风洞与飞行相关性研究对于大飞机研制具有十分重要的意义。81基本数据的确定风洞基本数据必须由风洞试验获得，且要选择试验段流场品质达到高速和低速风洞气流品质规范要求的风洞。高速试验应在2米量级的风洞中进行，并应在4米量级的风洞中校核。因此，基本实验数据主要从24米跨声速风洞中获取，并希望在大飞机上天前建成48米跨声速风洞。模型模型必须与大飞机几何相似，缩比合理，模型的强度与刚度、表面粗糙度、外形公差、各部件以及各舵偏角安装偏差等均应达到国军标的模型设计规范的要求。要获取大飞机的基本数据，还必须针对大飞机的布局特点和应具有的气动特性，对风洞流场、模型设计、天平设计及其精度提出要求，最重要的是需要对风洞试验模型作固定转捩。对于超临界翼型，采用什么样的固定转捩技术是研究的难点之一，需要对此进行专门的预先研究。82数据不确定度分析风洞试验与测量总是密不可分的，而测量数据会受到各个试验环节误差源的影响而产生一定的误差。所谓误差是指某个被测量的实际测定值与其真值之差。通常情况无法确定被测量的真值是多少，因此，对于相关性研究所采用的风洞试验数据，必须进行数据不确定度分析。对每项风洞试验，需根据所采用的试验方法、试验条件、试验设备，分析诸多误差源，按照误差理论充分估计其影响，并作出定量估算，以便分析相关性误差。按照传统的误差理论，误差由两个分量组成，即精度分量（随机误差）和偏离分量（系统误差）。1993年，以国际标准化组织（ISO）为首的七个国际性组织联合发布了一个关于测量不确定度的分析指南，对传统的误差及不确定度分类作了很大的修改，引入了标准不确定度（STANDARDUNCERTAINTY）概念，并将区划分为A类和B类。所谓A类是指对若干组测量结果用统计分析方法估算出的不确定度；而B类是指对若干组测量结果用统计分析以外的其他方法估算出的不确定度，这两类不确定度互相独立。实验结果的不确定度UR由试验结果的精度极限PR和偏离极限BR构成。试验结果95置信度的精度极限PR是指如果在相同条件下用相同仪器多次重复试验，试验结果的平均值有95的概率落在以某一结果为中心、PR宽的区间上。试验结果95置信度的偏离极限BR是指如果已知偏离误差的真值，该值有95的概率落在区间（BR，BR）上。试验结果95置信度的不确定度UR是指试验结果的真值有95的概率落在以试验结果为中心、UR宽的数据带上。风洞试验中误差的传播过程可以概括为基本误差源，各测试仪器及系统，各被测变量测量值的误差，数据处理方程的误差，试验结果的误差。实际应用中不可能也无必要逐个估算基本误差源的精度极限和偏离极限，而是首先估算出各被测变量的测量值的精度极限和偏离极限，然后求出各误差传递系数。具体的不确定度分析方法参见4。83风洞试验数据修正体系通过对影响大飞机气动特性的相关因素分析，必须建立风洞试验数据修正体系，对试验数据进行系统、全面的修正和重心与飞行状态的换算，风洞试验数据才能在气动设计中使用。在修正体系中，其修正项目应包括风洞约束性影响（洞壁干扰、支架干扰等）、雷诺数影响、“刚性模型”弹性影响、静气动弹性影响、进排气影响、重心位置影响、动态影响修正等，如图7修正体系框图所示。图7大飞机风洞与飞行相关性风洞试验数据修正体系选定相关状态，真实飞机的飞行试验数据经有关修正，可与由风洞试验数据经上述影响因素修正后预计的全尺寸飞机的飞行数