0 引 言

模型在风洞中做试验是通过支撑装置支撑在试验段中进行的。由于支撑装置的存在，使绕模型的流场发生改变，支撑装置产生的支撑干扰必须扣除。对于发动机安装在后机身内的飞机模型，最适宜采用尾支撑进行风洞试验^[1]。运输机的发动机通常安装在机翼下面或机身外侧，后机身呈船尾型上翘收缩，如果采用尾支撑进行风洞试验，模型与真实飞机尾部绕流差异较大，故这类模型常采用叶片腹支撑进行试验^[1]，但是采用叶片腹支撑无法进行横航向试验。国外主要采用尾支撑进行运输机模型高速风洞试验^{[2, 3, 4]}，并采用垂尾支撑或机翼外翼支撑修正尾支撑干扰，但垂尾支撑无法修正全机构型的尾支撑干扰。受机翼外翼强度限制，机翼外翼支撑适用于大风洞。在文献^[4]中，由于机翼外翼支撑对机翼升力系数的干扰未知，只采用机翼外翼支撑进行了后机身测力试验，未采用机翼外翼支撑进行全机测力试验。国外关于叶片腹支撑修正运输机模型高速风洞试验尾支撑干扰的文献较少，但关于叶片腹支撑修正其它类型模型高速风洞试验尾支撑干扰的文献较多^{[5, 6, 7, 8]}。 国内对运输机模型高速风洞试验叶片腹支撑形式进行了初步研究^[9]，研究表明，前位(腹支撑轴向位置在机身下方较靠前的位置)叶片腹支撑对运输机模型气动特性的干扰小于后位叶片腹支撑。

在运输机研制过程中，需要进行大量的高速风洞选型试验及定型后的气动特性测试试验，模型支撑形式选择不当会导致运输机模型俯仰力矩系数(配平迎角)、阻力系数等气动特性测量结果出现很大的偏差，严重影响运输机研制进程。借鉴国内外模型高速风洞试验经验，可选用尾支撑进行运输机模型高速风洞试验。在尾支撑偏度选取方面，部分研究人员建议采用大偏度尾支撑从而减少船尾型尾段的外形破坏面积。为了选取较优的尾支撑偏度，并确定一套合理的经过试验验证的运输机模型高速风洞试验支撑方案，针对某运输机模型开展了高速风洞支撑干扰试验研究，获得了0°、5°、15°、30°尾支撑及前位叶片腹支撑对运输机模型气动特性的干扰特性，分析了不同偏度尾支撑及前位叶片腹支撑修正支撑干扰后的试验结果的合理性，确定了较优的运输机模型高速风洞试验支撑形式。

试验模型为圆形剖面机身、上单翼、T型尾翼及翼吊布局运输机模型，模型可组拆成机身、全机无尾及全机等构型。模型测压尾段下表面测压点位置分布见图 1，共有6个测压纵剖面(顺流向)。

图 1 模型尾段测压点位置分布示意图 Fig. 1 Schematic of pressure measurement points distribution of the model tail

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FL-24风洞是试验段横截面为1.2 m×1.2 m的半回流、暂冲式跨超声速风洞，试验Ma数为0.4~3.0。全机模型在FL-24风洞试验段中0°迎角时堵塞度约为1.0%。

0°尾支杆在模型尾部处的直径为34 mm；5°、15°、30°尾支杆在模型尾部处的直径为32 mm；前位叶片腹支撑安装于机身腹部，支撑剖面采用对称低阻翼型，根据文献^[1]腹支撑的后掠角宜在30°～45°之间为好，取前位叶片腹支撑后掠角为30°，靠近机身腹部的支撑剖面弦长160 mm，最大厚度为16 mm。图 2为模型0°、5°、15°、30°尾支撑、前位叶片腹支撑及垂尾支撑安装示意图。

图 2 模型安装示意图 Fig. 2 Schematic of the model mounted on the supports

图选项

采用气动中心高速所六分量电阻应变天平测量模型的气动力和力矩，采用电子扫描阀测量模型尾段表面压力。

2 研究方法 2.1 试验方法

分别采用0°、5°、15°、30°尾支撑及前位叶片腹支撑作为主支撑对模型进行风洞试验。采用前位叶片腹支撑分别测量模型带/不带0°、5°、15°、30°假尾支撑时的气动特性从而获得0°、5°、15°、30°假尾支撑对模型气动特性的干扰量；采用垂尾支撑分别测量模型带/不带0°、5°、15°、30°假尾支撑时的气动特性从而也获得0°、5°、15°、30°假尾支撑对模型气动特性的干扰量；采用0°尾支撑分别测量模型带/不带假前位叶片腹支撑时的气动特性从而获得假前位叶片腹支撑对模型气动特性的干扰量。各主支撑试验结果扣除相应的支撑干扰可获得支撑干扰修正结果。

采用基于粘性自适应笛卡尔网格空间推进的数值优化方法对叶片腹支前缘距机头距离60 mm、90 mm、120 mm、150 mm轴向位置分别进行了腹支撑干扰计算，比较发现腹支前缘距机头距离90 mm时对全机模型支撑干扰最小，最后确定了此轴向位置作为腹支撑安装位置。

支撑干扰量ΔC(C为阻力系数C_D、俯仰力矩系数C_m、升力系数C_L及模型尾段表面压力系数C_p)按以下方式定义：

图 3为Ma=0.74时前位叶片腹支撑测力试验获得的假尾支撑对机身构型干扰特性曲线，图 4为Ma=0.74时垂尾支撑测力试验获得的假尾支撑对机身构型干扰特性曲线。图中，假尾支撑表示假尾支撑在模型尾段外且与模型尾段保持3 mm间隙，模型尾段为封闭的真实尾段，无尾支杆空腔；假尾支撑(伸入)表示假尾支撑伸入模型尾段内约2 cm，模型尾段模拟了部分尾支杆空腔。

图 3 腹支撑试验获得的假尾支撑对机身构型干扰特性(Ma=0.74) Fig. 3 Dummy sting support interference on fuselage alone configuration obtained by strut support test at Ma=0.74

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图 4 垂尾支撑试验获得的假尾支撑对机身构型干扰特性(Ma=0.74) Fig. 4 Dummy sting support interference on fuselage alone configuration obtained by vertical tail support test at Ma=0.74

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前位叶片腹支撑、垂尾支撑测力试验获得的假尾支撑对机身构型的支撑干扰差异较小，表明此两种辅助支撑是适用的，且获得的假尾支撑干扰量是可信的。在0°迎角时，0°假尾支撑对船尾型尾段产生的堵塞效应使船尾型尾段下表面大部分区域压力增加，0°假尾支撑对机身构型产生负ΔC_D、负ΔC_m、正ΔC_L的干扰；30°假尾支撑对船尾型尾段产生的堵塞效应较0°假尾支撑减弱，30°假尾支撑相当于大迎角下的细长体，其背风面会出现较强体涡^[10]，使船尾型尾段下表面大部分区域压力减小，在0°迎角时，30°假尾支撑的体涡效应强于堵塞效应，其对机身构型产生正ΔC_D、正ΔC_m、负ΔC_L的干扰；随着假尾支撑偏度或试验迎角增加，假尾支撑产生的堵塞效应减弱、体涡效应增强，导致假尾支撑产生逐渐增大的ΔC_D、ΔC_m和逐渐减小的ΔC_L。

图 5为Ma=0.74时前位叶片腹支撑测力试验获得的假尾支撑对全机构型干扰特性曲线。假尾支撑对全机、机身构型产生的支撑干扰差别明显，这是由于全机构型的T型尾翼、机翼等部件均受到假尾支撑干扰所致。由于模型尾段空腔流动状态模拟存在差异，假尾支撑伸入模型尾段与否对模型气动特性的干扰存在差异。

图 5 假尾支撑对全机构型干扰特性(Ma=0.74) Fig. 5 Dummy sting support interference on complete aircraft configuration at Ma=0.74

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图 6为0°假尾支撑(伸入)对全机构型干扰特性随Ma数变化曲线。在Ma=0.6～0.8范围内，0°假尾支撑(伸入)对全机构型产生负ΔC_D、负ΔC_m、正ΔC_L 的干扰，Ma数不同，气流压缩性影响则不同，故0°假 尾支撑(伸入)在不同Ma数时对全机构型产生的干扰存在差异。

图 6 0°假尾支撑(伸入)对全机构型干扰特性(Ma=0.6～0.8) Fig. 6 Interference caused by dummy 0° sting support inserted into model on complete aircraft configuration at Ma=0.6～0.8

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图 7为通过0°尾支撑测力试验获得的假前位叶片腹支撑干扰特性曲线。假前位叶片腹支撑对模型机身、全机无尾、全机构型产生较小的ΔC_D、ΔC_m、ΔC_L。假前位叶片腹支撑在支撑前方诱导正压场，在支撑剖面最大相对厚度位置的后方产生负压场^{[9, 11]}，支撑前、后方压差产生正ΔC_D的干扰；负压场引起的低头力矩增量基本上大于正压场引起的抬头力矩增量，故ΔC_m基本上为负值；负压场引起的负升力增量大于正压场引起的正升力增量，故ΔC_L为负值。

图 7 假前位叶片腹支撑干扰特性(Ma=0.74) Fig. 7 Interference caused by dummy frontal-attachment-location airfoil strut support at Ma=0.74

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图 8给出了在Ma=0.74、α=0°时假支撑对模型尾段下表面压力系数的影响曲线。对于机身构型，0°假尾支撑产生的干扰总体上使尾段下表面压力增大，30°假尾支撑产生的干扰总体上使尾段下表面压力减小，这与该状态下，0°假尾支撑产生负ΔC_D、负ΔC_m、正ΔC_L及30°假尾支撑产生正ΔC_D、正ΔC_m、负ΔC_L的测力试验结果相吻合。假前位叶片腹支撑对全机模型尾段下表面压力系数的影响很小，表明前位叶片腹支 撑对模型尾段干扰很小，是修正尾支撑干扰的一种较好的支撑。

图 8 假支撑对模型尾段下表面压力系数的影响(Ma=0.74，α＝0°) Fig. 8 Dummy support effects on pressure coefficient of lower surface for model tail at Ma=0.74，α=0°

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图 9给出了机身构型修正支撑干扰后的阻力特性曲线，图 10给出了0°尾支撑(伸入)与其它不同支撑获得的全机构型阻力系数支撑干扰修正结果的差异量。在Ma=0.74时，对于机身构型，0°尾支撑测力试验与前位叶片腹支撑测力试验获得的阻力系数修正结果差别很小，差异量基本上在0.0005之内，且获得的机身构型阻力系数与理论计算值较为接近，而30°尾支撑测力试验获得的阻力系数修正结果偏小，其最小阻力系数比摩阻系数理论计算值^[12]小了约0.003；对于全机构型，5°尾支撑测力试验及前位叶片腹支撑测力试验阻力系数修正结果与0°尾支撑测力试验阻力系数修正结果差别均较小，差异量基本上在0.002之内。由此可见，小偏度(0°或5°)尾支撑试验能够较准确获得运输机模型阻力特性，而大偏度(例如30°)尾支撑试验获得的阻力系数误差较大。

图 9 修正支撑干扰后的机身阻力特性 (Ma=0.74) Fig. 9 Fuselage drag characteristic with support interference correction at Ma=0.74

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图 10 修正支撑干扰后的全机阻力特性对比 (Ma=0.74) Fig. 10 Comparison of complete aircraft drag characteristic with support interference correction at Ma=0.74

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图 11给出了全机构型修正了支撑干扰的俯仰力矩特性曲线。0°、5°尾支撑测力试验获得的配平迎角较为接近，前位叶片腹支撑测力试验与0°尾支撑测力试验获得的配平迎角差异量约为0.5°。而30°尾支撑测力试验获得的配平迎角为负值，且与0°尾支撑测力试验获得的配平迎角相差约4°，试验结果不合理。在升力系数方面，不同支撑获得的修正了支撑干扰后的试验结果差异量较小。

图 11 修正支撑干扰后的全机俯仰力矩特性 (Ma=0.74) Fig. 11 Complete aircraft pitching moment characteristic with support interference correction at Ma=0.74

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上述支撑干扰修正结果表明，0°或5°尾支(主支撑)-前位叶片腹支(辅助支撑)组合支撑与前位叶片腹支-0°尾支组合支撑获得的模型气动特性一致性较好，且获得的机身构型阻力系数与理论计算值较为接近，0°或5°尾支-前位叶片腹支组合支撑获得的模型气动特性是可信的，该组合支撑是运输类飞机高速风洞试验较好的一种支撑系统；大偏度(例如30°)尾支撑的背风面出现较强体涡，船尾型尾段绕流亦会出现分离形成机身后体涡^{[13, 14]}，尾支撑体涡与机身后体涡相互作用致使机身后体区域流动较为复杂，大偏度假尾支撑很难真实模拟尾支撑干扰，故大偏度尾支撑试验获得的试验结果可能存在很大的偏差。0°尾支-前位叶片腹支组合支撑、5°尾支-前位叶片腹支组合支撑已分别应用于某类似布局运输机^[15]及C919运输机2.4m跨声速风洞(FL-26风洞)测力试验，取得了满意的试验结果。

通过本项研究，得出以下结论：

(1) 0°或5°尾支-前位叶片腹支组合支撑试验获得的模型气动特性合理，该支撑系统是运输类飞机高速风洞试验较好的一种支撑系统，可广泛应用于运输类飞机高速风洞力试验。

(2) 由于很难准确获得大偏度尾支撑的支撑干 扰，大偏度(例如30°)尾支撑试验获得的运输机模型俯仰力矩系数(配平迎角)、阻力系数等气动特性可能存在很大的偏差，大偏度尾支撑不适合作为运输类飞机高速风洞试验的支撑系统。

(3) 假尾支撑伸入模型尾段与否对模型气动特性的干扰存在差异，为准确获得支撑干扰量，需精确模拟模型尾段空腔流动状态，假尾支撑应伸入模型尾段。

(4) 支撑干扰随模型气动构型及Ma数变化，需分别进行支撑干扰试验。