襟翼是飛機的重要增升翼面,為獲取準確的襟翼氣動載荷，需要在襟翼上布置測壓孔并進行風洞試驗。當前，隨著數控加工和3D打印的廣泛應用以及七孔探針等精密儀器的使用越來越多，測壓孔本身對試驗結果的影響越來越小，而測壓孔位置的布置和測壓數據的處理方法對試驗結果的影響越來越占據主要地位。因此，確定合適的測壓孔布置方案和插值方法有助于提高測量準確度。

本文依據CFD仿真提供的襟翼壓力分布規律，確定了一種可用于某型民用運輸飛機襟翼低速風洞測壓試驗的測壓孔布置方案，并研究了不同插值方法對垂向力和鉸鏈軸力矩測量結果準確度的影響，對襟翼垂向力和鉸鏈軸力矩測量具有參考作用。

1) 計算方法

如圖1所示，取襟翼展向上任一橫截面，則該橫截面所受展向單位氣動載荷包括阻力FX、升力FY和鉸鏈軸力矩M。其中，FX和FY可通過式（1）轉化為沿弦向（x方向）的分力即弦向力Fx和垂直于弦向力（y方向）的垂向力Fy。

圖1 襟翼展向某橫截面所受氣動載荷示意圖

由于對低速流體氣動力問題已有較成熟的CFD技術，因此本文認為CFD計算結果能夠很好地反映低速風洞試驗測壓數據，并假定測壓孔對襟翼氣動性能的影響可以忽略不計。首先基于CFD數據，將壓力在襟翼橫截面邊界所圍成的封閉曲線上進行第二類曲線積分，得到單位展長襟翼所受垂向力和鉸鏈軸力矩作為參考值；然后在襟翼橫截面邊界所圍成的封閉曲線上從前緣點開始順時針取測壓孔位置并插值得到這些點對應的壓力值作為測壓孔測得壓力數據，將測壓孔數據重新在封閉曲線上插值并進行第二類曲線積分得到單位展長襟翼所受垂向力和鉸鏈軸力矩測量值；最后通過相對誤差來考察該測壓孔布置方案的測量準確度。

2) 襟翼壓力分布規律

圖2和圖3比較了不同迎角和不同橫截面的襟翼壓力沿弦向分布的規律。由圖可知，不同迎角下各橫截面的壓力分布規律總體上是很相似的，如壓力最大值點（速度駐點）都在前緣點附近，下表面為正壓，上表面為負壓，后緣點壓力系數幾乎為0；進一步考察可以發現，x/l在0.07~0.15, 0.15~0.3, 0.3~0.5, 0.5~0.8, 0.8~1處壓力的變化較平緩，x/l在0~0.07處壓力變化較為劇烈。

圖2 Z=6 m不同迎角下襟翼壓力沿弦向分布

 圖3 -6°迎角下襟翼不同展向橫截面壓力沿弦向分布

此外，不同迎角下壓力分布具有一定的差異，迎角越小，x/l在0~0.07處壓力分布非線性越強，后緣壓力系數偏離0越多；橫截面越靠近翼尖，前緣壓力系數最大值偏離1越多且其值越小，前緣附近上表面的壓力分布非線性越強；橫截面越靠近翼根，靠近前緣的下表面壓力分布非線性越強。

3) 測壓孔布置方案

根據前述測量值計算方法，每兩個相鄰測壓孔之間壓力分布不應有較強非線性。考慮到圖2和圖3中弦向比例x/l為0~0.07時壓力變化較劇烈的位置距離鉸鏈軸非常近，則應在該段適當加密測壓孔。根據以上分析，本文取弦向比例為0.04, 0.07, 0.15, 0.3, 0.5, 0.8作為測壓孔位置。根據前述襟翼壓力分布規律，本文假定前緣點壓力系數為1，后緣點壓力系數為0。

4) 插值方法

本文分別采用分段線性插值法和非扭結邊界條件的三次樣條插值法處理壓力分布數據。

表1給出了采用分段線性插值法并進行第二類曲線積分得到的各迎角下不同橫截面中垂向力相對誤差最大值和鉸鏈軸力矩相對誤差最大值及其對應的展向坐標。由表中數據可知，迎角為正時最大誤差小于迎角為負；最大誤差總體上隨著迎角減小而增大，垂向力和鉸鏈軸力矩的相對誤差最大均出現在-6°迎角下展向坐標為5 m的橫截面，分別為-6.06%和-12.30%。結合圖2和圖3可知，這是由于迎角為負時，x/l在0~0.07處壓力分布具有較強的非線性，x/l為1時壓力系數也小于0，且迎角越小前緣附近的非線性越強，后緣壓力系數偏離0越多，這些因素都會導致相對誤差增加。

 采用非扭結邊界條件的三次樣條插值方法再次進行計算，得到垂向力和鉸鏈軸力矩相對誤差最大值及其對應展向坐標如表2所示。可以看出，該種方法的最大誤差明顯小于線性插值的誤差，其最大誤差不超過-6%。

為考察分段線性插值法和三次樣條插值法得到的相對誤差明顯不同的原因，以14°迎角下展向11 m橫截面為例，比較了兩種插值方法和CFD結果的差異。由圖4可以看出，接近前緣和后緣的插值結果和CFD相差較大，但三次樣條插值法同CFD更接近。

 圖4 Cp分布插值對比（14°迎角11 m展向橫截面）

綜上可知，三次樣條插值得到的壓力系數分布和CFD更接近，因此得到的垂向力和鉸鏈軸力矩和參考值更吻合。

為提高襟翼氣動載荷測量準確性，本文基于CFD仿真數據，分析了某民用飛機襟翼表面壓力分布規律，研究并優化該民用運輸飛機襟翼低速風洞試驗測壓孔布置方案，考察了插值方法對垂向力和鉸鏈軸力矩測量誤差，得到了如下結論：

（1）不同迎角和不同橫截面壓力分布雖然存在一定差異，但相似性較高。弦向比例x/l在0.07~0.15, 0.15~0.3, 0.3~0.5, 0.5~0.8, 0.8~1處壓力變化率的變化較小。

（2）取弦向比例為0.04, 0.07, 0.15, 0.3, 0.5, 0.8，并取前緣點壓力系數為1，后緣點壓力系數為0的測壓孔布置方案用線性插值方法計算得到的相對誤差最高不超過-13%，最低在-1%以下；用三次樣條插值方法計算得到的相對誤差最高不超過-6%，明顯小于前者。

（3）垂向力相對誤差沿展向分布較為均勻，鉸鏈軸力矩相對誤差靠近翼尖和機身的區域較大，遠離翼尖和機身的區域較小；在遠離翼尖和機身的區域采用該方案測量準確度較高。

何超杰*   黃勇

（上海飛機設計研究院，上海 201210）

DOI: 10.19416/j.cnki.1674-9804.2023.01.005

引用格式：何超杰,黃勇.襟翼氣動載荷測量方法優化［J］.民用飛機設計與研究,2023(1):31-37.

論文網址：

http://myfj.cnjournals.com/myfjsjyyj/article/abstract/20230105

文章來源民用飛機設計與研究