華 俊，鐘 敏，*，鄭 遂，王鋼林，王 浩，白俊強(qiáng)

(1. 中國航空研究院，北京 100012；2. 西北工業(yè)大學(xué)，西安 710072)

0 引言

近年，以波音787和空客A350為代表的遠(yuǎn)程飛機(jī)，以巡航馬赫數(shù)0.85、航程超過13000 km的優(yōu)越性能促進(jìn)了點對點航線的發(fā)展，給現(xiàn)代航空運(yùn)輸?shù)哪Ｊ綆砹烁淖儭Ｐ乱淮h(yuǎn)程商務(wù)飛機(jī)（大型公務(wù)機(jī)）的巡航馬赫數(shù)也不低于0.85，且最高可達(dá)到0.90，如此高的飛行速度在保證商務(wù)飛行時效性的同時，也可以減少飛行時間，并且在疫情等特殊時期能夠降低因航班減少和高密度客艙帶來的旅程風(fēng)險。這些高性能遠(yuǎn)程飛機(jī)的新指標(biāo)構(gòu)成了現(xiàn)代化民機(jī)設(shè)計的新標(biāo)準(zhǔn)，也大幅提升了產(chǎn)品競爭的門檻。根據(jù)布雷蓋航程公式[1]，提高飛機(jī)巡航效率需要增大MaL/D（馬赫數(shù)Ma乘以升阻比L/D），但隨著巡航馬赫數(shù)的提高，壓縮性效應(yīng)的增強(qiáng)，給氣動設(shè)計帶來了更多的挑戰(zhàn)。

飛機(jī)空氣動力學(xué)設(shè)計手段現(xiàn)已形成計算流體力學(xué)（CFD）、風(fēng)洞模型試驗和真實飛行試驗三位一體的格局。然而，現(xiàn)代CFD方法和軟件仍然處于發(fā)展過程中，需要經(jīng)過與試驗、試飛結(jié)果的大量對比和驗證來掌握其有效的應(yīng)用方法。飛行試驗往往位于型號研制的后端，受其高風(fēng)險和高成本特點的限制，很難采集到各種物理量的全部參數(shù)，所以CFD驗證更多地依靠縮比模型的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)來進(jìn)行。因此具有完整構(gòu)型和風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的高性能、高精度共用氣動標(biāo)準(zhǔn)模型及其數(shù)據(jù)庫就成為連接CFD、風(fēng)洞試驗和飛行試驗的基本要素。

盡管民機(jī)型號模型有比較完整的風(fēng)洞試驗和飛行試驗數(shù)據(jù)，但由于商密性，其無法作為共用的氣動研究標(biāo)模。為此，一些國際組織和國家級科研機(jī)構(gòu)在官方支持下開發(fā)了一些專門用于先進(jìn)數(shù)值分析方法、試驗設(shè)備和設(shè)計技術(shù)開發(fā)的驗證氣動標(biāo)模，例如德國航空航天中心（DLR）的DLR-F4[2-3]和F6[4-5]模型、美國航空航天局（NASA）的CRM[6-7]模型以及中國空氣動力研究與發(fā)展中心（CARDC）的CHN-T1[8-9]和CHN-T2模型等，為各國CFD軟件的驗證和風(fēng)洞試驗技術(shù)研究提供參考外形和試驗數(shù)據(jù)。這些模型大多針對的是常規(guī)下單翼+翼吊發(fā)動機(jī)民機(jī)布局，其中DLR-F4、F6、CRM和CHN-T2均表征了寬體客機(jī)，幾個國外標(biāo)模都沒有全機(jī)構(gòu)型，而且除了NASA-CRM和CHN-T2的其他標(biāo)模的設(shè)計馬赫數(shù)均不高于0.8。

鑒于此，中國航空研究院（CAE）自2011年起結(jié)合有關(guān)科研項目的需求，研發(fā)了空氣動力學(xué)驗證模型CAE-AVM （Chinese Aeronautical Establishment-Aerodynamic Validation Model）。該模型基于大型遠(yuǎn)程商務(wù)機(jī)CAE-GBJ的總體布局，設(shè)計馬赫數(shù)為0.85，并包含三個構(gòu)型：巡航構(gòu)型、升降舵偏轉(zhuǎn)構(gòu)型、具有前緣變彎的先進(jìn)高升力構(gòu)型。各構(gòu)型分期在德國荷蘭風(fēng)洞機(jī)構(gòu)（DNW）的連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞DNW-HST和大型低速風(fēng)洞DNW-LLF完成了相應(yīng)翼身組合體和全機(jī)構(gòu)型風(fēng)洞試驗，獲得了馬赫數(shù)0.2～0.9條件下的測力、測壓、變形測量、轉(zhuǎn)捩測量試驗，及絲線、彩色油流、PIV流譜等流動顯示試驗，現(xiàn)已形成包含幾何數(shù)模、CFD網(wǎng)格、風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ汀L(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)、數(shù)據(jù)相關(guān)性研究及報告、論文等的CAE-AVM標(biāo)模數(shù)據(jù)庫，相關(guān)研究結(jié)果已在CFD軟件驗證、相關(guān)性研究、風(fēng)洞試驗?zāi)芰ㄔO(shè)、民機(jī)設(shè)計等方面得到十余項應(yīng)用。表1列出了CAE-AVM標(biāo)模研發(fā)的主要構(gòu)型體系和時間節(jié)點。

表1 CAE-AVM標(biāo)模發(fā)展歷程Table 1 Development roadmap of CAE-AVM

本文計劃詳細(xì)介紹CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型的設(shè)計、具體技術(shù)數(shù)據(jù)、標(biāo)模氣動性能、數(shù)據(jù)庫建設(shè)及應(yīng)用案例。而巡航構(gòu)型的風(fēng)洞試驗和高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL的氣動設(shè)計及風(fēng)洞驗證則在本專欄內(nèi)另文介紹。

1 CAE遠(yuǎn)程商務(wù)飛機(jī)的方案設(shè)計

1.1 遠(yuǎn)程商務(wù)機(jī)設(shè)計目標(biāo)及工況

表2根據(jù)制造商官網(wǎng)的介紹，列舉了典型先進(jìn)大型遠(yuǎn)程商務(wù)機(jī)的主要性能和參數(shù)。大航程、高速度、高舒適性、高任務(wù)靈活性和中小機(jī)場適應(yīng)性是現(xiàn)代大型遠(yuǎn)程商務(wù)機(jī)的突出特點，其巡航馬赫數(shù)和航程等性能接近甚至超過新型寬體干線客機(jī)。由于這些飛機(jī)的翼展大多在30 m左右，與單通道客機(jī)相當(dāng)，飛行雷諾數(shù)在2×107量級，明顯小于遠(yuǎn)程寬體飛機(jī)的4×107量級，因此同樣馬赫數(shù)下的升阻比不占優(yōu)勢，而且更高的飛行高度意味著更長的爬升時間，所以通過更大的巡航馬赫數(shù)來改善巡航效率就成為一個重要選項，從而也提高了大型遠(yuǎn)程商務(wù)機(jī)的設(shè)計難度和技術(shù)門檻。

表2 現(xiàn)代大型遠(yuǎn)程商務(wù)機(jī)性能Table 2 Performances of large long-haul business jets in service

中國航空研究院于2011年開展了現(xiàn)代綠色商務(wù)飛 機(jī)CAE-GBJ（Greener Business Jet）的 概 念 方 案 研究，這項中航工業(yè)創(chuàng)新基金項目包括一型高速遠(yuǎn)程大型商務(wù)機(jī)和一型采用層流機(jī)翼的中小型商務(wù)機(jī)，分別探討通過提高馬赫數(shù)、提高升阻比來改善巡航效率的技術(shù)途徑。參考表2所列的當(dāng)時國際同類在研飛機(jī)，大型CAE-GBJ的主要設(shè)計指標(biāo)為：

級別：大型遠(yuǎn)程高速商務(wù)機(jī)；

空勤人員：3～4人（飛行和乘務(wù)人員）；

載客：8～19人（商務(wù)機(jī)布局）；

典型巡航速度：Ma =0.85；

高速巡航速度：Ma =0.88；

最大巡航速度：Ma =0.90；

初始巡航高度：13106 m；

最大飛行高度：15545 m；

航程（Ma =0.85）：＞13000 km；

動力系統(tǒng)：參考國際相應(yīng)機(jī)型；

翼展：30 m（不計翼梢裝置）；

飛機(jī)最大起飛重量：44000～46000 kg。

1.2 遠(yuǎn)程商務(wù)機(jī)總體氣動布局設(shè)計

CAE-GBJ的總體氣動布局如圖1所示。設(shè)計中采用總體布局設(shè)計工具對全機(jī)各部件尺寸、面積、重量、重心位置、配平特性、操穩(wěn)特性等進(jìn)行了估算和優(yōu)化，采用CAD軟件CATIA進(jìn)行全機(jī)與各部件及飛機(jī)駕駛艙、客艙和行李艙的構(gòu)型定義。

圖1 CAE-GBJ飛機(jī)布局方案Fig. 1 Layout of CAE-GBJ

1.3 遠(yuǎn)程商務(wù)機(jī)全機(jī)氣動設(shè)計和優(yōu)化

主力CFD求解器AVICFD-Y是由中國航空研究院主持開發(fā)的航空CFD軟件平臺AVICFD中的一種多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格并行計算軟件，采用RANS（Reynolds Averaged Navier-Stokes）方程作為控制方程，采用基于節(jié)點的有限體積法求解定常和非定常流場，通過多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。軟件包含SA、SST等多種湍流模型。根據(jù)長期的使用和驗證，對于常規(guī)民機(jī)構(gòu)型和飛行范圍，多采用該軟件的SST模型和中等密度網(wǎng)格，并輔以其他軟件和湍流模型開展典型狀態(tài)的對比計算。對于CAE-GBJ外形，中等密度的全機(jī)單側(cè)多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格量約為3×107，表面網(wǎng)格如圖2所示。

圖2 CAE-GBJ飛機(jī)表面網(wǎng)格Fig. 2 Surface mesh of CAE-GBJ

采用數(shù)值方法對機(jī)翼平面形狀參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化。基本優(yōu)化算法為改進(jìn)型并行子空間設(shè)計算法，樣本點采集選用了均勻試驗設(shè)計法，代理模型為顯式二次響應(yīng)面，設(shè)計空間搜索策略采用基于Pareto前沿解的遺傳算法。

機(jī)翼平面參數(shù)優(yōu)化的數(shù)學(xué)描述為：minCD（ΛλS）；minWwing（ΛλS）。 其中，CD為巡航狀態(tài)（定升力系數(shù)）的阻力系數(shù)，為氣動力優(yōu)化目標(biāo)；Wwing為機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量，為與機(jī)翼結(jié)構(gòu)有關(guān)的重量優(yōu)化目標(biāo)。3個設(shè)計變量中：Λ為1/4弦線后掠角，變化范圍35°～39°，共五個后掠角；λ為尖梢比，變化范圍0.16～0.2；S為機(jī)翼參考面積，變化范圍100～112 m2。

選擇典型、高速和最大巡航馬赫數(shù)，每個馬赫數(shù)采用均勻試驗設(shè)計方法建立了3個變量各5個參數(shù)共15組試驗設(shè)計樣本點，進(jìn)行CFD計算得到氣動力數(shù)據(jù)。機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量采用工程估算方法獲得。圖3顯示了最大巡航馬赫數(shù)對應(yīng)的二階響應(yīng)面模型。利用響應(yīng)面進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，利用遺傳算法得到阻力和重量的Pareto前沿面，將優(yōu)選方案作為機(jī)翼剖面設(shè)計的基礎(chǔ)平面形狀。

圖3 最大巡航馬赫數(shù)對應(yīng)的全機(jī)阻力和機(jī)翼重量響應(yīng)面Fig. 3 Response surfaces of aircraft drag and wing weight at the maximum cruising Mach number

采用相對厚度為12.3%的CAE基準(zhǔn)翼型和基于CFD的數(shù)值優(yōu)化方法進(jìn)行了高速超臨界機(jī)翼的氣動設(shè)計。優(yōu)化設(shè)計的基本流程是：采用拉丁超立方方法獲取樣本點，應(yīng)用動網(wǎng)格技術(shù)（FFD）進(jìn)行機(jī)翼參數(shù)化，批量生成結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，交由AVICFD-Y軟件對每個樣本點計算求解RANS方程。獲得計算結(jié)果后，采用RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建立代理模型，并用智能優(yōu)化算法進(jìn)行優(yōu)化搜索，得出優(yōu)化的機(jī)翼巡航外形。

機(jī)翼配置了上翹小翼和弧形高速翼尖兩種翼梢裝置，對低阻機(jī)頭、后機(jī)身、發(fā)動機(jī)短艙、掛架和翼身整流包等進(jìn)行了局部優(yōu)化，對優(yōu)化后的全機(jī)構(gòu)型在全尺寸飛行雷諾數(shù)下進(jìn)行了詳細(xì)高低速分析計算，包括抖振特性和阻力發(fā)散特性。圖4（a）給出了CAE-GBJ的三視圖，圖4（b）顯示了帶高速翼尖的CAE-GBJ構(gòu)型在巡航狀態(tài)下的全機(jī)表面壓力云圖。

圖4 CAE-GBJ三視圖和表面壓力云圖Fig. 4 Three view and surface pressure contour of CAE-GBJ

2 氣動標(biāo)模CAE-AVM巡航構(gòu)型研發(fā)

2.1 氣動標(biāo)模設(shè)計的有關(guān)思考和技術(shù)參數(shù)

結(jié)合研究院承擔(dān)的“十二五”民機(jī)CFD軟件開發(fā)課題對高質(zhì)量驗證數(shù)據(jù)的需求，決定在CAE-GBJ全機(jī)構(gòu)型基礎(chǔ)上研發(fā)空氣動力學(xué)驗證模型CAE-AVM，合并項目資源，在高水平生產(chǎn)型風(fēng)洞開展風(fēng)洞試驗，既驗證CAE-GBJ的設(shè)計技術(shù)，又形成可供CFD軟件驗證的高質(zhì)量風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)，并通過“十三五”持續(xù)研發(fā)形成一型馬赫數(shù)0.85量級的巡航及高升力多構(gòu)型民機(jī)氣動標(biāo)模及數(shù)據(jù)庫。

氣動標(biāo)模的設(shè)計與民機(jī)型號的研發(fā)相比，有一些不同的需求和額外需要考慮的因素，其中包括：

（1）構(gòu)型完整。國際上提供給CFD驗證的標(biāo)模和試驗數(shù)據(jù)多以翼身組合體為主，但全機(jī)構(gòu)型和相關(guān)數(shù)據(jù)對于飛機(jī)整體性能分析、發(fā)動機(jī)短艙影響、風(fēng)洞試驗技術(shù)研究和民機(jī)型號設(shè)計，是必不可少的。對于起降狀態(tài)的流動和性能分析，具有先進(jìn)增升裝置的高升力構(gòu)型也是非常必要的。對于配平和基本操縱性研究，帶垂尾、可變平尾或升降舵偏度的構(gòu)型也具有重要價值。因此在CAE-GBJ平臺上開發(fā)氣動標(biāo)模，其翼身組合體氣動數(shù)據(jù)可以用于常規(guī)布局CFD驗證或風(fēng)洞對比試驗等目的；而其全機(jī)構(gòu)型則可以滿足對標(biāo)模的其他需求，也避免了與已有標(biāo)模多為下單翼及翼吊短艙布局的雷同。

（2）模型機(jī)翼氣動彈性變形。新型馬赫數(shù)0.85量級遠(yuǎn)程寬體客機(jī)主結(jié)構(gòu)大量采用了復(fù)合材料，使得可以采用相對較薄的機(jī)翼，有助于提高巡航升阻比，但是大后掠薄機(jī)翼在風(fēng)洞試驗時會產(chǎn)生更大的氣動彈性變形。例如NASA-CRM風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷奶胤N高強(qiáng)度鋼機(jī)翼在Ma= 0.85時翼尖最大扭轉(zhuǎn)變形角可達(dá)到?1.43°，致使其數(shù)據(jù)無法按原定計劃在AIAA第五屆阻力預(yù)測會議（DPW-V）上有效應(yīng)用，因此不得已地采用CFD計算得到的機(jī)翼變形影響差量對風(fēng)洞試驗結(jié)果的升力系數(shù)和力矩系數(shù)進(jìn)行了修改，形成所謂“偽數(shù)據(jù)”提供給參會者[10]?，F(xiàn)代CFD方法大都是通過對飛行器表面力進(jìn)行積分來得到氣動力和力矩，其結(jié)果是否合理應(yīng)該首先對比表面力（如壓力分布），這就要求氣動標(biāo)模應(yīng)該提供較完整的測壓數(shù)據(jù)，但是風(fēng)洞中機(jī)翼氣動彈性變形后的壓力分布測量值很難修正，只能與變形后的機(jī)翼外形配套使用。因此，作為氣動標(biāo)模的大展弦比超臨界機(jī)翼，需要有盡可能較大的相對厚度，使得風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷臋C(jī)翼即使在開設(shè)有大量測壓孔的情況下仍然能夠適當(dāng)減小試驗中的彈性變形量。

（3）激波強(qiáng)度。增大機(jī)翼相對厚度會增加高馬赫數(shù)下的激波強(qiáng)度，影響模型的氣動效率、抖振邊界和阻力發(fā)散特性，增大了機(jī)翼設(shè)計的難度。但是作為標(biāo)模，應(yīng)該保留一些反映跨聲速流動的典型特征，比如隨馬赫數(shù)增加的壓縮性阻力蠕增、強(qiáng)度不大但比較清晰的激波以及激波與附面層干擾等，以有利于CFD及風(fēng)洞對比試驗的精細(xì)化驗證。

綜上所述，決定在CAE-GBJ平臺上，重新設(shè)計一副增大相對厚度的新機(jī)翼，形成CAE-AVM標(biāo)模。為兼顧遠(yuǎn)程干線飛機(jī)的研究范圍，機(jī)翼的設(shè)計馬赫數(shù)定為0.85，調(diào)整機(jī)翼面積使得全機(jī)設(shè)計升力系數(shù)提高到CL= 0.5，1/4弦線后掠角選為35°，中外翼相對厚度不低于已有數(shù)據(jù)的遠(yuǎn)程干線飛機(jī)和CRM標(biāo)模。為了增大風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ捅壤?，取消弧形高速翼尖。?biāo)模其他部件與CAE-GBJ相同，具體幾何尺寸如表3所示。

表3 CAE-AVM標(biāo)模幾何尺寸Table 3 Geometry size of the CAE-AVM model

2.2 CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型機(jī)翼設(shè)計

CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型新機(jī)翼采用相對厚度13%的CAE-NPU-SP6基準(zhǔn)翼型，該翼型具有典型的超臨界翼型壓力分布和適量的前加載，并且已經(jīng)過風(fēng)洞試驗驗證[11]。為了更好地在中外翼保持典型的壓力分布和激波形態(tài)并縮短設(shè)計周期，采用課題組成熟的正反迭代、余量修正反設(shè)計方法[12]，根據(jù)指定的目標(biāo)壓力分布，經(jīng)過幾次正反迭代迅速獲得了新機(jī)翼的理論外形。為了更加有效地發(fā)揮翼剖面性能、精細(xì)地控制激波強(qiáng)度和翼剖面升力沿展向的分布，采用了雙后緣轉(zhuǎn)折的方案。

CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型機(jī)翼和主要翼剖面的理論外形如圖5所示。20%～75%的六個展向剖面在設(shè)計點（Ma= 0.85、CL= 0.5）的壓力分布如圖6所示。機(jī)翼展向相對厚度分布與相關(guān)機(jī)翼的對比見圖7。

圖5 CAE-AVM機(jī)翼及主要翼剖面外形圖Fig. 5 Wing profiles of CAE-AVM

圖6 CAE-AVM主要翼剖面壓力分布Fig. 6 Pressure distributions at typical wing cross-sections of CAE-AVM

圖7 CAE-AVM 機(jī)翼展向相對厚度分布及對比Fig. 7 Wing relative thickness distribution and comparison of CAE-AVM

2.3 CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型的氣動特性分析

采用前述AVICFD-Y軟件和SST湍流模型對CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型開展了全機(jī)氣動特性計算，其中馬赫數(shù)0.85、雷諾數(shù)Re= 20×106時CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型全機(jī)升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD和俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角變化情況如圖8至圖10所示。全機(jī)上表面壓力系數(shù)Cp云圖見圖11，可見機(jī)翼和平尾都具有較直的等壓線分布。由圖可見，升力系數(shù)和力矩系數(shù)曲線在迎角α= 3°有明顯轉(zhuǎn)折， CFD流態(tài)分析對應(yīng)的抖振起始升力系數(shù)為0.675，滿足1.3倍設(shè)計升力系數(shù)的抖振邊界要求。CL= 0.5時全機(jī)阻力發(fā)散馬赫數(shù)為0.865。

圖8 Ma = 0.85時CAE-AVM 全機(jī)升力系數(shù)曲線Fig. 8 Lift coefficient of CAE-AVM at Ma = 0.85

圖9 Ma = 0.85時CAE-AVM 全機(jī)阻力系數(shù)曲線Fig. 9 Drag coefficient of CAE-AVM at Ma = 0.85

圖10 Ma = 0.85時CAE-AVM 全機(jī)俯仰力矩系數(shù)曲線Fig. 10 Pitching moment coefficient of CAE-AVM at Ma = 0.85

圖11 Ma = 0.85時CAE-AVM 全機(jī)上表面壓力云圖Fig. 11 Surface pressure contour of CAE-AVM at Ma = 0.85

CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型的全機(jī)低速升力特性如圖12所示，由DES計算得出的低速失速分析如圖13所示?？梢?，機(jī)翼上表面分離首先發(fā)生在展向20%～30%位置，隨之向后部和外部發(fā)展，但對外翼影響較小，其特點適合尾吊發(fā)動機(jī)氣動布局的要求。

圖12 Ma = 0.20時CAE-AVM 全機(jī)升力系數(shù)曲線Fig. 12 Lift coefficient of CAE-AVM at Ma = 0.20

圖13 CAE-AVM 巡航構(gòu)型低速失速分析Fig. 13 Low speed stall analysis of CAE-AVM cruise configuration

CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型在設(shè)計升力系數(shù)下的全機(jī)升阻比K（K = L/D）及氣動效率如圖14所示，圖中還繪出了其他幾架飛機(jī)CL= 0.5時的飛行測試升阻比和氣動效率[1]。圖14（a）給出的是CAE-AVM與相同尺度及雷諾數(shù)范圍的單通道客機(jī)A320及波音737-800的升阻比曲線，其中CAE-AVM設(shè)計點全機(jī)升阻比為17.6，最佳氣動效率在設(shè)計馬赫數(shù)Ma= 0.85。如果將CAE-AVM放大到遠(yuǎn)程寬體客機(jī)的尺度量級，在Ma =0.85、CL= 0.5、Re= 38×106條件下，CFD預(yù)估的氣動效率進(jìn)一步提升，與現(xiàn)役遠(yuǎn)程寬體飛機(jī)A340、波音777等也具有較好的可比性。

圖14 全機(jī)氣動特性對比Fig. 14 Aerodynamic characteristics comparison

2.4 CAE-AVM在風(fēng)洞試驗雷諾數(shù)下的分析和優(yōu)化

CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型的高速風(fēng)洞試驗選擇在試驗段截面寬度為2 m的連續(xù)式跨聲速增壓風(fēng)洞DNW-HST進(jìn)行，該風(fēng)洞是歐洲主力生產(chǎn)型風(fēng)洞，承擔(dān)了空中客車各型號飛機(jī)和我國多個型號民機(jī)的試驗任務(wù)。

CAE-AVM風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷目s比為1∶22?；谀Ｐ推骄鶜鈩酉议L計算的增壓狀態(tài)最大試驗雷諾數(shù)為4.7×106，遠(yuǎn)低于設(shè)計雷諾數(shù)。雷諾數(shù)的降低會對附面層厚度等流動特性帶來明顯的影響，不僅直接將影響力和力矩的試驗測量數(shù)據(jù)，也會造成激波和分離特性的相應(yīng)變化。而在CFD驗證、風(fēng)洞試驗?zāi)芰ㄔO(shè)等氣動標(biāo)模應(yīng)用的主要領(lǐng)域，往往直接使用不經(jīng)過雷諾數(shù)修正的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)，這就需要標(biāo)模在風(fēng)洞試驗實際條件的較低雷諾數(shù)下也具有良好的流場特性。為此在試驗雷諾數(shù)4.7×106條件下對CAE-AVM標(biāo)模進(jìn)行了CFD分析。研究發(fā)現(xiàn)，在低雷諾數(shù)下，發(fā)動機(jī)掛架前部由于附面層增厚會出現(xiàn)激波并產(chǎn)生激波誘導(dǎo)分離，且當(dāng)馬赫數(shù)增大到0.87時現(xiàn)象更為明顯。因此，在試驗雷諾數(shù)Re= 4.7×106條件下對掛架及附近的機(jī)身進(jìn)行了局部優(yōu)化，消除了激波及分離現(xiàn)象。圖15給出了優(yōu)化后的局部流線及與試驗結(jié)果的對比。

圖15 優(yōu)化后的掛架流動及其與試驗對比（Ma = 0.87）Fig. 15 Comparision of the pylon flow after optimization between CFD and test (Ma = 0.87)

2.5 氣動標(biāo)模風(fēng)洞試驗的若干思考

2.5.1 多物理量同步測量

除了型號試驗大多關(guān)注的測力數(shù)據(jù)，氣動標(biāo)模試驗還必須提供CFD驗證所需的測壓數(shù)據(jù)；對于大展弦比機(jī)翼的跨聲速增壓風(fēng)洞試驗，模型機(jī)翼在氣動載荷作用下的彈性變形測量不可缺少；另外，為了確定轉(zhuǎn)捩帶在不同馬赫數(shù)、不同雷諾數(shù)下的有效性，還必須實時記錄機(jī)翼的轉(zhuǎn)捩情況。這些物理量的測量應(yīng)該在同一模型的同一車次完成，以避免造成不同物理量之間的數(shù)據(jù)無法相互支撐問題。為此，在CAE-AVM標(biāo)模風(fēng)洞試驗中，提出了同車次同步進(jìn)行測力、測壓、測變形和測轉(zhuǎn)捩的特殊試驗要求。結(jié)合風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計，集成DNW（測力、測壓）、荷蘭宇航院NLR（機(jī)翼變形測量）和德國宇航院DLR（轉(zhuǎn)捩測量）的測試技術(shù)和設(shè)備，開發(fā)了四物理量同步測量的試驗技術(shù)，如圖16所示。

2.5.2 風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計要點

從圖16中還可以看出，風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計也進(jìn)行了相應(yīng)的考慮。為了減小隔溫涂層對流動的影響，在實施涂層的左側(cè)機(jī)翼只進(jìn)行對表面光潔度敏感性較弱的下表面壓力測量；對變形等干擾更加敏感的上表面測壓則放在右側(cè)機(jī)翼，而其空出的下表面正好進(jìn)行機(jī)翼彈性變形測量；為了使左右機(jī)翼的變形盡量一致，兩側(cè)機(jī)翼采用了同樣的主導(dǎo)管槽寬度和深度，盡管上表面測壓孔的數(shù)量多于下表面；模型的中央主受力件、天平艙、機(jī)翼和尾翼均采用了高強(qiáng)度鋼。

圖16 CAE-AVM試驗的多物理量同步測量技術(shù)Fig. 16 Simultaneous measurement of multi-physics data in the CAE-AVM test

在風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ驮O(shè)計階段，根據(jù)CFD計算載荷，用有限元分析對模型進(jìn)行了變形計算，包括實心機(jī)翼和開槽弱化后的機(jī)翼，如圖17所示。風(fēng)洞試驗結(jié)果證明，考慮了開槽的機(jī)翼變形估算與風(fēng)洞測量值吻合更好，CAE-AVM機(jī)翼的變形也明顯小于CRM。

圖17 CAE-AVM風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼變形的有限元分析Fig. 17 FEM analysis of the wing deformation of CAE-AVM test model

2.5.3 對試驗?zāi)Ｐ偷亩嗤庑蜟FD預(yù)評估

在試驗前采用AVICFD-Y軟件，SST湍流模型和中等密度網(wǎng)格在試驗雷諾數(shù)下對典型試驗狀態(tài)進(jìn)行了CFD預(yù)評估。綜合考慮跨聲速增壓條件下模型變形、支架干擾等主要影響因素，根據(jù)風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ偷某叽绾惋L(fēng)洞總壓總溫條件，對圖18所示的試驗?zāi)Ｐ退姆N不同外形進(jìn)行了CFD計算：（1）CAE-AVM標(biāo)模理論巡航外形（圖中黃色部分）；（2）根據(jù)有限元分析得出的變形機(jī)翼外形CAE-AVM-D（黃色飛機(jī)換紅色機(jī)翼）；（3）增加Z形腹撐和撐桿的帶支撐外形CAEAVM-Z（黃色飛機(jī)加藍(lán)色支撐）；（4）帶變形機(jī)翼和支撐的完整試驗外形CAE-AVM-DZ（黃色飛機(jī)換紅色機(jī)翼加藍(lán)色支撐）。

圖18 CAE-AVM試驗前CFD預(yù)評估的四種外形Fig. 18 Four configurations of CAE-AVM for CFD estimation before test

在試驗現(xiàn)場第一時間與風(fēng)洞試驗原始數(shù)據(jù)對比發(fā)現(xiàn)，理論外形CAE-AVM的CFD預(yù)估值果然與試驗值存在系統(tǒng)性偏差；考慮機(jī)翼變形的CAE-AVM-D在升力曲線上與試驗值明顯接近；考慮支撐的CAEAVM-Z在俯仰力矩方面明顯靠近試驗值；而同時考慮機(jī)翼變形和支撐的CAE-AVM-DZ外形CFD計算值和試驗值在氣動力和壓力分布方面都基本重合，如圖19至圖21所示。良好的重合既有利于對CFD數(shù)值模擬結(jié)果的確認(rèn)，又有助于實時確定模型的制造和安裝精度，以及風(fēng)洞試驗和測試設(shè)備的狀態(tài)，使得試驗得以迅速進(jìn)入大綱車次階段并有望在富余時間內(nèi)安排額外試驗內(nèi)容，說明實際風(fēng)洞試驗外形CAEAVM-DZ的CFD預(yù)評估對于提高精細(xì)化試驗水平和效率十分必要，也提出了一種提高CFD和風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)相關(guān)程度的有效方案。

圖19 CAE-AVM和CAE-AVM-DZ 的CFD-風(fēng)洞試驗升力系數(shù)對比Fig. 19 Lift coefficient comparison between CFD and test for CAE-AVM and CAE-AVM-DZ

圖20 CAE-AVM和CAE-AVM-DZ 的CFD-風(fēng)洞試驗阻力系數(shù)對比Fig. 20 Drag coefficient comparison between CFD and test for CAE-AVM and CAE-AVM-DZ

圖21 CAE-AVM-DZ 的CFD-風(fēng)洞試驗壓力系數(shù)對比Fig. 21 Pressure coefficient comparison between CFD and test for CAE-AVM-DZ

除此之外，CFD和風(fēng)洞試驗都具有各自的不確定度和分散度，針對CAE-AVM的設(shè)計和試驗，CFD方面還開展了網(wǎng)格收斂性、不同網(wǎng)格形式、不同湍流模型以及不同求解器等多方面的分散度研究，對主求解器AVICFD-Y的仿真結(jié)果給與了較好的確認(rèn)。對于標(biāo)模試驗，除了風(fēng)洞單位已掌握的各種設(shè)備精度和分散度范圍，還開展了2013年與2018年兩期試驗的數(shù)據(jù)重合度、轉(zhuǎn)捩帶、變形測量標(biāo)記點影響等多項研究，另文《CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型風(fēng)洞試驗》介紹。

3 CAE-AVM標(biāo)模數(shù)據(jù)庫

3.1 數(shù)據(jù)庫的基本功能和架構(gòu)

根據(jù)民機(jī)研發(fā)單位的氣動標(biāo)模數(shù)據(jù)庫需求報告和標(biāo)模研發(fā)任務(wù)的要求，CAE-AVM標(biāo)模數(shù)據(jù)庫應(yīng)包含全機(jī)和翼身組合體的巡航構(gòu)型、高升力構(gòu)型以及升降舵偏轉(zhuǎn)構(gòu)型的各種理論和試驗數(shù)據(jù)。數(shù)據(jù)庫配置于網(wǎng)絡(luò)服務(wù)器，提供用戶手冊，采用瀏覽器進(jìn)行檢索和下載，具有用戶和權(quán)限管理功能，具有多功能可擴(kuò)展的數(shù)據(jù)庫軟件后臺。數(shù)據(jù)庫采用邊建設(shè)邊應(yīng)用邊完善的開發(fā)模式，并已于2019年通過“中國軟件測試中心”的獨立測試。

3.2 數(shù)據(jù)庫的構(gòu)成和檢索

圖22為CAE-AVM數(shù)據(jù)庫主頁面，包含標(biāo)模簡介、展示視頻和詞條管理等。各子頁面包括CAE-AVM巡航構(gòu)型、CAE-AVM-HL高升力構(gòu)型、CAE-AVM其他構(gòu)型、發(fā)表物、研究動態(tài)，及有關(guān)設(shè)計/試驗單位和首屆CFD-風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性國際研討會介紹等。

圖22 CAE-AVM標(biāo)模數(shù)據(jù)庫主頁面Fig. 22 Home page of the CAE-AVM database

各構(gòu)型子頁面內(nèi)包含不同外形的理論數(shù)模（如CAE-AVM、AVM-D、AVM-DZ、AVM-EL升降舵偏轉(zhuǎn)以及高升力構(gòu)型CAE-AVM-HL等翼身組合體和全機(jī)）、CFD網(wǎng)格、風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蛨D紙和數(shù)模、試驗大綱、馬赫數(shù)范圍0.2～0.9的試驗數(shù)據(jù)（測力、測壓、變形、轉(zhuǎn)捩以及絲線、油流、PIV等流譜圖片和錄像）等，用戶可以按照目錄點開相應(yīng)子頁面觀看和下載。

4 CAE-AVM標(biāo)模和數(shù)據(jù)庫應(yīng)用案例

4.1 CFD軟件驗證及與試驗數(shù)據(jù)的相關(guān)性研究

4.1.1 CFD軟件研發(fā)和驗證

民機(jī)高可信度CFD軟件研發(fā)項目中，采用了包括國內(nèi)各在研民機(jī)型號和國內(nèi)外氣動標(biāo)模共15個不同構(gòu)型飛機(jī)數(shù)模和試驗數(shù)據(jù)支撐了軟件的開發(fā)和驗證，其中CAE-AVM標(biāo)模具有設(shè)計馬赫數(shù)高、外形變化豐富和試驗數(shù)據(jù)完整的特點。由國內(nèi)各民機(jī)設(shè)計單位、有關(guān)研究院所和高校組成的軟件研發(fā)團(tuán)隊采用CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型及第一期風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)開展了如下集中計算驗證：C01網(wǎng)格收斂性、C02翼身組合體氣動特性、C03全機(jī)氣動特性、C04風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蜌鈴椬冃斡绊憽05雷諾數(shù)影響、C06轉(zhuǎn)捩判定等；在“十三五”民機(jī)標(biāo)模數(shù)據(jù)庫項目中還開展了阻力發(fā)散、升降舵效率和高升力構(gòu)型等CFD-試驗對比研究。圖23顯示了混合網(wǎng)格自研軟件AVICFD-X的激波-附面層干擾計算結(jié)果與CAE-AVM試驗的對比，圖24顯示利用CAE-AVM標(biāo)模自然轉(zhuǎn)捩的紅外圖像對軟件中開發(fā)的后掠翼轉(zhuǎn)捩判定方法進(jìn)行驗證。清華大學(xué)利用CAE-AVM標(biāo)模風(fēng)洞試驗中機(jī)翼變形的測量數(shù)據(jù)對其開發(fā)的機(jī)翼氣動-結(jié)構(gòu)耦合計算方法開展了驗證[13]。這些應(yīng)用案例表明了CAE-AVM標(biāo)模的多物理量同步測量數(shù)據(jù)在CFD軟件開發(fā)和驗證中具有多方面的適用性。

圖23 CFD與風(fēng)洞試驗的激波-附面層干擾對比Fig. 23 CFD and test results for the shock-boundary layer interaction

圖24 風(fēng)洞試驗和CFD轉(zhuǎn)捩預(yù)測對比Fig. 24 Transition front comparison between wind tunnel test and CFD prediction

4.1.2 首屆CFD-風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性國際研討會

2013年風(fēng)洞試驗前，對1:22縮比的風(fēng)洞模型巡航構(gòu)型四種外形（CAE-AVM、AVM-D、AVM-Z以及AVM-DZ）進(jìn)行了CFD預(yù)分析，預(yù)分析結(jié)果與試驗中及試驗后的數(shù)據(jù)進(jìn)行對比（圖25）表明：考慮了模型變形后，AVM-D的上表面超聲速區(qū)的面積減小，向試驗結(jié)果靠近。這主要是由于機(jī)翼變形造成的中外翼負(fù)扭轉(zhuǎn)角引起的。進(jìn)一步考慮支架干擾后，AVM-DZ外形的激波繼續(xù)前移，計算結(jié)果與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)幾乎完全重合；究其原因，由圖26的發(fā)動機(jī)艙中線位置展向切面CFD馬赫數(shù)云圖可見，Z形腹支撐的存在造成了風(fēng)洞中模型的中后機(jī)身處當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)減小，因此機(jī)翼超聲速區(qū)進(jìn)一步減小，激波前移。同時，這一影響還造成尾翼處流速減慢，平尾配平力矩減小，力矩曲線下行，更接近未修正的試驗曲線。該流速變化的CFD分析也為試驗后在風(fēng)洞中開展的帶Z支撐無飛機(jī)模型的風(fēng)洞中心線測壓所證實。

圖25 CAE-AVM、AVM-D和AVM-DZ壓力分布的CFD與試驗對比Fig. 25 Pressure distributions of CAE-AVM, AVM-D and AVM-DZ compared between CFD and test

圖26 Z支撐造成的中后機(jī)身馬赫云圖變化Fig. 26 Mach contour change in the rear part of the aircraft due to Z support

由此可見，截止當(dāng)時的DPW-I至DPW-V之所以未能獲得CFD與風(fēng)洞試驗在機(jī)翼壓力分布方面的良好重合，原因之一是沒有充分考慮到機(jī)翼變形和支撐對試驗數(shù)據(jù)的影響，參加者計算的CFD外形與風(fēng)洞中的實際外形是不同的。與單純巡航外形的CAEAVM相比，模型變形和支架各自帶來的影響和組合影響，包括影響方式和影響量都可以通過對AVM-D、AVM-Z和AVM-DZ等外形的CFD精細(xì)化計算分析總結(jié)出來，而且這些原因帶來的影響量在理論外形CFD與實際試驗數(shù)據(jù)的差量中占了相當(dāng)大的比例，試驗馬赫數(shù)越高，其影響也越大。

為了使同時使用CFD和風(fēng)洞數(shù)據(jù)的飛機(jī)設(shè)計人員對上述數(shù)據(jù)相關(guān)性問題引起重視，中國航空研究院與德國荷蘭風(fēng)洞機(jī)構(gòu)于2014年決定聯(lián)合舉辦CAEDNW首屆CFD與風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性國際研討會。會議的出發(fā)點與DPW不同，旨在通過同時提供飛機(jī)巡航外型和風(fēng)洞試驗中變形含支撐的外形及相應(yīng)共用標(biāo)準(zhǔn)網(wǎng)格，邀請各國飛機(jī)設(shè)計師、CFD分析師和風(fēng)洞試驗專家共同參與，通過系統(tǒng)計算分析CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ屠碚撏庑魏驮谠囼炛袡C(jī)翼變形及包含支撐的風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蛯嶋H試驗外形CAE-AVM-DZ，得出風(fēng)洞試驗中變形和支架干擾的影響機(jī)理和干擾量，以推進(jìn)飛機(jī)設(shè)計中CFD工具和試驗數(shù)據(jù)的有效應(yīng)用。為了聚焦主題，減少計算量，研討會針對這兩個外形，集中于設(shè)計點和設(shè)計馬赫數(shù)各提出了兩個算例，如表4所示。

表4 標(biāo)準(zhǔn)算例給定條件Table 4 Conditions for the standard simulation cases

計算的來流條件和雷諾數(shù)均與風(fēng)洞試驗相同，會議提供的共用網(wǎng)格密度為：CAE-AVM外形的網(wǎng)格點約3×107，CAE-AVM-DZ外形的約4×107（圖27），網(wǎng)格的平均y+約為0.8。參會者采用各自最可信的RANS求解器和湍流模型，也可以自行生成相同密度的計算網(wǎng)格開展計算，于六個月后提交計算結(jié)果，風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)待研討會時一并對比并發(fā)放。

圖27 研討會共用網(wǎng)格Fig. 27 Common grids used in the workshop

繼2014年在珠海航展進(jìn)行研討會媒體發(fā)布和2015年初研討會官網(wǎng)開通，9個國家的20個飛機(jī)制造商、科研機(jī)構(gòu)和大學(xué)注冊并參加了計算研究工作，有三個單位生成了自研網(wǎng)格。研討會于2016年3月在北京舉辦，包含了組委會的模型介紹、風(fēng)洞試驗、參會者計算匯總、結(jié)論歸納和技術(shù)總結(jié)等六個報告，各參會單位的計算分析報告和圓桌論壇等環(huán)節(jié)。圖28是各參會單位的Case-1和Case-2計算結(jié)果匯總并與試驗壓力分布的對比（展向75%剖面），可見除一個曲線略有差別外，其余十余個CFD結(jié)果彼此高度重合，表明各單位CFD分析能力的可信度和共用網(wǎng)格的適應(yīng)性。兩圖比較還可看出，考慮了機(jī)翼變形和支架外形后，Case-2的CAE-AVM-DZ外形計算壓力分布與試驗完全重合，消除了Case-1結(jié)果與試驗的差別。

圖28 CAE-AVM和AVM-DZ各參會單位計算壓力分布與試驗結(jié)果對比Fig. 28 Pressure distributions of CAE-AVM and AVM-DZ compared between the CFD results from all participants and the test data

研討會得出的主要共識和建議包括[14-18]：1）對于Ma= 0.85量級的高亞聲速風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)，在用于CFD驗證時應(yīng)該充分考慮到模型的彈性變形和支撐對流動的影響；2）在風(fēng)洞試驗前對模型變形和支架干擾開展CFD預(yù)評估是有益的；3）在多物理量同步測量等精細(xì)化風(fēng)洞試驗的基礎(chǔ)上，可以進(jìn)一步探討CFD精細(xì)化分析在風(fēng)洞數(shù)據(jù)修正中的作用。

4.2 風(fēng)洞試驗技術(shù)研究

4.2.1 FL-51風(fēng)洞動態(tài)試驗技術(shù)研究

為了研究主力生產(chǎn)型風(fēng)洞的非定常試驗技術(shù)，開展了T尾飛機(jī)和SDM模型非定常試驗研究，項目選用了CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型，制造了用于4米量級低速風(fēng)洞的動態(tài)試驗?zāi)Ｐ?，采用了碳纖維機(jī)體，安裝了可偏轉(zhuǎn)的縱橫向操縱面（圖29），先后在我國FL-51、俄羅斯中央流體力學(xué)研究院（TSAGI）的T103和T105三座風(fēng)洞中開展了低速大迎角、動導(dǎo)數(shù)、旋轉(zhuǎn)天平和大幅震蕩等多項非定常試驗，實現(xiàn)了中俄生產(chǎn)型風(fēng)洞非定常試驗技術(shù)的對比驗證，取得預(yù)期成果。

圖29 基于CAE-AVM數(shù)模的中俄動態(tài)試驗?zāi)Ｐ虵ig. 29 Dynamic test model based on CAE-AVM

4.2.2 FL-62風(fēng)洞精細(xì)化試驗技術(shù)研究

在我國新建大型跨聲速連續(xù)式增壓風(fēng)洞的精細(xì)化試驗技術(shù)研究中，選用了具有不同布局形式的模型，其中1:22的CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ停▓D16）具有巡航馬赫數(shù)高、構(gòu)型全面和測力測壓測變形測轉(zhuǎn)捩數(shù)據(jù)完整以及同步測量的特點。面向FL-62風(fēng)洞，對模型的天平艙、腹撐及連接件等進(jìn)行了必要的改裝加工。

4.2.3 DNW風(fēng)洞洞壁干擾修正研究

通過CAE-AVM標(biāo)模在DNW風(fēng)洞的專項試驗和CFD-風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性國際研討會，DNW風(fēng)洞不僅投資建立了多物理量同步測量的能力，還聯(lián)合NLR及DLR開展了結(jié)合CFD技術(shù)的風(fēng)洞洞壁干擾修正方法研究，為此在CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型2018年試驗后，借用該模型開展了HST風(fēng)洞變開閉比的多項試驗，開發(fā)了馬赫數(shù)達(dá)到0.85量級的跨聲速風(fēng)洞洞壁修正新方法，NLR還為此生成了CAE-AVM標(biāo)模含風(fēng)洞試驗段開槽洞壁和駐室的復(fù)雜CFD網(wǎng)格。

4.3 民機(jī)氣動設(shè)計技術(shù)研究

4.3.1 民機(jī)研發(fā)機(jī)構(gòu)的CFD應(yīng)用能力建設(shè)

中國商飛上飛院采用CAE-AVM和AVM-DZ兩種外形以及試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行了氣動彈性計算的研究，得到一套在同一升力系數(shù)下關(guān)聯(lián)CFD和風(fēng)洞試驗的數(shù)據(jù)修正方法[19]。中國商飛北京研究中心采用CAE-AVM、AVM-D和AVM-DZ三種外形和風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)對內(nèi)部主力CFD軟件進(jìn)行了驗證和應(yīng)用研究，證明采用迎角2.45°的機(jī)翼變形和支撐后，CFD計算結(jié)果在迎角0°～4°范圍內(nèi)都與試驗數(shù)據(jù)更加重合（圖30）。

圖30 CAE-AVM、AVM-D和AVM-DZ 升阻力對比Fig. 30 Lift and drag coefficients of CAE-AVM, AVM-D and AVM-DZ compared between computation and test

4.3.2 民機(jī)設(shè)計和優(yōu)化方法研究

中國商飛針對馬赫0.85量級高亞聲速巡航時激波-附面層干擾加劇引起的抖振特性問題開展了研究，選用CAE-AVM標(biāo)模作為深度學(xué)習(xí)優(yōu)化方法的研究樣本之一。國外研究機(jī)構(gòu)也采用CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型開展了抖振計算方法的研究[20]。

5 結(jié)論

現(xiàn)代遠(yuǎn)程飛機(jī)高巡航馬赫數(shù)和大航程的需求促進(jìn)了設(shè)計空氣動力學(xué)的發(fā)展，民機(jī)氣動標(biāo)模研發(fā)也獲得國際航空界更高的關(guān)注度。對大型遠(yuǎn)程商務(wù)機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀和趨勢進(jìn)行了分析，簡要介紹了CAE-GBJ的概念設(shè)計。以此為背景機(jī)，開發(fā)了巡航馬赫數(shù)0.85的民機(jī)標(biāo)模CAE-AVM，詳細(xì)介紹了標(biāo)模氣動設(shè)計、風(fēng)洞測試、數(shù)據(jù)庫建設(shè)和發(fā)布應(yīng)用，主要研究結(jié)果可以歸納為：

1）CAE-AVM標(biāo)模巡航構(gòu)型在Ma= 0.85、CL= 0.5、Re= 20×106的設(shè)計點全機(jī)升阻比為17.6，抖振升力系數(shù)0.675，阻力發(fā)散馬赫數(shù)0.865，滿足設(shè)計要求，提供了馬赫數(shù)0.85的共用研究平臺，其翼身組合體可以用于典型下單翼布局飛機(jī)的對比驗證，全機(jī)構(gòu)型可用于開展全機(jī)特性分析和試驗研究；

2）氣動標(biāo)模設(shè)計中應(yīng)考慮到構(gòu)型全面、減小風(fēng)洞試驗中模型變形、關(guān)注風(fēng)洞試驗雷諾數(shù)降低引起的局部流動變化，以及適當(dāng)反映跨聲速流動特性；

3）風(fēng)洞試驗中實現(xiàn)同模型同車次的同步測力、測壓、測變形和測轉(zhuǎn)捩對于提高氣動標(biāo)模數(shù)據(jù)質(zhì)量和適用性十分重要。試驗前對包含模型變形和支撐的實際風(fēng)洞試驗外形進(jìn)行CFD預(yù)評估十分必要；

4）CAE-AVM數(shù)據(jù)庫包含了各種外形的理論數(shù)模、CFD網(wǎng)格、風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ蛿?shù)模、Ma= 0.2～0.9的測力、測壓、機(jī)翼及平尾變形、機(jī)翼轉(zhuǎn)捩、流譜觀察數(shù)據(jù)以及報告和論文等，具有網(wǎng)絡(luò)瀏覽器的用戶界面方便查詢和下載；

5）CAE-AVM標(biāo)模在CFD軟件驗證，CFD-風(fēng)洞數(shù)據(jù)相關(guān)性研究，主力風(fēng)洞動態(tài)試驗技術(shù)和精細(xì)化測試技術(shù)研究，風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)修正以及民機(jī)設(shè)計分析能力建設(shè)等方面的應(yīng)用案例表明了共用氣動標(biāo)模的必要性和實用性。后續(xù)計劃在飛行雷諾數(shù)、高速層流機(jī)翼等方面開展進(jìn)一步研究。

致謝：作者對參與和支持本項研究的中國航空工業(yè)、中國商飛、中國空氣動力學(xué)研究與發(fā)展中心、有關(guān)高校和中國航空研究院以及國內(nèi)外協(xié)作單位的同事和同行表示誠摯的感謝。