大型民机巡航状态下头部流动特性实验研究

秦永明，董金刚，张 江，姚开明，黄 湛

(1.中国航天空气动力技术研究院，北京 100074；2.中国商用飞机有限责任公司，上海 200235)

0 引言

在民机的设计中，飞机的耗油率是要考虑的一个重要因素，这就要求飞机设计时尽量减少阻力。在机头的设计中，不仅要考虑驾驶舱以及安装仪器设备的需要，还要求机头上表面的过渡曲面设计合理。如果机头过渡曲面气动性能设计不合理，气流在机头会发生严重的分离从而诱导出部分阻力，而且高速巡航时，在机头的舷窗位置会出现激波，既影响驾驶舱的舒适性又会产生部分激波阻力。一般民机巡航速度都处在跨声速区域，会给CFD数值模拟带来一定问题。因此对民机机头的跨声速流动特性进行风洞试验研究非常必要。

采用测压、彩色油流显示以及PIV空间流场显示3种试验技术，对某民机机头在Ma=0.79和Ma=0.82时的流动特性进行了风洞试验研究。

1 风洞、设备、模型和实验条件

1.1 风洞简介

试验在中国航天空气动力技术研究院的FD-12风洞中进行。FD-12风洞是一座暂冲式亚、跨、超声速风洞。试验段横截面尺寸为1.2m×1.2m，超声速试验段的长度为2.4m，亚跨声速试验段的长度为3.8m，如图1。超声速试验时，利用更换喷管块来改变马赫数(Ma=1.49，1.79，1.98，2.25，2.53，2.99，3.55，4.00)；亚、跨声速试验时，利用声速喷管以改变前室总压的方法获得不同马赫数(M=0.3～1.2)，此时风洞试验段上、下壁为直孔开孔壁板，其开闭比为23.7%。

风洞具有自动控制和测试系统，并装备了一套专用的数据自动检测、处理系统，即把一次仪表(天平及各种压力、温度和角度传感器等)所感应到的物理量转变为电信号，通过快速巡回检测装置直接输入计算机，对试验数据进行联机处理。……