下單翼布局飛機(jī)不同整流減阻特性研究

張禮，高正紅

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072)

0 引 言

在氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中，增升減阻是不斷追求的目標(biāo)，常規(guī)布局[1-2]是飛機(jī)氣動(dòng)布局[3]形式中最成熟的布局形式，能充分發(fā)揮機(jī)翼的氣動(dòng)特性。飛機(jī)氣動(dòng)阻力中的干擾阻力決定了飛機(jī)各部分之間的相互影響，其中最主要的是機(jī)翼和機(jī)身之間的相互干擾?？蜋C(jī)因布置客艙和起落架的需要采用下單翼布局，下單翼是指機(jī)翼位于機(jī)身下部的縱向相對位置關(guān)系。下單翼常規(guī)布局飛機(jī)的機(jī)翼和機(jī)身之間較嚴(yán)重的干擾引起附面層堆積，導(dǎo)致氣流分離，致使全機(jī)阻力增加，因此，有必要通過減弱機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處附面層的堆積來減小飛機(jī)阻力。Hugo Gagnon等[4]和S. Peign等[5]對減阻進(jìn)行了探索；M.Drela[6]對升力體機(jī)身進(jìn)行了研究；R.Rudnik等[7]、F.Grand等[8]、Li Chunna等[9]以及Fabien Gand等[10]對機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處的流動(dòng)進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬；郭民[11]、Amal Abeysinghe等[12]、John C.Vassberg等[13]、Aakash Narender等[14]對機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處的整流裝置進(jìn)行了設(shè)計(jì)；Xu Shenren等[15]對機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處的整流裝置進(jìn)行了優(yōu)化。但上述研究工作均未對機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處安裝整流裝置對飛機(jī)縱橫航向特性的影響進(jìn)行研究。

戰(zhàn)斗機(jī)對機(jī)身與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道之間因附面層堆積造成分離的解決措施是通過附面層隔道或DSI(Diverterless Supersonic Inlet)進(jìn)氣道來實(shí)現(xiàn)，如圖1所示。附面層隔道是在進(jìn)氣道和機(jī)身間產(chǎn)生氣流的通道，通過增加該處氣流速度來減弱機(jī)身和進(jìn)氣道間的附面層堆積；而DSI進(jìn)氣道則是通過鼓包把進(jìn)氣道和機(jī)身間的附面層外推，在氣流的作用下該處附面層不易堆積，從而減小飛機(jī)阻力。

圖1 附面層隔道與DSI鼓包

客機(jī)的機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處因附面層堆積造成的分離與戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道與機(jī)身間因附面層堆積造成的分離類似。因此，本文借鑒戰(zhàn)斗機(jī)通過DSI進(jìn)氣道使用鼓包處理附面層的方法，通過對客機(jī)機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處整流鼓包的外形設(shè)計(jì)將機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處附面層外推，在氣流作用下減弱機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處的附面層堆積，實(shí)現(xiàn)整流減阻；并對幾種整流減阻方案進(jìn)行數(shù)值模擬分析，研究整流鼓包對飛機(jī)氣動(dòng)特性和縱橫航向特性的影響，以期為下單翼常規(guī)布局飛機(jī)的機(jī)翼機(jī)身整流減阻提供參考。

1 幾何外形和計(jì)算網(wǎng)格建模

以所建立的近似于737-800飛機(jī)的外形為基礎(chǔ)進(jìn)行整流減阻設(shè)計(jì)，該飛機(jī)巡航狀態(tài)為0.78Ma，2°迎角，高度11 km。

在建模前對不同整流方案外形進(jìn)行分析：NM, 沒有整流；ZHL1，機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處整流，整流包的截面外形外凸(整流包截面形狀的上部分和下部分外凸)；ZHL2，機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處整流，整流包的截面外形外凸(整流包截面形狀的上部分和下部分內(nèi)凹)；ZHL3，機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處加機(jī)身腹部整流，整流包的截面外形外凸。三種不同整流方案的比較如表1所示。

為了對比分析的準(zhǔn)確性，排除其他因素的影響，三種整流外形均采用相同的上部控制邊界、整流前部邊界、整流后部邊界、展向整流[11]邊界。根據(jù)文獻(xiàn)[11]，前部整流的范圍確定為0.15c，后部整流范圍為0.3c(c為機(jī)身機(jī)翼結(jié)合處機(jī)翼弦長)，為了確保整流罩和機(jī)翼的適應(yīng)度，整流罩的縱向截面應(yīng)與機(jī)翼的剖面形狀接近。B樣條控制整流罩截面外形，邊界線控制邊界，通過幾何外形參數(shù)化造型建立三種不同整流罩下的飛機(jī)外形，如圖2所示。

表1 三種整流方式的特點(diǎn)

(a) NM

(b) ZHL1

(c) ZHL2

(d) ZHL3

計(jì)算網(wǎng)格采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為了減小網(wǎng)格對計(jì)算結(jié)果的影響，NM、ZHL1、ZHL2、ZHL3采用相同的外流場網(wǎng)格分布，物面網(wǎng)格在整流罩曲率變化較大的地方進(jìn)行了不同程度的加密，其余地方網(wǎng)格相同。三種不同整流罩下的飛機(jī)氣動(dòng)網(wǎng)格分布，如圖3所示。

(a) NM

(b) ZHL1

(c) ZHL2

(d) ZHL3

2 計(jì)算方法

計(jì)算方程采用考慮粘性的N-S方程，直角坐標(biāo)系下的三維可壓非定常N-S方程的守恒積分表達(dá)式為

(1)

式中：Q=(ρ,ρu,ρv,ρw,ρe)T，為守恒向量，ρ，(u,v,w)，e分別為密度、直角坐標(biāo)系的速度分量、單位質(zhì)量氣體的總通量；?V為某一固定區(qū)域的邊界；n為邊界的外法向量；F為矢通量，可以分解為對流矢通量Fc和粘性矢通量Fv兩部分，即F=Fc-Fv。

為了較真實(shí)地模擬飛行器流場的復(fù)雜流動(dòng)，需利用考慮粘性的N-S方程求解。受到計(jì)算機(jī)條件的約束，直接求解N-S方程還只限于少數(shù)簡單流動(dòng)的情況。實(shí)際工程中通常采用雷諾平均N-S方程(RANS)方法，其主要思路是將滿足動(dòng)力學(xué)方程的瞬時(shí)運(yùn)動(dòng)分解為平均運(yùn)動(dòng)和脈動(dòng)運(yùn)動(dòng)兩部分，脈動(dòng)運(yùn)動(dòng)對平均運(yùn)動(dòng)的貢獻(xiàn)通過雷諾應(yīng)力項(xiàng)來?；赐ㄟ^湍流模型來封閉雷諾平均N-S方程，使之可以求解。根據(jù)湍流的理論知識、實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)或直接數(shù)值模擬結(jié)果，給出雷諾應(yīng)力的各種經(jīng)驗(yàn)和半經(jīng)驗(yàn)的本構(gòu)關(guān)系，從而使湍流的平均雷諾方程封閉。

按照對模型處理的出發(fā)點(diǎn)不同，可以將湍流模型分為兩大類：一類為雷諾應(yīng)力模型，另一類為渦粘性封閉模型。受計(jì)算條件的限制，雷諾應(yīng)力模型由于計(jì)算量大，應(yīng)用范圍受到限制。在工程中廣泛采用渦粘性模型，它仿照粘性的思路提出，假設(shè)雷諾應(yīng)力項(xiàng)為

(2)

當(dāng)平均速度應(yīng)變率確定后，六個(gè)雷諾應(yīng)力只需確定一個(gè)渦粘性系數(shù)vt就可以完全確定，且渦粘性系數(shù)各向同性，可以通過附加的湍流項(xiàng)來?；榱耸箍刂品匠谭忾]，在引入附加湍流項(xiàng)后，需要求解與附加湍流數(shù)目相同的附加微分方程。根據(jù)要求解的附加微分方程的數(shù)目，一般可將湍流模型劃分為三類：零方程模型，典型代表為Baldwin-Lomax模型；一方程模型，典型代表為Spalart-Allmaras模型；兩方程模型，典型代表為k-ε模型和k-ω模型。此處計(jì)算采用k-ε湍流模型。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

整流前部的整流范圍為0.15c, 后部整流范圍為0.3c，得到的結(jié)果如圖4所示，可以看出：在-4°～4°迎角范圍內(nèi)，升力系數(shù)隨迎角線性變化，在α=4°以后出現(xiàn)了非線性；ZHL1、ZHL2、ZHL3相比沒有整流外形NM，升力系數(shù)有不明顯下降,以2°巡航迎角為例，分別下降0.91%、0.6%、3%，ZHL3升力損失最嚴(yán)重。

圖4 升力系數(shù)隨迎角的變化曲線

阻力系數(shù)隨迎角的變化曲線如圖5所示，可以看出：ZHL1、ZHL2、ZHL3阻力系數(shù)均小于未整流外形NM，達(dá)到了整流減阻的目的；α=2°時(shí)，相對于未整流外形，三種整流方式阻力系數(shù)分別減小5.7%、7.3%、7.4%。

圖5 阻力系數(shù)隨迎角的變化曲線

俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線如圖6所示。

圖6 俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線

從圖6可以看出：在-4°～4°迎角范圍內(nèi)，未整流外形(NM)、整流外形(ZHL1、ZHL2、ZHL3)均是縱向靜穩(wěn)定的，且靜穩(wěn)定度相同，在1.5°迎角附近達(dá)到力矩為0；在相同迎角下，整流外形相對于未整流外形低頭力矩稍大；在4°迎角以后出現(xiàn)了勺形區(qū)[13]，且整流外形相對于未整流外形勺形區(qū)更顯著。

NM、ZHL1、ZHL2、ZHL3均在2°迎角附近達(dá)到最大升阻比，故本文將2°迎角作為巡航狀態(tài)是合適的。升阻比隨迎角的變化曲線如圖7所示，可以看出：ZHL1、ZHL2、ZHL3相比NM升力系數(shù)有少許降低，但阻力系數(shù)下降更多，總的來說方案ZHL1、ZHL2、ZHL3升阻比均有不同程度的增益，分別為5.4%、7.4%、4.7%，表明本文的整流減阻方案具有現(xiàn)實(shí)可行性。

圖7 L/D隨迎角的變化曲線

飛機(jī)的極曲線如圖8所示，可以看出：在小于升力系數(shù)0.55時(shí)，相同升力系數(shù)對應(yīng)的阻力系數(shù)均是整流外形小于未整流外形，達(dá)到了整流減阻的效果；而在升力系數(shù)大于0.55時(shí)，由于非線性的影響，效果并不明顯。

圖8 極曲線

滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線如圖9所示，可以看出：整流外形相對于未整流外形，有更小的滾轉(zhuǎn)力矩，整流有減小飛機(jī)滾轉(zhuǎn)的作用，且整流、未整流外形有相同的滾轉(zhuǎn)力矩隨迎角的變化趨勢。

圖9 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線

偏航力矩隨迎角的變化曲線如圖10所示，可能看出：未整流外形偏航力矩較小，而整流外形有較大的偏航力矩，有增大偏航力矩的趨勢，且三種整流外形隨迎角變化趨勢基本相同，只是ZHL2變化較劇烈。此處未計(jì)算偏航力矩隨側(cè)滑角的變化, 也沒有從航向靜穩(wěn)定度進(jìn)行分析。

圖10 偏航力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線

機(jī)翼展向不同剖面的壓力分布如圖11所示，由于機(jī)翼采用弱激波超臨界翼型，剖面壓力分布具有顯著的屋頂狀壓力分布形態(tài)。本文采用的超臨界翼型，其上表面后緣向下有一定的彎度，且下表面后緣的內(nèi)凹并不嚴(yán)重，彌補(bǔ)了傳統(tǒng)超臨界翼型帶來的較大低頭力矩，但升力有一定的損失。力矩特性和升阻特性是一對難平衡的矛盾組合體，如何權(quán)衡成為應(yīng)用超臨界翼型需考慮的問題。

(a) 機(jī)翼16%半展長處剖面的壓力分布

(b) 機(jī)翼20%半展長處剖面的壓力分布

(c) 機(jī)翼26%半展長處剖面的壓力分布

從圖11可以看出：由于機(jī)翼機(jī)身的相互干擾，內(nèi)翼剖面前緣的升力損失較大，沿展向遠(yuǎn)離機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處機(jī)翼剖面升力逐漸恢復(fù)，整流對機(jī)翼剖面壓力分布的影響沿展向逐漸減小。從圖11(a)可以看出：三種整流方案的機(jī)翼剖面上表面壓力相對于未整流外形有更大的負(fù)向壓力，對應(yīng)的流速增大，這對減弱機(jī)翼機(jī)身結(jié)合處附面層堆積有利；而在下表面則有較小的升力(除ZHL3在前緣稍大)，相應(yīng)下表面流速減小。ZHL3 對機(jī)翼剖面的壓力分布影響較大，在剖面下表面中部的升力損失較多，即ZHL3相比其他兩種整流方案升力損失較多的原因。綜上所述，整流對機(jī)翼剖面壓力分布的影響趨勢沿展向逐漸減小。

4 結(jié) 論

(1) 本文的整流減阻方案達(dá)到了減小阻力的效果，但升力稍有損失，總體來說升阻比有所提高。ZHL2相比其他兩種整流方案升力損失最小，減阻效果好，升阻比增益最大，且整流罩最小；ZHL3減阻效果比ZHL1好，但升力損失較多，升阻比相差不大；ZHL3相比其他兩種整流方案升力損失較大，主要是由于ZHL3使機(jī)翼下表面升力損失較多所致。

(2) 整流對縱向靜穩(wěn)定度沒有影響，但使低頭力矩有所增大，勺形區(qū)加?。徽髂軠p小滾轉(zhuǎn)力矩，有增大偏航力矩的作用。

(3) 本文針對下單翼布局飛機(jī)機(jī)翼機(jī)身整流的建模計(jì)算分析對機(jī)翼機(jī)身的翼身融合設(shè)計(jì)具有一定的參考作用。

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