1.2 m高速风洞双天平支撑试验技术

衣秉立，刘博宇，王争取，张铁军，鲁丹，赵彦

1. 航空工业空气动力研究院，沈阳 110034

2. 航空工业第一飞机设计研究院，西安 710089

翼下双天平支撑对机身后体的绕流干扰很小，很适合模型后体的精确测量以及大展弦比模型支撑干扰试验；另外，对于双体飞机高速测力试验中存在的支撑困难问题，双天平支撑能最大程度地继承单尾支优点，具备较大范围的纵、横向试验能力[1]。近年来，国外主要的2 m量级亚跨声速风洞均进行了双天平支撑试验技术研究，并成功应用于多个运输机或民机类项目，例如欧洲的ETW风洞、HST风洞、英国的ARA风洞、法国宇航中心的S2MA风洞、S1MA风洞等，都建立了双天平支撑系统，并进行了CRM(Common Research Model)民机标模、A400M、A310、A380等大展弦比飞机的相关试验验证[2-7]。国内应用方面，中国空气动力研究与发展中心的学者于2012年前后进行这方面的研究工作，在FL-26风洞进行了多期翼下双天平支撑试验研究[8-10]；中国航空工业空气动力研究院于2020年采用翼下双天平支撑完成了CACM(Civil Aircraft Calibration Model)民机标模的尾支干扰修正试验[11]。但从目前已有的资料来看，双天平支撑试验技术大多应用在2 m量级的风洞，1.2 m量级风洞双天平支撑试验技术应用很少。

1.2 m量级风洞进行双天平支撑试验时(特别是大展弦比翼下双天平支撑)，由于尺寸限制，天平与模型一般采用锥连接，对于双天平支撑其轴向位置调节性差，安装过约束问题突出，进而影响双天平测量精准度；另外，由于模型尺寸小，机翼相对单薄，除了会存在与常规支撑方式机翼弯扭特性差异大外，双天平支撑-模型构成悬臂梁结构，翼面流动分离极易诱导模型在俯仰方向振动发散。

国际上常见的双支杆支撑的具体形式按试验目的和测量参数可分为“标准型”和“增强型”2种[12]。其中“标准型”的双支杆在竖直方向距机翼较远，双支杆与机翼通过叶片支撑连接，机翼当地变形较小，主要进行模型后体测量的纵向试验(单天平测力)，试验迎角范围较大；“增强型”的特点是双支杆在竖直方向距模型较近，双支杆通过机翼适配器与模型机翼连接，机翼当地畸变较大，除了可进行单独模型后体测量的纵、横向试验外，还可通过双支杆内安装天平，进行全模测力(即本文涉及的“双天平支撑”)。根据国内外的相关研究结果显示，“增强型”双支杆做为辅助支撑除了能得到与“标准型”相同的修正结果外，其在不同雷诺数下的数据稳定性也要优于“标准型”。综上，“增强型”双支杆适用范围更广，能直接得到全模气动力，优势明显。

作者在FL-2风洞中开展了基于“增强型”双支杆的双天平支撑试验技术研究，研制了双天平支撑系统，并进行了DLR-F6标模风洞试验验证和某双体布局飞机双天平尾支试验应用，发展了适合于1.2 m高速风洞的双天平支撑试验技术。

1 研究方法与设备

1.1 试验原理和方法

双天平采用2台天平单独校准的方式进行静校，试验时2台天平同时测量作用在模型上的气动力和力矩，依据空间坐标系转换原理获取全机坐标系下的力和力矩[13-14]。对于翼下双天平支撑试验，双天平感受到的气动力除模型气动力之外，还包括天平适配器和机翼适配器的气动力。由于模型机翼和支杆的弹性变形，试验时测力天平相对模型姿态角会发生变化，翼下双天平支撑的天平俯仰角由安装在天平适配器内的迎角传感器测得，模型俯仰角由安装在机头内的迎角传感器测得。

针对安装过约束问题，地面调试中采用材质较软的薄铜套进行双天平锥配合轴向相对位置调节。为了验证双天平数据准确、可靠，试验前采用专用加载装置进行双天平综合加载验证，双天平综合加载误差小于0.4%。图1给出了翼下双天平支撑加载装置连接示意图。

图1 双天平、模型及加载装置连接示意图

数据处理时，首先进行旋转变换，将各天平测值旋转到与模型体轴系姿态角一致(天平相对模型安装角和姿态角修正)；然后通过力系平移(两心距修正)，将旋转变换后的双天平测值平移到模型力矩参考点上；最后，经过叠加得到合成后的全机力和力矩。图2给出了双天平综合加载坐标系示意图。

图2 双天平综合加载坐标系

支撑干扰试验采用典型的“两步法”进行，即通过辅助支撑带与不带假支撑来获得主支撑干扰。其中，主支撑测力天平感受到的力由可以近似用式(1)描述：

FZ=F干净+ΔFZ

(1)

式中:F干净、ΔFZ分别代表干净模型气动力和主支撑干扰影响。

双天平支撑和双天平支撑+假主支撑测力天平感受到的力由可以近似用式(2)描述：

FT=F干净+ΔFT

(2)

FT+Z=F干净+ΔFT+ΔF′Z

(3)

式中:ΔFT、ΔF′Z分别代表双天平支撑干扰影响和假主支撑干扰影响。

对于主支撑干扰修正，如假支撑模拟效果良好，主支撑干扰影响可以用式(4)表达：

ΔFZ=FT+Z-FT

(4)

则干净构型气动力为

F干净=FZ-ΔFZ

(5)

1.2 数值计算方法

基于航空工业空气动力研究院的自研ARI-OVERSET软件平台，采用固定转捩方法和全湍流的数值模拟方法对DLR-F6模型组合支撑二次干扰进行评估。该软件平台应用有限体积法对模型的流场进行数值模拟，控制方程采用雷诺平均的Navier-Stokes方程组。全湍流计算采用的湍流模型为 SST(Shear Stress Transport)模型。三维构型固定转捩设置方式为上下表面至少需要2个转捩点来描述转捩线。本文根据试验模型，上下表面各设置4个点，依次连接。程序将以转捩线为界将机翼分为层流区域和湍流区域。计算模型转捩点的设置与试验固定转捩位置保持一致。

计算网格采用非结构网格，为探索支撑对模型的干扰影响，对模型的细节进行了模拟，模型在构型无变化的区域表面网格保持一致，首层高度设置一致均为10-6CA(CA为平均气动弦长)。数值模拟时，模型尺寸与试验模型相同，计算雷诺数与试验状态一致。

1.3 试验设备与模型

1.3.1 风 洞

FL-2风洞是一座直流暂冲下吹式亚、跨、超三声速风洞，试验段横截面尺寸为1.2 m×1.2 m，风洞全长74 m，配有0#、1#、2#、3#、7# 共5副喷管，其中0#喷管为亚、跨声速喷管，马赫数Ma为0.3～1.2；1#、2#、3#、7#喷管为超声速喷管，Ma分别为1.515、1.816、2.021、3.002。亚、跨声速试验段插件的上、下壁板采用开闭比为22.5%的直孔壁板，沿气流方向有0.5°的扩开角，两侧为平行实壁；超声速试验段插件四壁皆为实壁。

1.3.2 模 型

1) DLR-F6标模

DLR-F6模型为国际上通用的跨声速运输机经典模型，该模型在国外多座风洞中进行过对比试验研究，形成了完备的风洞试验数据库。本期试验选用机翼/机身组合体模型，即WB(Wing/Body)构型，图3给出了DLR-F6 WB构型模型尺寸。

图3 DLR-F6 WB构型模型尺寸

2) 某层流验证机

某层流验证机为双机身、“Π”型尾翼、4发布局，双机身间为中央验证翼段[15]。图4为某层流验证机模型三视图。

图4 某层流验证机模型三视图

1.3.3 支撑系统

1) DLR-F6标模试验

试验中，模型采用“Z-sting”(文中简称Z支撑)的方式作为主支撑获得基本数据，分别采用翼下双天平支撑和背支作为辅助支撑，通过带与不带假Z支撑来获得主支撑的干扰影响。本节重点介绍双天平支撑系统。

双天平支撑系统由1个连接横板、1付双支杆、2台高精度六分量天平组成,如图5所示。支杆轴向位置可调，通过不同的销孔及螺孔连接，支杆轴向可前后移动。双支杆与机翼连接段的横截面积及形状进行了优化设计，目的是降低支杆扭转方向的刚度，避免机翼连接处出现不利的受载变形。双支杆前端测力天平通过天平适配器和机翼适配器与机翼连接，连接方式采用夹持式。

图5 翼下双天平支撑结构

双天平支撑的气动干扰主要与机翼处的失真变形程度、下游支臂及连接横板的远场干扰有关。另外，双支杆的横向跨距影响也要考虑，理论上双支杆的横向间距越大，其对模型尾段的干扰越小。双支杆横向跨距的选择，主要从模型-支撑系统刚度、组合支撑二次干扰和机翼变形影响3方面进行综合考虑。

本项目研制的翼下双天平支撑为典型的“增强型”结构形式，双支杆横向跨距通过销孔及螺孔连接，可以实现0.56 m和0.46 m这2个跨距(跨距占机翼展长的68%和56%)。对2种双支杆横向跨距方案进行模态分析，图6给出了双支杆不同横向跨距模态分析结果。可以看到，跨距由68%展长减小到56%展长时，决定模型-支撑系统俯仰方向振动特性的二阶频率从10.84 Hz提高到21.35 Hz，模型-支撑系统的刚度显著提高。

图6 双支杆不同横向跨距模态分析结果

图7为DLR-F6模型不同支撑形式网格示意图，图8给出了马赫数Ma=0.75、迎角α=0°时的模型后体压力系数Cp分布云图，图9给出了DLR-F6模型双支杆跨距为56%展长方案的组合支撑二次干扰(ΔΔCL、ΔΔCD、ΔΔCm,CL、CD、Cm分别为升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数)随迎角的变化结果。可以看到，双支杆跨距为56%展长时对机身后体的影响很小，组合支撑的二次干扰影响与高速风洞试验数据精度相当，可以忽略。

图7 DLR-F6模型不同支撑形式网格示意图

图8 模型后体压力系数分布云图(Ma=0.75，α=0°)

图9 二次干扰计算结果(Ma=0.75,跨距:56%展长)

翼下双天平支撑由于双支杆的限位作用，双支杆靠内的机翼的弹性变形与常规Z支撑相反，其扭转特性也会改变，特别是机翼的扭转差异会带来沿翼展方向升力分布的变化，也会带来机翼下洗的变化，进而影响翼下双天平试验结果。相关研究文献指出：对于无尾或小平尾偏度，双支杆内、外侧机翼变形模式相反，形成抵消效应，使翼下双天平支撑机翼的整体变形程度小于常规单尾支，即使是最大跨距(48%～69%)也是如此[16]。

综上，从模型-支撑系统刚度和气动干扰角度综合考虑，本期试验翼下双天平支撑横向跨距选择56%翼展位置。

2) 某层流验证机试验

本期试验主支撑采用中央验证翼段局部畸变支撑(简称“尾支”)；辅助支撑采用双天平尾部支撑(简称“双天平支撑”)，双天平与模型通过采用锥配合连接。试验中，采用“两步法”，即通过双天平支撑带与不带假尾支，扣除中央验证翼段局部畸变和尾支杆的干扰影响。图10为层流验证机模型不同支撑系统示意图。

图10 层流验证机模型不同支撑系统示意图

2 试验结果及分析

2.1 DLR-F6标模验证试验

DLR-F6标模验证试验项目主要包括：翼下双天平支撑纵向同期重复性试验、基于不同辅助支撑形式的支撑干扰修正试验(主支撑为Z支撑，辅助支撑为翼下双天平支撑和背支)。试验Ma=0.75，雷诺数为3×106，最终得到的干净构型气动力数据进行了空风洞水平浮力修正和支撑干扰修正。

2.1.1 纵向同期重复性

表1给出了翼下双天平支撑纵向重复性试验结果。可以看到，本期翼下双天平支撑试验纵向数据重复性良好，不同迎角下，升力系数CL、俯仰力矩系数Cm的均方根误差σ满足国军标合格指标，除α=2°外，阻力系数CD的均方根误差满足国军标先进指标。

表1 重复性试验结果(Ma=0.75)

2.1.2 支撑干扰影响

图11给出了不同支撑方式的对比结果。可以看到，翼下双天平支撑与Z支撑试验结果差异较大，α=0°时，翼下双天平支撑的升力系数偏低0.058，阻力系数偏大0.011，俯仰力矩曲线斜率差异较大。该差异可以从不同的方面来解释：首先是翼下双天平支撑时，测力天平通过天平整流罩和过渡段与机翼连接，测得的力中包括了整流罩和过渡段的气动力；其次，双天平支撑与机翼连接，其对机翼绕流的干扰更大；最后，模型通过机翼实现支撑时，机翼扭转角的轻微改变也会放大这种差异。

图11 不同支撑方式试验结果对比(Ma=0.75)

图12给出了Z支撑纵向干扰试验结果。由图可以看到，采用双天平支撑作为辅助支撑得到的支撑干扰试验结果与背支作为辅助支撑得到的试验结果规律一致、量值接近，ΔCL差异在0.002以内，ΔCm差异在0.001 5以内，ΔCD差异在0.000 2 以内。

图12 Z支撑纵向干扰试验结果(Ma=0.75)

2.1.3 不同风洞间的数据对比

图13给出了DLR-F6模型在1.2 m高速风洞与公开文献中国外2座2 m量级风洞的数据对比曲线。图中，1.2 m高速风洞试验数据和S2MA的试验数据均进行了支撑干扰修正，NTF风洞的试验数据未进行支撑干扰修正[17-19]。表2给出了不同风洞干净构型数据对比(巡航状态)，其中，(Ma=0.75，CL=0.5，固定转捩，Re=300万)NTF风洞的试验数据中阻力系数进行了支撑干扰影响补充计算修正[20]。表中，国外风洞试验数据来源自文献[17-18,20]。

图13 不同风洞干净构型试验结果(Ma=0.75)

由图13和表2可以看到，1.2 m风洞试验结果与文献中提到的2座风洞的试验结果具有较好的一致性。其中，1.2 m风洞的升力系数略高于NTF和S2MA风洞的试验结果，在试验迎角范围内，1.2 m风洞的升力系数偏高0～0.02，由于DLR-F6模型的升力线斜率较大，一般认为，在不同风洞间这种较小的差异是可以接受的；俯仰力矩方面，3座风洞的试验结果规律一致，量值接近，俯仰力矩系数差异总体在0.002以内；阻力系数方面，在巡航条件下，3座风洞的阻力系数差异在3%以内，1.2 m风洞的阻力系数略小。

表2 不同风洞干净构型的数据对比

2.2 某层流验证机试验

某层流验证机试验项目主要包括：双天平支撑试验重复性、支撑干扰修正试验和不同支撑舵效对比试验。

2.2.1 双天平支撑重复性试验

图14给出了Ma=0.7、侧滑角β≤3°时双天平支撑重复性试验结果。可以看到，某层流验证机模型双天平支撑纵、横向试验数据重复性精度均达到国军标合格指标,图中Cl、CY、Cn分别为滚转力矩系数、侧力系数、偏航力矩系数。

图14 双天平支撑重复性试验结果(Ma=0.7、β≤3°)

2.2.2 不同支撑方式舵效对比试验

表3 不同支撑方式舵效对比(Ma=0.7， δ=0°～10°)

由表3和图15可知，2种支撑方式升降舵效率和副翼效率基本一致，相对偏差在6%以内。总体上看，双天平支撑测得的舵效结果量值更大一些，考虑到双支杆位于双机身后方，对飞机操纵舵面绕流干扰更小，因此，双天平支撑舵效结果更可靠。

图15 不同支撑方式舵效对比结果(Ma=0.7)

2.2.3 支撑干扰修正试验

由表4可以看到，尾支干扰对零升阻力系数的影响为正，Ma=0.6～0.8、ΔCD0=0.002 46～0.003 05，使零升阻力系数增大3.99%～4.45%；尾支对俯仰力矩系数的干扰为正干扰，Ma=0.6～0.8、ΔCma0=0.006 43～0.008 92；尾支升力系数的升力系数正干扰，Ma=0.6～0.8、ΔCL0=0.003 74～0.012 95；尾支干扰使全机焦点后移0.004 22CA～0.005 38CA。

表4 支撑干扰纵向试验结果

由图16可以看到，验证段畸变尾支使全机的横、航向静安定性增强。

图16 支撑干扰横向试验结果

3 结 论

1) 翼下双天平支撑横向跨距选择56%全翼展能很好地解决支撑系统刚度和气动干扰之间的矛盾。

2) 采用材质较软的薄铜套进行双天平锥配合轴向相对位置调节，能有效解决1.2 m风洞双天平支撑的过约束问题。经地面综合加载和风洞试验验证，双天平支撑试验数据准确可靠，试验数据精度满足国军标合格指标。

3) 1.2 m高速风洞DLR-F6模型采用双天平支撑作为辅助支撑得到的支撑干扰结果与背支作为辅助支撑得到的支撑干扰结果规律一致、量值接近，整体差异与试验精度相当。

4) 利用双天平支撑进行双体飞机测力试验，模型尾部畸变小，数据准确可靠，除了作为辅助支撑用于支撑干扰试验外，还可作为主支撑进行试验。