劉沛清 王亞平 劉 杰 屈秋林

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京100191)

通常稱機翼之前帶有鴨翼、機翼之后無平尾的布局為鴨式布局.若鴨翼縱向位置距機翼較近，鴨翼兼有操縱面和氣動增升部件的雙重功能，稱其為近距耦合鴨式布局.其鴨翼流場與機翼流場產(chǎn)生干擾耦合作用，延遲了主翼渦的破裂，增大了布局的升力和失速迎角，從而改善了飛機大迎角氣動性能，這為現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的短距起降性能、機動性和敏捷性，尤其是大迎角和過失速機動能力提供了非常重要的有利條件，使近距耦合鴨式布局成為現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的先進布局之一.自20世紀60年代中期文獻 ［1］將這一布局成功地應用于SAAB-37飛機設計中以來，世界諸多國家在新型戰(zhàn)斗機中均采用了這一布局.早期基于工程角度的研究工作主要是采用風洞實驗，研究布局幾何參數(shù)對整體和大迎角氣動特性的影響，給出合理布局的參數(shù)和設計條件.

從20世紀80年代中后期開始，隨著旋渦空氣動力學［2］的發(fā)展，研究集中到大迎角下的復雜渦系演變與干擾等空氣動力學機理，這些成果為氣動設計提供了有力的理論支撐.不同迎角范圍內(nèi)，鴨式布局渦系之間干擾的機理不同［3－4］.在小迎角下 (升力保持線性)分離渦系較弱，渦系干擾表現(xiàn)為誘導作用.文獻［5－9］通過簡化鴨式布局模型的低速風洞試驗表明，在小迎角范圍內(nèi)鴨翼渦對機翼前緣渦的下洗作用減小了機翼的有效迎角，抑制了機翼渦的發(fā)展，造成機翼升力損失.文獻［10］通過物面油流及空間壓力測量，對60°后掠角鴨翼與50°后掠角機翼構(gòu)成的翼身組合體鴨式布局在22°迎角下的流動特征及增升機理進行了探討，發(fā)現(xiàn)鴨翼渦誘導機翼前緣較弱的分離流，使其成為集中渦，增加了渦升力.文獻［11］通過求解N-S(Navier-Stokes)方程對一翼身組合體鴨式布局流場進行了數(shù)值模擬，發(fā)現(xiàn)在大迎角時鴨翼對機翼渦的破裂有延遲效應.

由于大迎角下鴨翼渦系的干擾機理的復雜性，實驗測量較為困難，因此，開展數(shù)值研究，深入分析流場細節(jié)是十分重要的.本文給出了鴨翼和機翼前緣后掠角均為50°的近距耦合鴨式布局流場的數(shù)值研究結(jié)果.

1 計算方法簡述

本文數(shù)值計算采用不可壓縮流動雷諾平均N-S方程，即

其中，ui，uj為時均速度分量;p為時均壓強;ρ為流體密度;μ為流體動力粘性系數(shù);u'i，u'j為脈動速度分量.

本研究采用SST(Shear-Stress Transport)kω模型作為湍流模型.SST k-ω模型考慮了低雷諾數(shù)和剪切流，同時加入了橫向耗散導數(shù)項，在湍流粘度的定義中考慮了湍流剪切應力的輸運過程，適合于有逆壓梯度的流動等計算.SST k-ω湍流模型如下:

其中，Gk為湍動能產(chǎn)生項;Gω為湍流耗散率的產(chǎn)生項;Γk，Γω分別為k與ε的有效擴散系數(shù);Yk，Yω分別為k與ω的耗散項;Dω為橫向擴散項;Sk與Sω為源項.有效擴散系數(shù)的表達式為

其中σk，σω分別代表k與ω的湍流普朗特數(shù).

在網(wǎng)格剖分方向，考慮到在機翼前緣附近存在前緣渦、二次分離等復雜的流動現(xiàn)象，因此對該區(qū)域的網(wǎng)格進行了加密;因模型近壁面的速度梯度較大，在模型近壁面附近也進行了網(wǎng)格加密.圖1所示為計算網(wǎng)格劃分示意圖.數(shù)值模擬使用FLUENT軟件平臺，控制方程采用有限體積法離散，對流項采用二階迎風格式，擴散項采用中心差分格式，物面邊界條件采取無滑移物面，壓力與速度耦合方式采用SIMPLEC算法.

圖1 計算模型示意圖

2 數(shù)值模擬與分析

2.1 計算結(jié)果與實驗值的比較

數(shù)值計算選用模型為鴨翼、機翼前緣后掠角均是50°的三角翼構(gòu)成的簡化近距耦合鴨式布局(以下簡稱為W50C50，其中W代表機翼，C代表鴨翼，數(shù)字代表后掠角度)，為了方便對比，同時還進行了針對50°后掠角的單獨三角翼的數(shù)值模擬.鴨翼與機翼共面，鴨翼后緣與機翼前尖點相接 (距離為0)，邊緣迎風面倒角45°，機翼根弦長b0w=259 mm，機翼展長Lw=434 mm，鴨翼根弦長b0c=91mm，鴨翼展長Lc=152mm，模型厚度d=4 mm，計算區(qū)域取機翼根弦長的50倍，來流速度V=20 m/s.圖2給出鴨式布局升力系數(shù)隨迎角的變化曲線，為了便于比較，在該圖中也給出單獨三角翼升力系數(shù)的變化曲線.顯然，鴨翼同時增大三角翼的失速迎角和最大升力系數(shù).在所研究的迎角范圍，按照流動特征與氣動力的變化可分三種情況:小迎角范圍 (α≤18°);中大迎角范圍 (18°＜α＜28°)和失速迎角以后的范圍 (α≥28°).在小迎角范圍內(nèi)，布局升力系數(shù)保持線性，鴨翼的增升效果也并不顯著;而在中大迎角和失速后的迎角，布局的升力系數(shù)得到顯著的提高.下面將分別討論近距耦合鴨式布局在這3個迎角范圍內(nèi)的渦系干擾機理.

2.2 小迎角下鴨翼渦與機翼渦之間的誘導機理

圖2 單獨三角翼和鴨式布局的升力系數(shù)

現(xiàn)選用迎角12°的鴨式布局繞流流場進行分析.圖3給出迎角12°時W50C50鴨式布局模型的空間流線分布，計算結(jié)果的云圖使用當?shù)厮俣扰c來流速度的比值V/V∞來渲染，數(shù)值模擬結(jié)果和流動顯示結(jié)果定性上是相當吻合的，在此迎角下鴨翼渦與機翼渦彼此獨立.

圖3 鴨式布局12°迎角空間流線分布

圖4為機翼10%、20%和70%根弦位置左半弦截面的流動形態(tài)和渦結(jié)構(gòu)，可以看出鴨翼渦始終獨立于機翼渦.可見，在10%根弦長位置，鴨翼渦處于機翼渦的外側(cè)，鴨翼渦對機翼渦存在一個較強的下洗作用，減小了該位置機翼前緣的有效迎角，抑制了機翼翼尖區(qū)前緣渦的形成.而在靠近下游的70%根弦長位置，鴨翼渦位于機翼渦的內(nèi)側(cè)上方區(qū)，鴨翼渦對機翼渦產(chǎn)生上洗作用，增大該區(qū)域的有效迎角，因此增強了機翼渦的發(fā)展.從圖5所示的機翼背風面壓強系數(shù)Cp分布云圖可見，處于鴨翼渦上洗區(qū)的機翼壓強負值明顯高于無鴨翼的情況 (起增升作用)，相反處于鴨翼渦下洗區(qū)的機翼壓強負值明顯低于無鴨翼的情況 (處于減升作用).

圖4 鴨式布局12°迎角不同根弦位置左半弦的截面流態(tài)

圖5 12°迎角背風面壓強系數(shù)

2.3 中大迎角下鴨翼渦與機翼渦間的卷繞機理

圖6為迎角22°時W50C50鴨式布局模型的空間流線分布，計算結(jié)果的云圖使用當?shù)厮俣扰c來流速度的比值 V/V∞來渲染.圖 7為機翼10%、30%、50%和70%根弦位置左半弦的流動結(jié)構(gòu).結(jié)合圖6和圖7不難發(fā)現(xiàn)，在主翼10%根弦長的位置上，鴨翼渦獨立于主翼渦，對主翼渦產(chǎn)生下洗作用;而在30%根弦長的位置上，主翼渦和鴨翼渦開始了卷繞，二者的流線形成了一個極限環(huán);直到50%根弦長的位置上，鴨翼渦與主翼渦的流線完全融合，此時的旋渦已呈現(xiàn)了不穩(wěn)定的螺旋點，但渦軸處速度仍然較高，到70%根弦長的位置上，融合后的旋渦呈現(xiàn)了尾流型的速度分布，渦核處的低速區(qū)域表明旋渦已經(jīng)完全破裂.

圖6 鴨式布局22°迎角空間流線分布

根據(jù)上述分析，在此迎角范圍內(nèi)，鴨翼渦與機翼渦的相互干擾機理較為復雜，在機翼上游為誘導區(qū)，在機翼中下段區(qū)，鴨翼渦被機翼渦卷并，出現(xiàn)渦系的卷繞區(qū)，在機翼的尾緣區(qū)將出現(xiàn)渦的破裂區(qū).旋渦的卷并明顯提高了機翼上翼面的負壓強值(如圖8所示的機翼背風面壓強分布云圖)，這就提高了機翼的升力.但是融合后旋渦破裂又會使得背風面吸力減小，造成升力損失.

圖7 不同根弦位置左半弦的截面流態(tài)

圖8 22°迎角背風面壓強系數(shù)

2.4 失速迎角后鴨翼渦、機翼渦的卷繞破裂機理

隨著迎角增大，機翼渦發(fā)生破裂的位置逐漸向上游方向移動，機翼上表面出現(xiàn)旋渦破裂的區(qū)域也逐漸變大，失速迎角后布局的升力不再增大.但是，鴨翼的存在仍在一定程度上改善了主翼的流場，如圖9所示為32°迎角下的數(shù)值模擬單獨三角翼和鴨式布局的空間流線對比，顯然單獨三角翼的背風面呈現(xiàn)了較強的回流，而鴨式布局雖然前緣渦已經(jīng)完全破裂，但是仍然保持一個氣泡渦的形態(tài)，尚未有強的回流.圖10為20%根弦長的截面速度V/V∞分布，雖然鴨式布局的前緣渦渦軸處也出現(xiàn)了回流，這表明旋渦已經(jīng)破裂，但是并未出現(xiàn)類似于單獨三角翼背風面的大范圍回流.

圖9 32°迎角空間流線對比

概括而言，在失速迎角后，鴨翼渦與機翼渦之間的干擾機理以渦系卷繞和破裂作用為主，在機翼上翼面大部分區(qū)域出現(xiàn)卷并渦的破裂，機翼升力隨迎角增大而大大減小，但是鴨翼渦仍然在一定程度上抑制了失速分離.

圖10 32°迎角20%根弦長位置截面速度分布

3 結(jié)論

本文詳細地給出鴨翼和機翼前緣后掠角均為50°的近距耦合鴨式布局簡化模型的數(shù)值模擬結(jié)果，并與風洞測壓、測力和流動顯示 (水洞和風洞)實驗結(jié)果進行詳細比較和驗證，深入分析了鴨翼渦和機翼渦在不同迎角下的演變過程，提出渦系的誘導、卷繞、破裂是干擾機理的核心.對于中等后掠角的鴨式布局，具體概括如下:

1)在小迎角范圍內(nèi)，鴨翼渦與機翼渦之間的干擾機理主要以渦系相互誘導作用為主，機翼渦處于鴨翼渦的上洗區(qū)，對機翼升力起正貢獻;相反機翼渦處于鴨翼渦的下洗區(qū)，對機翼的升力起負貢獻.由于對升力的正負貢獻相互抵消，在此迎角范圍鴨翼渦對機翼渦干擾和控制作用較弱，鴨翼的存在對機翼的增升效果不明顯.

2)在中大迎角范圍內(nèi)，鴨翼渦與機翼渦之間的干擾機理由渦系相互誘導作用變?yōu)榫砝@作用，鴨翼渦被機翼渦卷并后得到明顯增強，有效地提高了機翼渦抵抗逆壓梯度的能力，延遲了機翼渦的破裂，與無鴨翼的機翼相比，鴨翼渦對機翼渦的干擾和控制作用最強，鴨翼渦的作用明顯提高了機翼的升力和失速迎角.

3)在失速迎角后，鴨翼渦仍然會對主翼產(chǎn)生一定的有利影響，但是鴨翼渦與機翼渦之間的干擾機理以渦系卷繞和破裂作用為主，在機翼上翼面大部分區(qū)域出現(xiàn)卷并渦的破裂，機翼升力隨迎角增大而大大減小.

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