宽体客机气动标模CHN-T2设计.pdf

文章编号：0258-1825(2023)10-0015-15宽体客机气动标模 CHN-T2 设计刘红阳1，周铸1，余永刚1，*，黄江涛2，汤宇1，宋超1，蓝庆生1(1.中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所，绵阳621000；2.中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所，绵阳621000)摘要：发展商用运输机标模是我国独立发展具有自主知识产权的先进民用飞机的重要支撑手段，对验证 CFD 技术和确认风洞试验品质具有重要意义。结合国内外主流宽体商业客机的布局特点和气动设计需求，基于自主开发的AMDEsign 设计平台，设计研发了宽体客机标模 CHN-T2。标模设计马赫数 0.85，设计升力系数 0.48。模型充分体现了主流宽体商用客机典型的双通道机身/超临界机翼/平立尾/翼吊通气短舱等几何特征，具有典型的部件间强干扰/激波分离/转捩等流场特征以及优异的高亚声速巡航/高升阻比气动效率等性能特征。通过气动外形优化设计、短舱吊挂组件影响及雷诺数效应等研究，并结合风洞试验数据对比分析，最终确认 CHN-T2 模型巡航升阻比达到 21.8、阻力发散马赫数约为 0.872、抖振边界大于 1.3 倍巡航升力系数、风洞试验准雷诺数为 3107。研究认为，CHN-T2 模型具有良好的气动性能，能够作为先进宽体客机气动标模进行应用推广。通过持续建立的丰富气动数据库和流场影像，可有力支撑宽体客机流动机理分析、CFD 技术验证与确认、先进风洞试验技术发展验证、CFD 与风洞数据相关性等研究。关键词：宽体客机；标模；CHN-T2；气动设计；超临界机翼中图分类号：V211.78文献标识码：Adoi：10.7638/kqdlxxb-2023.0026Design of a standard aerodynamic model CHN-T2 for wide-body aircraftLIUHongyang1，ZHOUZhu1，YUYonggang1，*，HUANGJiangtao2，TANGYu1，SONGChao1，LANQingsheng1(1.Computational Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang621000,China；2.Aerospace Technology Institute of China Aerodynamics Research and Development Center,Mianyang621000,China)Abstract:Thedevelopmentofcommercialtransportaircraftstandardmodelisanimportantsupportfordevelopingadvancedcivilaircraftwithindependentintellectualpropertyrights,aswellastheverificationofCFDtechniqueandwindtunneltestquality.Combinedwiththelayoutcharacteristicsandaerodynamicdesignrequirementsofmainstreamwide-bodycommercialaircraftsathomeandabroad,astandardmodelCHN-T2forthewide-bodyaircraftisdesignedbasedontheself-developeddesignplatformAMDesign.ThedesignMachnumberis0.85,andthedesignliftcoefficientis0.48.TheCHN-T2modelcanfullyrepresenttypicalgeometriccharacteristics of mainstream wide-body aircraft,such as the twin-aisle fuselage,supercritical wing,horizontal/vertical tail wing,and wing suspension nacelle.CHN-T2 has typical flow characteristics such asstrong interference between components,shock wave separation,boundary layer transition,etc.It also hasexcellent performance characteristics such as high subsonic cruise and high lift-drag-ratio aerodynamicefficiency.Aerodynamicshapeoptimizationdesign,nacellesuspensioncomponentinfluence,Reynoldsnumbereffectandwindtunneltestarecarriedoutinthepresentstudy.Theresultsshowthatthecruisinglift-drag-ratiooftheCHN-T2modelreaches21.8,thedragdivergenceMachnumberisabout0.872,thebuffetingboundaryisgreaterthan1.3timesthecruisingliftcoefficient,andthequasiReynoldsnumberinwindtunneltestsis3107.收稿日期：2023-03-01；修订日期：2023-04-11；录用日期：2023-05-14；网络出版时间：2023-06-09作者简介：刘红阳（1991-），女，吉林四平人，助理研究员，研究方向：飞行器多学科优化设计，空气动力学.E-mail：通信作者：余永刚*，高级工程师，研究方向：飞行器设计，空气动力学.E-mail：引用格式:刘红阳,周铸,余永刚,等.宽体客机气动标模 CHN-T2 设计J.空气动力学学报,2023,41(10):1529.LIUHY,ZHOUZ,YUYG,etal.DesignofastandardaerodynamicmodelCHN-T2forwide-bodyaircraftJ.ActaAerodynamicaSinica,2023,41(10):1529(inChinese).doi:10.7638/kqdlxxb-2023.0026第41卷第10期空气动力学学报Vol.41，No.102023年10月ACTA AERODYNAMICA SINICAOct.，2023TheCHN-T2modelhasexcellentaerodynamicperformanceandcanbeappliedasanadvancedaerodynamicstandard model for wide-body aircraft.By continuously enriching the aerodynamic database and flow fieldimages,the model can effectively support the analysis of flow mechanisms for wide-body aircraft,CFDtechnique verification and confirmation,advanced wind tunnel test technique development,and correlationresearchbetweenCFDandwindtunneltestdata.Keywords:wide-bodyaircraft；standardmodel；CHN-T2；aerodynamicdesign；supercriticalwing 0 引言随着计算流体力学（CFD）和高性能计算机技术的飞速发展，CFD 在飞行器设计中的作用和地位越来越重要1-4，而 CFD 理论在复杂空气动力学问题面前总是存在一些不足，因此，CFD 的验证与确认工作一直是 CFD 研究领域的热点问题之一，受到广泛与持续关注。完备可靠的标准模型不仅是风洞试验技术和 CFD 技术建立与发展的基础性支撑平台，同时也是各类飞行器研制中必不可少的标准性、基础性、功能性检验设备，国内外空气动力研究机构历来都十分重视验证模型的发展。面对庞大的民机市场和现实需求，独立发展我国具有自主知识产权的先进民用飞机迫在眉睫。国务院发布“十四五”现代综合交通运输体系发展规划中明确指出“推动 C919 客机示范运营和 ARJ21 支线客机系列化发展”，并提出了双通道宽体客机的立项研制的任务，我国民机产业已经跨入了快速发展的新阶段。国外很多航空发达国家已经发展了体系完整的民机标模。20 世纪 50 年代，在冯卡门的带领下，北大西洋公约集团（NATO）航空航天研究及发展咨询组研发了 AGARD 系列标模5，主要包括跨声速/超声速/高超声速测力标模（AGARDA、AGARDB、AGARDC、HB-1、HB-2）、动稳定性标模（AGARDG、AGARD H、AGARD J）、气 动 弹 性 标 模（AGARDWing445.6、TF-8A）等。其中，AGARDC 标模是跨声速的“锥柱旋成体三面翼平尾立尾”构型测力标模，AGARDH 标模是研究跨声速的薄尖机翼动稳定性标模，AGARDWing445.6 和 TF-8A 是研究中到大展弦比超临界机翼气动弹性标模。20 世纪 70 年代末，在欧洲“空客”飞机研制过程中，法国航空航天研究院（ONERA）以“空客”A300 为原形，发展了ONERAM 系列标模5，并在美、日等 10 多个国家的风洞中进行了试验和数据相关性研究，在“空客”系列商用飞机的研制中发挥了极其关键的支撑作用。21 世纪，德国航空航天研究院（DLR）研制了典型空客飞机翼身组合体高速标模 DLR-F45-7、翼身组合体带翼吊短舱标模DLR-F65,8-9、高升力标模DLR-F1110，美 国 航 空 航 天 局（NASA）研 制 了 客 机 高 速 标 模CRM5,11-12和 客 机 高 升 力 标 模HL-CRM12、TrapWing13，旨在为更好地理解流动机理及改善CFD 软件预测水平提供更高质量的风洞试验数据。CRM 是目前能够代表宽体客机流动特性的最权威标模，但由于该模型没有立尾，无法用于横航向气动特性的检验与分析。DLR-F4、DLR-F6、CRM 高速标模分别被作为始于 2001 年的 AIAA 阻力预测会议 DPW（dragpredictionworkshop）14的研究对象，DLR-F11、TrapWing、HL-CRM、TrapWing 分 别 被 作 为 始 于2010 年的 AIAA 高升力预测会议 HiLiftPW（highliftpredictionworkshop）15研究对象。这些标模极大地推动了 CFD 验证与确认工作的稳步发展。国内主要的大型空气动力研究机构和飞机设计研究所均根据不同需求建立了服务于各自机构的标准验证模型。中国航空研究院以先进支线机、高速远程公务机为背景，研制了马赫数 0.85、尾吊布局形式的 CAE-AVM 标模巡航构型和高升力构型16-17，其理论数模和试验数据在校验我国部分单位的 CFD 软件和算法、风洞精细化试验技术研究中发挥了积极的作用，并被用于 CAE-DNW 首届 CFD风洞数据相关性国际研讨会。“十五”期间，中国空气动力研究与发展中心（简称“气动中心”）以 Ty-154 飞机为背景机型，研制了两套 Ty-154 标模（125 和 150 标模各一套）作为运输类飞机标模，在 2.4 米跨声速风洞相应试验能力建设和流场品质改进提升中发挥了重要作用，有力支撑了我国大飞机专项工程立项以及起步研制阶段的相关工作。但随着超临界机翼、船尾后体绕流认识的不断加深，Ty-154 标模布局相对落后、参数敏感度低的劣势逐渐显现。在“十二五”、“十三五”期间，气动中心开展了新一代民机标模体系构建工作，设计研制了表征单通道窄体客机气动布局特点的 CHN-T1 标 模18（巡 航 马 赫 数 0.785 级），并 于2018 年 8 月在四川省绵阳市召开了国内第一届航空CFD 可 信 度 研 讨 会（1stAeronauticCFDCredibilityWorkshop，AeCW-1）4，多家研究院所、高等院校、型号单位、商业软件公司等单位参与研讨，得出了国内主要研究机构开发的 CFD 软件精度水平与 NASA 的CFL3D 软件计算精度相当的重要结论，同时也为大型客机的研制提供了坚实的技术支撑。从“十三五”16空气动力学学报第41卷开始，气动中心投入力量研发了具有双通道远程宽体客机气动布局特点的 CHN-T2 标模（巡航马赫数0.85 级）。本文详细阐述了 CHN-T2 标模的气动设计准则、设计方法和布局参数。研究团队基于自主开发的AMDEsign 设计平台开展了气动外形优化设计，利用高精度数值模拟方法进行了特性评估，研究了短舱吊挂组件、雷诺数等参数对气动特性的影响，并结合风洞试验结果进行了校核，验证了该标模的高气动效率性能特征，获得了该标模的风洞试验模拟准雷诺数，为后续标模的推广应用提供了理论基础和数据支撑。1 气动设计 1.1 设计要求以目前主流商业客机（如波音 777、空客 350 等）和中国 CR929 为对象研制的双通道宽体客机标模CHN-T2，应具有宽体机身、超临界机翼等典型几何特征和部件间的强干扰、激波分离、转捩等典型流场特征，并通过在高流场品质的风洞中开展系列试验，获得全面的、可靠的气动力数据和流场影像，指导并促进风洞试验技术和 CFD 计算技术的发展。CHN-T2 宽体客机气动标模采用类似波音 777、空客 350、CR929 等飞机的布局形式（详细参数见表 1），由宽体机身、下单翼、单立尾、平尾及翼吊短舱组成。CHN-T2 的主要质量特性、布局参数及气动性能指标19如表 2 所示。表 1 主流宽体客机的布局主要参数Table 1 Layout parameters of mainstream wide-body aircraftB747-400B777-200CR929面积/m2541428388展弦比7.78.710.4机身直径/m5.946.206.08弦线后掠角/()37.5031.5031.76机身长度/m70.663.764.3翼展/m64.460.963.6巡航马赫数0.850.830.85 1.2 设计方法采用自主研发的 AMDEsign 平台20对 CHN-T2标模进行气动外形优化设计，其中选取自由曲面造型技术（freeformdeformation,FFD）21-22进行参数化建模，基于大规模并行环境的径向基函数-无限插值（RBF-TFI）方法23进行网格自动变形，使用自主研发的 PMB3D 求解器24开展 CFD 计算评估，采用序列二次规划算法，基于伴随方程25-26开展“机身+机翼+平尾+立尾”构型（FWHV）的气动外形优化设计。1.3 设计成果CHN-T2 标模包含机身、机翼、平尾、立尾、短舱、吊挂、起落架整流包等部件，如图 1 所示，模型采用表 2 CHN-T2 的主要参数及气动性能指标Table 2 Main parameters and aerodynamic performanceindicators of CHN-T2参数指标质量特性正常起飞重量/kg280000最大起飞重量/kg300000布局参数面积/m2388.65展弦比9.57梢根比0.108弦线后掠角/()30.9气动性能巡航马赫数0.85巡航高度/km1012巡航升力系数0.48阻力发散马赫数0.87抖振边界1.3倍巡航升力系数巡航升阻比特性20（翼身尾构型）低速最大升力系数1.2（巡航构型）机翼Wing短舱Nacelle(a)总体布局(b)主要参数吊挂Pylon机身Fuselage翼梢Wingtip整流罩Fairing21681630689239610001944859201870035.3867.89（单位：mm）立尾V-tail平尾H-tail图 1 CHN-T2 标模总体布局及主要参数Fig.1 General configuration and main parameters of CHN-T2第10期刘红阳等：宽体客机气动标模 CHN-T2 设计17双通道机身，机身长度 63.068m，最大直径 6.1m，直线段长度为 35.7m，后机身上翘角 19.28，包含起落架整流包。超临界机翼具有优异的跨声速气动性能，在现代高亚声速巡航客机设计中颇为流行。CHN-T2 同样采用超临界机翼，机翼后缘没有明显拐折点，翼梢进行弧形切角并导圆。表 3 列出了该超临界机翼的几何参数。表 3 CHN-T2 超临界机翼的几何参数Table 3 Geometric parameters of the supercritical wingof CHN-T2参数数值翼根前缘距离机头/m22.19前缘后掠角/()35.4弦线后掠角/()30.9内段翼后缘后掠角/()0外段翼后缘后掠角/()22.0翼根弦长/m11.99翼梢弦长/m1.288翼展/m61机翼上反角/()6.063展弦比9.57梢根比0.108全机翼面积/m2388.65外露翼面积/m2316.74图 2 给出了设计所得到的超临界机翼 10 个展向站位的翼型。图 3 给出了不同展向站位翼型的相对弯度分布。可以看出，机翼后加载较大，这是为了弥补超临界机翼因上表面平坦使气流减速导致的升力损失。图 4 给出了机翼展向在 30%和 75%当地弦长的相对弯度分布。整个机翼的最大相对弯度约为 2%，位于翼尖处。图 5 给出了机翼展向最大相对厚度分布和几何扭转角分布，翼根、弧线转折、翼梢处的最大相对厚度分别为 12.9%、9.7%、9.5%，几何扭转角分别为 4.102、0.514、4.162，0几何扭转角对应站位位于 41%半展长处。CHN-T2 标模配有翼下吊装形式的短舱，该短舱为单通道整流罩的通气模型，可用于研究无动力影响下短舱部件对机翼、机身和尾翼气动特性的影响。短舱位于机翼 35.27%半展长位置，唇口中心距机头8.641m，短舱长 4.571m。平尾位于机身后体，采用梯形平面形状、下单翼形式、反弯翼型，前缘后掠角 37.63，后缘后掠角21.06，翼根弦长 4.769m，翼梢弦长 2.152m，翼展18.7m，上反角 6.5，尾容量约为 0.52。立尾位于机身后体对称平面处，采用梯形平面形状、对称翼型设计，前缘后掠角 44.04，后缘后掠角24.48，翼根弦长 7.63m，翼梢弦长 2.9m，翼展 9.293m，尾容量约为 0.38。表 4 给出了 CHN-T2 标模的相关计算参数，默认机头顶点为原点。=10.3%=40%=20%=30%=50%=60%=70%=80%=90%=99.6%=10.3%=40%=20%=30%=50%=60%=70%=80%=90%=99.6%112233445566778899AA112233445566778899AA123456789A图 2 超临界机翼外形不同展向站位翼型分布Fig.2 Airfoils at different spanwise stationsof the supercritical wing1111222233333444455556666777788889999AAAA0.030.020.01Camber/chord00.010.0200.20.40.60.81.0 x/c=40%=20%=30%=50%=60%=70%=80%=90%=99.6%123456789A=10.3%图 3 不同展向站位翼型的相对弯度分布Fig.3 Relative camber distributions of airfoilsat different spanwise stations18空气动力学学报第41卷 2 气动特性分析k-基于 PMB3D 求解器开展 CHN-T2 标模的气动特性评估。时间离散采用 LU-SGS 格式，黏性项采用中心差分格式，无黏项采用 Roe 格式，并在计算亚声速流场时对 Roe 平均矩阵的特征值进行 Harten 熵修正，选取 VanLeer 限制器以提高数值模拟的精度和稳定性，采用自由来流边界进行全湍流计算，湍流模型选用考虑可压缩修正的 MentersSST 两方程模型，采用多重网格、局部时间步长等方法加快数值计算的收敛。2.1 网格收敛性研究针对“机身+机翼+平尾+立尾”（FWHV）构型，采用粗、中、细三套结构网格开展网格收敛性研究。表 5 列出了不同量级网格的主要参数，图 6 对比了飞机头部、机翼前缘和平立尾处的网格分布。表 5 粗、中、细三套网格的主要参数Table 5 Main parameters for the coarse,medium and fine grids粗网格中等网格细网格半模网格量/万88916894774机翼弦向网格点数73101161第一层网格距离/mm0.0150.010.006第一层网格y+值321.2对马赫数 Ma=0.85、定升力 CL=0.48 状态进行数值计算，并对不同网格量的计算结果采用 Richardson外插公式进行分析，得到无限细网格的气动力系数27。图 7 给出了压阻系数、摩阻系数和俯仰力矩系数的网0.030.020.01Relative camber000.20.40.60.81.00.010.02at 30%cat 75%c图 4 不同弦向站位机翼相对弯度分布Fig.4 Relative camber distributions of the wingat different chordal stations642Twist angle/()024600.20.40.60.81.00.080.090.100.110.120.13Max relative thickness0.14Twist angleMax relative thickness图 5 机翼最大相对厚度和几何扭转角沿展向分布Fig.5 Maximum relative thickness and geometric twist anglealong the spanwise direction表 4 CHN-T2 模型的计算参数Table 4 Calculation parameters for CHN-T2参考面积/m2平均气动弦长/m参考点/m388.658.11(29.899,0,0)(a)机头网格(b)机翼翼根及前缘网格粗网格中等网格细网格粗网格中等网格细网格第10期刘红阳等：宽体客机气动标模 CHN-T2 设计19格收敛性，其中 N 为网格量，可以看出，随着网格的加密，压阻系数、摩阻系数和俯仰力矩系数基本呈近线性变化趋势，说明该构型的计算网格具有较好的收敛性。图 8 对比了使用不同网格计算获得的机翼不同站位的压力分布，可见压力分布形态基本一致，随着网格的加密，上翼面的激波位置不变，但激波处的压力梯度明显增大，这是因为细网格对精细流动结构具有更强的捕捉能力。经综合考虑，本文后续研究均(c)平尾和立尾网格粗网格中等网格细网格图 6 局部区域粗、中、细网格分布对比Fig.6 Comparison of the coarse,medium and fine grids in local regions0.01340.00940.00920.00900.00880.00860.0070.0080.0090.0100.0110.0120.01320.01300.01280.01260.01240.012200.5(a)压阻系数随网格量的变化趋势(b)摩阻系数随网格量的变化趋势(c)俯仰力矩系数随网格量的变化趋势1.0N2/3/1051.52.02.500.51.0N2/3/1051.52.02.500.51.0N2/3/1051.52.02.5CDpCDfCm细网格细网格细网格无限细网格无限细网格无限细网格中等网格中等网格中等网格粗网格粗网格粗网格图 7 气动系数的网格收敛性Fig.7 Grid convergence of the aerodynamic coefficients=30.0%=54.0%=80.0%80%54%30%1.51.00.5Cp00.51.000.20.4x/c0.60.81.01.51.00.5Cp00.51.000.20.4x/c0.60.81.0细网格中等网格粗网格细网格中等网格粗网格1.51.00.5Cp00.51.000.20.4x/c0.60.81.0细网格中等网格粗网格(a)机翼不同站位示意图(b)30.0%站位的压力分布(c)54.0%站位的压力分布(d)80.0%站位的压力分布图 8 粗、中、细网格计算得到的机翼不同展向站位压力分布对比Fig.8 Comparison of the pressure distributions at different spanwise stations for the coarse,medium and fine grids20空气动力学学报第41卷采用中等网格。2.2 FWHV 构型的气动特性表 6 列出了数值模拟时不同马赫数对应的计算雷诺数 Re，其中马赫数 Ma=0.40.92 对应的雷诺数由同一海拔高度（11km）下的大气参数计算得到，马赫数 Ma=0.2 对应的雷诺数由海平面高度（0km）的大气参数计算得到。图 9 给出了 FWHV 构型的气动特性。Ma=0.2时，最大升力系数约为 1.2，失速攻角达到 12，在升力系数为 0.56 时升阻比最大，约为 21.7；在设计马赫数Ma=0.85 时，升力线斜率约为 0.14，最大升力系数约为 0.79，失速附近曲线平缓，失速特性较好；在设计点（Ma=0.85，CL=0.48），升阻比约为 21.8，接近最大升阻比，附近区域的曲线变化平缓，对应升力域较宽，气动效率较高。表 6 不同马赫数对应的计算雷诺数Table 6 Reynolds numbers for the calculation at different Mach numbersMa0.200.400.600.700.750.800.850.860.870.880.900.92Re/10637.824.636.843.046.049.152.252.853.454.055.356.5/()1.51.00.5CL00.51.51.00.5CLKKCLCL00.542024(a)升力系数-攻角曲线(Ma0.80)(b)升力系数-攻角曲线(Ma0.80)(c)升阻比-升力系数曲线(d)升阻比-升力系数曲线的局部放大图6810121416/()40.515180.20.30.40.50.60.71920212223105051015202500.51.01.520246810121416Ma=0.20Ma=0.40Ma=0.60Ma=0.70Ma=0.80Ma=0.20Ma=0.40Ma=0.60Ma=0.70Ma=0.80Ma=0.20Ma=0.40Ma=0.60Ma=0.70Ma=0.80Ma=0.83Ma=0.84Ma=0.85Ma=0.86Ma=0.87Ma=0.88Ma=0.83Ma=0.84Ma=0.85Ma=0.86Ma=0.87Ma=0.88Ma=0.83Ma=0.84Ma=0.85Ma=0.86Ma=0.87Ma=0.88图 9 FWHV 的气动特性Fig.9 Aerodynamic characteristics of FWHV图 10 给出了定升力系数分别为 0 和 0.48 时的阻力发散马赫数曲线。以波音公司定义的准则：阻力增量达到 0.002 时对应的马赫数为阻力发散马赫数（Mdd）28，CL=0、0.48 时对应的 Mdd均为 0.872，因此不同升力系数下的阻力发散马赫数都达到了 0.87 以上。适航规章要求民用运输类飞机在正常使用状态下不能超过抖振发生边界28。为了研究设计马赫数Ma=0.85 状态的抖振边界，图 11 给出了力矩特性曲线和升力曲线，曲线发生弯折时即可判定抖振的发生。曲线显示，当升力系数达到 0.606、0.631、0.649设计点Ma=0.85CL=0.480.060.050.04CDCL=0CL=0.480.030.020.010.55 0.60 0.65 0.70 0.75 0.80Ma0.85 0.90 0.95 1.00Mdd=0.872图 10 阻力发散马赫数曲线Fig.10 Drag divergence curve with the Mach number第10期刘红阳等：宽体客机气动标模 CHN-T2 设计21时，机翼可能发生抖振，对应攻角分别为 2.5、2.75、3.0。为了进一步判定抖振边界，图 12 给出了攻角分别为 2.0、2.5、2.75、3.0对应的机翼表面流线。攻角 2时，机翼表面几乎没有分离；当攻角增大到2.5时，能明显观察到激波/边界层干扰产生的分离，分离线的位置紧挨激波位置，再附线的位置约为70%c（c 为弦长）；当攻角增大到 2.75时，机翼表面出现了较大面积分离，机翼后部的流线分布较为紊乱，00.2(a)俯仰力矩系数-升力系数曲线(b)升力系数-攻角曲线0.20.40.100.050.050.100.150.200.250.80.60.40.200.20.400.40.60.8CL0224468CmCL/()图 11 巡航马赫数Ma=0.85 下的抖振特性Fig.11 Buffeting characteristics at the cruising Mach number 0.85Ma=0.85=2.0CL=0.5298CD=0.0243Cm=0.0235Ma=0.85=2.5CL=0.6059CD=0.0314Cm=0.0444Cp:Cp:1.000.711.000.780.560.330.110.110.330.560.781.000.430.140.140.430.711.00(a)攻角2.0(b)攻角2.5Ma=0.85=2.75CL=0.6305CD=0.0353Cm=0.0446Ma=0.85=3.0CL=0.6490CD=0.0393Cm=0.0410(c)攻角2.75(d)攻角3.0Cp:1.000.780.560.330.110.110.330.560.781.00Cp:1.000.780.560.330.110.110.330.560.781.00图 12 处于抖振边界的机翼表面流线Fig.12 Surface streamlines on the wing at the buffeting boundary22空气动力学学报第41卷抖振已经发生。这说明抖振边界位于攻角 2.5和 2.75之间。经判断，抖振边界基本满足 1.3 倍设计点升力系数的性能要求。为了研究处于抖振边界的压力分布形态，图 13给出了攻角分别为 2.0、2.5、2.75、3.0对应的机翼表面压力分布。可以看到，各个站位的前缘吸力峰值随着攻角的增大而提高，导致激波增强，外翼段的后加载显著减小，低头力矩减小，导致 CmCL曲线发生弯折，操纵特性变差，由此发生抖振。2.3 短舱吊挂组件的影响真实飞机在机翼下表面配有短舱，占据了一定的流动空间，将会对机翼的流场产生干扰。为了模拟短舱吊挂组件对机翼的影响，在 FWHV 构型基础上近距配装同侧单台的翼吊式发动机，形成 FWHVNP（“机身+机翼+平尾+立尾+短舱+吊挂”）构型。发动机采用单通道整流罩的简化通气模型。图 14 对比了 FWHV 构型和 FWHVNP 构型的气动特性，可以看出，带短舱吊挂后，设计马赫数 Ma=0.85 时的最大升力系数从 0.79 减小到 0.76，升力线斜率基本不变，失速攻角从 6减小到 5，最大升阻比从22.3 减小到 20.5，巡航点阻力从 0.0217 增大到 0.0243，纵向静稳定度减小。图 15 和图 16 对比了 FWHV 构型和 FWHVNP 构型的机翼表面压力。从图 15 可以看出，上翼面的激波强度增强，且激波位置前移，内段翼上表面靠近吊挂位置产生了另外一道弱激波，形成“”激波系，导致全机总阻力增加。从图 16 可以看出，短舱吊挂对整个机翼都产生了影响，且对上翼面的影响多于下翼80%98%54%30%11.5%1.51.00.5Cp00.51.000.20.4x/c(b)11.5%站位(c)30%站位(e)80%站位(f)98%站位(d)54%站位0.60.81.01.51.00.5Cp00.51.000.20.4x/c0.60.81.01.51.00.5Cp00.51.000.20.4x/c0.60.81.01.51.00.5Cp00.51.01.51.00.5Cp00.51.000.20.4x/c0.60.81.000.20.4x/c0.60.81.0=2.00=2.50=2.75=3.00=2.00=2.50=2.75=3.00=2.00=2.50=2.75=3.00=2.00=2.50=2.75=3.00=2.00=2.50=2.75=3.00(a)站位示意图图 13 处于抖振边界的机翼表面压力系数分布Fig.13 Distributions of surface pressure coefficient on the wing at the buffeting boundary第10期刘红阳等：宽体客机气动标模 CHN-T2 设计23面，靠近短舱的两个站位（11.5%和 30.0%）的吸力峰值发生显著变化，各个站位的激波都有所增强。后续有必要开展针对 FWHVNP构型的一体化优化设计。2.4 雷诺数效应由于受到风洞尺寸约束和流动条件限制，风洞试验雷诺数无法达到真实飞行雷诺数。为了在有限的风洞试验条件下尽可能获得飞行器的真实气动特性和流场特征，需要开展雷诺数效应研究，以获得风洞试验准雷诺数下限来指导风洞试验开展。本节针对FWHV 构型，分别评估设计马赫数 Ma=0.85、攻角0.80.60.40.200.20.40.80.60.40.200.20.40.010.020.030.040.050(a)升力系数-攻角曲线(c)极曲线(d)俯仰力矩系数-升力系数曲线(b)升阻比-升力系数曲线224468/()FWHVFWHVNPFWHVFWHVNPFWHVFWHVNPFWHVFWHVNP00.20.20.410551015202500.40.60.8CL00.20.20.40.40.60.8CLCDKCLCL0.100.050.050.100.150.200.250Cm图 14 FWHV 和 FWHVNP 构型的气动特性对比（Ma=0.85,Re=52.2106）Fig.14 Comparison of aerodynamic characteristics between FWHV and FWHVNP(Ma=0.85,Re=52.2106)FWHVCD=0.0217FWHVNPCD=0.0243FWHVCD=0.0217FWHVNPCD=0.0243Cp:1.201.200.760.760.980.98(a)机翼上表面(b)机翼下表面0.550.330.330.110.110.551.201.200.760.760.980.980.550.330.330.110.110.55Cp:图 15 配装短舱吊挂组件前后的机翼表面压力云图对比（Ma=0.85,Re=52.2