邊條/鴨翼對(duì)前掠翼和后掠翼氣動(dòng)特性的影響

張冬，陳勇，胡孟權(quán)，付向恒

（1.空軍工程大學(xué) 研究生院，西安710051； 2.空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院，西安710038；3.北京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化科學(xué)與電氣工程學(xué)院，北京100083）

前掠翼氣動(dòng)布局具有優(yōu)越的氣動(dòng)性能，可大大提高飛機(jī)的低速操縱性能，顯著減小跨聲速飛行時(shí)的阻力并增強(qiáng)機(jī)動(dòng)性，在大迎角下具有良好的失速特性和橫航向可控性［1］。但是，在主流的飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中，幾乎都沒有采用前掠翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)，美國的“X-29”前掠翼驗(yàn)證機(jī)和俄羅斯的“金雕”前掠翼驗(yàn)證機(jī)都未能進(jìn)入最終的定型量產(chǎn)階段，已有文獻(xiàn)給出最多的解釋是前掠翼布局存在的結(jié)構(gòu)氣動(dòng)彈性發(fā)散問題。但隨著復(fù)合材料技術(shù)的迅速發(fā)展，前掠翼氣動(dòng)彈性發(fā)散問題得到了較好的解決，且?guī)砹私Y(jié)構(gòu)重量輕、隱身性能高等一系列優(yōu)點(diǎn)［2-3］。盡管如此，前掠翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)依然沒有得到廣泛運(yùn)用，氣動(dòng)彈性發(fā)散問題的解決并沒有重新引起航空界對(duì)前掠翼氣動(dòng)布局的重視和研究，前掠翼布局無法得到推廣運(yùn)用的原因尚未得到有力解釋。為此，本文將從前掠翼在非線性升力利用方面的特點(diǎn)來分析該種布局的一些不足，以揭示前掠翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)未能得到廣泛運(yùn)用的另一重要原因。

非線性升力是由旋渦空氣動(dòng)力帶來的氣動(dòng)收益。為了充分利用非線性升力，進(jìn)一步提高飛機(jī)的大迎角性能，后來出現(xiàn)了邊條翼布局和鴨式布局，即通過機(jī)翼邊條和近距耦合鴨翼產(chǎn)生邊條渦和鴨翼渦，使其與機(jī)翼前緣渦產(chǎn)生有利干擾，增強(qiáng)并穩(wěn)定機(jī)翼前緣渦，從而提高飛機(jī)的升力和失速迎角［4-5］。

由于前后掠機(jī)翼上氣流的流動(dòng)形態(tài)不同，采用相同的邊條和鴨翼會(huì)對(duì)后面機(jī)翼的流場造成不同的影響，兩者之間有著不同的干擾機(jī)理。關(guān)于后掠翼氣動(dòng)布局已有大量研究，Gloss［6］、Hummel［7-8］和劉沛清［9-12］等通過實(shí)驗(yàn)的手段研究了邊條和鴨翼的位置、大小和后掠角度等參數(shù)對(duì)鴨式布局和邊條翼布局的氣動(dòng)影響。研究結(jié)果表明，在大迎角時(shí)，鴨翼渦和邊條渦能夠同后掠翼的機(jī)翼前緣渦相互耦合增強(qiáng)，從而提高后掠翼布局的升力系數(shù)和失速迎角。關(guān)于前掠翼氣動(dòng)布局也有豐富的研究，Spacht［13］和Mann［14］研究了當(dāng)前技術(shù)的發(fā)展對(duì)前掠翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的影響，結(jié)果表明復(fù)合材料、電傳操縱和鴨翼布局等技術(shù)能夠使前掠翼布局的優(yōu)勢得到進(jìn)一步拓展。通過對(duì)“X-29”前掠翼驗(yàn)證機(jī)的研究，Moore和Frei［15］、Kehoe等［16］指出前掠翼的展向流動(dòng)是由翼尖流向翼根，使機(jī)翼展向升力分布更接近橢圓，因而具有較小的誘導(dǎo)阻力，且前掠翼翼根后置，有利于采用鴨翼耦合設(shè)計(jì)；Saltzman和Hicks［17］研究發(fā)現(xiàn)前掠翼的中、外翼展向流動(dòng)具有較好的分離特性，機(jī)翼失速性能良好。張彬乾等［18-19］采用邊條和鴨翼對(duì)前掠翼根部流動(dòng)分離進(jìn)行控制，研究結(jié)果表明邊條和鴨翼能夠有效控制前掠翼翼根的流動(dòng)分離。王晉軍等［20-21］對(duì)鴨翼-前掠翼布局進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，結(jié)果表明，加裝鴨翼能夠從整體上提高前掠翼的升力系數(shù)。李岸一等［22］研究了鴨翼渦與邊條渦對(duì)前掠翼布局的增升作用，結(jié)果表明鴨翼和邊條都能提升前掠翼布局的升力系數(shù)。以上研究對(duì)分析邊條和鴨翼對(duì)前掠翼布局的氣動(dòng)影響都有一定的參考價(jià)值，但都未提及鴨翼渦和邊條渦在大迎角時(shí)對(duì)機(jī)翼前緣渦的不利干擾，這是前掠翼布局中存在的一個(gè)明顯缺陷。早期的研究由于方法的限制，大多只給出了測力結(jié)果，而沒有具體的渦系干擾分析，且在研究時(shí)把邊條和鴨翼的升力計(jì)入后再與單獨(dú)前掠翼作對(duì)比，這只能看出邊條和鴨翼對(duì)整機(jī)的氣動(dòng)影響，而無法看到邊條和鴨翼對(duì)單獨(dú)前掠翼的氣動(dòng)影響。另外，在研究過程中沒能和后掠翼布局對(duì)比分析，也不易發(fā)現(xiàn)邊條和鴨翼對(duì)前掠翼布局的氣動(dòng)影響。

隨著計(jì)算機(jī)性能的提升以及計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展，人們越來越多地采用數(shù)值模擬方法進(jìn)行氣動(dòng)特性的研究以及復(fù)雜渦系的分析［23-24］。因此，本文采用數(shù)值模擬方法，分別分析邊條和鴨翼對(duì)后掠翼布局和前掠翼布局的氣動(dòng)影響，通過對(duì)各布局計(jì)算結(jié)果的比較和渦系干擾機(jī)理的分析，揭示前掠翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)中的一些不足。

1 計(jì)算模型和方法

1.1 計(jì)算模型

計(jì)算采用平板模型，基于前后掠機(jī)翼，再搭配邊條和鴨翼形成不同簡化布局形式，為方便敘述，采取如下簡記方法：B代表單獨(dú)后掠機(jī)翼，基于后掠機(jī)翼的邊條翼布局用BS表示，鴨式布局用BC表示，邊條翼/鴨式布局用BSC表示；F代表單獨(dú)前掠機(jī)翼，基于前掠機(jī)翼的邊條翼布局用FS表示，鴨式布局用FC表示，邊條翼/鴨式布局用FSC表示。機(jī)翼根弦長為124 cm，鴨翼根弦長為73 cm，模型厚度為1 cm，邊條、鴨翼和機(jī)翼前緣皆倒角45°，保持前后掠機(jī)翼翼面積、根稍比、展弦比、1/4弦線斜掠角相同，其中翼面積為1.26 m2，展弦比為3.2，根梢比為2.38，1/4弦線斜掠角為40°。鴨翼、邊條與前后掠機(jī)翼在同一平面，前后掠機(jī)翼采用相同的邊條和鴨翼，鴨翼前緣后掠56°，邊條后掠70°，圖1為BCS和FCS布局平面示意圖。計(jì)算區(qū)域取機(jī)翼根弦長的50倍，來流速度為68 m/s。網(wǎng)格剖分時(shí)采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，考慮到模型的幾何對(duì)稱性，在計(jì)算時(shí)均采用半模，邊界層內(nèi)第1層網(wǎng)格高度為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長的10-6，邊界層內(nèi)第一層高度y+值控制在0～1，以滿足飛機(jī)表面黏性邊界層的計(jì)算要求［25］。圖2為計(jì)算模型的網(wǎng)格分布示意圖，圖2（a）為FSC表面網(wǎng)格分布，圖2（b）為近壁面網(wǎng)格分布。

圖1 BCS和FCS布局平面示意圖Fig.1 Plan sketches of BCS and FCS configurations

1.2 計(jì)算方法

數(shù)值模擬時(shí)采用無熱源的三維Navier-Stokes方程。在笛卡兒坐標(biāo)系（x1，x2，x3）中，定義速度分量（u1，u2，u3）無熱源的三維Navier-Stokes方程守恒形式為［26］

式中：w為狀態(tài)矢量；f為無黏（對(duì)流）通矢量項(xiàng)；fv為黏性（擴(kuò)散）通矢量項(xiàng)。各項(xiàng)具體表達(dá)式分別為

其中：ρ、E、H、p和T分別為密度、總能、總焓、壓強(qiáng)和溫度；k為熱傳導(dǎo)系數(shù)；δij為克羅尼柯爾符號(hào)；τij為黏性應(yīng)力。采用有限體積法將控制方程離散為差分方程，其中對(duì)流項(xiàng)和擴(kuò)散項(xiàng)分別采用二階迎風(fēng)格式和中心差分格式。湍流模型選用SST（Shear Stress Transport）k-ω模型，即剪切應(yīng)力輸運(yùn)模型。SST k-ω模型在標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型上進(jìn)行了改進(jìn)，合并了來源于ω方程中的交叉擴(kuò)散，湍流黏度考慮到了湍流剪應(yīng)力的傳播。這些改進(jìn)，使得SST模型比標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型具有更廣泛的應(yīng)用范圍和更高的精度［27］?？刂品匠滩捎糜邢摅w積法離散，對(duì)流項(xiàng)選用二階迎風(fēng)差分格式離散［28］。物面為無滑移壁面條件，遠(yuǎn)場條件為壓力遠(yuǎn)場，對(duì)稱面為對(duì)稱邊界條件，計(jì)算殘差收斂精度為10-5。

1.3 方法驗(yàn)證與確認(rèn)

為驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算方法的可行性和精確性，對(duì)文獻(xiàn)［29-30］的前掠翼模型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算驗(yàn)證，如圖3（a）所示，機(jī)翼前緣前掠40°、后緣后掠52°，展弦比為3.81，梢根比為0.4。后掠鴨翼的前、后緣掠角分別為49°和24°，展弦比為3.08，梢根比為0.3。機(jī)翼和鴨翼在順氣流方向均采用NACA 64A010翼型。計(jì)算采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，單元個(gè)數(shù)約500萬，附面層最底層網(wǎng)格厚度控制在1.68×10-7以下（LF為機(jī)身長度），見圖3（b）。計(jì)算采用SST k-ω湍流模型，結(jié)果如圖4所示，并與文獻(xiàn)［30］的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，圖中，α為迎角，CL為升力系數(shù)。從圖中可以看出，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好，說明所采用的數(shù)值計(jì)算方法具有較高的精度，適用于本文研究模型的氣動(dòng)特性和流動(dòng)機(jī)理的計(jì)算和分析。

圖3 前掠翼計(jì)算模型和計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Computational model and grid of forward-swept wing

圖4 計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的升力系數(shù)曲線Fig.4 Lift coefficient curves of calculation results and experimental data

2 結(jié)果分析與討論

2.1 邊條/鴨翼對(duì)后掠翼氣動(dòng)特性的影響

本文數(shù)值模擬的模型采用圖1所示的平板模型，針對(duì)不同的布局單獨(dú)進(jìn)行數(shù)值模擬研究，先單獨(dú)計(jì)算后掠機(jī)翼的升力系數(shù)，然后分別對(duì)BC、BS和BSC布局進(jìn)行數(shù)值模擬研究。

圖5給出了后掠翼各布局升力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果，選擇主機(jī)翼面積作為參考面積。圖5（a）計(jì)入了邊條和鴨翼的升力貢獻(xiàn)，反映整個(gè)布局的升力系數(shù)隨迎角的變化趨勢。為更加直觀地反映邊條和鴨翼對(duì)后面機(jī)翼的干擾作用，圖5（b）僅考慮機(jī)翼上的升力，不計(jì)入邊條和鴨翼的升力。從圖5（b）可以看出，BC、BS、BSC布局都能明顯提高后掠機(jī)翼的最大升力系數(shù)，并推遲失速迎角。單獨(dú)后掠機(jī)翼的最大升力系數(shù)為0.788，失速迎角為16°；加裝邊條后（BS布局），機(jī)翼的最大升力系數(shù)提高到0.98，失速迎角推遲到18°；加裝鴨翼后（BC布局），機(jī)翼的最大升力系數(shù)提高到1.05，失速迎角推遲到23°；同時(shí)加裝邊條和鴨翼（BCS布局），機(jī)翼的最大升力系數(shù)提高到1.11，失速迎角推遲到28°。3種方案中，BSC方案對(duì)后掠機(jī)翼氣動(dòng)特性的改善效果最好，不僅大幅提高機(jī)翼的最大升力系數(shù)，推遲失速迎角，還使得失速時(shí)升力系數(shù)沒有出現(xiàn)劇烈下降。

圖5 后掠機(jī)翼各布局的升力系數(shù)曲線Fig.5 Lift coefficient curves of various configurations based on back-swept wing

2.1.1 單獨(dú)后掠機(jī)翼的流動(dòng)分析

由于采用的計(jì)算模型屬于中等掠角機(jī)翼，機(jī)翼的升力系數(shù)受旋渦外側(cè)氣流的卷洗作用影響，在分析過程中發(fā)現(xiàn)，旋渦渦核破裂后，旋渦外側(cè)氣流依然保持有規(guī)則的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，還有較大的能量，對(duì)翼面的控制作用較強(qiáng)，只有當(dāng)旋渦外側(cè)氣流能量下降，對(duì)翼面的控制能力減弱時(shí)，機(jī)翼升力系數(shù)才開始下降，所以本文主要通過旋渦外側(cè)氣流的形態(tài)來分析旋渦的發(fā)展。

圖6給出了不同迎角下單獨(dú)后掠機(jī)翼表面壓力云圖和空間流線圖。從圖中可以看到，當(dāng)α=5°時(shí)，機(jī)翼上表面開始形成機(jī)翼前緣渦，此時(shí)旋渦能量很低，靠近機(jī)翼前緣；當(dāng)α=10°時(shí)，機(jī)翼前緣渦能量增強(qiáng)，控制區(qū)域擴(kuò)大；當(dāng)α=16°時(shí)，旋渦對(duì)翼面的控制能力達(dá)到最強(qiáng)，升力系數(shù)達(dá)到最高點(diǎn)；繼續(xù)增大迎角，機(jī)翼前緣渦能量下降，出現(xiàn)倒流，機(jī)翼進(jìn)入失速狀態(tài)。為便于分析，全文采用與圖4相同的壓力云圖進(jìn)行渲染，后文壓力云圖參考此處圖例。

2.1.2 BS布局的流動(dòng)分析

圖7 BS布局空間流線圖Fig.7 Streamlines in flow field of BS configuration

圖7給出了不同迎角下BS布局的空間流線圖。從圖中可以看出，在α=5°時(shí)，BS布局的邊條渦與機(jī)翼前緣渦還未耦合，二者相對(duì)獨(dú)立，能量較為分散，所以在小迎角下BS方案中機(jī)翼的升力系數(shù)比單獨(dú)機(jī)翼的升力系數(shù)略低。當(dāng)α=10°時(shí)，BS布局中的邊條渦與機(jī)翼前緣渦開始卷并在一起，旋渦能量明顯增強(qiáng)，控制區(qū)域擴(kuò)大，升力系數(shù)提高，并超過單獨(dú)機(jī)翼的升力系數(shù)。繼續(xù)增大迎角，邊條渦與機(jī)翼前緣渦的能量繼續(xù)增強(qiáng)，并且二者的耦合作用進(jìn)一步加強(qiáng)，兩渦卷并得更緊，對(duì)翼面的控制范圍更大，使得機(jī)翼的升力系數(shù)進(jìn)一步提高。當(dāng)α=18°時(shí)，邊條渦與機(jī)翼前緣渦耦合作用達(dá)到最強(qiáng)，對(duì)翼面的控制作用達(dá)到最大，升力系數(shù)達(dá)到最高點(diǎn)。迎角進(jìn)一步增大，邊條渦與機(jī)翼前緣渦耦合后的旋渦開始從機(jī)翼后緣向前緣破裂，破裂后旋渦的能量急劇降低，如圖7（d）所示，在α=20°時(shí)，旋渦破裂點(diǎn)已出現(xiàn)在機(jī)翼前部，旋渦破裂的區(qū)域占機(jī)翼面積很大部分，因而此時(shí)升力系數(shù)急劇下降，出現(xiàn)明顯失速。

2.1.3 BC布局的流動(dòng)分析

圖8給出了α=10°時(shí)BC布局中機(jī)翼20%和60%翼根弦長處的截面流線圖以及空間流線圖。從圖中可以看出，在機(jī)翼前部，鴨翼渦處于機(jī)翼前緣渦外側(cè)，對(duì)機(jī)翼前緣渦起到下洗作用，使得該區(qū)域有效迎角降低，抑制了機(jī)翼前緣渦的發(fā)展，造成升力損失；在機(jī)翼后部，鴨翼渦處于機(jī)翼渦內(nèi)側(cè)，鴨翼渦對(duì)機(jī)翼前緣渦產(chǎn)生上洗作用，輸入能量的同時(shí)將機(jī)翼前緣渦外推，一方面有利于機(jī)翼前緣渦的穩(wěn)定，但另一方面卻使得機(jī)翼前緣渦控制的區(qū)域變小，使其對(duì)機(jī)翼升力貢獻(xiàn)減少。上述原因使得中小迎角下BC布局中機(jī)翼的升力系數(shù)小于單獨(dú)機(jī)翼的升力系數(shù)。隨著迎角增大，鴨翼和機(jī)翼前緣渦能量增強(qiáng)，鴨翼渦對(duì)機(jī)翼前緣渦的作用以內(nèi)側(cè)上洗為主，穩(wěn)定機(jī)翼前緣渦并輸入能量，機(jī)翼的升力系數(shù)顯著提高，并逐漸超過單獨(dú)機(jī)翼的升力系數(shù)。當(dāng)迎角達(dá)到23°時(shí)，BC布局中旋渦發(fā)展如圖9（a）所示，此時(shí)機(jī)翼的升力系數(shù)達(dá)到最大，旋渦對(duì)翼面的控制作用最強(qiáng)；當(dāng)迎角繼續(xù)增大，鴨翼渦和機(jī)翼前緣渦開始破裂，兩渦的耦合作用降低，機(jī)翼出現(xiàn)明顯失速現(xiàn)象，圖9（b）為α=25°時(shí)翼面旋渦破裂時(shí)的流線圖。

圖8 BC布局截面及空間流線圖（α=10°）Fig.8 Streamlines over clip plane and flow field of BC configuration（α=10°）

圖9 BC布局空間流線圖Fig.9 Streamlines in flow field of BC configuration

2.1.4 BSC布局的流動(dòng)分析

圖10給出迎角α=10°時(shí)B、BS和BSC布局表面壓力云圖，BSC布局同時(shí)給出鴨翼渦流線圖。從BSC布局鴨翼渦形態(tài)和位置可以看出，在機(jī)翼前面部分，BSC布局中的鴨翼渦位于邊條外側(cè)，邊條幾乎全部位于鴨翼渦的下洗區(qū)域，因而邊條渦的發(fā)展受到很強(qiáng)的抑制作用。當(dāng)鴨翼渦發(fā)展到機(jī)翼時(shí)，鴨翼渦位于機(jī)翼前緣渦內(nèi)側(cè)，對(duì)機(jī)翼前緣渦產(chǎn)生上洗，增加旋渦的能量，但由于鴨翼渦對(duì)機(jī)翼前緣渦有一個(gè)外推作用，使得機(jī)翼前緣渦控制的區(qū)域較小，因而BSC布局中機(jī)翼的升力系數(shù)比單獨(dú)機(jī)翼的升力系數(shù)小。從圖10可以看到，在BSC布局中邊條的壓力明顯高于BS布局中邊條壓力，這是由鴨翼渦下洗作用造成。從圖中還可以看到，BSC布局中機(jī)翼上表面的低壓區(qū)比單獨(dú)機(jī)翼要少一些，這是由于鴨翼渦外推機(jī)翼前緣渦，使得機(jī)翼前緣渦在機(jī)翼上表面控制的區(qū)域減少。隨著迎角增大，邊條渦與機(jī)翼前緣渦逐漸增強(qiáng)，并相互卷并，卷并后旋渦的能量增強(qiáng)，鴨翼渦對(duì)卷并后旋渦的上洗作用逐漸占主導(dǎo)地位，一方面增強(qiáng)了旋渦的能量，提高了機(jī)翼的升力系數(shù)，另一方面使得旋渦變得更加穩(wěn)定，延遲了旋渦破裂。

圖11為BSC布局表面壓力云圖和空間流線圖。從圖11中可以看到，旋渦向機(jī)翼前緣破裂速度變得緩慢，迎角從25°增加到30°，旋渦破裂點(diǎn)還保持在機(jī)翼中部，這就使得機(jī)翼可以在失速迎角前后很大的范圍保持較大的升力系數(shù)，并且變化平緩。

2.2 邊條/鴨翼對(duì)前掠翼氣動(dòng)特性的影響

圖10 不同布局表面壓力云圖（α=10°）Fig.10 Surface pressure contours of different configurations（α=10°）

圖11 BSC布局表面壓力云圖和空間流線圖Fig.11 Surface pressure contours and streamlines in flow field of BSC configuration

本節(jié)和2.1節(jié)一樣，都采用平板模型進(jìn)行數(shù)值模擬。針對(duì)不同的布局單獨(dú)進(jìn)行數(shù)值模擬研究，先單獨(dú)計(jì)算前掠機(jī)翼的升力系數(shù)，然后分別對(duì)FC、FS和FSC布局進(jìn)行數(shù)值模擬研究。

圖12給出了前掠機(jī)翼各布局升力系數(shù)的計(jì)算結(jié)果，選擇單獨(dú)前掠翼翼面積作為參考面積。和分析后掠機(jī)翼一樣，圖12（a）考慮了邊條和鴨翼的升力貢獻(xiàn)，而圖12（b）僅考慮前掠機(jī)翼上的升力，不計(jì)入邊條和鴨翼的升力。從圖12（a）可以看出，相對(duì)于單獨(dú)前掠機(jī)翼，F(xiàn)S、FC、FSC布局的最大升力系數(shù)都得到提高，失速迎角有所推遲，且在失速迎角附近，升力系數(shù)變化平緩，這和大多數(shù)研究結(jié)果一致。但去除邊條和鴨翼的升力貢獻(xiàn)，如圖12（b）所示，F(xiàn)S、FC和FSC布局中前掠機(jī)翼的升力系數(shù)低于單獨(dú)前掠機(jī)翼的升力系數(shù)，F(xiàn)SC布局只是在更大迎角時(shí)略高于單獨(dú)前掠機(jī)翼的升力系數(shù)。從這里可以看出，去除邊條和鴨翼的升力貢獻(xiàn)，邊條和鴨翼對(duì)前掠機(jī)翼起到不利的干擾作用。

對(duì)比圖5（b）和圖12（b）可以看出，不計(jì)邊條和鴨翼的升力貢獻(xiàn)，加裝邊條和鴨翼后，在大中迎角范圍，后掠機(jī)翼的升力系數(shù)都高于單獨(dú)后掠機(jī)翼，而前掠機(jī)翼在加裝邊條和鴨翼后，其升力系數(shù)基本低于單獨(dú)前掠機(jī)翼。從這可以看出，后掠機(jī)翼可以很好利用邊條渦和鴨翼渦的有利干擾，從而提高最大升力系數(shù)和失速迎角，而前掠機(jī)翼在邊條渦和鴨翼渦的利用方面明顯不如后掠翼。但對(duì)比前掠翼和后掠翼各種布局在失速時(shí)的變化曲線可以看出，前掠翼呈現(xiàn)出緩失速的特點(diǎn)，在失速時(shí)沒有出現(xiàn)后掠翼那樣大幅的下降，這有利于飛行的穩(wěn)定與控制。

2.2.1 單獨(dú)前掠機(jī)翼的流動(dòng)分析

圖13給出了單獨(dú)前掠機(jī)翼在不同迎角下機(jī)翼前緣渦的發(fā)展變化。當(dāng)α=5°時(shí)，機(jī)翼上表面開始形成機(jī)翼前緣渦，此時(shí)旋渦能量較低；當(dāng)α=10°時(shí)，機(jī)翼前緣渦能量增強(qiáng)，控制區(qū)域擴(kuò)大；當(dāng)α=22°時(shí)，旋渦對(duì)翼面的控制作用達(dá)到最大，升力系數(shù)達(dá)到最高點(diǎn)；繼續(xù)增大迎角，機(jī)翼前緣渦能量下降，對(duì)翼面的控制能力減弱并出現(xiàn)倒流，機(jī)翼進(jìn)入失速狀態(tài)。

從計(jì)算結(jié)果可以看到，單獨(dú)前掠機(jī)翼比單獨(dú)后掠機(jī)翼的失速迎角更大，從圖6和圖13中機(jī)翼空間流線圖可以看到，單獨(dú)前掠機(jī)翼在α=22°時(shí)機(jī)翼前緣渦依然穩(wěn)定，但單獨(dú)后掠機(jī)翼在α=20°就已經(jīng)出現(xiàn)大規(guī)模倒流。首先可以從幾何參數(shù)分析，在保持前后掠機(jī)翼1/4弦線斜掠角相等時(shí)，雖然后掠機(jī)翼比前掠機(jī)翼的前緣斜掠角大，但前掠機(jī)翼的后緣斜掠角卻比后掠機(jī)翼的大，前掠機(jī)翼有效斜掠角更大，較大的斜掠角更有利于旋渦的穩(wěn)定；另外，從旋渦本身特點(diǎn)來看，后掠機(jī)翼的旋渦從翼根流向翼尖，在旋渦破裂過后，呈自由流向后發(fā)展，而前掠機(jī)翼的旋渦是由翼尖流向翼根，在對(duì)稱面處左右機(jī)翼的前緣渦相互切洗，產(chǎn)生有利干擾，使旋渦變得更加穩(wěn)定。

2.2.2 FS布局的流動(dòng)分析

圖14給出了α=10°時(shí)FS布局中機(jī)翼20%翼根弦長處的截面流線圖以及空間流線圖。從圖中可以看出，在FS布局中的機(jī)翼受機(jī)翼前緣渦和邊條渦控制，兩渦相對(duì)獨(dú)立，不像BS布局的機(jī)翼前緣渦和邊條渦之間存在相互卷繞和卷并作用，兩渦不能通過耦合作用增強(qiáng)自身能量。相反，在FS布局中，由于邊條渦和機(jī)翼前緣渦產(chǎn)生的位置較遠(yuǎn)，且兩渦軸向成一定角度向后發(fā)展，在機(jī)翼上兩渦相互碰撞擠壓，造成能量損失，這對(duì)兩渦的發(fā)展起到不利影響。但從圖14的截面流線圖可以看出，機(jī)翼前緣渦和鴨翼渦旋轉(zhuǎn)方向相反，且兩渦外切，相互上洗，能量得到增強(qiáng)，使得旋渦變得穩(wěn)定，這是兩渦之間的有利干擾。

圖14 FS布局截面及空間流線圖（α=10°）Fig.14 Streamlines over clip plane and flow field of FSconfiguration（α=10°）

從計(jì)算結(jié)果來看，F(xiàn)S布局中機(jī)翼的失速迎角為25°，且升力系數(shù)在失速迎角附近變化平緩。圖15給出了FS布局在失速迎角附近旋渦的發(fā)展變化。從圖中可以看到，在迎角為23°時(shí)，機(jī)翼前緣渦中心已出現(xiàn)倒流，但由于受到邊條渦的上洗作用，機(jī)翼前緣渦外側(cè)氣流能量得到增強(qiáng)，所以旋渦并沒有迅速破裂，沒有造成升力系數(shù)下降。另外，邊條渦在此時(shí)依然保持穩(wěn)定，其控制著機(jī)翼翼根上翼面流動(dòng)，也使得機(jī)翼升力系數(shù)保持穩(wěn)定。當(dāng)迎角達(dá)到25°時(shí)，旋渦對(duì)翼面的控制作用達(dá)到最強(qiáng)，升力系數(shù)達(dá)到最高點(diǎn)。繼續(xù)增大迎角，機(jī)翼前緣渦和邊條渦開始破裂，機(jī)翼升力系數(shù)逐漸下降。

對(duì)比BS和FS兩種布局可以看到，盡管FS布局在大迎角附近具有緩失速的特點(diǎn)，但其機(jī)翼前緣渦與邊條渦不能相互耦合增強(qiáng)，無法像BS布局中的那樣顯著提高最大升力系數(shù)。對(duì)于BS布局，去除邊條升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)提高了0.2，計(jì)入邊條升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)提高了0.35。對(duì)于FS布局，去除邊條升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)下降了0.04，計(jì)入邊條升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)也僅僅提高了0.06。BS布局在大迎角附近的升力系數(shù)得到顯著提升，但在耦合渦系破裂后升力系數(shù)會(huì)出現(xiàn)急劇下降。

2.2.3 FC布局的流動(dòng)分析

圖16給出了α=15°時(shí)FC布局機(jī)翼20%根弦長處的截面流線圖和空間流線圖。從圖中可以看出，鴨翼渦對(duì)機(jī)翼前緣渦有一個(gè)明顯的外推作用，這使得機(jī)翼前緣渦的發(fā)展受到不利影響，對(duì)翼根的控制能力減弱，從而引起較大的升力損失，從圖12可以看出，去除鴨翼自身的升力貢獻(xiàn)，F(xiàn)C布局中機(jī)翼的升力系數(shù)明顯低于單獨(dú)機(jī)翼的升力系數(shù)。從截面流線圖可以看到，鴨翼渦與機(jī)翼前緣渦旋轉(zhuǎn)方向相反，兩渦相互外切，能量相互增強(qiáng)，這是兩渦之間的有利干擾，使得旋渦外側(cè)的氣流變得穩(wěn)定，旋渦破裂變得緩慢。

圖17給出了FC布局在失速迎角附近旋渦的發(fā)展變化圖。從圖中可以看到，當(dāng)迎角為20°時(shí)，機(jī)翼前緣渦的渦核就出現(xiàn)倒流，而單獨(dú)前掠機(jī)翼的機(jī)翼前緣渦發(fā)展良好，渦核還沒出現(xiàn)倒流。當(dāng)迎角達(dá)到22°時(shí)，鴨翼渦和機(jī)翼前緣渦渦核都出現(xiàn)倒流，但由于兩渦外側(cè)氣流相互切洗，能量有所增強(qiáng)，機(jī)翼升力系數(shù)在此時(shí)達(dá)到最大。繼續(xù)增大迎角，鴨翼渦和機(jī)翼前緣渦外側(cè)氣流能量降低，對(duì)翼面控制能力減弱并出現(xiàn)大規(guī)模倒流，升力系數(shù)下降。

對(duì)比BC和FC兩種布局可以看到，BC布局中的機(jī)翼前緣渦與鴨翼渦可以通過相互耦合作用，明顯提升最大升力系數(shù)，去除鴨翼升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)提高了0.205，計(jì)入鴨翼升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)提高了0.48。而FC布局中的機(jī)翼前緣渦與鴨翼渦則不能相互耦合增強(qiáng)，去除鴨翼升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)下降了0.1，計(jì)入鴨翼升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)提高了0.13。BS布局在大迎角附近的升力系數(shù)得到大幅提升，但在耦合效果破裂后升力系數(shù)同樣會(huì)出現(xiàn)急劇下降。

圖16 FC布局截面及空間流線圖（α=15°）Fig.16 Streamlines over clip plane and flow field of FC configuration（α=15°）

2.2.4 FSC布局的流動(dòng)分析

FSC布局中機(jī)翼受到機(jī)翼前緣渦、邊條渦和鴨翼渦的控制，三渦之間的干擾較為復(fù)雜。在中小迎角時(shí)，鴨翼渦抑制了邊條渦的發(fā)展，又因?yàn)轼喴頊u和邊條渦對(duì)機(jī)翼前緣渦的外推作用，使得FSC布局中機(jī)翼的升力系數(shù)在中小迎角時(shí)較低；在大迎角下，鴨翼渦和邊條渦相互耦合，能量得到增強(qiáng)，旋渦變得穩(wěn)定，但增強(qiáng)后的旋渦對(duì)機(jī)翼前緣渦的不利干擾更加明顯，外推機(jī)翼前緣渦并使之加速破裂。圖18是α=23°時(shí)FS和FSC布局的渦系發(fā)展對(duì)比。從圖中可以看出，F(xiàn)SC布局中的機(jī)翼前緣渦向后發(fā)展受到更強(qiáng)的阻擋，破裂較為嚴(yán)重，F(xiàn)SC布局中的邊條渦在前面部分受到鴨翼渦的誘導(dǎo)，變得比較穩(wěn)定，邊條渦發(fā)展到后面部分，與機(jī)翼前緣渦發(fā)生碰撞，后面部分的邊條渦隨之破散。由于FSC布局中機(jī)翼上表面受機(jī)翼前緣渦和增強(qiáng)的邊條渦控制，雖然機(jī)翼前緣渦對(duì)機(jī)翼上表面的控制能力減弱，但鴨翼渦與邊條渦耦合之后的旋渦對(duì)翼根的控制能力得到了增強(qiáng)，且翼根面積的比重大，對(duì)機(jī)翼升力的影響更大，所以FSC布局在機(jī)翼前緣渦破裂時(shí)并沒有失速。由于邊條的后掠角較大，旋渦在大迎角下依然保持穩(wěn)定，又由于邊條渦受到鴨翼渦的下洗作用，邊條渦破裂速度變得減緩，所以FSC布局在迎角達(dá)到30°時(shí)才開始失速，并且升力系數(shù)在失速迎角附近變化緩慢，失速特性良好。

對(duì)比BSC布局和FSC布局可以看到，在BSC布局中，鴨翼渦、邊條渦和機(jī)翼前緣渦三渦可以相互耦合增強(qiáng)，顯著提高大迎角時(shí)的升力系數(shù)和失速迎角，去除鴨翼與邊條升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)提高了0.3，計(jì)入鴨翼與邊條升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)提高了0.6。而且與BS和BC兩種布局相比，BSC布局失速后的升力下降速度也明顯變緩，失速特性得到優(yōu)化。而在FSC布局中，鴨翼渦和邊條渦能夠相互耦合增強(qiáng)，但兩者與機(jī)翼前緣渦卻相互碰撞、擠壓，阻礙了自身渦系的發(fā)展，無法像BSC布局那樣通過三渦相互耦合增強(qiáng)帶來明顯的升力提高，去除鴨翼與邊條升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)仍略有降低，計(jì)入鴨翼與邊條升力貢獻(xiàn)，最大升力系數(shù)提高了0.2。

圖18 FS和FSC布局空間流線圖（α=23°）Fig.18 Streamlines in flow field of FSand FSC configurations（α=23°）

3 結(jié) 論

1）在前掠機(jī)翼加裝邊條和鴨翼形成的布局中，盡管各布局的升力系數(shù)在失速迎角附近變化緩慢，具有緩失速特性，但前掠翼各布局中的機(jī)翼前緣渦不能與邊條渦和鴨翼渦相互耦合增強(qiáng)，反而受到兩渦的不利干擾，大迎角時(shí)升力系數(shù)明顯低于相應(yīng)的后掠翼布局。

2）在后掠機(jī)翼加裝邊條和鴨翼形成的布局中，渦系之間通過卷繞和卷并作用，旋渦相互耦合增強(qiáng)，可以提高布局的最大升力系數(shù)，并且推遲失速迎角，同時(shí)加裝邊條和鴨翼的BSC布局效果最為明顯。

3）大迎角時(shí)具備較大的升力系數(shù)能夠顯著提升飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性，這是飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)時(shí)重要的考量指標(biāo)。后掠翼布局可以有效利用非線性升力以提高大迎角時(shí)的升力系數(shù)和失速迎角，而前掠翼由于其特殊的流動(dòng)特點(diǎn)，其機(jī)翼前緣渦無法有效耦合于鴨翼渦和邊條渦，因而在大迎角時(shí)的升力系數(shù)較低，這極大地制約了前掠翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)在航空領(lǐng)域的廣泛運(yùn)用。