摘要
为探究CHN-T2风洞试验中尾支撑添加前、后模型气动力特性出现局部跳跃现象的规律及其形成机制，以便后续类似风洞试验中尾支撑结构的选型及试验数据支撑干扰修正参考，采用国家数值风洞工程资助开发的数值模拟软件NNW-FSI，对CHN-T2翼/身/平尾/立尾组合体构型（计算条件为马赫数为0.85、攻角为-5°~10°）尾支撑对局部流动结构的影响进行了数值模拟研究。首先，通过开展CHN-T2模型数值模拟仿真，并将气动力计算数据与试验数据进行对比，验证了计算数据的可靠性。其次，基于有、无尾支撑的计算数据分析了尾支撑对CHN-T2模型气动特性的影响规律，并确定了气动特性发生跳跃的攻角区间。最后，对5°攻角下的结果进行了详细分析，包括翼身连接区域局部流线及分离涡、机翼展向剖面压力分布和机尾局部流动结构、机尾支撑对机尾压力分布的影响规律和机制。分析结果表明，在特定飞行马赫数和攻角区间，尾支撑会对机尾产生局部流动干扰并向前传播，提高翼根后缘处的压力，抑制翼根后缘的流动分离，消除CHN-T2翼身连接区域的分离涡，从而改变了CHN-T2模型的气动特性。
Abstract
This paper aims to investigate the patterns and formation mechanisms of localized jump phenomena in aerodynamic characteristics before and after adding tail supports in the CHN-T2 wind tunnel experiments, thereby providing references for the selection of tail support structures and support interference correction of experimental data in subsequent similar wind tunnel experiments. The numerical simulation software NNW-FSI, developed with funding from national numerical wind tunnel project, was employed to conduct numerical simulation research on the influence of tail supports on local flow structures for the CHN-T2 wing/body/horizontal tail/vertical tail combination configuration (under computational conditions of Mach number of 0.85 and angle of attack ranging from -5° to 10°). First, the reliability of the computational data was verified by conducting numerical simulations of the CHN-T2 model and comparing the calculated aerodynamic data with experimental data. Subsequently, based on computational data with and without tail support, the patterns of tail support’s influence on the aerodynamic characteristics of the CHN-T2 model were analyzed, and the angle-of-attack range where a jump occurred in the aerodynamic characteristics was identified. Finally, a detailed analysis was performed on the results at a 5° angle of attack, including local streamlines and separation vortices in the wing-body junction region, spanwise sectional pressure distributions of the wing, local flow structures near the tail, and the patterns and mechanisms of tail support's influence on tail pressure distribution. The analysis results show that within specific flight Mach numbers and angle-of-attack ranges, the tail support induces localized flow interference near the tail, which propagates forward, increasing pressure at the trailing edge of the wing root, suppressing flow separation there, and eliminating the separation vortex in the wing-body junction region of CHN-T2. Consequently, these effects alter the aerodynamic characteristics of the CHN-T2 model.
Keywords
国内外交流与贸易随着全球经济的复苏而重现繁荣，其中航空运输因其高效性，成为国际间开展旅行和贸易不可或缺的重要交通方式。宽体客机具有航程远、舒适性高、经济性好的优点，是国际商业航空飞行的主要机型，在未来20年中国仍有约1 780架的巨大市场需求[1]。当前，全球商业宽体客机均由美国波音公司和欧洲空客公司提供，鉴于大型商用客机研制对科技水平及上下游产业的强大牵引作用，宽体客机的研发仍然是各主要航空大国未来一段时间内的重要发展领域。
宽体客机的研发与制造，深刻体现了一个国家或地区在综合科技领域的卓越实力，其成功依赖于流体力学、动力系统、先进材料、智能控制，以及精密机械等跨学科尖端技术的深度融合与创新应用。作为飞行器设计先行者，空气动力学在新型宽体客机能耗降低、安全和舒适性提升、推进动力优化等领域的研制中将发挥更加重要的作用，但严苛的性能目标对宽体客机空气动力性能数据的精准性提出了更高标准的要求。作为飞行器研制的3大手段之一，风洞试验是获取高可靠性宽体客机气动特性数据和开展设计方案验证的必要途径[2]。然而，风洞试验中存在多种干扰和偏差，例如支撑装置、洞壁、结构变形、低雷诺数等，将导致试验数据的精准度降低，使风洞试验数据在应用于宽体客机设计时面临更大挑战[3]。因此，针对宽体客机的研制特点，需要发展精细化的风洞试验数据修正技术，消除不同干扰的影响，获取更加精准的气动特性数据[4-6]。
风洞试验中模型通过支撑结构与风洞洞体连接，支撑结构改变了模型外形，影响局部流动结构，致使支撑结构附近的流场发生畸变[7-8]。由于流动的扩散效应，支撑结构附近的流场变化还会向远处位置传播，从而改变全局流场，对全机气动特性产生影响。此外，宽体客机多采用收缩式机尾形状，机尾附近流动对支撑结构更加敏感，需要研究扰动对流动特性的影响机制与规律，为精细修正方法提供理论依据[9]。
20 世纪80年代初期，诸多研究人员利用试验方法对支撑结构的干扰影响进行研究。Ericsson等[10]在跨声速风洞试验中证实后机身转捩情况下尾部支撑结构会对飞行器气动特性试验数据产生显著影响。随着计算机硬件技术和计算力学方法的快速发展，CFD（computational fluid dynamics）技术被广泛用于试验方案设计和试验数据分析及修正。鉴于在流动细节显示、流动机理分析上的显著优势，CFD计算已经成为开展风洞试验数据支撑修正的重要技术手段。Bush等[11]使用CFD方法计算F/A-18E和F/A-18F战斗机支撑结构对全局气动特性的干扰影响，获得与试验数据匹配性良好的计算结果，并基于计算结果对试验数据中的支撑干扰影响量进行准确预测。熊能等[12]在大型跨声速风洞试验中，发展了一种基于试验与CFD结合的风洞试验支撑结构干扰修正方法，并取得良好的应用效果。Stoican等[13]采用商业软件进行细长体（slender body）支撑干扰的计算。在商业飞机的研发中，Liu[14]以某商用飞机模型为基础，介绍双尾支撑转接器的设计与验证，来获得更精确的尾支撑干扰数据。Li等[15]设计一种用于商用宽体飞机跨音速风洞试验的支柱支撑系统，并开发了一个RANS求解器来研究关键参数对支架干扰的影响，并对支架系统进行合理优化。 Mamou等[16]为提高风洞半模试验数据的精准度，采用高保真CFD进行流动模拟，评估半模型的气动支撑干扰量。Gao等[17]对低速大迎角模型进行尾支撑干扰数值模拟研究，以探究尾支撑的干扰规律。Mariani等[18]使用修正公式，对无人机风洞试验数据进行修正，结果发现修正后升力曲线吻合较好，阻力及俯仰力矩预测较差。对X-37B类轨道飞行器，在地面数据验证时，马率等[19]也采取了CFD的方式进行了支撑干扰的修正。
在利用CFD方法对宽体客机标模CHN-T2的尾部支撑结构干扰影响进行研究时，本文发现，随着来流攻角增加，尾部支撑结构对气动力特性的影响在一定攻角区域产生突变。通过进一步的流动结构分析发现，尾部支撑结构对CHN-T2模型翼身连接位置的分离涡结构产生影响，导致翼身连接位置分离泡的消失。为进一步分析尾部支撑结构对CHN-T2模型气动特性影响机理，为CHN-T2类似模型的尾部支撑结构影响修正提供依据，基于国家数值风洞工程资助开发的自主软件工具NNW-FSI，开展本项研究。
1 CHN-T2模型
1.1 基本信息
CHN-T2是中国空气动力研究与发展中心面向国产宽体大飞机研制自主设计的标准模型，图1展示了CHN-T2模型的翼/身/平尾/立尾组合体构型。CHN-T2模型设计巡航马赫数Ma为0.85，巡航高度为11 582 m。风洞模型的缩放比例为0.025 6，缩放后机身长度为1.612 8 m，机翼展长为1.562 0 m，平均气动弦长为0.207 4 m，参考面积为0.254 1 m2；以机身头部顶点为坐标原点，俯仰力矩参考点（X，Y，Z）为（0.764 6，0，0）。
图1CHN-T2几何外形
Fig.1Geometric profile of CHN-T2
1.2 风洞试验
CHN-T2模型在国内外多座设备中开展过风洞试验，具有丰富的试验数据用于对比及验证。图2展示在中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞中安装的CHN-T2模型。FL-26风洞是中国空气动力研究与发展中心自主设计研制的大型跨声速风洞，试验段尺寸为2.4 m×2.4 m，运行马赫数Ma为0.30~1.20，单位长度雷诺数Re为7.30×106~7.08×107。试验中，CHN-T2模型通过尾支杆与FL风洞的弯刀机构进行固连，试验段采用槽壁试验段降低洞壁干扰影响（图2）。试验的Ma为0.40~0.96，Re为5×106。
图2安装在FL-26风洞中的CHN-T2模型
Fig.2CHN-T2 model installed in FL-26 wind tunnel
2 计算方法
流场计算使用中国空气动力研究与发展中心自主研发的数值计算软件NNW-FSI。NNW-FSI是国家数值风洞（national numerical windtunnel，NNW）工程多学科耦合应用软件系统资助开发的一款流固耦合模拟软件，面向航空、航天领域的数值模拟需求，兼顾船舶、桥梁、风力机等领域的需要，能够提供流动、结构、气动弹性等分析功能。工程1期中，NNW-FSI软件基于气动中心自主发展的流场分析软件TRIP，采用紧耦合的方式集成耦合数据传递、网格变形、耦合时间推进等核心模块，能够为不同工程问题提供快速高保真度数值模拟解决方案。为了提升NNW-FSI软件预测可信度，在软件开发过程中基于多个标准算例对软件开展精准度验证，模拟结果与试验数据一致性良好，可保证NNW-FSI软件的可靠性[20-23]。
3 计算结果
3.1 计算网格
为更精细地刻画尾支撑结构对CHN-T2模型流动的影响，流场计算采用了结构化计算网格，图3给出了有、无尾支撑结构的CHN-T2模型流场计算网格。其中，机翼位置采用近似的网格拓扑和分布，以尽可能降低不同网格对流动结构的影响。为提高翼身连接位置流动的分辨率，采用嵌套H形的网格拓扑，并增加了连接位置处网格密度[24]。无尾支撑结构CHN-T2模型网格单元数约为530万，有尾支撑结构CHN-T2模型网格单元数约为1 580万。附面层第1层单元高度统一为1.0×10-6 m。
图3有、无尾支撑结构的CHN-T2模型计算网格
Fig.3Computational grid of CHN-T2 model with and without tail support structure
3.2 计算条件
来流计算参数选择Re为5×106， Ma为0.85，攻角α为-5°~10°。已获得不同Ma下的试验数据，但为分析的针对性，选择巡航的Ma=0.85作为计算状态。
CHN-T2模型流场计算采用NNW-FSI软件的定常流场分析功能，其中，空间离散采用MUSCL-Roe格式，时间离散采用LU-SGS，湍流模型选择两方程SST模型。为提升收敛和计算效率，在模拟中使用多重网格和多核并行计算功能。
3.3 计算结果
图4给出随攻角α变化的CHN-T2模型气动力系数计算结果。
图4CHN-T2模型气动力系数计算结果
Fig.4Calculation results of aerodynamic coefficients of CHN-T2 model
由图4可以看出：1）CFD计算结果与试验数据在变化趋势上具有较好的一致性，有尾支撑构型的计算数据与试验数据吻合性更好，验证了本文中CFD数值计算结果的可靠性。2）在升力线性段（α＜4°）时，尾支撑对CHN-T2模型升/阻力系数有一定影响，使模型升力系数CL增加、阻力系数CD逐渐减小，对CHN-T2模型俯仰力矩系数Cm的影响明显，尾支撑结构的引入产生明显的低头力矩，因此，CHN-T2模型风洞试验数据需要考虑尾支撑的影响及修正。3）在非线性段（α＞4°）时，在5°~8°攻角范围内，尾支撑的影响被显著地增加，无尾支撑情况下气动力系数曲线出现明显的“凹坑”现象，而加入尾支撑，“凹坑”现象消失，说明尾支撑的增加，对CHN-T2模型的流动结构产生比较明显的改变。
图5给出尾支撑对CHN-T2模型气动力系数影响量的计算结果，支撑干扰量由有尾支撑的气动力系数减去无尾支撑的气动力系数得到。
图5CHN-T2模型气动力系数差量计算结果
Fig.5Calculation results of aerodynamic coefficient difference of CHN-T2 model
由图5可知，在升力线性段，支撑干扰量维持在一个稳定的数值，支撑干扰使升力系数增大0.025，阻力系数降低0.004，并产生明显的抬头力矩，影响操纵面效率和配平特性。在非线性段，支撑干扰量出现较大跳跃，表明尾支撑对气动力系数产生显著影响，增加抬头力矩。
4 分析与讨论
基于CHN-T2模型计算结果，在无尾支撑情况下，模型气动力系数曲线出现了明显的“凹坑”现象，添加尾支撑后，“凹坑”现象消失，气动力系数变化趋势与风洞试验数据更加符合。针对尾支撑造成CHN-T2模型气动力特性出现突变的现象，基于流动细节对该现象的产生机制进行如下分析和讨论。
4.1 翼身连接位置分离涡
通过对比有、无尾支撑下CHN-T2模型表面流线，发现有、无尾支撑情况下，机翼/机身连接位置（简称翼身连接位置）的流动存在显著的差异。
图6给出了Ma=0.85、攻角α=5°时CHN-T2模型表面流线及压力云图分布。由图6可以看出，在无尾支撑情况下，翼身连接位置产生比较明显的分离涡，分布在机翼翼根后缘和机身上，上翼面翼中、翼梢部位发生后缘流动分离，见图6（a）。增加尾支撑后，翼身连接位置的分离涡消失，附近的流线也发生了比较明显的改变，上翼面翼中、翼梢部位后缘流动分离与无支撑时变化很小，见图6（b）。
图6CHN-T2模型表面流线及压力分布云图（Ma=0.85，α=5°）
Fig.6Surface streamline and pressure distribution contour of CHN-T2 model (Ma=0.85, α=5°)
机翼后缘附近翼身连接位置分离涡在系列阻力预测会议（drag prediction workshop，DPW）的大展弦比客机标模中均出现过，是影响气动力系数和压力系数预测结果离散度的重要因素，DPW曾针对不同软件预测的分离泡大小开展过细致的统计分析[25]。对该分离泡的产生机制比较一致的认识是该分离泡属于机身侧壁分离（side of body separation），是由于机身与机翼之间部件干扰产生的机翼翼根前缘分离涡引起[26]。当机身附面层流动流过机翼时，由于机翼的存在，机翼翼根前缘附近会产生非常大的逆压梯度，致使机身边界层发生分离，在机翼翼根前缘形成一对马蹄涡。前缘马蹄涡流动结构沿着翼根附近机身表面向机翼后缘发展过程中，流动加速，在机身表面逆压梯度的作用下发生流动分离，形成分离涡。NASA的Juncture Group针对机身连接位置侧壁流动分离现象开展比较多的试验和计算研究，分析了不同因素对分离泡大小的影响，其中来流攻角是影响分离泡尺寸的重要因素[27-34]。
图7给出攻角分别为3°、4°、5°时CHN-T2模型翼身连接位置的表面流线局部视图。由图7可以看出：无尾支撑时，随着来流攻角的增加，翼身连接位置处分离泡尺寸快速增加。来流攻角增加后，机翼翼根上翼面流动加速增速，逆压梯度增强，分离点前移引起。添加尾支撑后，不同攻角下均未出现分离泡。
图7CHN-T2模型翼身连接位置局部表面流线
Fig.7Local surface streamline of wing-body junction position of CHN-T2 model
4.2 机翼剖面压力系数
机翼剖面压力系数能够更精细地量化尾支撑对机翼表面流动的影响，图8给出了Ma为0.85、攻角α为5°时CHN-T2模型全机压力分布和机翼展向剖面压力系数曲线。从全机压力分布可以看出，无尾支撑时，机翼翼根后缘上翼面压力较低，翼根附近（η=0.13）上翼面不存在明显的激波，在50%弦长附近压力系数产生了阶跃性的提升，然后靠近后缘过程中缓慢变化；添加尾支撑后，机翼翼根后缘上翼面压力获得提升，翼根附近（η=0.13）上翼面产生了明显的激波，且激波前后压力系数变化缓慢。
图8CHN-T2模型压力分布和机翼展向剖面压力系数曲线（Ma=0.85，α=5°）
Fig.8Pressure distribution of CHN-T2 model and spanwise sectional pressure coefficient curves of wing (Ma=0.85, α=5°)
从不同机翼展向剖面的压力系数分布可以看出，尾支撑对下翼面的压力分布影响很小，基本可以忽略，对上翼面的压力分布有一定影响，尤其是对激波的位置和结构。随着展向位置的增加，尾支撑的影响迅速降低，表现出明显的中心效应[12]，即尾支撑仅对轴线周围有限区域的流动有比较明显的影响。
4.3 尾支撑流动影响机制分析
前文分析尾支撑对翼身连接分离涡和机翼展向剖面压力系数分布的影响规律，数据表明尾支撑的影响主要集中在翼身连接位置附近的有限区域和有限的攻角范围内。本文从局部流动的发展过程讨论尾支撑对翼身连接位置流动的影响机制。图9给出CHN-T2模型尾部压力分布及流线结构。
无尾支撑时，机翼翼根附近上翼面表现为持续的扩展减速过程，压力缓慢增加，流动发展到机翼翼根后缘时上翼面压力仍然较低，如图8中的η=0.13剖面。添加尾支撑后，尾支撑的加入阻滞了平尾附近的流动，在支撑和机尾连接位置形成局部的高压区（图9（b）中A区域），抑制了机翼和平尾之间机身附近气流向机尾汇聚（图9（b）中机翼与平尾之间机身流线），从而导致机翼后机身附近气流汇聚前移至机翼后缘，显著增强了翼根后缘位置上翼面的压力系数（图9（b）中B区域）。机翼翼根后缘上翼面压力增加后，上翼面原有的流动结构和压力难以平衡，从而诱导翼根附近（η=0.13）上翼面靠近后缘位置（x/c=0.75）形成一道激波，用于实现后缘附近压力系数的恢复，见图8。
图9CHN-T2模型尾部压力分布及流线结构
Fig.9Pressure distribution and streamline structure at tail of CHN-T2 model
图10给出翼身连接位置压力分布和流线分布。由图10可以看出：添加尾支撑后，机翼翼根附近上翼面形成激波，该激波也打在翼根附近的机身表面，且激波位置位于无尾支撑时流动分离点之后。由于激波的产生，激波前的机身表面保持较大区域的低压，消除了分离点附近的逆压梯度，机身侧壁流动分离的条件不再满足，从而消除机身侧壁的分离流动及翼根后缘的分离流。
图10CHN-T2模型翼身连接位置压力分布及流线
Fig.10Pressure distribution and streamline at wing-body junction position of CHN-T2 model
5 结论
本文针对CHN-T2模型气动力系数曲线“凹坑”突变和翼身连接位置分离涡消失等现象，利用NNW-FSI软件分析尾支撑对流动的影响机制，得出以下结论：
1）无尾支撑CHN-T2模型翼身连接位置会发生机身侧壁流动分离，分离泡大小随来流攻角增加而增大，当分离泡较大时会造成气动力特性的突变。
2）增加尾支撑后，CHN-T2模型翼身连接位置机身侧壁流动分离消失。尾支撑造成了翼根上翼面后缘的激波形成和流动改变，消除了分离点逆压梯度，避免了机身侧壁的流动分离。
3）尾支撑对翼身连接位置的流动有明显的影响且气动力干扰量没有很好的规律性，给试验数据尾支撑干扰修正带来了困难，在设计尾支撑构型时应尽量降低尾支撑干扰的影响。
