李杰，張恒，楊釗

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

2. 清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084

綠色節(jié)能、減排降噪是未來民機(jī)的主要發(fā)展方向。層流設(shè)計技術(shù)能夠有效減少燃油消耗和污染物排放，降低航線運(yùn)營成本，實現(xiàn)更為清潔高效的能源利用，為碳達(dá)峰/碳中和目標(biāo)的順利達(dá)成提供有力支撐[1-2]。作為一種前沿氣動力設(shè)計技術(shù)，翼面層流實現(xiàn)的有效性、可靠性和成熟度都需要進(jìn)行系統(tǒng)全面的驗證評估。目前較為可靠的試驗測試手段主要包括地面風(fēng)洞和空中試飛兩方面。其中風(fēng)洞試驗是定性獲取層流特征數(shù)據(jù)、評估基本氣動特性的有效方法[3-4]。但是，高亞聲速條件下翼面層流不穩(wěn)定性顯著，對雷諾數(shù)效應(yīng)和外界擾動高度敏感[5]；而風(fēng)洞試驗環(huán)境的來流品質(zhì)、模型尺度和噪聲振動等重要影響因素都與真實飛行條件有所區(qū)別；使得風(fēng)洞試驗確定的轉(zhuǎn)捩位置、流動形態(tài)以及阻力變化量等關(guān)鍵結(jié)果與實際飛行試驗仍然存在一定差異。

飛行試驗對新技術(shù)效能的驗證能力顯著優(yōu)于數(shù)值模擬和地面試驗，是關(guān)鍵氣動性能的決定性判斷依據(jù)，也是有效揭示真實飛行條件下復(fù)雜流動現(xiàn)象、深入剖析流動演化機(jī)理的重要方法手段[6]。國外在飛機(jī)翼面的自然層流(Nature Laminar Flow, NLF)、主動層流控制(Laminar Flow Control, LFC)及混合層流控制(Hybrid Laminar Flow Control, HLFC)[7-8]等領(lǐng)域已經(jīng)開展了大量試飛驗證工作，至少基于30余型驗證機(jī)平臺開展了近百項層流飛行試驗，為亞聲速/高亞聲速條件下的層流流動機(jī)理分析、設(shè)計技術(shù)驗證及分析方法發(fā)展奠定了堅實基礎(chǔ)。

常規(guī)層流飛行驗證方案通過對現(xiàn)有載人飛機(jī)型號進(jìn)行局部改裝，在機(jī)翼或垂尾上采用層流翼段、翼套或前緣系統(tǒng)等措施實現(xiàn)局部層流。其中的典型代表是美國基于飛機(jī)能源效率(Aircraft Energy Efficiency, ACEE)計劃和后繼的環(huán)境責(zé)任航空(Environmentally Responsible Aviation, ERA)計劃開展的一系列飛行試驗研究[9]，包括F-111高亞聲速層流翼套試驗、波音757HLFC前緣翼盒試驗、737/787翼梢小翼及垂尾層流驗證、“灣流”NLF翼套試驗等[10]。歐洲也相繼開展了以法國達(dá)索Falcon-50/空客A320層流翼套為代表的一系列飛行試驗。在最近開展的“潔凈天空”聯(lián)合技術(shù)計劃中，層流飛行驗證項目仍然基于空客A340-300試驗機(jī)平臺開展，通過外翼段的重新設(shè)計、制造和改裝，達(dá)到驗證不同理念層流設(shè)計技術(shù)的目的[11]。

載機(jī)平臺本體的技術(shù)成熟和驗證適用是基于局部改裝措施開展層流飛行試驗的前提條件。但是，我國現(xiàn)有的飛機(jī)型號在翼面幾何特征/層流區(qū)域可用范圍/典型飛行工況等方面還難以和當(dāng)前層流技術(shù)的驗證需求直接匹配，層流翼套設(shè)計、翼面改裝測試、試驗系統(tǒng)配置和飛行科目訓(xùn)練等項目都需要較長的周期和成本，嚴(yán)重制約了基于試驗機(jī)改裝開展飛行驗證的可行性。針對上述諸多瓶頸問題及約束，航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計研究院創(chuàng)新性地提出了一種特殊布局無人驗證機(jī)設(shè)計方案[12]，在此基礎(chǔ)上完成了國內(nèi)外首創(chuàng)的高亞聲速層流無人驗證平臺研制工作，其主要優(yōu)勢和效益突出地體現(xiàn)于下列方面：

1) 為驗證目標(biāo)量身定制、針對性明確。載人驗證機(jī)的設(shè)計制造均圍繞其原本的既定飛行任務(wù)，不可避免地與試驗驗證目標(biāo)之間存在固有偏差。而無人驗證平臺的研制出發(fā)點是根據(jù)層流技術(shù)試驗特定需求確定的研究目標(biāo)和技術(shù)指標(biāo)，在此前提下開展針對性、專門性的總體、氣動、結(jié)構(gòu)、動力等設(shè)計工作，能夠最大限度地實現(xiàn)相對理想的驗證條件。

2) 節(jié)約飛行試驗成本、性價比良好。不同于載人驗證機(jī)改裝過程繁瑣、試驗費(fèi)用昂貴的特點，無人驗證平臺量級規(guī)模小、設(shè)計周期短、研制成本低、完成單架次飛行試驗的效率高，所需的費(fèi)用較為低廉，對地面維護(hù)和支持的要求相對簡易，從而具備顯著的效費(fèi)比優(yōu)勢。

3) 與試驗工況匹配、安全系數(shù)高。載人驗證機(jī)的試驗改裝必然會影響本體氣動性能，偏離原有設(shè)計狀態(tài)，并且需要規(guī)劃特定的飛行科目，從而造成潛在的安全風(fēng)險。無人驗證平臺從根源上避免了試飛員的人身安全問題，能夠?qū)崿F(xiàn)飛行性能與試驗工況的高度匹配，因而具備較高的安全性和可靠性。

4) 易于模塊化改裝、通用性廣泛。在采用模塊化設(shè)計思路的前提下，無人驗證平臺不僅能夠同時完成NLF、LFC和HLFC的效能驗證，還可以開展試驗段幾何參數(shù)變化影響分析等研究，對于表面光潔度、粗糙度、污染物等特殊影響因素也具備驗證能力，并且可以進(jìn)一步應(yīng)用于其他翼型氣動力設(shè)計技術(shù)的飛行試驗驗證工作。

氣動力設(shè)計的協(xié)調(diào)匹配是使得上述優(yōu)勢和效益最大化的必由之路。作為飛行試驗平臺，無人驗證機(jī)首先應(yīng)當(dāng)在特定試驗工況下保證良好的巡航點氣動特性，確保試驗測量的有效性、可靠性和穩(wěn)定性；其次應(yīng)當(dāng)保證低速特性和邊界特性良好，確保起降過程的飛行安全。

研究團(tuán)隊提出的高亞聲速層流無人驗證機(jī)方案采用內(nèi)側(cè)等直層流試驗段[12]-外側(cè)后掠基本翼相結(jié)合的特殊氣動布局形式，由于兩者的設(shè)計目標(biāo)、氣動特性和流動特征存在根本差異，同時還需兼顧不同速度條件下的綜合飛行特性?；疽淼臍鈩恿υO(shè)計能否在較為寬泛的工況下匹配試驗驗證目標(biāo)，實現(xiàn)穩(wěn)定飛行、安全起降，滿足驗證機(jī)整體飛行特性良好的要求，是決定設(shè)計方案成敗的關(guān)鍵因素。就上述首創(chuàng)的無人驗證平臺氣動布局形式而言，氣動特性協(xié)調(diào)設(shè)計的內(nèi)涵包括兩個層次，即基本翼與試驗段在在巡航點滿足層流試驗需求、整體飛行特性最優(yōu)方面的協(xié)調(diào)匹配及基本翼自身的高低速氣動特性協(xié)調(diào)匹配。具體包括以下方面：

1) 驗證機(jī)內(nèi)側(cè)試驗段的高亞聲速驗證條件直接決定了外側(cè)基本翼的設(shè)計工況?；疽淼臍鈩恿υO(shè)計應(yīng)當(dāng)在此前提下滿足全機(jī)整體巡航特性良好這一基本要求。

2) 為了匹配試驗雷諾數(shù)需求、降低當(dāng)?shù)亓鲃尤S效應(yīng)影響，內(nèi)側(cè)試驗段展弦比較小、參考面積較大，導(dǎo)致試驗工況下全機(jī)升力系數(shù)相對較低。基本翼應(yīng)當(dāng)在此條件下具備良好的巡航效率，降低發(fā)動機(jī)工作壓力，滿足飛行試驗對航時航程、飛行高度的需求。

3) 飛行試驗涵蓋的來流參數(shù)變化范圍較為寬泛，應(yīng)當(dāng)盡量降低基本翼激波強(qiáng)度，使氣動特性充分穩(wěn)定，從而避免潛在的激波振蕩等不利干擾，保證不同工況試驗品質(zhì)良好。

4) 驗證機(jī)采用的渦噴發(fā)動機(jī)幾何尺寸相對較大，基本翼氣動力設(shè)計需要充分考慮翼吊短艙的近距耦合效應(yīng)，盡量降低發(fā)動機(jī)安裝對當(dāng)?shù)亓鲃拥牟焕蓴_。

5) 在保證高速氣動特性良好的同時，外側(cè)基本翼低速失速點應(yīng)大于內(nèi)側(cè)試驗段，失速特性及分離流動發(fā)展過程應(yīng)較為和緩，從而保證失速臨界迎角附近升力可用、力矩安定性良好，同時避免副翼區(qū)域失效，保證滾轉(zhuǎn)操縱能力。

6) 驗證機(jī)低速增升不采用前緣裝置，依靠單段后緣襟翼，增升效率有限，要求基本翼具備良好的升力特性。

綜上所述，該特殊布局層流驗證機(jī)的氣動力設(shè)計存在諸多不同于常規(guī)翼吊布局的限制因素和設(shè)計需求，影響特征相互耦合，是典型的強(qiáng)約束、多目標(biāo)綜合協(xié)調(diào)設(shè)計問題，相關(guān)的氣動力協(xié)調(diào)設(shè)計技術(shù)需要深入研究。

針對上述特殊布局層流驗證機(jī)設(shè)計需求及約束，從基本翼翼型設(shè)計和配置的角度開展氣動力協(xié)調(diào)設(shè)計研究。在大尺寸翼吊短艙的影響下完成了近似無激波的壓力分布形態(tài)設(shè)計，保證了巡航點附近良好的氣動力穩(wěn)健性，實現(xiàn)了低速失速特性和分離形態(tài)的有效控制，為層流驗證機(jī)研制提供基準(zhǔn)方案，也為類似布局的雙機(jī)身飛行器氣動力設(shè)計提供參考。

1 驗證機(jī)基本翼氣動力設(shè)計原理

特殊氣動布局無人驗證機(jī)采用內(nèi)側(cè)等直層流試驗段和外側(cè)后掠高亞聲速機(jī)翼相結(jié)合的總體方案，具備雙機(jī)身、雙垂尾及高平尾特征，外翼翼吊四臺渦噴發(fā)動機(jī)，主要任務(wù)載荷為層流試驗測試系統(tǒng)。通過在自由來流馬赫數(shù)Ma=0.6～0.8、層流試驗段當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)Re=1.0×107～2.0×107、全機(jī)升力系數(shù)CL=0.1～0.3范圍內(nèi)開展飛行試驗驗證，以期在試驗段上表面實現(xiàn)20%～40%弦長的穩(wěn)定自然層流區(qū)域，完成相應(yīng)特性參數(shù)的測量，并確認(rèn)高亞聲速/高雷諾數(shù)等條件下NLF和HLFC的實際效能。

圖1給出了該驗證機(jī)三維構(gòu)型，表1列舉的幾何特征參數(shù)表明基本翼具備中等后掠角/展弦比/根梢比特點，與飛行條件匹配良好。從試驗需求的馬赫數(shù)和升力系數(shù)范圍來看，基本翼具備采用巡航點無激波基本壓力分布形態(tài)-近橢圓環(huán)量分布的可能性，從而在最大程度上降低激波阻力和誘導(dǎo)阻力，充分提高巡航點附近氣動效率。通過合理的壓力梯度設(shè)計，能夠有效提升無激波壓力分布形態(tài)的穩(wěn)定性，增強(qiáng)抗擾動能力，避免偏離設(shè)計狀態(tài)時出現(xiàn)強(qiáng)激波或二次激波等非預(yù)期特征[13-14]。

表1 基本翼幾何參數(shù)

圖1 特殊布局高亞聲速層流驗證機(jī)三維構(gòu)型

由于翼吊發(fā)動機(jī)短艙/掛架對基本翼當(dāng)?shù)馗邅喡曀倭鲃拥挠绊憴C(jī)制體現(xiàn)在局部加/減速效應(yīng)引起的流動通道特性變化[15]，可以認(rèn)為短艙/掛架的引入是對基準(zhǔn)流場的某種特殊擾動形式。而在特定馬赫數(shù)下，短艙/掛架對基準(zhǔn)壓力分布形態(tài)的大致影響是可以預(yù)知的，具體表現(xiàn)為流道收縮對翼面前緣附近流場的加速效應(yīng)，進(jìn)而產(chǎn)生對上下表面壓力峰的激勵作用。因此，在基本翼壓力分布設(shè)計階段，可以預(yù)留一定的前緣吸力峰變化余量，使得壓力梯度具備順壓形態(tài)，則能夠在短艙/掛架安裝條件下獲得峰值適中、梯度和緩、接近平臺的良好壓力分布特征[16]。此外，如果基本翼的壓力分布特征在較為寬泛的升力系數(shù)/馬赫數(shù)范圍內(nèi)基本穩(wěn)定，則能夠進(jìn)一步削弱短艙/掛架造成的不利干擾，改善基本翼-發(fā)動機(jī)一體化構(gòu)型的綜合氣動特性[17]。

發(fā)動機(jī)短艙影響下的低速失速特性取決于基本翼的分離流動性質(zhì)。實現(xiàn)良好失速特性設(shè)計的關(guān)鍵是對分離起始迎角、起始位置、基本形態(tài)和發(fā)展?fàn)顩r進(jìn)行有效控制?？紤]到驗證機(jī)增升裝置缺少縫翼，對前緣壓力峰值的控制能力有限，增升構(gòu)型分離特性的設(shè)計意圖同樣應(yīng)當(dāng)在基本翼設(shè)計上予以體現(xiàn)。從低速失速和緩性及操穩(wěn)安全性要求出發(fā)，為了避免分離起始于副翼區(qū)域，導(dǎo)致臨界迎角附近滾轉(zhuǎn)操縱能力喪失，應(yīng)使得分離始發(fā)位置位于翼根附近，且分離區(qū)域沿展向和弦向逐漸發(fā)展[18-19]。

由于中等后掠角基本翼分離特征很大程度上取決于各控制剖面，因此通過翼型失速特性的合理調(diào)整和配置，可以實現(xiàn)分離特性的有效控制。即通過前緣特征設(shè)計控制翼型失速迎角，結(jié)合幾何扭轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)翼面分離發(fā)展梯次，拓展翼梢/翼根之間的失速迎角及最大升力系數(shù)差量，從而保證發(fā)動機(jī)短艙影響下分離始發(fā)位置接近翼根，并且發(fā)展變化趨勢和緩可控[20]。

2 驗證機(jī)基本翼氣動力高低速協(xié)調(diào)設(shè)計

考慮到層流驗證機(jī)內(nèi)外翼在部件層面的相對獨(dú)立性，選取外側(cè)基本翼-單側(cè)機(jī)身構(gòu)造翼身組合體模型，能夠在很大程度上繼承和應(yīng)用現(xiàn)有的思路、方法和工具開展高速氣動力設(shè)計[21]。基本翼的氣動力高低速協(xié)調(diào)設(shè)計基于全速勢-附面層修正分析工具[22]，圖2給出了氣動特性等效分析模型示意圖，X、Y、Z為三維長度。

圖2 基本翼氣動特性全速勢等效分析模型

基本翼翼型氣動力設(shè)計基于3輪迭代過程，基于12%、40%、70%、100%這4個展向站位控制剖面開展。圖3給出了迭代過程中不同站位翼型幾何形狀的對比情況，此處x為二維弦向長度。原始翼型從高速環(huán)量分布和低速最大升力系數(shù)出發(fā)，對巡航點壓力分布特性和低速分離特征考慮相對不足；第1輪改進(jìn)翼型通過調(diào)整彎度分布的弦向和展向分布特征，控制前緣半徑沿展向的變化規(guī)律，兼顧了基本翼巡航點附近的無激波特性和低速失速分離形態(tài)。第2輪改進(jìn)翼型考慮了發(fā)動機(jī)短艙對巡航點附近壓力分布形態(tài)的影響，對前緣形狀進(jìn)行了精細(xì)修形，同時結(jié)合后加載手段降低前緣壓力峰值，進(jìn)一步抑制巡航點附近可能的激波增長現(xiàn)象，提高無激波壓力分布形態(tài)的穩(wěn)定性，同時能夠保證低速可用升力系數(shù)。

圖3 基本翼各控制剖面幾何形狀對比

圖4給出了基本翼各控制剖面站位及相應(yīng)的扭轉(zhuǎn)角分布情況。原始構(gòu)型翼梢氣動扭轉(zhuǎn)較小，難以滿足控制低速分離形態(tài)的要求，因此將翼梢負(fù)扭轉(zhuǎn)角增加到4°，期望結(jié)合幾何扭轉(zhuǎn)進(jìn)一步抑制潛在的翼梢分離趨勢。由于翼根-翼梢配置翼型彎度梯次較大，能夠確保巡航點附近良好的環(huán)量分布特性。

圖4 基本翼各控制剖面站位及扭轉(zhuǎn)角分布

綜合考慮幾何構(gòu)型和來流馬赫數(shù)與驗證機(jī)設(shè)計狀態(tài)的近似程度，采用DLR-F4翼身組合體標(biāo)模[23]校核全速勢設(shè)計工具。評估條件選取為自由來流馬赫數(shù)Ma=0.75，基于平均氣動弦長的雷諾數(shù)Re=3.0×106，來流迎角α=0.93°。圖5給出了機(jī)翼展向典型站位壓力分布Cp計算結(jié)果與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)的對比情況，表明設(shè)計工具能夠捕捉Ma=0.75附近翼面壓力分布的關(guān)鍵特征，獲得的激波強(qiáng)度和位置準(zhǔn)確，能夠為氣動力設(shè)計提供可靠的評判依據(jù)。

翼身組合體構(gòu)型巡航點的全速勢分析評估基于Ma=0.70，部件升力系數(shù)CL=0.09開展。表2給出了總阻力系數(shù)CD、誘阻系數(shù)CDi、波阻系數(shù)CDw及俯仰力矩系數(shù)Cm的對比情況，通過兩輪改進(jìn)設(shè)計，基本翼巡航點阻力降低2.4 counts，減阻4.15%，巡航迎角降低1°，低頭力矩增量僅為0.01左右。表明即使在升力系數(shù)遠(yuǎn)低于常規(guī)翼身組合體高亞聲速設(shè)計點(CL=0.5)的條件下，基本翼升阻比仍然可以達(dá)到16以上。圖6和圖7給出了巡航點附近的壓力分布云圖及15%～90% 4個展向站位的壓力形態(tài)對比情況。相對原始構(gòu)型，兩輪改進(jìn)構(gòu)型均基于和緩的壓力梯度實現(xiàn)了無激波氣動力設(shè)計，等壓線分布均勻，消除了原始構(gòu)型20%弦長附近存在的顯著壓力峰，中外翼激波強(qiáng)度得到了有效抑制。相對于一輪構(gòu)型，二輪構(gòu)型前緣壓力峰值進(jìn)一步降低，體現(xiàn)了顯著的后加載特征，預(yù)先考慮了發(fā)動機(jī)短艙安裝對前緣壓力峰的激勵作用。從圖8給出的巡航點附近環(huán)量分布及升力分布對比情況來看，雖然兩輪改進(jìn)構(gòu)型中內(nèi)側(cè)翼型彎度相對原始構(gòu)型均有所降低，且翼梢扭轉(zhuǎn)程度較大，但環(huán)量分布形態(tài)反而更貼近標(biāo)準(zhǔn)橢圓，進(jìn)一步降低了巡航點誘阻，充分挖掘了基本翼的減阻潛力。

圖6 巡航點附近基本翼壓力分布對比

圖7 巡航點附近基本翼展向各站位壓力分布對比

圖8 巡航點附近基本翼升力分布及環(huán)量分布對比

表2 基本翼巡航點氣動特性對比

通過對巡航點附近一定馬赫數(shù)/升力系數(shù)范圍內(nèi)的氣動特性進(jìn)行分析，檢驗基本翼設(shè)計結(jié)果對來流速度大小和方向變化的敏感程度，其中升力系數(shù)CL變化范圍為0.07～0.11，馬赫數(shù)Ma變化范圍為0.65～0.75。圖9和圖10給出了二輪構(gòu)型壓力分布形態(tài)對馬赫數(shù)/升力系數(shù)的敏感性分析結(jié)果，表明在計算分析涉及的馬赫數(shù)/升力系數(shù)范圍內(nèi)，基本翼均能維持接近無激波的壓力分布形態(tài)，壓力峰值/梯度等關(guān)鍵特征都較為類似，各站位變化規(guī)律較為一致，針對22%以上的升力系數(shù)變化量及14%以上的馬赫數(shù)變化量具備良好的穩(wěn)定性。壓力形態(tài)隨升力系數(shù)的變化規(guī)律表現(xiàn)為前緣附近峰值不斷增長；隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律則表現(xiàn)為30%弦長附近平臺特征逐漸顯現(xiàn)。表3和表4分別給出了基本翼巡航點附近氣動特性關(guān)于升力系數(shù)和馬赫數(shù)的敏感性分析結(jié)果，確認(rèn)了巡航點附近良好的無激波特性，表明基本翼升阻特性和力矩特性隨馬赫數(shù)的變化均較小，隨升力系數(shù)的變化是可預(yù)期的，總體而言氣動特性具備良好的穩(wěn)定性。

表3 基本翼氣動特性巡航點升力系數(shù)敏感性

表4 基本翼氣動特性巡航點馬赫數(shù)敏感性

圖9 巡航點附近基本翼壓力分布升力系數(shù)敏感性

圖10 巡航點附近基本翼壓力分布馬赫數(shù)敏感性

基本翼各控制剖面翼型低速氣動特性全速勢分析評估基于來流馬赫數(shù)Ma=0.20，飛行雷諾數(shù)Re=5.0×106開展。圖11給出了低速升力特性的對比情況，圖12表征了各控制剖面翼型失速迎角及最大升力系數(shù)沿機(jī)翼展向的分布情況。原始構(gòu)型各站位翼型失速迎角集中在16°附近，量值沿展向向外逐漸降低，三維構(gòu)型中外側(cè)起始分離的可能性較高，難以保證良好的失速分離形態(tài)。

圖11 基本翼各控制剖面低速升力特性對比

圖12 基本翼各控制剖面低速失速迎角和最大升力系數(shù)對比

由于全機(jī)構(gòu)型大尺寸短艙對后方翼面下洗效應(yīng)明顯，對當(dāng)?shù)胤蛛x起到一定抑制作用，同時后掠影響下的翼梢邊界層累積效應(yīng)突出，兩者綜合效應(yīng)極易導(dǎo)致中外側(cè)翼面在失速臨界迎角附近產(chǎn)生后緣分離現(xiàn)象。因此在基本翼設(shè)計階段，應(yīng)當(dāng)預(yù)留較大的內(nèi)外側(cè)失速迎角差量，結(jié)合足夠的氣動扭轉(zhuǎn)，才能確保分離發(fā)展變化過程具備合理的迎角梯次。相對于原始構(gòu)型，兩輪改進(jìn)構(gòu)型翼根翼型失速迎角約為11°，大于層流試驗段翼型分離起始迎角，保證了良好的升力線性段特性。失速迎角量值沿展向向外逐漸增加，與翼梢翼型之間存在5°～6°左右的差量，結(jié)合6°左右的幾何扭轉(zhuǎn)角配置，能夠充分保證基本翼低速大迎角狀態(tài)下分離起始于翼根附近、且沿展向發(fā)展變化過程較為和緩的設(shè)計意圖。相對一輪構(gòu)型，二輪構(gòu)型各站位升力線性段平移量約為0.15左右，能夠進(jìn)一步提升三維構(gòu)型的可用升力系數(shù)。

3 驗證機(jī)基本翼高低速氣動特性校核分析

3.1 氣動特性校核分析方法

結(jié)合數(shù)值模擬方法和風(fēng)洞測力試驗，針對圖13 所示的驗證機(jī)三維全機(jī)帶短艙構(gòu)型開展高低速氣動特性校核分析，基本翼采用二輪構(gòu)型設(shè)計方案。在有限體積法基礎(chǔ)上，對三維可壓縮非定常Navier-Stokes(N-S)方程進(jìn)行求解，求解器的可靠性在前期研究工作中已經(jīng)得到了有效驗證[24-25]。無黏通量項離散采用三階迎風(fēng)通量差分分裂格式，黏性通量項離散采用二階中心差分格式。時間推進(jìn)采用二階隱式近似因子分解方法。

雖然基本翼后掠效應(yīng)相對明顯，當(dāng)?shù)亓鲃釉诓煌俣认戮w現(xiàn)全湍特征，但是試驗段層流特性在巡航點附近較為顯著，計算分析評估應(yīng)當(dāng)體現(xiàn)上述特點，從而在定升力系數(shù)前提下準(zhǔn)確反映巡航點來流迎角。因此采用γ-Re-θ轉(zhuǎn)捩模型[26]校核基本翼巡航點壓力分布。而由于內(nèi)外翼在低速大迎角條件下均體現(xiàn)湍流分離特征，采用Spalart-Allmaras(S-A)全湍模型校核基本翼低速失速分離形態(tài)。

計算網(wǎng)格基于多塊結(jié)構(gòu)化思路生成，半模計算。全場采用H型拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，物面附近生成O型拓?fù)?，網(wǎng)格總量1.6×107，近壁面首層網(wǎng)格高度5×10-6m，以保證y+不大于1。計算域為60c×20c×20c的長方體區(qū)域，遠(yuǎn)場給定無反射邊界條件，物面采用無滑移、絕熱和法向零壓力梯度條件。圖13給出了構(gòu)型表面網(wǎng)格分布情況。

圖13 驗證機(jī)三維全機(jī)計算構(gòu)型及網(wǎng)格

本研究未規(guī)劃基本翼高速測壓試驗，測力數(shù)據(jù)仍有待修正，因此僅提供低速氣動力試驗結(jié)果進(jìn)行校核分析。低速測力試驗基于航空工業(yè)空氣動力研究院FL-8單回路閉口風(fēng)洞，試驗段長度5.5 m，截面尺寸3.5 m×2.5 m，最大風(fēng)速75 m/s。采用圖14所示的1∶3.25縮比模型，增升裝置和舵面可偏轉(zhuǎn)。試驗馬赫數(shù)Ma=0.20，雷諾數(shù)約為Re=1.5×106。采用腹撐式天平測力，通過對稱天平試驗消除測量影響。

圖14 低速風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?/p>

3.2 高速壓力分布形態(tài)校核分析

圖15給出了驗證機(jī)全機(jī)帶短艙構(gòu)型巡航點(Ma=0.70，CL=0.19，Re=1.19×107)的壓力分布形態(tài)，表明在大尺寸翼吊短艙的影響下，基本翼壓力分布形態(tài)良好，等壓線平直，較好地體現(xiàn)了接近無激波的壓力分布特征，沒有出現(xiàn)非預(yù)期的強(qiáng)激波和顯著的二次激波。從圖16給出的設(shè)計階段翼身組合體構(gòu)型和校核階段全機(jī)帶短艙構(gòu)型基本翼壓力分布形態(tài)的對比情況來看，由于短艙/機(jī)身的雙重影響，當(dāng)?shù)亓鞯兰眲∈湛s，導(dǎo)致全機(jī)構(gòu)型40%和50%半展長站位上表面前緣壓力峰相對翼身組合體構(gòu)型有一定抬升，壓力分布形態(tài)由順壓梯度變化為和緩的逆壓梯度，沒有強(qiáng)激波產(chǎn)生，實現(xiàn)了大尺寸短艙影響下構(gòu)造基本翼巡航點壓力平臺特征的意圖。鑒于四發(fā)短艙的近距耦合翼吊布局形式，機(jī)翼下表面前緣流道收縮程度更強(qiáng)，加速效應(yīng)較上表面更為顯著，導(dǎo)致內(nèi)側(cè)翼面壓力峰值前移，60%～80%半展長站位出現(xiàn)前緣局部負(fù)壓峰值。而對于短艙安裝效應(yīng)較為微弱的90%半展長站位而言，不同構(gòu)型/方法獲得的壓力分布形態(tài)高度一致，同時校核了全速勢-附面層方法作為氣動力設(shè)計工具的可用性和N-S方法作為校核工具的準(zhǔn)確性。

圖15 驗證機(jī)全機(jī)帶短艙構(gòu)型巡航點壓力分布

圖16 設(shè)計階段翼身組合體構(gòu)型和校核階段全機(jī)帶短艙構(gòu)型基本翼巡航點壓力分布形態(tài)對比

3.3 低速氣動特性校核分析

圖17給出了不同構(gòu)型低速升力/俯仰力矩特性與風(fēng)洞試驗結(jié)果的對比情況，數(shù)值模擬基于近地飛行雷諾數(shù)Re=5.0×106，高于試驗雷諾數(shù)，但是計算分析結(jié)果仍然能夠在很大程度上反映氣動力的基本變化特征?；跀?shù)值模擬方法獲得的氣動力結(jié)果在線性段與試驗值基本一致，也能夠大致刻畫失速點附近升力/力矩的變化趨勢。一輪構(gòu)型線性段氣動特性與原始構(gòu)型基本一致，升力線斜率相對較低，力矩非線性段的變化特性相對和緩。二輪構(gòu)型線性段升力系數(shù)較上輪提升0.05，同時線性段低頭力矩增量僅為0.015左右，表明基本翼氣動力設(shè)計在實現(xiàn)失速點之前力矩變化和緩性的同時提升了升力效率。整體來看，氣動力設(shè)計結(jié)果在失速臨界迎角附近能夠產(chǎn)生較大的低頭力矩，不存在中立安定或力矩上仰現(xiàn)象，有效保證了低速構(gòu)型最大升力系數(shù)的可用性。

圖17 低速升力/俯仰力矩特性對比

圖18給出了不同構(gòu)型低速失速臨界迎角附近的分離形態(tài)。原始構(gòu)型分離起始于翼面中內(nèi)側(cè)，影響區(qū)域相對較大，外側(cè)短艙后方分離強(qiáng)度很高，并且副翼區(qū)后緣分離趨勢明顯，表明此時存在橫側(cè)操穩(wěn)特性降低的風(fēng)險，臨界迎角附近不可用。一輪構(gòu)型起始分離區(qū)域位于內(nèi)側(cè)短艙與機(jī)身之間，外側(cè)短艙后方僅有局部潛在分離，有效抑制了原始構(gòu)型外側(cè)短艙后方及翼梢附近的流動分離現(xiàn)象，但內(nèi)側(cè)分離發(fā)展相對迅速。二輪構(gòu)型在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步降低了內(nèi)側(cè)分離強(qiáng)度，使得分離發(fā)展變化更為和緩，能夠避免過失速狀態(tài)下可能的斷崖式升力損失，分離流動的起始位置、梯次順序及影響區(qū)域均能夠體現(xiàn)低速氣動特性的設(shè)計意圖。

圖18 低速失速分離形態(tài)對比

綜合上述數(shù)值模擬及風(fēng)洞試驗結(jié)果，現(xiàn)階段層流驗證機(jī)基本翼氣動力設(shè)計方案在巡航升阻特性和壓力分布特性良好的前提下，有效保證了低速升力特性、分離始發(fā)位置及發(fā)展梯次順序，實現(xiàn)了與試驗驗證需求及高低速氣動特性的雙重協(xié)調(diào)匹配。

4 結(jié) 論

1) 基于全速勢-附面層修正方法開展基本翼氣動力迭代設(shè)計、數(shù)值模擬方法校核全機(jī)構(gòu)型高低速氣動特性的設(shè)計思路合理有效，能夠?qū)崿F(xiàn)復(fù)雜氣動構(gòu)型的高低速協(xié)調(diào)設(shè)計。

2) 在氣動布局形式與巡航點狀態(tài)匹配的前提下，結(jié)合基本翼壓力梯度-后加載設(shè)計方法，能夠有效提升高亞聲速條件下翼面無激波壓力分布形態(tài)的穩(wěn)定性，增強(qiáng)抗擾動能力，避免偏離設(shè)計狀態(tài)時出現(xiàn)非預(yù)期的激波特征。并且能夠降低短艙/掛架造成的不利干擾，提高基本翼-發(fā)動機(jī)一體化構(gòu)型的綜合氣動特性。

3) 在基本翼壓力分布設(shè)計階段，通過預(yù)留適當(dāng)?shù)那熬壩Ψ遄兓嗔?，使得壓力梯度具備順壓形態(tài)，能夠在大尺寸短艙安裝條件下獲得峰值適中、梯度和緩、接近平臺的良好壓力分布特征。

4) 通過基本翼控制剖面失速特性的設(shè)計和配置，可以實現(xiàn)全機(jī)構(gòu)型翼面分離始發(fā)位置的有效控制。從而保證發(fā)動機(jī)短艙影響下翼面分離始發(fā)位置接近翼根，分離區(qū)域發(fā)展變化趨勢和緩可控，確保失速臨界迎角附近升力可用。

致 謝

航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計院段卓毅研究員在論文完成過程中給予了諸多建設(shè)性意見，在此表示衷心感謝。