王延奎 單繼祥 田 偉 鄧學(xué)鎣

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100191)

聯(lián)翼布局是一種前翼后掠，后翼前掠，前后翼在前翼一定位置聯(lián)結(jié)形成的飛機(jī)布局.與常規(guī)布局相比，聯(lián)翼布局飛機(jī)具有重量輕、誘導(dǎo)阻力小、跨音速面積分布好、浸潤面積小、具有直接升力和直接側(cè)力控制能力等諸多優(yōu)點［1］，是下一代跨聲速飛機(jī)優(yōu)先選擇的布局方式之一.

國內(nèi)外針對中小迎角下前后翼參數(shù)對升阻力特性影響研究較多，但對俯仰力矩特性和機(jī)翼流場結(jié)構(gòu)的研究較少.文獻(xiàn) ［2］研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)Re=6×105～9×105時，聯(lián)翼布局模型俯仰力矩會在α=10°～12°發(fā)生先上仰后下降的現(xiàn)象，且機(jī)翼扭轉(zhuǎn)不能完全改善俯仰力矩的非線性變化.文獻(xiàn) ［3］采用測力、油流等手段對平列式聯(lián)翼布局的流動機(jī)理和氣動特性進(jìn)行了研究.研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)前后翼兩個升力面距離較近時，前翼尾流的下洗和速度阻滯降低了后翼氣動效率，而后翼的上洗又使前翼提前失速，但是未對俯仰力矩的強(qiáng)非線性變化特性進(jìn)行深入的分析.文獻(xiàn) ［4］通過對上聯(lián)翼布局飛機(jī)的縱向氣動特性進(jìn)行實驗和CFD計算，對α=－5°～8°，Re=0.25×106時的聯(lián)翼布局飛機(jī)的升力特性和流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行了分析.研究發(fā)現(xiàn)，當(dāng)α=－5°時，前翼下翼面發(fā)生分離，當(dāng)α=0°～8°時，前后翼處于附著流狀態(tài)，但在前后翼之間的相互干擾特性及其對全機(jī)俯仰力矩的影響特性方面也缺乏深入研究.

本文采用數(shù)值計算方法，對聯(lián)翼布局飛機(jī)的亞聲速氣動特性、空間流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究，揭示聯(lián)翼布局飛機(jī)俯仰力矩隨迎角增大呈現(xiàn)出的強(qiáng)非線性變化特征.

1 計算模型及計算方法

1.1 計算模型

計算模型如圖1所示.模型后翼與機(jī)身連接，前后翼連接處在前翼y/L=0.6半展長處 (L為半展長)，連接部件為前翼吊艙.以吊艙位置為分界點，將前翼劃分為前翼內(nèi)側(cè)和前翼外側(cè).

圖1 計算模型

1.2 數(shù)值格式和湍流模型

本文采用有限體積法對控制方程進(jìn)行離散化，耦合連續(xù)性方程、動量方程和能量方程求解，離散格式選用顯式二階迎風(fēng)格式.

計算采用RNG k～ε湍流模型.

計算采用多塊對接結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格.

2 計算結(jié)果與分析

2.1 全機(jī)俯仰力矩特性及實驗驗證

圖2是當(dāng)Ma=0.75時，聯(lián)翼布局飛機(jī)俯仰力矩的實驗和計算的對比曲線.從計算結(jié)果中可以看出，在α=0°～4°范圍內(nèi)，隨迎角增大，俯仰力矩系數(shù)線性減小;在α=4°～8°范圍內(nèi)，俯仰力矩出現(xiàn)了先上仰再減小的非線性變化;當(dāng)α＞8°時，隨迎角增大，俯仰力矩再次產(chǎn)生上仰.計算結(jié)果與實驗結(jié)果有較好的一致性，計算結(jié)果可信.計算和實驗結(jié)果均表明，當(dāng)Ma=0.75時，該聯(lián)翼布局飛機(jī)俯仰力矩隨迎角表現(xiàn)出了很強(qiáng)的非線性變化特性.

圖2 全機(jī)俯仰力矩隨迎角的變化曲線 (Ma=0.75)

2.2 各部件俯仰力矩貢獻(xiàn)特性分析

圖3是該聯(lián)翼布局飛機(jī)各部件俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線 (其中各部件的分布如圖1所示).從圖3可以看出:①機(jī)身和尾翼的俯仰力矩系數(shù)隨迎角增大呈現(xiàn)線性變化特性;②前翼外側(cè)俯仰力矩在α=0°～4°范圍內(nèi)隨迎角增大呈現(xiàn)線性減小，當(dāng)a≥6°時，俯仰力矩曲線斜率逐漸減小;③前翼內(nèi)側(cè)俯仰力矩在α=0°～6°范圍內(nèi)隨迎角呈現(xiàn)線性增大，當(dāng)α≥8°時，俯仰力矩曲線斜率大幅減小;④對于后翼，當(dāng)α=4°～8°時，俯仰力矩曲線斜率有所減小，當(dāng)α≥8°時，俯仰力矩隨迎角增大而急劇增大，產(chǎn)生上仰.

圖3 各部件俯仰力矩隨迎角的變化曲線 (Ma=0.75)

因此，從全機(jī)俯仰力矩隨迎角的非線性變化特征看:①當(dāng)α=6°時，全機(jī)俯仰力矩的小幅上揚主要是由于前翼局部流動分離導(dǎo)致其本身氣動效率降低和前翼流動分離影響下的后翼氣動效率的降低共同引起的;②當(dāng)α≥8°以后全機(jī)俯仰力矩隨迎角增大呈現(xiàn)出的大幅上揚是由于前翼大面積流動分離導(dǎo)致其本身氣動效率降低和前翼流動分離影響下的后翼氣動效率的降低共同引起的，而后翼氣動效率的降低是主要原因.總之，處于前翼流場影響下的后翼氣動效率的降低對于全機(jī)俯仰力矩隨迎角所表現(xiàn)出的非線性變化特性起到了決定性的作用.

2.3 俯仰力矩非線性變化機(jī)理分析

圖4是該聯(lián)翼布局飛機(jī)各部件升力系數(shù)隨迎角的變化曲線 (其中各部件的分布如圖1所示).從圖3和圖4可以看出:按照全機(jī)俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化特性及其前翼流動形態(tài)，可將全機(jī)流動狀態(tài)沿迎角劃分為3個區(qū)域，并將這3個區(qū)域按照前翼流動狀態(tài)分別命名:當(dāng)0°≤α＜4°時，附著流區(qū)，全機(jī)俯仰力矩系數(shù)基本隨迎角線性減小;當(dāng)4°≤α≤8°時為前翼局部分離區(qū)，俯仰力矩系數(shù)隨迎角發(fā)生先上仰后減小的非線性變化;當(dāng)8°＜α≤12°時為前翼完全分離區(qū)，俯仰力矩系數(shù)隨迎角增大顯著上仰.以下將結(jié)合機(jī)翼流場結(jié)構(gòu)，對各機(jī)翼部件氣動力變化特性進(jìn)行分析，以揭示俯仰力矩隨迎角所呈現(xiàn)出的非線性變化特性的機(jī)理.

圖4 各部件升力系數(shù)隨迎角的變化曲線 (Ma=0.75)

2.3.1 附著流區(qū) (0°≤α ＜4°)

對于該區(qū)域，全機(jī)升力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)隨迎角基本呈線性變化.圖5是當(dāng)α=2°時，前/后翼各展向位置截面流線圖.從圖5可以看出，此時該布局前/后翼均呈現(xiàn)附著流流態(tài).

2.3.2 前翼局部分離區(qū) (4°≤α＜8°)

對于該區(qū)域，全機(jī)升力線斜率逐漸減小，俯仰力矩系數(shù)表現(xiàn)出先上仰后減小的非線性變化.圖6是當(dāng)α=6°時，前/后翼各展向位置截面流線圖.從圖6可以看出，此時前翼內(nèi)側(cè)機(jī)翼吊艙附近y/L=0.5截面發(fā)生明顯的流動分離，且后翼局部處于前翼分離的尾流區(qū)，而對于前翼其它截面仍以附著流流態(tài)為主，這一變化引起了從α=4°到α=6°的俯仰力矩的非線性小幅上揚.

圖5 當(dāng)α=2°時機(jī)翼展向各截面流線圖 (Ma=0.75)

圖7是當(dāng)α=6°和8°時，前/后翼截面俯仰力矩系數(shù)和截面法向力系數(shù)的展向分布.從圖7可以看出，當(dāng)α=6°時，對于前翼外側(cè)，截面法向力系數(shù)沿展向略有減小;對于y/L=0.11～0.41截面，前后翼截面法向力系數(shù)基本相同;對于前翼y/L=0.5截面，由于該截面已發(fā)生分離，截面法向力系數(shù)相對于其它截面減小5%左右;對于后翼，y/L=0.5截面法向力系數(shù)相對于其它截面均大幅減小，該截面法向力系數(shù)僅相當(dāng)于b=0.42截面法向力系數(shù)的30%，截面法向力系數(shù)的減小使得截面俯仰力矩系數(shù)大幅增大.

綜上所述，正是由于后翼局部處于前翼分離的尾流區(qū)，使得處于該區(qū)域的后翼的法向力系數(shù)大幅減小，俯仰力矩系數(shù)增大，從而使得后翼升力線斜率減小，俯仰力矩斜率減小，導(dǎo)致全機(jī)俯仰力矩系數(shù)在該迎角下產(chǎn)生小幅上仰.

圖6 當(dāng)α=6°時機(jī)翼展向各截面流線圖 (Ma=0.75)

圖7 當(dāng)α=6°和8°時前/后翼各截面氣動力沿機(jī)翼展向分布曲線 (Ma=0.75)

圖8是當(dāng)α=8°時機(jī)翼展向各截面流線圖.由圖8可以看出，隨著迎角的繼續(xù)增大，前后翼的流動狀態(tài)基本不變，但前翼分離區(qū)域沿展向和弦向逐漸增大.由圖7可以看出，當(dāng)α=8°時，除前翼y/L=0.41截面的法向力系數(shù)相對于y/L=0.11截面減小外，其它前/后翼截面的氣動力分布規(guī)律與α=6°時相同.

隨著迎角的增大，當(dāng)α=8°時，前翼分離區(qū)域逐漸增大，激波位置前移，前翼內(nèi)側(cè)升力線斜率減小，對全機(jī)的俯仰力矩貢獻(xiàn)減小，導(dǎo)致全機(jī)俯仰力矩系數(shù)減小，從而使得俯仰力矩在上仰后在該迎角表現(xiàn)出減小的非線性變化，如圖3所示.

圖8 當(dāng)α=8°時機(jī)翼展向各截面流線圖 (Ma=0.75)

2.3.3 前翼完全分離區(qū) (8°＜α＜12°)

對于該區(qū)域，全機(jī)失速，升力系數(shù)逐漸達(dá)到最大;俯仰力矩系數(shù)隨迎角的增大產(chǎn)生嚴(yán)重上仰.

圖9是當(dāng)α=10°時，機(jī)翼展向各截面流線圖.可見，此時前翼外側(cè)已發(fā)生分離;前翼內(nèi)側(cè)y/L=0.22～0.5截面均已發(fā)生分離，前翼內(nèi)側(cè)分離區(qū)范圍沿展向和弦向繼續(xù)增大.后翼仍然是翼根及中段區(qū)域為附著流，翼尖區(qū)域處于前翼分離的尾流區(qū)，與前翼局部分離區(qū)時規(guī)律一致，但處于前翼分離尾流區(qū)內(nèi)的區(qū)域增大.

圖10是當(dāng)α為8°和10°時，前后翼的截面法向力系數(shù)和截面俯仰力矩系數(shù)的展向分布曲線.

圖9 當(dāng)α=10°時機(jī)翼展向各截面流線圖 (Ma=0.75)

圖10 當(dāng)α=8°和10°時前/后翼各截面氣動力沿機(jī)翼展向分布曲線 (Ma=0.75)

圖10可見，當(dāng)α=10°時，對于前翼內(nèi)側(cè)，隨著前翼分離區(qū)域沿展向和弦向的增大，y/L=0.22～0.5的區(qū)域的截面法向力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)相對于y/L=0.11截面大幅減小，對于y/L=0.41～0.5的區(qū)域已達(dá)到失速;對于前翼外側(cè)，由于前翼分離，其截面法向力系數(shù)減小、俯仰力矩系數(shù)增大.對于后翼，處于前翼分離尾流區(qū)的y/L=0.41～0.5區(qū)域的截面法向力相對于附著流區(qū)域的y/L=0.11截面大幅減小.與α=8°時相比，后翼各截面截面法向力系數(shù)均減小，截面俯仰力矩系數(shù)增大.

綜上所述，當(dāng)α=10°時，隨著前翼分離區(qū)域的增大，后翼已失速，后翼升力系數(shù)隨迎角急劇減小，導(dǎo)致后翼提供的低頭力矩急劇減小，從而引起全機(jī)俯仰力矩系數(shù)的增大，產(chǎn)生嚴(yán)重上仰.

3 結(jié)論

1)該亞聲速聯(lián)翼布局飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)隨迎角的增大存在比較嚴(yán)重的非線性變化特性，計算結(jié)果與實驗結(jié)果吻合，計算方法得當(dāng).

2)揭示了該聯(lián)翼布局飛機(jī)俯仰力矩系數(shù)隨迎角增大呈現(xiàn)出強(qiáng)非線性變化的流動機(jī)理，即前翼流動分離不僅引起前翼氣動效率的降低，更重要的是引起處于前翼流場下游的后翼氣動效率的大幅降低，而后者對于全機(jī)俯仰力矩隨迎角所表現(xiàn)出的非線性變化特性起到了決定性的作用.

3)根據(jù)前翼流動狀態(tài)及其對應(yīng)的全機(jī)俯仰力矩變化規(guī)律，將全機(jī)流場分為附著流、前翼局部分離和前翼完全分離3種典型狀態(tài)，并對每個分區(qū)的前/后翼流場干擾特性及其引起的全機(jī)俯仰力矩的變化特性進(jìn)行了比較詳細(xì)的分析，給出了干擾規(guī)律，分析了全機(jī)俯仰力矩隨迎角變化呈現(xiàn)出的非線性變化特性.

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