陳慶民，胡天翔，劉沛清，曾潤琪，屈秋林

(1.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191；2.航空氣動(dòng)聲學(xué)工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室(北京航空航天大學(xué))，北京 100191)

隨著航空技術(shù)的發(fā)展，未來戰(zhàn)場對戰(zhàn)斗機(jī)的過失速機(jī)動(dòng)提出了更高的要求，后掠翼布局(單三角翼，雙三角翼和鴨式布局)由于能在大迎角下產(chǎn)生穩(wěn)定的前緣渦升力而受到越來越多的重視[1-3]。與其他后掠翼布局相比，鴨式布局在靜態(tài)條件下通過借助鴨翼渦與主翼渦之間的有利干擾能明顯推遲主翼的失速迎角并獲得更大的最大升力系數(shù)[4]。近些年，高速計(jì)算機(jī)的問世和數(shù)值模擬技術(shù)的成功應(yīng)用，使得人們對探究更為復(fù)雜的鴨式布局瞬態(tài)機(jī)動(dòng)問題成為了可能。

當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行過失速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，機(jī)體表面的氣動(dòng)力與周圍的流場均與同等迎角下的靜態(tài)工況明顯不同，存在著大量的氣動(dòng)遲滯行為，但此類研究目前主要集中于單三角翼[5-10]。Gad-el-hak等[5]借助染色液顯示技術(shù)研究了三角翼俯仰運(yùn)動(dòng)中的空間流場，發(fā)現(xiàn)染色液的厚度大小隨著模型的運(yùn)動(dòng)呈現(xiàn)明顯的遲滯現(xiàn)象。Lemay等[6]通過煙霧示蹤實(shí)驗(yàn)研究了三角翼俯仰振蕩中的前緣渦破裂現(xiàn)象，發(fā)現(xiàn)破裂點(diǎn)的位置與縮減頻率有關(guān)，頻率越高，渦破裂的滯后效應(yīng)越強(qiáng)。Soltani等[7]開展了三角翼俯仰運(yùn)動(dòng)的動(dòng)態(tài)測力實(shí)驗(yàn)，指出引起氣動(dòng)力產(chǎn)生遲滯的根本原因來自于俯仰振蕩中的渦破裂滯后。Ericsson[8]利用運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的虛擬彎度效應(yīng)分析了動(dòng)態(tài)俯仰中三角翼渦破裂位置的滯后現(xiàn)象。Gursul[9-10]總結(jié)了前人的研究成果，指出對于不同形式的三角翼非定常運(yùn)動(dòng)，渦破裂的延遲響應(yīng)都是一致的，并利用渦流動(dòng)的波傳播理論進(jìn)行了統(tǒng)一解釋。與三角翼的研究內(nèi)容相比，人們對鴨式布局的研究仍主要集中在靜態(tài)的氣動(dòng)特性方面[11-15]，而對動(dòng)態(tài)特性的認(rèn)識(shí)較少[16-17]。Oelker和Hummel等[11-12]開展了鴨式布局的表面測壓與流場測量實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)鴨翼渦在往下游對流的過程中會(huì)運(yùn)動(dòng)到主翼的內(nèi)側(cè)并靠近主翼翼面，同時(shí)鴨翼渦對主翼前緣尖點(diǎn)處的下洗作用能明顯抑制該處主翼渦的形成。Tu[13-14]數(shù)值分析了鴨式布局的靜態(tài)流場特征，指出鴨翼渦的存在能明顯推遲主翼渦的失速迎角;還討論了不同鴨翼高度對鴨式布局靜態(tài)氣動(dòng)特性的影響，發(fā)現(xiàn)高置與中置鴨翼對鴨翼渦與主翼渦的干擾會(huì)帶來有利的影響，而低置鴨翼會(huì)起到不利的作用。Bergmann等[15]通過表面測壓和流顯實(shí)驗(yàn)分析了鴨翼位置對鴨式布局氣動(dòng)特性的影響，認(rèn)為大迎角下主翼渦對鴨翼渦尾流的加速效應(yīng)使得高置鴨翼的鴨式布局具有更高的最大升力系數(shù)[15]。相比鴨式布局的靜態(tài)研究結(jié)果，人們對其動(dòng)態(tài)特性認(rèn)識(shí)有限[16-17]。Myose等[16]實(shí)驗(yàn)研究了鴨式布局俯仰運(yùn)動(dòng)中的渦破裂現(xiàn)象，相比靜態(tài)測量結(jié)果，動(dòng)態(tài)俯仰中主翼渦的破裂位置發(fā)生了明顯的滯后，且最有利的滯后發(fā)生在模型的高頻上仰與低頻下俯階段。Davari等[17]對鴨式布局的俯仰運(yùn)動(dòng)過程開展了大量的風(fēng)洞測壓和測力實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)鴨式布局的表面壓力與氣動(dòng)力同樣存在著遲滯現(xiàn)象，且遲滯環(huán)的尺寸大小與模型俯仰頻率和平均迎角有關(guān)。

文獻(xiàn)[16]和[17]中鴨式布局的鴨翼與主翼是共面的，而對于實(shí)際應(yīng)用中的鴨式布局(如法國陣風(fēng)、瑞典鷹獅和中國殲10等)，鴨翼與主翼之間往往存在一定的高度差。早期的靜態(tài)研究結(jié)果表明,鴨翼高度能明顯影響鴨式布局的縱向氣動(dòng)特性[14-15]。當(dāng)模型進(jìn)行非定常俯仰振蕩時(shí)，為揭示鴨翼高度對模型表面氣動(dòng)力與空間渦系演化的影響，本文開展了相關(guān)的水槽實(shí)驗(yàn)測力與CFD數(shù)值模擬研究。

1 實(shí)驗(yàn)及計(jì)算

1.1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備、模型及方法

實(shí)驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)航空氣動(dòng)聲學(xué)工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室的回流水槽中進(jìn)行[18]。該水槽是一座低湍流度、低噪聲的直流式水槽，實(shí)驗(yàn)段尺寸4 000 mm(長)×400 mm(寬)×525 mm(高)，能提供0～0.5 m/s的穩(wěn)定流速，實(shí)驗(yàn)段的湍流度小于來流速度的1%。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎煤穸葹? mm的鋁合金制式的半模鴨式布局(鴨翼后掠角Λc= 45°，根弦長cc=80 mm，主翼后掠角Λ=40°，根弦長cw=155 mm)，在模型的鴨翼與主翼前后緣進(jìn)行雙邊45°對稱倒角處理。實(shí)驗(yàn)中水槽的平均流速為U∞=0.162 m/s，水溫為20 ℃，基于主翼根弦長的來流雷諾數(shù)Rec=ρU∞cw/μ=2.5×104。實(shí)驗(yàn)中，為削弱水槽自由液面對動(dòng)態(tài)測力的影響，在模型根弦長處采用端板機(jī)構(gòu)以模擬對稱面邊界條件，如圖1所示。

圖1 回流水槽動(dòng)態(tài)俯仰機(jī)構(gòu)示意圖

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷母┭鲞\(yùn)動(dòng)由預(yù)先設(shè)計(jì)的大振幅高頻俯仰機(jī)構(gòu)控制(圖1)，在該機(jī)構(gòu)的控制下，模型可實(shí)現(xiàn)0到60°迎角范圍的正弦俯仰運(yùn)動(dòng)，關(guān)于該機(jī)構(gòu)的詳細(xì)介紹見文獻(xiàn)[19]。在實(shí)驗(yàn)過程中，轉(zhuǎn)軸位于2/3倍主翼根弦長處，俯仰頻率f取0.012 5 Hz與0.200 0 Hz，對應(yīng)的無量綱縮減頻率k=πfcw/U∞為0.037 5與0.600 0，分別代表典型的準(zhǔn)定常與非定常運(yùn)動(dòng)頻率[20]。角度傳感器固連于旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)上，用于記錄模型俯仰運(yùn)動(dòng)中的瞬時(shí)迎角；測力天平安裝在模型主翼的上方，用于測量鴨式布局俯仰運(yùn)動(dòng)中的主翼氣動(dòng)力。實(shí)驗(yàn)測力的最終值取為連續(xù)正弦俯仰50個(gè)周期的瞬時(shí)結(jié)果的相位平均值。另外，為研究鴨翼高度(g/cw，其中g(shù)為鴨翼距主翼的垂向高度)的影響，本文選取5個(gè)不同鴨翼位置進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究，見圖2。其中，低置鴨翼工況為g/cw= -0.15和-0.05；共面鴨翼工況為g/cw= 0；高置鴨翼工況為g/cw= 0.05和0.15。

圖2 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭D

1.2 數(shù)值方法

在實(shí)驗(yàn)測力的基礎(chǔ)上，本文開展了詳細(xì)的CFD數(shù)值計(jì)算。計(jì)算域選用長方體計(jì)算域，借助ICEM網(wǎng)格劃分軟件實(shí)現(xiàn)全流場的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分(近壁面y+～o(1)，在剪切層及前緣渦的作用區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格局部加密)，如圖3所示。通過編譯的UDF文件完成模型的運(yùn)動(dòng)控制，并利用整體動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格與模型的同步俯仰運(yùn)動(dòng)[21]。計(jì)算域入口和遠(yuǎn)場邊界距離鴨翼前緣尖點(diǎn)20cw，采用速度入口邊界條件；出口邊界距離主翼尾緣30cw，采用壓力出口邊界條件；在模型根部應(yīng)用對稱面邊界條件。基于FLUENT流體計(jì)算軟件，采用S-A-方程RANS模型的延遲分離渦模擬(DDES)方法進(jìn)行俯仰振蕩的非定常不可壓流場求解[22]。DDES方法屬于廣義的RANS-LES混合模型，由于單純的RANS模型對于由大范圍分離流動(dòng)占主導(dǎo)的復(fù)雜流場模擬一直不太理想，而LES對空間分離流場具有較好的模擬效果，但對于近壁區(qū)模擬需要耗費(fèi)大量網(wǎng)格，后人針對這種情況提出了DDES方法，該方法在物面附近采用RANS模型有效地處理邊界層的流動(dòng)，在遠(yuǎn)離物面的流動(dòng)區(qū)域內(nèi)采用LES計(jì)算大范圍分離流動(dòng)，綜合了RANS和LES的優(yōu)勢，提高了大分離流動(dòng)下的數(shù)值模擬能力[23]。DDES-SA計(jì)算方法如今已被廣泛應(yīng)用于后掠翼布局旋渦流動(dòng)數(shù)值模擬[19,24-25]。

圖3 計(jì)算域及流場網(wǎng)格示意圖

為進(jìn)行網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，本文選擇了3種網(wǎng)格密度(粗網(wǎng)格600萬，中等網(wǎng)格900萬和密網(wǎng)格1 200萬)來求解共面鴨式布局(g/cw=0)在k=0.075 0下的正弦俯仰運(yùn)動(dòng)，主翼升力的計(jì)算結(jié)果如圖4所示?？梢钥吹剑M管3種網(wǎng)格密度下的工況計(jì)算出的主翼升力值整體重合度較好，但粗密度網(wǎng)格在下俯至10°迎角時(shí)出現(xiàn)小幅度偏離。因此，本文均采用中等密度的網(wǎng)格來捕捉鴨式布局俯仰運(yùn)動(dòng)的非定常流場特征。

圖4 網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證

2 結(jié)果與討論

2.1 實(shí)驗(yàn)測力結(jié)果

圖5給出了實(shí)驗(yàn)中5種鴨翼高度(g/cw分別為-0.15、-0.05、 0、0.05和 0.15)的模型在k=0.037 5 與0.600 0時(shí)主翼升力系數(shù)隨時(shí)間的變化曲線。當(dāng)k=0.037 5時(shí)，在上仰的初期(t*<0.2)與下俯的末期(t*>0.8)主翼升力系數(shù)對鴨翼位置的變化不敏感；當(dāng)0.2≤t*≤0.8時(shí)，隨鴨翼位置的升高，主翼的升力系數(shù)有了明顯的增加，且高置布局往往擁有更高的主翼最大升力系數(shù)[15]。當(dāng)k= 0.600 0時(shí)，鴨翼位置對主翼升力產(chǎn)生的影響更為明顯，與圖5(a)不同，上仰的初期不同布局的升力系數(shù)就出現(xiàn)一定的區(qū)別，即高置布局的主翼升力系數(shù)整體要高于低置布局的；但在下俯階段，低置布局的主翼升力系數(shù)在較長時(shí)間內(nèi)要高于前者。

(a)k=0.037 5 (b)k=0.600 0

2.2 數(shù)值計(jì)算結(jié)果

圖6(a)給出共面鴨式布局(g/cw= 0)進(jìn)行俯仰運(yùn)動(dòng)時(shí)(k= 0.0375與0.6000)主翼升力系數(shù)的實(shí)驗(yàn)與數(shù)值結(jié)果對比?？梢钥闯觯活l率下實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬得到的主翼升力系數(shù)整體趨勢吻合較好。在高頻上仰至較大迎角和低頻下俯至較小迎角時(shí)，由于存在著與黏性效應(yīng)密切相關(guān)的前緣渦破裂與再附過程[1]，計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值出現(xiàn)了一定的差異[19]。此外，受當(dāng)前實(shí)驗(yàn)條件的限制，只能開展高置鴨式布局(g/cw= 0.15)俯仰運(yùn)動(dòng)中的鴨翼氣動(dòng)力測量，相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果如圖6(b)所示?？梢钥闯觯瑪?shù)值計(jì)算的鴨翼氣動(dòng)力在趨勢與量級上均與實(shí)驗(yàn)值對應(yīng)較好，數(shù)值模擬的有效性得到進(jìn)一步驗(yàn)證。由于無法通過實(shí)驗(yàn)手段直接測量其他鴨式布局(除g/cw=0.15之外)俯仰運(yùn)動(dòng)中鴨翼的升力系數(shù)，本文主要借助CFD數(shù)值計(jì)算結(jié)果對鴨翼的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力及流場展開分析。

(a)主翼氣動(dòng)力比較 (b)鴨翼氣動(dòng)力比較

2.2.1 低頻計(jì)算結(jié)果及分析

圖7給出k=0.037 5時(shí)不同鴨翼高度的鴨式布局俯仰運(yùn)動(dòng)中主翼與鴨翼的升力系數(shù)變化曲線。從圖7(a)可以看到，上仰階段計(jì)算結(jié)果呈現(xiàn)的規(guī)律與實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)(圖5)十分吻合，只是在下俯階段出現(xiàn)了一定的偏差(圖6)，但整體而言CFD模擬的結(jié)果可以較好地刻畫鴨翼高度對主翼升力產(chǎn)生的影響。另外，從圖7(b)可以看到，鴨翼高度對鴨翼升力產(chǎn)生的影響更明顯，低置鴨翼的升力系數(shù)要明顯低于高置鴨翼的，盡管最大高度的鴨翼(g/cw= 0.15)在上仰階段的升力特性有所降低。

圖8給出了低置(g/cw=-0.05)與高置(g/cw=0.05)鴨式布局俯仰運(yùn)動(dòng)中主翼與鴨翼上下翼面升力系數(shù)的變化情況，其中空心點(diǎn)表示上翼面的值，實(shí)心點(diǎn)表示下翼面的值。可以看到，無論是主翼還是鴨翼，在低頻俯仰時(shí)不同構(gòu)型間升力系數(shù)的差異主要源于上表面的貢獻(xiàn)，下表面的升力系數(shù)差別很小。

(a)主翼升力 (b)鴨翼升力

(a)主翼上/下翼面氣動(dòng)力 (b)鴨翼上/下翼面氣動(dòng)力

圖9給出低置(g/cw= -0.05)與高置(g/cw= 0.05)鴨式布局在低頻俯仰至α= 20°和40°時(shí)上翼面的靜壓分布云圖，其中迎角-時(shí)間曲線下側(cè)為低置布局計(jì)算結(jié)果，上側(cè)為高置布局的計(jì)算結(jié)果?？梢钥吹?，在上仰階段，與低置鴨翼的結(jié)果相比，高置布局的鴨翼上翼面負(fù)壓分布更明顯(圖8(b))，具體的原因?qū)⒃谙挛慕o予解釋。另外，基于渦識(shí)別的Q準(zhǔn)則[26-27]，上仰至20°和40°迎角時(shí)的流場渦結(jié)構(gòu)(Q=100)也在圖9中給出，并用無量綱化的流向速度(Ux/U∞)渲染，范圍介于-0.5到1.0。由圖9可以發(fā)現(xiàn)，在上仰階段，與低置布局的渦結(jié)構(gòu)相比，高置鴨翼的工況在同等迎角下往往擁有更為集中的主翼前緣渦分布，導(dǎo)致主翼面存在大范圍的負(fù)壓區(qū)(α=40°)；在下俯階段，當(dāng)前的數(shù)值模擬無法精確捕捉主翼前緣渦的再生成過程(圖6)，因而計(jì)算出的低置與高置鴨式布局在同一迎角下的主翼面靜壓分布比較接近(圖8(a))。

圖9 k=0.037 5時(shí)，低置與高置布局俯仰運(yùn)動(dòng)中上翼面壓強(qiáng)系數(shù)及渦結(jié)構(gòu)分布

圖10給出上仰至20°時(shí)，低置(g/cw= -0.05)與高置(g/cw= 0.05)布局鴨翼前緣渦(ωxc/U∞)的截面分布結(jié)果，其中左側(cè)為鴨翼渦的流向截面分布(沿鴨翼弦向4等分)，右側(cè)為過鴨翼前緣渦渦軸的縱剖面上的渦量分布，為便于觀察比較，下游的主翼未予顯示。相比高置鴨翼的布局(圖10(b))，低置布局的鴨翼前緣渦更不穩(wěn)定，在第2個(gè)1/4流向截面就出現(xiàn)了負(fù)渦量，而前者在第3個(gè)流向截面才有較弱的負(fù)渦量產(chǎn)生。對比過鴨翼渦渦軸的縱剖面上的渦量分布發(fā)現(xiàn)，低置鴨翼的布局在更靠前的位置(約1/3倍鴨翼弦長處)出現(xiàn)了正負(fù)渦量交錯(cuò)分布的現(xiàn)象，說明低置布局的鴨翼渦卷起位置相對較低，下游較高位置的主翼能對鴨翼渦的流動(dòng)產(chǎn)生明顯的干擾作用，使得上游的鴨翼渦較早出現(xiàn)雙螺旋不穩(wěn)定性，誘發(fā)鴨翼渦的提前破裂[28-29]。相反，高置布局由于鴨翼渦卷起位置較高，下游處于較低位置的主翼對鴨翼渦尾流的干擾效應(yīng)被明顯減弱，因而在低頻上仰時(shí)，同等迎角下的高置布局鴨翼渦會(huì)更集中，鴨翼上翼面的負(fù)壓分布也更明顯(圖9)。同時(shí)，受到鴨翼渦對主翼前緣的下洗及卷繞作用，高置鴨翼的布局在中大迎角下能更明顯地延緩主翼渦的渦破裂[30]，導(dǎo)致主翼前緣形成更強(qiáng)的負(fù)壓區(qū)(圖9)。

圖10 上仰至α=20°時(shí)，低置與高置布局鴨翼渦的截面分布

回顧圖7(b)，與主翼的計(jì)算結(jié)果不同，鴨翼下俯階段的升力系數(shù)隨著鴨翼高度的不同仍存在著顯著的差異。圖11給出低頻下俯至20°(t*≈0.8)時(shí)，低置(g/cw= -0.05)與高置(g/cw= 0.05)布局鴨翼渦的流向截面分布，由圖11可以發(fā)現(xiàn)，高置布局在第1個(gè)流向截面已經(jīng)形成穩(wěn)定的鴨翼渦結(jié)構(gòu)，而低置布局仍存在著明顯的負(fù)渦量區(qū)。本文初步認(rèn)為，低置布局在鴨翼渦重新生成的過程中更易受到下游主翼的干擾作用，后者產(chǎn)生的擾動(dòng)會(huì)以波的形式往上游傳播，延緩了鴨翼前緣渦的恢復(fù)[31-32]；相反，對于高置鴨翼，干擾效應(yīng)被明顯減弱，鴨翼渦在第1個(gè)流向截面開始恢復(fù)，所以下俯至20°時(shí)高置布局鴨翼的升力系數(shù)較高(圖8(b))。

圖11 下俯至α = 20°時(shí)，低置與高置布局鴨翼渦的流向截面分布

2.2.2 高頻計(jì)算結(jié)果及分析

圖12給出k=0.600 0時(shí)不同鴨翼高度的鴨式布局主翼與鴨翼在俯仰運(yùn)動(dòng)中的升力系數(shù)變化曲線。與圖5(b)的規(guī)律一致，隨著鴨翼位置的升高，上仰階段主翼的氣動(dòng)力系數(shù)有所增大；但在下俯階段，低置布局的主翼升力系數(shù)往往較高，尤其是g/cw=-0.15的工況。由圖12(b)可知，高置布局的鴨翼升力系數(shù)在整個(gè)俯仰周期內(nèi)較低置布局均有了明顯的增加。

(a)主翼升力 (b)鴨翼升力

圖13給出低置(g/cw= -0.05)與高置(g/cw= 0.05)鴨式布局高頻俯仰運(yùn)動(dòng)中主翼與鴨翼上下翼面升力系數(shù)的變化情況，其中空心點(diǎn)表示上翼面的值，實(shí)心點(diǎn)表示下翼面的值。與低頻結(jié)果(圖8(a))相比，在高頻上仰初期(t*≤0.2)，兩種布局主翼下翼面的升力系數(shù)出現(xiàn)了較大的差別；當(dāng)t*>0.2時(shí)，主翼下翼面升力系數(shù)的差別不再明顯，上翼面升力系數(shù)的不同是導(dǎo)致主翼升力系數(shù)差異的主要原因。對鴨翼而言，與圖8(b)一致，高頻俯仰運(yùn)動(dòng)中鴨翼上翼面升力系數(shù)的差異是導(dǎo)致鴨翼升力系數(shù)不同的主要來源。需要說明的是，當(dāng)模型高頻下俯時(shí)(t*>0.6)，兩種布局的主翼與鴨翼上翼面升力系數(shù)的大小關(guān)系是正好相反的，具體原因?qū)⒃谙挛慕o予解釋。

(a)主翼上/下翼面氣動(dòng)力 (b)鴨翼上/下翼面氣動(dòng)力

圖14為高頻上仰階段低置(g/cw=-0.05)與高置(g/cw= 0.05)布局在不同迎角下的翼面壓強(qiáng)及前緣渦(Q= 100)分布，其中迎角-時(shí)間曲線下側(cè)為低置布局的計(jì)算結(jié)果，上側(cè)為高置布局的計(jì)算結(jié)果。

圖14 k=0.600 0時(shí)，低置與高置布局上仰階段翼面壓強(qiáng)系數(shù)及渦結(jié)構(gòu)分布

模型快速上仰運(yùn)動(dòng)時(shí)，兩種布局的鴨翼渦起初均形成于下翼面，后隨著迎角的增大，逐漸在上翼面形成并發(fā)展，早期的研究認(rèn)為，這與模型快速上仰明顯減小了鴨翼前緣的有效迎角有關(guān)[33-34]。與高置布局相比，低置布局卷起的下翼面鴨翼渦相對主翼的位置更低，隨著模型的快速上仰，鴨翼渦尾流更容易流至主翼下翼面(如α=10°)，引起主翼下表面的靜壓損失(圖13(a))。與圖9不同，在整個(gè)上仰階段，低置與高置布局的鴨翼渦沿整個(gè)弦向都存在著集中的前緣渦結(jié)構(gòu)，下游主翼的干擾作用未誘發(fā)鴨翼渦的提前破裂[29]。

當(dāng)模型進(jìn)行快速下俯時(shí)，流體相對模型運(yùn)動(dòng)存在著明顯的滯后效應(yīng)[35]，下俯至小迎角時(shí)的空間流場結(jié)構(gòu)可視為大迎角下的流動(dòng)發(fā)展形成的。圖15給出了下俯至50°時(shí)低置與高置布局主翼上方的流向截面渦量云圖(沿主翼弦向4等分)。

圖15 k=0.600 0時(shí)，鴨式布局下俯至50°時(shí)主翼上方的流向渦量云圖

由圖15可以看到，低置布局的主翼渦在第1個(gè)1/4流向截面仍存在比較集中的前緣渦結(jié)構(gòu)，它能與上游流過來的鴨翼渦產(chǎn)生一定的相互作用，捕獲部分的鴨翼渦渦量[36]；受鴨翼低置的影響，鴨翼渦在向下游對流的過程中將更靠近主翼上翼面，起到充當(dāng)主翼渦的作用，提升了下俯后期主翼上翼面的升力貢獻(xiàn)量(圖13(a)，t*>0.6)。相反，高置布局在第1個(gè)流向截面主翼渦就已明顯破裂，且鴨翼高置顯著地拉開了鴨翼渦與主翼背風(fēng)側(cè)碎渦結(jié)構(gòu)的距離，削弱了彼此之間的相互作用，導(dǎo)致主翼近壁面總是被離散的碎渦結(jié)構(gòu)所占據(jù)，集中的鴨翼渦只會(huì)簡單地對流至主翼的下游，致使下俯后期高置布局主翼上翼面的升力貢獻(xiàn)量較低(圖13(a)，t*>0.6)。

圖16給出了模型下俯至50°時(shí)對稱面處的壓強(qiáng)分布云圖，其中圖16(a)為g/cw= -0.05(左)與g/cw= 0.05(右)的布局計(jì)算結(jié)果，圖 16(b)為g/cw=-0.15(左)與g/cw= 0.15(右)的布局計(jì)算結(jié)果。與高置布局的壓強(qiáng)云圖相比，同一組內(nèi)的低置布局在鴨翼尾緣處往往擁有更低的壓強(qiáng)梯度，這與主翼前緣明顯的集中渦結(jié)構(gòu)有關(guān)(圖15(a))。早期的研究認(rèn)為，主翼前緣渦的存在能加快鴨翼渦尾流的對流速度[37]，使得同等迎角下的低置布局鴨翼上方的渦殘留更少[19]，減小了高頻下俯階段鴨翼的升力系數(shù)(圖13(b))。

3 結(jié) 論

本文通過實(shí)驗(yàn)與數(shù)值模擬的方法研究了5種鴨翼高度(g/cw分別為-0.15、-0.05、0、0.05和0.15)下的鴨式布局進(jìn)行低頻與高頻(k= 0.037 5與0.600 0)俯仰振蕩的升力特性，結(jié)果表明：

1)在低頻上仰階段，低置布局的鴨翼渦較早地發(fā)生了雙螺旋破裂，導(dǎo)致鴨翼升力系數(shù)明顯減??；隨著鴨翼位置的升高，同等迎角下的鴨翼升力系數(shù)有了較大地提升。在低頻下俯階段，主翼產(chǎn)生的擾動(dòng)會(huì)明顯干擾低置布局鴨翼渦的重新生成，降低了鴨翼的升力系數(shù)。

2)在高頻上仰階段，主翼對鴨翼渦破裂的影響被明顯削弱。由于模型的快速上仰明顯減小了鴨翼前緣的有效迎角，使得鴨式布局的鴨翼渦優(yōu)先生成于下翼面。在高頻下俯階段，大迎角下低置布局的主翼前緣存在集中的前緣渦結(jié)構(gòu)，它產(chǎn)生的低壓區(qū)能明顯減小鴨翼尾緣的壓力梯度，加快鴨翼渦殘留往下游的對流速度，使得低置布局的鴨翼升力系數(shù)明顯減小。

3)對主翼而言，低頻俯仰時(shí)低置布局的主翼最大升力系數(shù)較低，但在高頻俯仰時(shí)，受到主翼前緣集中渦量與鴨翼高度的共同影響，低置布局的鴨翼渦尾流在向下游對流的過程中會(huì)更靠近主翼上翼面，起到充當(dāng)主翼渦的作用，提升了下俯后期低置布局的主翼升力系數(shù)。