高亦非1
1中航通飞华南飞机工业有限公司，广东 珠海 519040
摘 要：本文简要介绍了某尾吊涡扇布局的轻型公务机的主要设计特点及设计要求，并在国内的FL-26高速风洞进行的风洞试验概况及主要指标的验证情况。此次风洞试验主要研究了该尾吊布局的三种翼梢小翼构型及尾吊发动机布置的安装角、前后位置对轻型公务机气动特性的影响。并通过增压试验研究了雷诺数对飞机气动特性的影响。
关键词：尾吊布局；轻型公务机；风洞试验；气动特性
A wind tunnel study of high speed aerodynamics on a rear-poded turbofan business jet
Gao Yifei1
(1. Avic General Huanan Aircraft Industry Co.Ltd.，Zhuhai, Guangdong,China 519040)
Abstract：This paper presents the design features and requirements of a rear-poded turbofan business jet.The aircraft was tested in FL-26 high speed wind tunnel The test validated that the design goals had been reached. This test was mainly include the chosen of three types of winglet and different angles of incidence and locations of nacelle and the aerodynamic effects of them.The Reynolds effect of the aircraft was studied through pressurized wind tunnel tests.
Key words:rear-poded;business jet;wind tunnel test;high speed aerodynamics
0 引言：
轻型高效的涡扇公务机如今越来越受到公务航空出行的青睐，尤其是满足先进技术指标的轻型公务机。为了提高这类飞机的效率，首要的目的是减阻。通用的方法是采用超临界翼型降低激波阻力，翼梢小翼降低巡航时的诱导阻力，后体修型降低发动机、机身及其他部件之间的干扰阻力等技术。
通过以上几个方面利用三维建模和数值计算的方法对飞机进行设计、修型与验证。降低阻力以满足设计指标。然后在FL-26高速跨声速风洞中进行试验验证。并针对尾吊布局这种一般公务机常用形式，展开安装角和前后位置对后体阻力、力矩等气动特性的影响分析。
1 飞机设计特点与指标
该轻型公务机位一款高性能高速尾吊布局的涡扇公务机，采用全金属增压机身，中等后掠角大展弦比下单翼，T形尾翼。如图1所示：
从顶层设计指标衍生出来的气动设计指标如下：
1）在巡航状态下（马赫数0.76）全机升阻比不小于15；
2）在设计升力系数下，阻力发散马赫数不低于0.82。
.png)
2 试验风洞与模型
2.1 试验风洞
FL-26风洞是一座暂冲型、增压、半回流、引射式跨声速风洞，试验M数范围0.3～1.2，此次试验采用槽壁试验段，试验段尺寸是2.4m×2.4 m×7.0 m。
试验采用连续变迎角方式，迎角机构运行速度为0.5o/s，迎角采集阶梯间隔为0.1o。FL-26风洞使用VXI数据采集系统，总通道数为128，采样频率100kHz，A/D转换器分辨率16位，精度0.01%，用于天平信号、压力传感器信号、温度传感器信号、角度传感器信号、位移传感器信号等输出为电压值的各类传感器信号采集。VXI数据采集系统获得原始数据后，数据处理计算机按照预先设计好的数据处理程序对试验数据进行计算处理，并由试验数据曲线显示软件画出试验数据曲线以供分析。
2.2 试验模型
试验采用1：11全机模型，模型包括机身、机翼、短舱与五种短舱支架、尾翼、三种翼梢小翼、若干舵面组成。模型安装采用尾撑形式，通过天平与尾撑杆相连。试验主要采用固定转捩的形式，模型上的转捩带位置与高度如下：机翼、平尾和垂尾在当地弦长7%C位置，发房短舱和支架在距离前缘点轴向10mm的位置粘贴高度h=0.1mm的柱状转捩带；机头在距离鼻尖25mm轴向距离位置处粘贴h=0.18mm的柱状转捩带。
.png)
图2显示了试验模型安装在风洞中的状态。
3 试验结果
3.1 翼梢小翼
试验总共测试了三种翼梢小翼，分别是修形式、双羽式以及融合式的翼梢小翼。三者在0.76时的升阻比曲线如图所示。可以明显看出双羽小翼>融合式小翼>修形小翼，如图3所示。从数值计算的结果也可以看出双羽式的小翼对翼尖涡的耗散作用较好，因此更好的减少了诱导阻力，从而提高了升阻比。
.png)
.png)
3.2短舱的安装角和前后位置
试验总共测试了三种安装角，分别是相对于机身水平基准线2度、4度和6度。测试了三种前后位置。分别是基准位置=0，0.028，-0.047（负号表示向前移动）。从试验曲线可以看出，安装角4度，=0时，巡航升力附近的升阻比最高。如下表所示：
.png)
其中，随着安装角的增大，升力有所增加，阻力也有所增加，同时俯仰力矩也有所增加，对应的配平升力也增加，这有利于减小配平阻力。
随着短舱向后移动，短舱与机翼的不利干扰减小，升力有所增加，阻力先减小后增加。
通过安装角和前后位置的组合试验，可以得出以下结论，不同的几何参数对于阻力增加的贡献是相互独立的。在纵向前后位置一定的情况下，短舱安装角的最佳位置应考虑机翼后下洗气流的角度。同时，阻力的减小还来自于对各个几何参数优化以及当地面积分布符合跨音速面积率。
3.3雷诺数对气动特性的影响
试验通过增压获得了不同雷诺数下的飞机气动特性，符合一般规律。在一定马赫数下，随着雷诺数的增加，升力线斜率增加，阻力减小，CmCL增大。图4给出0.82马赫数下不同雷诺数的全机气动特性曲线。随着雷诺数的增加，最大升阻比由12.94增加到14。马赫数0.76下的巡航升阻比，经过一系列修正包括气流偏角修正、空腔压力修正、支撑干扰修正、雷诺数修正得到15.52，优于设计指标。
.png)
3.4 阻力发散马赫数
根据试验结果，依据boeing公司对于阻力发散马赫数的定义，得到该型公务机在设计巡航升力系数0.45时的阻力发散马赫数为0.82，满足设计指标要求。如下图5。
.png)
4 结论
通过此次高速风洞试验可以得出以下结论：
1）所设计的双羽式小翼对全机减阻的效果最好。
2）短舱的安装角与前后相对位置对全机的气动特性均有影响，可通过试验与数值计算相结合的方式选择最佳安装角与位置。
3）所制定的气动设计指标均已达到。
参 考 文 献
[1] Michimasa Fujino，“Design and Development of the HondaJet” Journal of Aircraft, Vol. 42，No.3,May-June 2005
[2] Lawrence E. Putndm and Charles D. Trescot, Jr，”Effects Of Aft-Fuselage-Mounted Nacelles On The Subsonic Longitudinal Aerodynamic Characteristics Of A Twin-Turbojeqt Airplane” NASA TN D-3781
作 者 简 介
高亦非（1989—），男，黑龙江哈尔滨人，工程师，研究方向：飞机气动设计。