自然層流減阻驗(yàn)證方法及驗(yàn)證翼段布局設(shè)計(jì)

周楨堯，呂飛，周斌，楊釗

1. 航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089

2. 陜西飛機(jī)工業(yè)有限責(zé)任公司，漢中 723213

3. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

層流流動(dòng)流體微團(tuán)保持相互平行的層狀運(yùn)動(dòng)，流體的橫向摻混僅由分子熱運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生，流體微團(tuán)間的熱交換及能量輸運(yùn)遠(yuǎn)低于湍流[1]，宏觀上表現(xiàn)為相同雷諾數(shù)下，層流流動(dòng)摩擦阻力遠(yuǎn)小于湍流流動(dòng)摩擦阻力。Schrauf[2]和Thibert等[3]對(duì)現(xiàn)代寬體客機(jī)研究發(fā)現(xiàn)，摩擦阻力約占全機(jī)總阻力45%～50%，對(duì)于波音737、空客A-320等稍小的民用支線飛機(jī)摩擦阻力占比更大[4]。隨著后掠翼、超臨界翼型、翼梢小翼等技術(shù)在現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)中廣泛應(yīng)用，跨聲速激波阻力、壓差阻力、誘導(dǎo)阻力等方面已基本發(fā)展至最優(yōu)水平，因此旨在降低摩擦阻力的層流減阻技術(shù)被認(rèn)為是唯一具有減阻潛力的跨聲速民機(jī)減阻研究方向[5]。

自20世紀(jì)80年代起，美國(guó)和歐盟在自然層流機(jī)翼和混合層流機(jī)翼方面進(jìn)行了大量的理論研究、風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證[6]，在邊界層轉(zhuǎn)捩機(jī)理研究、數(shù)值模擬邊界層轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)[7-10]、邊界層轉(zhuǎn)捩探測(cè)手段、層流流動(dòng)控制技術(shù)以及飛行驗(yàn)證試驗(yàn)方面取得長(zhǎng)足的進(jìn)展，同時(shí)隨著現(xiàn)代工業(yè)的發(fā)展，機(jī)體加工制造水平能夠滿足層流流動(dòng)對(duì)表面波紋度、光潔度要求，Honda Jet輕型公務(wù)機(jī)的成功研制，標(biāo)志著層流減阻技術(shù)已具備工程應(yīng)用價(jià)值[11-12]。國(guó)內(nèi)層流減阻研究尚處在理論研究及風(fēng)洞試驗(yàn)階段，20世紀(jì)90年代起，西北工業(yè)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)等進(jìn)行了較為詳細(xì)的超臨界自然層流翼型設(shè)計(jì)思想、優(yōu)化設(shè)計(jì)方法和風(fēng)洞試驗(yàn)等層流減阻技術(shù)探索性研究[13-14]，近年來(lái)在設(shè)計(jì)理論及試驗(yàn)技術(shù)方面均取得了一定進(jìn)展[15-21]，但大都限于層流技術(shù)的機(jī)理研究或小尺度構(gòu)型的層流減阻試驗(yàn)，與歐美在波音757、空客A-340等大型民機(jī)上進(jìn)行的高雷諾數(shù)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證水平尚存在較大差距。層流飛行試驗(yàn)方面，國(guó)內(nèi)目前尚處于空白階段，主要制約因素為缺少適合改裝的驗(yàn)證載機(jī)平臺(tái)，因此類似于美國(guó)X系列驗(yàn)證機(jī)發(fā)展思路，針對(duì)層流驗(yàn)證的具體試驗(yàn)?zāi)康模卵幸豢顨鈩?dòng)布局、飛行性能、加工工藝等與之相適應(yīng)的飛行驗(yàn)證機(jī)，是檢驗(yàn)、驗(yàn)證中國(guó)層流減阻理論研究成果最具說(shuō)服力的手段。

縱觀國(guó)外自然層流驗(yàn)證試驗(yàn)主要研究思路，風(fēng)洞試驗(yàn)中能夠系統(tǒng)地對(duì)壓力分布、轉(zhuǎn)捩位置、阻力系數(shù)進(jìn)行測(cè)量，但在飛行試驗(yàn)中受限于載機(jī)平臺(tái)僅能對(duì)轉(zhuǎn)捩位置進(jìn)行測(cè)量，無(wú)法直接測(cè)量阻力。本文通過(guò)創(chuàng)新性設(shè)計(jì)一款起飛重量1 t量級(jí)的雙機(jī)身π形尾翼布局自然層流無(wú)人驗(yàn)證機(jī)，在中央待測(cè)翼段后方布置阻力耙及紅外、壓力敏感涂料(PSP)攝像吊艙，可在飛行試驗(yàn)中直接對(duì)阻力、壓力分布、轉(zhuǎn)捩位置進(jìn)行測(cè)量，并針對(duì)地面風(fēng)洞試驗(yàn)方法進(jìn)行了合理改進(jìn)，形成了一套風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)相互關(guān)聯(lián)、互為印證的自然層流減阻效果驗(yàn)證方法，在此基礎(chǔ)上詳細(xì)分析了驗(yàn)證翼段弦長(zhǎng)、展長(zhǎng)、安裝位置、安裝角等關(guān)鍵布局參數(shù)對(duì)飛行試驗(yàn)效能及驗(yàn)證機(jī)本體氣動(dòng)特性的影響，完善了驗(yàn)證機(jī)初步布局方案。

1 層流翼型減阻驗(yàn)證方法

1.1 層流翼型減阻效果判定方法

學(xué)界關(guān)于層流減阻機(jī)理已研究透徹，如需對(duì)層流翼型的減阻效果進(jìn)行量化，首先需要明確減阻判定方法。國(guó)內(nèi)外研究廣泛采取的層流翼型減阻效果判定方法主要有自由轉(zhuǎn)捩與全湍對(duì)比法和相同升力系數(shù)對(duì)比法。

1.1.1 自由轉(zhuǎn)捩與全湍對(duì)比法

層流翼型減阻機(jī)理是維持層流區(qū)、減小摩擦阻力。翼型設(shè)計(jì)時(shí)有時(shí)會(huì)通過(guò)層流翼型相同迎角自由轉(zhuǎn)捩阻力特性與全湍阻力特性進(jìn)行對(duì)比，量化層流翼型減阻效果。這種對(duì)比方法旨在保持同一翼型的基礎(chǔ)下，僅引入轉(zhuǎn)捩位置單一變量，試圖得到層流、湍流不同流態(tài)的摩擦阻力差異，說(shuō)明層流流動(dòng)減阻效果。

該方法雖然可以量化翼型不同流態(tài)阻力差量，但該量值并不能真實(shí)反映層流翼型在工程應(yīng)用中的減阻效果，原因如下。

其一，在較大雷諾數(shù)時(shí)，設(shè)計(jì)點(diǎn)附近流動(dòng)轉(zhuǎn)捩對(duì)邊界層外流動(dòng)影響較小，相同迎角翼型自由轉(zhuǎn)捩與前緣固定轉(zhuǎn)捩壓力分布形態(tài)接近，沿翼型表面積分得到的壓差阻力近似不變，該阻力差量即層流、湍流不同流態(tài)的摩擦阻力差異。但在較小雷諾數(shù)狀態(tài)下，流動(dòng)轉(zhuǎn)捩將會(huì)使邊界層厚度明顯改變，邊界層外流動(dòng)感受到的無(wú)粘邊界不同，導(dǎo)致翼型壓力分布變化較大，從而壓差阻力相應(yīng)變化，得到的阻力不再完全表征摩擦阻力變化量。

其二，即使是未采用層流設(shè)計(jì)理念設(shè)計(jì)的翼型在巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)也會(huì)存在一定的層流區(qū)而非全湍流態(tài)，且實(shí)際應(yīng)用中不會(huì)存在全湍狀態(tài)使用層流翼型的不合理情形，因此使用自然轉(zhuǎn)捩阻力特性與前緣轉(zhuǎn)捩結(jié)果對(duì)比，并不能表征層流翼型在工程實(shí)際應(yīng)用中的減阻效果。

綜上可知自由轉(zhuǎn)捩與全湍對(duì)比法僅可作為層流翼型設(shè)計(jì)過(guò)程中的一項(xiàng)參考，并不能準(zhǔn)確量化實(shí)際工程應(yīng)用中層流減阻收益。

1.1.2 相同升力系數(shù)對(duì)比法

實(shí)際工程應(yīng)用中，以典型的跨聲速民機(jī)減阻為例，現(xiàn)成熟的運(yùn)營(yíng)型號(hào)均已廣泛應(yīng)用超臨界翼型，精細(xì)化設(shè)計(jì)的超臨界翼型已使得設(shè)計(jì)點(diǎn)激波阻力、壓差阻力優(yōu)化至極佳水平，隨層流翼型研究深入開(kāi)展發(fā)現(xiàn)，為抑制T-S波失穩(wěn)轉(zhuǎn)捩，需在翼型前緣上表面維持一定的順壓梯度，超臨界飛行時(shí)可能會(huì)以弱激波形式壓力恢復(fù)，實(shí)際的層流翼型減阻效果需綜合權(quán)衡層流區(qū)延長(zhǎng)帶來(lái)的摩擦阻力收益與激波阻力(壓力恢復(fù))損失[22]。因此，通過(guò)相同設(shè)計(jì)升力系數(shù)下層流翼型與傳統(tǒng)超臨界翼型的阻力對(duì)比，更能直接反映出實(shí)際工程應(yīng)用中的層流翼型減阻效果。

工程上翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)，常采用相同升力系數(shù)對(duì)比法，保證優(yōu)化前后翼型的設(shè)計(jì)點(diǎn)、設(shè)計(jì)約束相同，比較其氣動(dòng)特性差異。若使用此方法量化層流翼型減阻效果，最關(guān)鍵的因素為必須選擇具有說(shuō)服力的層流翼型與對(duì)比翼型，對(duì)比翼型應(yīng)能夠代表精細(xì)化設(shè)計(jì)但未采用層流設(shè)計(jì)理念的典型高效翼型，層流翼型應(yīng)保持設(shè)計(jì)點(diǎn)及主要設(shè)計(jì)約束與對(duì)比翼型相同。

1.2 自然層流翼型減阻效果驗(yàn)證方法

為給出具有實(shí)際工程參考意義的層流翼型減阻效果量化數(shù)據(jù)，采用相同設(shè)計(jì)升力系數(shù)對(duì)比法，在相同飛行高度(H=8 km)、巡航速度(Ma=0.70)、現(xiàn)代民機(jī)典型設(shè)計(jì)升力系數(shù)(CL=0.5)狀態(tài)，對(duì)比需驗(yàn)證的層流翼型與傳統(tǒng)翼型氣動(dòng)特性差異。

基于相同升力系數(shù)法，本文提出一套包含風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的自然層流翼型減阻驗(yàn)證試驗(yàn)設(shè)計(jì)概念方案。通過(guò)對(duì)傳統(tǒng)風(fēng)洞試驗(yàn)方法適應(yīng)性改進(jìn)，在測(cè)量待測(cè)翼型轉(zhuǎn)捩位置、壓力分布、設(shè)計(jì)點(diǎn)阻力同時(shí)，對(duì)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段氣動(dòng)布局參數(shù)設(shè)計(jì)合理性進(jìn)行驗(yàn)證；通過(guò)飛行試驗(yàn)中獲取的真實(shí)大氣實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)相互對(duì)比印證。

1.2.1 風(fēng)洞試驗(yàn)概念方案設(shè)計(jì)

測(cè)量翼型轉(zhuǎn)捩位置、阻力的風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)已發(fā)展成熟，但本風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)作為本文所述層流減阻效果驗(yàn)證試驗(yàn)的初步環(huán)節(jié)，試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)除了需要保證待測(cè)量的精確測(cè)量外，由于后續(xù)還規(guī)劃有驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)，還需對(duì)飛行驗(yàn)證中的驗(yàn)證翼段設(shè)計(jì)以及測(cè)試方法合理性進(jìn)行檢驗(yàn)，以降低驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)的技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)。因此，本風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒⑽床捎贸Ｒ?guī)直通風(fēng)洞洞壁的等直翼段，而是采用了驗(yàn)證機(jī)局部縮比模型，轉(zhuǎn)捩位置及阻力測(cè)量手段也與飛行試驗(yàn)保持一致。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)方面，采用如圖1所示僅含驗(yàn)證翼段及兩側(cè)半機(jī)身的1∶6.25驗(yàn)證機(jī)局部縮比模型。選擇該模型的主要優(yōu)勢(shì)為：① 相對(duì)傳統(tǒng)等直翼段，除可完成中央待測(cè)翼段轉(zhuǎn)捩位置、阻力測(cè)量外，還可檢測(cè)雙機(jī)身對(duì)待測(cè)翼段流場(chǎng)的干擾情況，檢驗(yàn)待測(cè)翼段是否存在穩(wěn)定的二維流動(dòng)區(qū)，判斷驗(yàn)證機(jī)中央待測(cè)翼段布局參數(shù)設(shè)計(jì)是否合理; ② 相對(duì)全機(jī)縮比模型，除去外翼段及2個(gè)外側(cè)半機(jī)身等與待測(cè)翼段流動(dòng)轉(zhuǎn)捩無(wú)關(guān)的部件，能夠在不影響上述轉(zhuǎn)捩探測(cè)及布局參數(shù)合理性驗(yàn)證情況下，盡可能增大模型比例及待測(cè)翼段縮比后弦長(zhǎng)，在有限風(fēng)洞尺寸試驗(yàn)條件下盡量模擬真實(shí)飛行雷諾數(shù)。

圖1 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭D

轉(zhuǎn)捩位置測(cè)量方面，采用紅外熱成像方法進(jìn)行轉(zhuǎn)捩探測(cè)，并采用PSP方法測(cè)量待測(cè)驗(yàn)證翼段上表面壓力分布，與轉(zhuǎn)捩位置相互印證。

轉(zhuǎn)捩探測(cè)是層流減阻驗(yàn)證試驗(yàn)的關(guān)鍵，目前國(guó)內(nèi)外廣泛采用的邊界層轉(zhuǎn)捩測(cè)量方法主要有萘升華法[23]、油膜干涉法、脈動(dòng)壓力測(cè)量法[24]、熱膜測(cè)量法[25]、紅外測(cè)量法[26-27]和溫敏漆(TSP)測(cè)量法[28]。紅外測(cè)量法利用層流邊界層與湍流邊界層換熱率存在較大差異，層流區(qū)、湍流區(qū)表面存在溫差，紅外輻射量有所差異，對(duì)待測(cè)表面紅外輻射量進(jìn)行成像探測(cè),判斷流動(dòng)轉(zhuǎn)捩發(fā)生位置。紅外測(cè)量法近些年得到迅速發(fā)展，憑借非接觸、全域測(cè)量的優(yōu)勢(shì)，已得到廣泛應(yīng)用，具有較高的技術(shù)成熟度。此外，該方法待測(cè)表面處理工藝簡(jiǎn)單，僅需進(jìn)行加熱處理，探測(cè)設(shè)備也僅有小型化的紅外光學(xué)相機(jī)，易于在飛行試驗(yàn)驗(yàn)證機(jī)上布置。

自然層流翼型設(shè)計(jì)思想主要是通過(guò)維持有利順壓梯度，抑制T-S波增長(zhǎng)，從而推遲流動(dòng)轉(zhuǎn)捩發(fā)生，通過(guò)壓力分布也可印證轉(zhuǎn)捩測(cè)量結(jié)果，因此風(fēng)洞試驗(yàn)及飛行驗(yàn)證試驗(yàn)中，也將對(duì)待測(cè)翼面上表面壓力分布進(jìn)行測(cè)量。風(fēng)洞試驗(yàn)中通過(guò)測(cè)壓孔測(cè)量表面壓力的技術(shù)已十分成熟，但測(cè)壓孔會(huì)破壞待測(cè)翼面完整性、誘發(fā)流動(dòng)轉(zhuǎn)捩，且飛行試驗(yàn)無(wú)人驗(yàn)證機(jī)難以布置測(cè)壓孔方法相應(yīng)測(cè)試設(shè)備。敏感涂料測(cè)壓技術(shù)(PSP)利用涂在被測(cè)翼段表面上壓力敏感涂料發(fā)光強(qiáng)度變化，使用光學(xué)方法測(cè)量表面壓力分布，是一種非接觸壓力分布測(cè)量方法，可有效避免傳統(tǒng)測(cè)壓方法測(cè)壓孔可能誘發(fā)的流動(dòng)轉(zhuǎn)捩，且待測(cè)翼面僅需簡(jiǎn)單的壓敏漆噴涂處理，測(cè)量設(shè)備僅為小型化的PSP光學(xué)相機(jī)，易于在驗(yàn)證機(jī)上布置，十分適合飛行驗(yàn)證中的表面壓力分布測(cè)量。為保證風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)測(cè)量數(shù)據(jù)一致性較好，本風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)也采用PSP方法測(cè)壓，僅在靠近機(jī)身處設(shè)置少量測(cè)壓孔，用以校驗(yàn)PSP方法測(cè)壓準(zhǔn)確性，試驗(yàn)裝置如圖2所示。

圖2 PSP測(cè)量試驗(yàn)照片

翼段剖面阻力測(cè)量采用遠(yuǎn)場(chǎng)法。阻力測(cè)量方法主要有遠(yuǎn)場(chǎng)法與測(cè)力天平方法。本試驗(yàn)設(shè)計(jì)方案試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎抿?yàn)證翼段及雙側(cè)半機(jī)身縮比模型，若采用測(cè)力天平進(jìn)行測(cè)量，測(cè)得結(jié)果是包含雙側(cè)半機(jī)身干擾區(qū)的三維翼段氣動(dòng)力結(jié)果，無(wú)法體現(xiàn)二維翼型氣動(dòng)特性。遠(yuǎn)場(chǎng)法根據(jù)動(dòng)量守恒原理，通過(guò)在待測(cè)翼段下游布置尾跡耙測(cè)量某截面處總壓、靜壓，獲得該截面的動(dòng)量損失，再對(duì)動(dòng)量損失進(jìn)行積分獲得翼型阻力。因此，由于遠(yuǎn)場(chǎng)法只針對(duì)對(duì)稱面處一個(gè)截面展開(kāi)測(cè)量，若該截面處能夠保持穩(wěn)定的二維流動(dòng)，其測(cè)量結(jié)果即反映二維翼型阻力特性，阻力測(cè)量尾流耙如圖3所示。

圖3 阻力測(cè)量尾流耙

依據(jù)“相同設(shè)計(jì)升力系數(shù)對(duì)比”試驗(yàn)設(shè)計(jì)思想，需對(duì)比層流翼型、對(duì)比翼型相同設(shè)計(jì)升力系數(shù)下氣動(dòng)特性，由于轉(zhuǎn)捩探測(cè)試驗(yàn)僅能固定迎角采集數(shù)據(jù)，風(fēng)洞試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)，需首先通過(guò)計(jì)算流體力學(xué)手段分別解算出二者設(shè)計(jì)升力系數(shù)對(duì)應(yīng)機(jī)身迎角，該迎角即安裝對(duì)應(yīng)待測(cè)驗(yàn)證翼段的驗(yàn)證機(jī)在設(shè)計(jì)點(diǎn)巡航狀態(tài)配平后的機(jī)身迎角，具體設(shè)計(jì)方法將在第2節(jié)驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段布局設(shè)計(jì)部分中進(jìn)行詳述。

1.2.2 飛行試驗(yàn)驗(yàn)證方法

國(guó)外已進(jìn)行的自然層流飛行試驗(yàn)，多采用現(xiàn)有飛機(jī)增加翼套改裝方式進(jìn)行。如美國(guó)NASA在波音757右發(fā)動(dòng)機(jī)外翼段安裝層流翼套驗(yàn)證大型民用飛機(jī)上維持穩(wěn)定層流流動(dòng)的可能性、在F-111及F-14變后掠機(jī)翼安裝層流翼套驗(yàn)證后掠角對(duì)自然層流翼型轉(zhuǎn)捩影響；歐洲空客公司在A-340外翼段分別安裝GKN和薩博公司采用不同理念設(shè)計(jì)制造的層流翼套進(jìn)行層流驗(yàn)證研究；法國(guó)達(dá)索公司也在福克-50飛機(jī)垂尾上安裝層流翼段進(jìn)行了自然層流飛行試驗(yàn)研究。國(guó)外自然層流飛行試驗(yàn)研究進(jìn)展如圖4所示[2]。

圖4 國(guó)外自然層流飛行試驗(yàn)情況[2]

采用現(xiàn)有載機(jī)平臺(tái)通過(guò)翼套改裝進(jìn)行自然層流驗(yàn)證，優(yōu)勢(shì)在于載機(jī)平臺(tái)技術(shù)成熟度高，技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)小，但也存在如下不利因素：① 翼套尺寸、后掠角、相對(duì)厚度等設(shè)計(jì)受載機(jī)機(jī)翼約束較大;② 測(cè)試手段僅能通過(guò)改裝布置攝像機(jī)拍攝翼套層流區(qū)范圍，無(wú)法進(jìn)行阻力測(cè)量;③ 為滿足馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等試驗(yàn)條件，對(duì)載機(jī)平臺(tái)的巡航速度、機(jī)翼弦長(zhǎng)等有一定要求，可供驗(yàn)證使用的高亞聲速載機(jī)平臺(tái)獲得及使用成本較高。

中國(guó)的自然層流減阻研究現(xiàn)狀為：理論研究已經(jīng)成熟，地面風(fēng)洞試驗(yàn)手段也已發(fā)展，亟待飛行試驗(yàn)手段對(duì)層流減阻效果進(jìn)行驗(yàn)證，并對(duì)CFD數(shù)值模擬、風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行相容性分析，發(fā)展一套可靠的層流減阻設(shè)計(jì)試驗(yàn)驗(yàn)證體系。由于目前國(guó)內(nèi)尚無(wú)可用于自然層流技術(shù)飛行試驗(yàn)驗(yàn)證的成熟載機(jī)平臺(tái)，本文擬根據(jù)飛行驗(yàn)證條件要求，設(shè)計(jì)一款1 t量級(jí)無(wú)人驗(yàn)證機(jī)完成飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。

驗(yàn)證機(jī)采用如圖5所示雙機(jī)身π形尾翼布局，兩機(jī)身內(nèi)側(cè)布置可更換待測(cè)等直翼段，π形尾翼平尾端部吊艙內(nèi)安裝紅外熱像轉(zhuǎn)捩探測(cè)相機(jī)及PSP光學(xué)相機(jī)，用于轉(zhuǎn)捩探測(cè)及壓力分布測(cè)量。機(jī)身尾段通過(guò)水平撐桿固定尾跡耙，進(jìn)行剖面阻力測(cè)量。

圖5 自然層流驗(yàn)證機(jī)

類似于風(fēng)洞試驗(yàn)，飛行試驗(yàn)將在驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段達(dá)到目標(biāo)雷諾數(shù)條件(Ma=0.70，H=8 km，Re=107)，保持定常直線水平飛行時(shí)，對(duì)驗(yàn)證翼段上表面層流區(qū)、壓力分布、翼型剖面阻力進(jìn)行測(cè)量(層流翼段、對(duì)比翼段分別進(jìn)行測(cè)量)。驗(yàn)證翼段右半部分內(nèi)部布置有加熱裝置、表面噴涂高反射率涂料，測(cè)試時(shí)保證氣流與機(jī)翼表面存在一定溫差，通過(guò)平尾吊艙中紅外熱像相機(jī)拍攝驗(yàn)證翼段右部上表面邊界層流動(dòng)，探測(cè)邊界層紅外輻射情況，判斷轉(zhuǎn)捩位置。驗(yàn)證翼段左半部分噴涂壓力敏感涂料，使用指定波長(zhǎng)的光源照射涂層，通過(guò)平尾吊艙中安裝的CCD相機(jī)等光強(qiáng)檢測(cè)設(shè)備拍攝驗(yàn)證翼段左側(cè)上表面熒光圖像，分析圖像明暗獲得壓力脈動(dòng)，測(cè)得翼型上表面壓力分布，測(cè)量需避免雜光干擾，因此應(yīng)在夜間進(jìn)行飛行試驗(yàn)。通過(guò)布置于待測(cè)翼段后方對(duì)稱面處的尾跡耙測(cè)量翼段截面尾跡區(qū)總壓、靜壓，積分得到翼型阻力。

由空氣動(dòng)力學(xué)及飛行力學(xué)知識(shí)可知，驗(yàn)證機(jī)在特定待測(cè)飛行試驗(yàn)條件只能以固定升力系數(shù)保持定常平飛。由于層流驗(yàn)證翼段和對(duì)比驗(yàn)證翼段的升力、力矩隨迎角變化特性不同，驗(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵為通過(guò)驗(yàn)證翼段布局參數(shù)合理設(shè)計(jì)，保證在測(cè)試平飛狀態(tài)時(shí)，兩驗(yàn)證翼段的當(dāng)?shù)赜欠謩e與相應(yīng)的翼型設(shè)計(jì)點(diǎn)迎角保持一致。

2 驗(yàn)證翼段布局設(shè)計(jì)

飛行驗(yàn)證試驗(yàn)是檢驗(yàn)新技術(shù)最具有權(quán)威性的手段，技術(shù)驗(yàn)證機(jī)是飛行驗(yàn)證試驗(yàn)的物理依托，自然層流技術(shù)與需要實(shí)現(xiàn)大范圍層流流動(dòng)的驗(yàn)證翼段表面形狀、表面粗糙度以及部件之間的相對(duì)位置、氣動(dòng)干擾等因素密切相關(guān)，為達(dá)到飛行試驗(yàn)驗(yàn)證目標(biāo)，需對(duì)驗(yàn)證翼段關(guān)鍵布局參數(shù)進(jìn)行精細(xì)設(shè)計(jì)。

2.1 驗(yàn)證翼段平面布局參數(shù)設(shè)計(jì)

為對(duì)比驗(yàn)證層流翼型及傳統(tǒng)翼型阻力特性差異，驗(yàn)證翼段采用無(wú)后掠角的矩形等直翼面，驗(yàn)證翼段平面布局參數(shù)為驗(yàn)證翼段弦長(zhǎng)、驗(yàn)證翼段展長(zhǎng)以及驗(yàn)證翼段相對(duì)機(jī)頭安裝位置。

2.1.1 驗(yàn)證翼段弦長(zhǎng)設(shè)計(jì)

驗(yàn)證翼段弦長(zhǎng)參數(shù)選取，需保證在飛行驗(yàn)證條件下，驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)需達(dá)到驗(yàn)證標(biāo)準(zhǔn)與風(fēng)洞試驗(yàn)雷諾數(shù)保持一致，從而合理驗(yàn)證層流翼型減阻效果以及飛行試驗(yàn)、地面風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)相關(guān)性。

本文所述飛行試驗(yàn)驗(yàn)證翼段目標(biāo)雷諾數(shù)為107～1.2×107，驗(yàn)證機(jī)目標(biāo)飛行高度為8 km，巡航速度為Ma=0.7，為使上述飛行狀態(tài)下驗(yàn)證翼段能夠達(dá)到目標(biāo)雷諾數(shù)，由雷諾數(shù)計(jì)算公式反解得，特征長(zhǎng)度應(yīng)為1 440 mm。針對(duì)無(wú)后掠矩形驗(yàn)證翼段，特征長(zhǎng)度即為驗(yàn)證翼段弦長(zhǎng)，故選取弦長(zhǎng)為1 440 mm。

2.1.2 驗(yàn)證翼段展長(zhǎng)設(shè)計(jì)

驗(yàn)證翼段展長(zhǎng)參數(shù)選取，需保證在驗(yàn)證翼段中部產(chǎn)生足夠范圍反映待測(cè)翼型特性的二維流動(dòng)區(qū)域，從而對(duì)待測(cè)翼型的層流區(qū)范圍、剖面阻力進(jìn)行測(cè)量。本驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段展長(zhǎng)參數(shù)選取原則為：在能夠保證驗(yàn)證翼段中部具有足夠二維流動(dòng)區(qū)域前提下，盡量減小驗(yàn)證翼段展長(zhǎng)，理由如下。

首先，在最大起飛重量及翼載確定后，機(jī)翼面積也相應(yīng)確定。本驗(yàn)證機(jī)機(jī)翼由外翼及中央翼(驗(yàn)證翼段)部分共同構(gòu)成，外翼段是指兩機(jī)身外側(cè)的梯形后掠翼，驗(yàn)證翼段是指兩機(jī)身之間的平直驗(yàn)證翼段部分。由于需要對(duì)翼型的阻力特性進(jìn)行驗(yàn)證，驗(yàn)證翼段必須設(shè)計(jì)為無(wú)后掠角的等直翼面，在速度達(dá)到目標(biāo)馬赫數(shù)Ma=0.7巡航飛行時(shí)，驗(yàn)證翼段的氣動(dòng)效率相對(duì)后掠外翼段較低，故應(yīng)盡量減小等直驗(yàn)證翼段的展長(zhǎng)、機(jī)翼面積，從而提升驗(yàn)證機(jī)整體氣動(dòng)效率。

其次，本驗(yàn)證機(jī)所需驗(yàn)證的層流區(qū)范圍、阻力均是二維翼型特性，僅需選取一個(gè)二維剖面進(jìn)行測(cè)量(驗(yàn)證機(jī)對(duì)稱面)，即只需保證對(duì)稱面附近流動(dòng)能夠反映二維翼型的氣動(dòng)特性即可，過(guò)大的二維流動(dòng)展向延伸范圍并不會(huì)提高測(cè)量精度。

為確定適當(dāng)?shù)尿?yàn)證翼段展長(zhǎng)，進(jìn)行了一系列不同展弦比驗(yàn)證翼段待測(cè)目標(biāo)狀態(tài)下數(shù)值模擬，對(duì)其表面層流區(qū)范圍進(jìn)行辨識(shí)，其中典型狀態(tài)層流區(qū)(低摩阻區(qū))計(jì)算結(jié)果如圖6和圖7所示，由其可知：

圖6 不同展弦比驗(yàn)證翼段上表面摩阻系數(shù)云圖

圖7 驗(yàn)證翼段對(duì)稱面低摩擦阻區(qū)百分比隨展向比變化

1) 在驗(yàn)證翼段端部附近區(qū)域，流動(dòng)三維效應(yīng)較強(qiáng)，干擾嚴(yán)重，流動(dòng)很早便發(fā)生轉(zhuǎn)捩，層流特性難以維持。

2) 隨著驗(yàn)證翼段展長(zhǎng)的增加，驗(yàn)證翼段對(duì)稱面內(nèi)的層流區(qū)范圍先逐步擴(kuò)展，當(dāng)展長(zhǎng)超過(guò)一定范圍時(shí)，層流區(qū)范圍不再增長(zhǎng)保持不變。

3) 驗(yàn)證翼段展弦比b/c>0.8時(shí)，對(duì)稱面剖面的層流區(qū)范圍不再隨展長(zhǎng)變化增長(zhǎng)，此時(shí)對(duì)稱面以處于穩(wěn)定的二維流動(dòng)區(qū)域，能夠反映待測(cè)翼型的流動(dòng)特性。

考慮到機(jī)身及驗(yàn)證翼段之間的干擾及整流部分，本驗(yàn)證機(jī)確定驗(yàn)證翼段展長(zhǎng)原則為：在保證二維等直段部分展弦比b/c=0.8的基礎(chǔ)上，兩側(cè)各保留100 mm展向空間，用于與機(jī)身的連接與整流，故最終選取等直驗(yàn)證翼段展長(zhǎng)為1 350 mm。

2.1.3 驗(yàn)證翼段安裝位置設(shè)計(jì)

驗(yàn)證翼段安裝位置參數(shù)選擇，需考慮3方面因素：① 雙機(jī)身與驗(yàn)證翼段之間干擾；② 全機(jī)焦點(diǎn)與重心匹配；③ 全機(jī)俯仰力矩配平。

從機(jī)身與驗(yàn)證翼段之間的干擾方面分析，驗(yàn)證翼段位置應(yīng)盡量靠近機(jī)頭位置甚至伸出至機(jī)頭前方，使驗(yàn)證翼段前緣處于無(wú)擾動(dòng)的自由來(lái)流中。當(dāng)驗(yàn)證翼段位于機(jī)身中部機(jī)頭后方時(shí)，自由來(lái)流經(jīng)過(guò)機(jī)頭處會(huì)產(chǎn)生不同程度的擾流，可能會(huì)對(duì)驗(yàn)證翼段靠近機(jī)身處產(chǎn)生一定范圍的干擾。本方案驗(yàn)證翼段展長(zhǎng)參數(shù)設(shè)計(jì)時(shí)，已充分考慮機(jī)頭不利干擾(兩側(cè)各多保留100 mm展向空間)，選擇了足夠的驗(yàn)證翼段展弦比，以保證對(duì)稱面附近區(qū)域在目標(biāo)巡航狀態(tài)下能夠穩(wěn)定獲得足夠的二維流動(dòng)區(qū)域，以供層流區(qū)范圍及阻力測(cè)量。

由于驗(yàn)證翼段在飛行試驗(yàn)中也會(huì)產(chǎn)生部分升力，安裝位置的改變將會(huì)導(dǎo)致全機(jī)升力分布改變，從而影響全機(jī)焦點(diǎn)位置和全機(jī)巡航狀態(tài)縱向靜穩(wěn)定性。因此，需選擇適當(dāng)?shù)陌惭b位置，保證驗(yàn)證機(jī)重心焦點(diǎn)位置匹配合理、縱向靜穩(wěn)定性適中。

此外，驗(yàn)證翼段作為升力面之一，安裝位置改變必將導(dǎo)致全機(jī)俯仰力矩改變，且由于本驗(yàn)證機(jī)需要對(duì)驗(yàn)證翼段進(jìn)行更換，分別配置層流翼型等直翼段與傳統(tǒng)翼型等直翼段，二者的升力特性、力矩特性均不相同，因此驗(yàn)證翼段的安裝應(yīng)保證在安裝層流翼段、傳統(tǒng)翼段時(shí)，在起降、巡航等各個(gè)飛行階段，驗(yàn)證機(jī)均有足夠的配平能力。

本驗(yàn)證機(jī)出于降低成本方面考慮，起落架、發(fā)動(dòng)機(jī)、飛控系統(tǒng)、測(cè)量設(shè)備均根據(jù)驗(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)要求采購(gòu)貨架產(chǎn)品，外翼段、尾翼跟據(jù)驗(yàn)證機(jī)巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行設(shè)計(jì)，機(jī)身則根據(jù)起落架、燃油系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)等貨架產(chǎn)品進(jìn)行適應(yīng)性設(shè)計(jì)。各主要部件及系統(tǒng)的重量分布情況如表1所示。其中，驗(yàn)證翼段由于需要進(jìn)行替換，包含自然層流翼型翼段及對(duì)比翼型翼段2個(gè)等直翼段，由于翼型有所區(qū)別，設(shè)計(jì)出的2個(gè)等直翼段的質(zhì)量特性會(huì)有所差異，為控制試驗(yàn)變量，本驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段設(shè)計(jì)需通過(guò)在內(nèi)部加裝配重方式，保證兩等直翼段質(zhì)量均為60.0 kg，且翼段重心均保持在45%弦長(zhǎng)處。

根據(jù)重心定義可得：

(1)

式中：Wi為部件質(zhì)量；xcg,i為部件重心到機(jī)頭距離(沿機(jī)身軸線方向), 代入表1中數(shù)據(jù)得：

表1 驗(yàn)證機(jī)各主要部件或系統(tǒng)質(zhì)量分布

(2)

其中：xcg,test為驗(yàn)證翼段重心到機(jī)頭距離(沿機(jī)身軸線方向)。由于驗(yàn)證翼段重心控制在弦長(zhǎng)45%，由此可得到驗(yàn)證翼段前緣距機(jī)頭距離(沿機(jī)身軸線方向)與驗(yàn)證翼段重心距機(jī)頭距離(沿機(jī)身軸線方向)關(guān)系為

xcg,test=xLE,test+45%Ctest

(3)

式中：xLE,test為驗(yàn)證翼段前緣到機(jī)頭距離(沿機(jī)身軸線方向)；Ctest為驗(yàn)證翼段弦長(zhǎng)。

代入數(shù)據(jù)得：

xcg,test=xLE,test+0.648

(4)

將式(4)代入式(2)得：

(5)

由式(5)可知，全機(jī)重心距機(jī)頭沿機(jī)身軸線方向距離隨著驗(yàn)證翼段前緣距機(jī)頭沿機(jī)身軸線方向距離線性變化。

使用計(jì)算流體力學(xué)手段，對(duì)驗(yàn)證翼段前緣與機(jī)頭平齊至距機(jī)頭前緣1 500 mm(沿機(jī)身軸線方向)每間隔300 mm不同驗(yàn)證翼段安裝位置驗(yàn)證機(jī)氣動(dòng)布局進(jìn)行分析，計(jì)算相應(yīng)的焦點(diǎn)位置、巡航狀態(tài)全機(jī)(CL=0.15)俯仰力矩，并分析驗(yàn)證翼段對(duì)稱面附近流動(dòng)是否會(huì)被雙機(jī)身流場(chǎng)干擾。

CFD計(jì)算采用真實(shí)尺寸全機(jī)模型，計(jì)算網(wǎng)格采用多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，計(jì)算區(qū)域的遠(yuǎn)場(chǎng)邊界流向前后各取30倍平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)，展向和豎直方向各取為20倍，采用“H型”拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)。近壁面采用“O型”拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，壁面第1層網(wǎng)格高度為5.0×10-6m以保證物面網(wǎng)格間距滿足Yplus=1的要求，全機(jī)附面層內(nèi)給定33個(gè)網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)，并采用1.1倍分布律進(jìn)行適當(dāng)加密，以提升物面附近流動(dòng)的模擬精度。針對(duì)驗(yàn)證翼段進(jìn)行流向加密，以滿足高速狀態(tài)層流計(jì)算的要求。全機(jī)表面加流場(chǎng)最終總網(wǎng)格量為3 000萬(wàn)量級(jí)，驗(yàn)證機(jī)表面網(wǎng)格如圖8所示。

圖8 驗(yàn)證機(jī)表面網(wǎng)格

不同驗(yàn)證翼段安裝位置驗(yàn)證機(jī)重心、焦點(diǎn)、巡航配平俯仰力矩計(jì)算結(jié)果如圖9～圖11所示，其中，xcg為驗(yàn)證機(jī)重心相對(duì)機(jī)頭原點(diǎn)位置；xF為驗(yàn)證機(jī)焦點(diǎn)相對(duì)機(jī)頭原點(diǎn)位置；CmcL為縱向靜移定性導(dǎo)數(shù);Cm,cru為巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)(CL=0.15)俯仰力矩。

由圖9、圖10可知，驗(yàn)證機(jī)焦點(diǎn)、重心隨驗(yàn)證翼段安裝位置后移均向后線性移動(dòng)；隨驗(yàn)證翼段安裝位置后移，縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)由正值逐漸變?yōu)樨?fù)值，驗(yàn)證機(jī)縱向靜穩(wěn)定性持續(xù)增加，由縱向靜不穩(wěn)定逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)榭v向靜穩(wěn)定。

圖9 重心、焦點(diǎn)位置隨驗(yàn)證翼段位置變化圖

圖10 縱向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)隨驗(yàn)證翼段位置變化圖

圖11 巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)俯仰力矩隨驗(yàn)證翼段位置變化圖

由圖11可知，在計(jì)算范圍內(nèi)，驗(yàn)證機(jī)巡航狀態(tài)(CL=0.15)配平俯仰力矩均為抬頭力矩，且隨安裝位置后移配平力矩逐步減小。

本驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段位置選取主要考慮重心與焦點(diǎn)的匹配關(guān)系，本驗(yàn)證機(jī)的主要設(shè)計(jì)狀態(tài)為保持定常直線平飛巡航，不需要做大機(jī)動(dòng)，故希望縱向靜穩(wěn)定性較強(qiáng)，以抵抗飛行中可能遇到的不利擾動(dòng)。根據(jù)上述計(jì)算結(jié)果，確定驗(yàn)證翼段前緣距機(jī)頭原點(diǎn)沿機(jī)身軸線方向距離1 200 mm，此時(shí)全機(jī)縱向靜穩(wěn)定性約為6.4%。該狀態(tài)下，巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)配平俯仰力矩約為0.05，由于本驗(yàn)證機(jī)需要更換配置不同翼型的驗(yàn)證翼段，全機(jī)巡航狀態(tài)配平俯仰力矩并不相同，因此在驗(yàn)證機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)時(shí)，預(yù)留了較大的升降舵配平能力，完全能夠滿足俯仰力矩配平要求。

由圖12驗(yàn)證翼段表面摩擦阻力系數(shù)Cf分布云圖可知，驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段距機(jī)頭原點(diǎn)1 200 mm時(shí)，驗(yàn)證翼段對(duì)稱面附近產(chǎn)生了足夠范圍的穩(wěn)定二維流動(dòng)區(qū)域，對(duì)稱面附近待測(cè)區(qū)域不受機(jī)身流場(chǎng)干擾，滿足設(shè)計(jì)要求。

圖12 自然層流驗(yàn)證翼段表面摩擦阻力系數(shù)分布云圖

2.2 驗(yàn)證翼段安裝角設(shè)計(jì)

根據(jù)上述層流減阻試驗(yàn)驗(yàn)證設(shè)計(jì)思想，為保證層流翼段、對(duì)比翼段在H=8 km，Ma=0.70巡航測(cè)量時(shí)，驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)赜蔷幱谙鄳?yīng)翼型各自設(shè)計(jì)迎角，需對(duì)2個(gè)驗(yàn)證翼段的安裝角分別進(jìn)行精細(xì)設(shè)計(jì)。

2.2.1 驗(yàn)證翼段安裝角與巡航狀態(tài)當(dāng)?shù)赜顷P(guān)系

由空氣動(dòng)力學(xué)及飛行力學(xué)知識(shí)可知，全機(jī)升力系數(shù)CL，可認(rèn)為是迎角α=0°且驗(yàn)證翼段安裝角ψtest=0°時(shí)升力系數(shù)CL0、迎角所致升力系數(shù)、驗(yàn)證翼段安裝角所致升力系數(shù)、升降舵偏角所致升力系數(shù)線性疊加，即

CL=CL0+αCLα+ψtestCLψ+δeCLδe

(6)

同理，全機(jī)俯仰力矩系數(shù)Cm，可認(rèn)為是α=0°且驗(yàn)證翼段安裝角為零時(shí)俯仰力矩系數(shù)Cm,α=0°、迎角所致俯仰力矩系數(shù)、驗(yàn)證翼段安裝角所致俯仰力矩系數(shù)、升降舵偏角所致俯仰力矩系數(shù)線性疊加，即

Cm=Cm,α=0°+αCmα+ψtestCmψ+δeCmδe

(7)

式中：Cmψ為單位驗(yàn)證翼段安裝角增量引起的升力增量。

巡航飛行時(shí)需要使用升降舵對(duì)全機(jī)俯仰力矩進(jìn)行配平，使Cm=0，由此可解得配平所需升降舵偏角δe為

(8)

將式(8)代入式(6)可得：

CL=A+Bα+Cψtest

(9)

其中：

A、B、C均是由驗(yàn)證機(jī)布局參數(shù)及翼型配置決定的常數(shù)，與迎角α及驗(yàn)證翼段安裝角ψtest無(wú)關(guān)。

驗(yàn)證機(jī)在設(shè)計(jì)點(diǎn)固定高度、固定馬赫數(shù)巡航時(shí)，其升力系數(shù)保持設(shè)計(jì)升力系數(shù)CL,des不變，則式(9)為

CL,des=A+Bα+Cψtest

(10)

式(10)移項(xiàng)化簡(jiǎn)可得：

(11)

驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)赜铅羣est為機(jī)身迎角與驗(yàn)證翼段安裝角之和，即

αtest=α+ψtest

(12)

將式(11)代入式(12)可得：

(13)

由式(13)可知，驗(yàn)證翼段安裝角與配平后巡航狀態(tài)驗(yàn)證翼段迎角呈線性變化關(guān)系，因此，可根據(jù)對(duì)比翼型驗(yàn)證翼段、層流翼驗(yàn)證翼段各自設(shè)計(jì)升力系數(shù)對(duì)應(yīng)迎角，解算出各自安裝角，下文將以對(duì)比翼型驗(yàn)證翼段安裝角的確定為例進(jìn)行說(shuō)明，層流翼段安裝角確定與之類似。

2.2.2 驗(yàn)證翼段安裝角設(shè)計(jì)

由于驗(yàn)證翼段安裝角與定升力系數(shù)巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)機(jī)身巡航迎角呈線性變化關(guān)系，可首先依據(jù)經(jīng)驗(yàn)，選定目標(biāo)驗(yàn)證翼段安裝角范圍，使用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)手段，分析最大、最小兩邊界驗(yàn)證翼段安裝角所對(duì)應(yīng)的配平后機(jī)身巡航迎角，解算出相應(yīng)的驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)赜牵俑鶕?jù)驗(yàn)證翼段需飛行驗(yàn)證的目標(biāo)當(dāng)?shù)赜?翼型設(shè)計(jì)迎角)，線性插值得出所對(duì)應(yīng)的驗(yàn)證翼段安裝角。具體步驟如下。

1) 將驗(yàn)證機(jī)計(jì)算數(shù)模驗(yàn)證翼段安裝角分別設(shè)置為最大最小兩邊界值，計(jì)算待測(cè)狀態(tài)(H=8 000 m，Ma=0.70)，不同迎角升力特性、俯仰力矩特性。

2) 根據(jù)升降舵效率對(duì)上述計(jì)算得到的兩邊界安裝角未配平升力線(線性段)各迎角數(shù)據(jù)進(jìn)行配平，得到配平后升力系數(shù)隨機(jī)身迎角變化曲線。

3) 根據(jù)兩邊界安裝角配平后升力線，線性插值得到驗(yàn)證機(jī)巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)(CL=0.15)對(duì)應(yīng)驗(yàn)證機(jī)巡航迎角。

4) 將兩邊界安裝角對(duì)應(yīng)驗(yàn)證機(jī)巡航迎角與相應(yīng)的驗(yàn)證翼段安裝角相加，得到驗(yàn)證機(jī)巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)(CL=0.15)定常平飛狀態(tài)所對(duì)應(yīng)的驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)赜恰?/p>

圖13反映了對(duì)比翼型驗(yàn)證翼段4°安裝角(安裝角上邊界)時(shí)，CFD計(jì)算得到的未配平升力系數(shù)CL曲線、俯仰力矩Cm曲線以及配平后升力系數(shù)CL,trim曲線,由于本驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段安裝位置相對(duì)靠近機(jī)頭，巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)未配平俯仰力矩為抬頭力矩，需使用升降舵下偏進(jìn)行配平，此時(shí)平尾產(chǎn)生正升力，因此配平后升力線略有向上平移。由配平后升力線線性插值，可得到巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)(CL=0.15)對(duì)應(yīng)驗(yàn)證機(jī)巡航迎角α=0.713°，將巡航迎角疊加4°驗(yàn)證翼段安裝角，可得巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)赜铅羣est=4.713°。同理分析可得，對(duì)比驗(yàn)證翼段0°安裝角(安裝角下邊界)時(shí)，巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)赜菫?.277°。為驗(yàn)證式(13)所得結(jié)果，使用相同方法分析對(duì)比驗(yàn)證翼段2°安裝角氣動(dòng)特性，得到巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)赜菫?.506°。將上述驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)赜桥c驗(yàn)證翼段安裝角分析結(jié)果繪制成圖14，再次驗(yàn)證了驗(yàn)證翼段巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)當(dāng)?shù)赜桥c驗(yàn)證翼段安裝角呈線性變化關(guān)系。

圖13 對(duì)比翼型驗(yàn)證翼段4°安裝角氣動(dòng)特性

圖14 層流翼型及對(duì)比翼型升力特性

5) 得到最小驗(yàn)證翼段安裝角對(duì)應(yīng)當(dāng)?shù)匮埠接羌白畲篁?yàn)證翼段安裝角對(duì)應(yīng)當(dāng)?shù)匮埠接呛螅鶕?jù)相應(yīng)驗(yàn)證翼段待測(cè)翼型目標(biāo)當(dāng)?shù)赜蔷€性插值，得到該驗(yàn)證翼段安裝角。

由圖15層流翼型及對(duì)比翼型升力特性可知，對(duì)比翼型在翼型設(shè)計(jì)升力系數(shù)CL=0.5時(shí)，對(duì)應(yīng)的設(shè)計(jì)迎角為2.95°。由圖15驗(yàn)證翼段與安裝角對(duì)應(yīng)關(guān)系曲線數(shù)據(jù)線性插值，得到巡航狀態(tài)驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)赜菫槟繕?biāo)值2.95°時(shí)，對(duì)應(yīng)的驗(yàn)證翼段安裝角為1.09°。同理可得，層流翼段的驗(yàn)證翼段安裝角應(yīng)為1.83°。

圖15 對(duì)比翼段不同安裝角對(duì)應(yīng)的巡航當(dāng)?shù)赜?/p>

3 風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果

為檢驗(yàn)驗(yàn)證翼段布局參數(shù)設(shè)計(jì)合理性，規(guī)劃驗(yàn)證翼段轉(zhuǎn)捩探測(cè)、測(cè)壓試驗(yàn)及全機(jī)測(cè)力試驗(yàn)，檢驗(yàn)飛行試驗(yàn)效能及驗(yàn)證機(jī)本體氣動(dòng)特性是否符合預(yù)期。

3.1 驗(yàn)證翼段轉(zhuǎn)捩探測(cè)試驗(yàn)結(jié)果

驗(yàn)證翼段轉(zhuǎn)捩探測(cè)試驗(yàn)需要在低湍流度風(fēng)洞中完成，選擇在氣動(dòng)院FL-60直流引射式風(fēng)洞進(jìn)行，該風(fēng)洞試驗(yàn)段截面尺寸為1.2 m×1.2 m，來(lái)流湍流度為0.3%～0.4%(0.3≤Ma≤0.8)。

自然層流翼段上表面巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma=0.70，Re≈1.2×106，α=1.83°，上表面轉(zhuǎn)捩探測(cè)試驗(yàn)及測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果如圖16和圖17所示。

圖17 自然層流翼段上表面壓力分布PSP測(cè)壓試驗(yàn)結(jié)果

由層流翼段CFD轉(zhuǎn)捩計(jì)算結(jié)果圖12及風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果圖16可知，驗(yàn)證翼段中部形成了穩(wěn)定的二維流動(dòng)區(qū)，驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段弦長(zhǎng)、展長(zhǎng)、安裝位置布局參數(shù)設(shè)計(jì)合理。

圖16 自然層流翼段紅外轉(zhuǎn)捩探測(cè)結(jié)果

由圖17層流驗(yàn)證翼段上表面壓力分布計(jì)算結(jié)果及PSP測(cè)量結(jié)果對(duì)比可知，風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)得的壓力分布與CFD翼型理論計(jì)算結(jié)果吻合較好，可合理外推此時(shí)待測(cè)翼段處于其設(shè)計(jì)升力系數(shù)狀態(tài)，驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段安裝角設(shè)置合理。

3.2 全機(jī)測(cè)力試驗(yàn)結(jié)果

全機(jī)測(cè)力試驗(yàn)在氣動(dòng)院FL-2暫沖式跨超聲速風(fēng)洞進(jìn)行，該風(fēng)洞試驗(yàn)段截面尺寸1.2 m×1.2 m，來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.3～2.25。

對(duì)中央驗(yàn)證翼段配置層流翼型的驗(yàn)證機(jī)縮比模型進(jìn)行全機(jī)測(cè)力試驗(yàn)，試驗(yàn)條件為Ma=0.70，α=-4°～+6°。試驗(yàn)結(jié)果如圖18所示。

由風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)力結(jié)果圖18可知，風(fēng)洞試驗(yàn)俯仰力矩系數(shù)隨升力系數(shù)變化曲線與驗(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)過(guò)程中CFD計(jì)算結(jié)果在線性段范圍內(nèi)符合良好，驗(yàn)證機(jī)縱向靜穩(wěn)定性約為6.26%，靜穩(wěn)定性適中，驗(yàn)證翼段布局參數(shù)設(shè)計(jì)合理。

圖18 驗(yàn)證機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)升力與俯仰力矩系數(shù)測(cè)量結(jié)果

4 結(jié) 論

1) 本文基于“相同設(shè)計(jì)升力系數(shù)對(duì)比法”，開(kāi)創(chuàng)性提出了一套能夠在地面風(fēng)洞試驗(yàn)、飛行試驗(yàn)中同時(shí)測(cè)量阻力、轉(zhuǎn)捩位置、壓力分布的自然層流翼型減阻驗(yàn)證方法，風(fēng)洞試驗(yàn)可起到對(duì)驗(yàn)證翼段布局參數(shù)及飛行試驗(yàn)測(cè)量方法驗(yàn)證作用，化解技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)；飛行試驗(yàn)與風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)量對(duì)象構(gòu)型及測(cè)量手段一致，天地?cái)?shù)據(jù)相關(guān)性強(qiáng)可相互印證。

2) 驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段布局參數(shù)設(shè)計(jì)需根據(jù)待測(cè)飛行試驗(yàn)狀態(tài)完成。其中，驗(yàn)證翼段弦長(zhǎng)依據(jù)目標(biāo)雷諾數(shù)選取；驗(yàn)證翼段展長(zhǎng)選取需保證待測(cè)翼段對(duì)稱面附近獲得穩(wěn)定的二維流動(dòng)區(qū)域；驗(yàn)證翼段安裝位置與全機(jī)重心、焦點(diǎn)及巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)配平力距呈線性變化關(guān)系，驗(yàn)證機(jī)操穩(wěn)特性為安裝位置選擇的主要考慮因素；驗(yàn)證翼段安裝角與巡航升力系數(shù)設(shè)計(jì)點(diǎn)驗(yàn)證翼段當(dāng)?shù)赜浅示€性變化關(guān)系，應(yīng)根據(jù)待測(cè)翼型設(shè)計(jì)迎角，選擇相應(yīng)的驗(yàn)證翼段安裝角。

3) 地面風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，驗(yàn)證機(jī)驗(yàn)證翼段布局參數(shù)選擇合理，能夠滿足飛行試驗(yàn)測(cè)試要求及操穩(wěn)特性要求；各布局參數(shù)設(shè)計(jì)原則正確有效。