鴨翼對BWB飛機低速縱向氣動特性的影響

夏 明, 袁昌運, 鞏文秀, 鄭建強, 鄭 遂

(中國商飛 北京民用飛機技術研究中心, 北京 102200)

0 引 言

由于傳統(tǒng)布局的民用客機在增大載運量、提高升阻比、降低油耗等方面的提升空間有限，人們開始追求新的氣動布局方案以提高載運量和經(jīng)濟性[1-3]。鑒于此，出現(xiàn)了諸如翼身融合(BWB)、聯(lián)結(jié)翼以及多機身等氣動效率更加高效的非常規(guī)布局形式[4]。經(jīng)過國內(nèi)外研究人員的多年探索，BWB布局被認為是最有可能取代傳統(tǒng)布局的大型客機設計方案，該布局可大幅度減小浸潤面積、降低阻力，從而提高升阻比，而且在安全性、舒適性及環(huán)境噪聲等方面也具有潛在優(yōu)勢[5]。

常規(guī)布局飛機通常采用增大機翼彎度的方式增加起降升力，在不大的迎角下即可獲得足夠的升力，且其伴隨產(chǎn)生的俯仰力矩可由大力臂的平尾(升降舵)消除。而BWB布局俯仰控制裝置力臂較短，難以克服傳統(tǒng)變彎增升裝置產(chǎn)生的低頭力矩，從而限制了傳統(tǒng)增升裝置能力的發(fā)揮，往往不得不采用增大迎角的方式獲取升力，對于靜安定的飛機，這進一步增大了飛機對抬頭控制能力的需求。因此，探索能夠同時增加升力和抬頭力矩的新型增升裝置，成為BWB布局工程化的迫切需求[6-7]。

按鴨翼與主翼面之間的距離可將鴨翼布局分為近距耦合和遠距耦合兩種[8]。近距耦合鴨翼布局由于具有良好的低速大迎角氣動特性而成為先進氣動布局研究中的重要內(nèi)容。國內(nèi)外針對鴨翼布局從尺寸優(yōu)化、流動分析等方面開展了大量研究。包括研究鴨翼偏度、位置對氣動特性的影響，鴨翼渦系結(jié)構(gòu)的流動機理[9-11]等。但研究和應用的對象大多局限于前掠翼、盒式翼以及常規(guī)布局等領域[12-14]，未見在BWB布局上的應用研究。

近年來隨著計算流體力學的發(fā)展，研究人員開始越來越多地使用數(shù)值模擬技術開展氣動特性分析工作。本文針對BWB布局利用CFD方法對近距耦合鴨翼開展數(shù)值模擬分析，研究其氣動特性以及流動機理，并針對不同鴨翼高度及平面形狀開展參數(shù)敏感性分析研究。

1 計算模型及方法

1.1 計算模型

BWB布局采用具有中等展弦比和中等前緣后掠角的鴨翼，BWB本體外翼段采用超臨界翼型，中央機身做適當修形以滿足客貨艙布置需要，鴨翼采用NACA-4系列低速翼型。其他主要參數(shù)包括： BWB機身長度30.1 m，展長72.0 m，展弦比6.50，中央機身前緣后掠角為52°，外翼段后掠角為39°；鴨翼展長12.5 m，展弦比為4.15，前緣后掠角為40°，鴨翼相對于機翼在垂直方向高0.8 m。力矩參考點取平均氣動弦25%位置處，距離機頭頂點16.4 m。

1.2 數(shù)值方法與網(wǎng)格驗證

本研究主要針對BWB飛機起降狀態(tài)下的縱向氣動特性，計算來流馬赫數(shù)Ma=0.23，單位長度雷諾數(shù)5.36×106/m，開展多迎角間隔計算。

數(shù)值模擬計算采用三維可壓縮N-S方程，在直角坐標系下該方程的守恒形式可表示為：

圖1 計算基本模型Fig.1 BWB with canard wing configuration

(1)

式中：W為守恒變量矢量，H和HV分別表示無黏和黏性通矢量。

在計算過程中采用SST湍流模型，利用有限體積法對控制方程進行離散化，計算所采用的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格為保證精確模擬附面層內(nèi)流動特征，在物面附近生成了各向異性的棱柱層網(wǎng)格。

為考察網(wǎng)格密度對計算結(jié)果的影響，生成三種密度的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，分別用C(Coarse)、M(Medium)和F(Fine)來表示，網(wǎng)格密度依次遞增，對應的網(wǎng)格參數(shù)如表1所示。除了對附面層網(wǎng)格分布加密外，M網(wǎng)格相對于C網(wǎng)格，F(xiàn)網(wǎng)格相對于M網(wǎng)格，均在展向與弦向方向節(jié)點數(shù)進行了適當增加。

表1 不同密度網(wǎng)格參數(shù)Table 1 Grid parameters with different density

圖2給出了不同網(wǎng)格密度下的針對BWB本體的極曲線與俯仰力矩系數(shù)曲線，可看出不同密度網(wǎng)格對俯仰力矩模擬的結(jié)果差別量較小(俯仰力矩系數(shù)差量控制在0.002以內(nèi))，但在升阻特性模擬上，M密度網(wǎng)格和F密度網(wǎng)格的極曲線計算結(jié)果一致性較好，而C密度網(wǎng)格與前兩者有較大偏離。因此從精度和計算速度綜合考慮，采用M密度網(wǎng)格(圖3)。全模網(wǎng)格節(jié)點數(shù)約950萬，BWB本體及鴨翼表面均采用物面無滑移條件。

(a) 極曲線

(b) Cm～CL曲線

圖3 三維計算網(wǎng)格(M，950萬)Fig.3 Computational model and mesh(M，9.5 million)

1.3 數(shù)值模擬驗證

為驗證數(shù)值計算方法的可信度，選擇已經(jīng)過風洞試驗的BWB布局飛機開展數(shù)值模擬驗證，BWB風洞試驗模型如圖4所示。計算來流馬赫數(shù)Ma=0.40，基于試驗模型的雷諾數(shù)為4.46×106。

圖4 用于計算方法驗證的BWB模型Fig.4 Experimental model of BWB

計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)對比如圖5所示，可以看出在該迎角范圍內(nèi)的升力數(shù)值模擬結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)基本吻合良好；阻力值計算有一定偏差，但處于可接受范圍內(nèi)，而且極曲線趨勢一致?？傮w而言本文所采用的數(shù)值模擬方法具有與本研究相適應的可信度，可用于與BWB飛機相關的縱向氣動特性分析。

(a) 升力系數(shù)曲線

(b) 極曲線

2 計算結(jié)果與分析

2.1 BWB本體與帶鴨翼構(gòu)型的氣動特性

低速下帶鴨翼和未安裝鴨翼BWB飛機的氣動特性曲線如圖6所示。從升力系數(shù)對比(圖6(a))可以看出，鴨翼在小迎角下對升力系數(shù)影響不大，但隨著迎角的增加(大于12°)，鴨翼對全機氣動特性影響明顯，延伸升力系數(shù)曲線線性段，將失速迎角從12°推遲至22°，最大升力系數(shù)也有顯著增加。

圖6(b)顯示由于鴨翼的存在產(chǎn)生了額外的摩阻、誘導以及干擾阻力，導致在小升力系數(shù)下(小于0.7)，BWB帶鴨翼構(gòu)型的升阻特性較差。隨著迎角的增加，鴨翼增升的效果逐漸明顯，推遲失速并極大降低了分離流動帶來的壓差阻力，抵消了由于安裝鴨翼帶來的阻力增量，升阻特性遠優(yōu)于沒有安裝鴨翼的BWB布局。

為更好觀察鴨翼在不同迎角階段的升力影響，圖6(c)給出了計算迎角范圍內(nèi)帶鴨翼構(gòu)型的升力系數(shù)增量曲線，可以看出在小迎角范圍內(nèi)鴨翼引起了較小的升力損失，在迎角8°附近，升力損失最大值約占總升力的0.6%，但隨著迎角增加，受到推遲失速以及鴨翼自身升力貢獻等因素的影響，相對于無鴨翼構(gòu)型，施加鴨翼可產(chǎn)生30%以上的升力增量。

圖6 帶鴨翼BWB飛機的氣動特性曲線Fig.6 Aerodynamic characteristic curve of BWB aircraft with canard wing

圖6(d)給出了俯仰力矩曲線對比，低速下本體存在較大的低頭力矩。在安裝鴨翼后，受到升力作用點前移，以及內(nèi)翼段渦增升的影響，BWB模型的低頭力矩得到有效的抑制，并產(chǎn)生0.03～0.04的抬頭力矩增量，降低了BWB布局對低速起降狀態(tài)下的抬頭控制需求。

從圖6(a)的升力系數(shù)曲線可以看出，BWB本體在升力系數(shù)0.7附近即進入非線性段，逐漸開始出現(xiàn)下降趨勢，安裝鴨翼后，其線性段延伸，最終最大升力系數(shù)可達0.9以上；相對應的，圖6(d)的俯仰力矩曲線顯示，受到鴨翼對分離抑制的影響，鴨翼的安裝推遲了俯仰力矩曲線中“勺形區(qū)”的出現(xiàn)，將可用升力系數(shù)從0.7提升至0.8附近。

從圖6(d)可以看出，安裝鴨翼后俯仰力矩曲線斜率降低，縱向靜穩(wěn)定裕度發(fā)生改變。若將當前的力矩參考點視為重心位置，則在升力系數(shù)0.4附近本體的縱向靜穩(wěn)定裕度為9.7%，而安裝鴨翼后降低至3.8%。表明采用鴨翼會明顯降低縱向靜穩(wěn)定裕度，鴨翼對穩(wěn)定性的不利影響后期需進一步相關研究。

2.2 三維流態(tài)分析

氣動特性曲線顯示在中小迎角范圍內(nèi)，安裝鴨翼會造成一定的升力損失，并產(chǎn)生額外阻力，但隨著迎角的增加，鴨翼優(yōu)勢逐漸明顯，可以產(chǎn)生較大的升力增量，推遲失速并降低分離帶來的壓差阻力，使得升阻比明顯提升，并增加了抬頭力矩。可以看出鴨翼增升減阻以及抬頭收益均發(fā)生在大迎角狀態(tài)，為更好分析鴨翼的氣動效果，對典型迎角下的三維流動形態(tài)展開分析。圖7給出了各個迎角下安裝鴨翼前后的流場對比。

圖7(a、b)分別為典型中小迎角(α=4°)以及大迎角(α=16°)下安裝鴨翼前后的表面壓力分布及空間流線對比。觀察α=4°的空間流線可以看出，未安裝鴨翼時，BWB布局的內(nèi)翼段全部為附著流動，安裝鴨翼后鴨翼內(nèi)側(cè)前緣會脫出分離渦，該渦的加速效果在本體內(nèi)翼段附近(A區(qū))產(chǎn)生較為明顯的低壓區(qū)域，但該渦系在BWB內(nèi)翼段未得到充分發(fā)展，因此渦增升效果較弱。同時受到鴨翼與本體之間相互干擾的影響，全機升力增量為負。

從圖7(b)可以看出，在大迎角下，鴨翼前緣內(nèi)側(cè)沿翼展方向的分離渦強度明顯增加，分離渦在本體內(nèi)翼段產(chǎn)生的加速誘導作用使位于渦下方的翼面上產(chǎn)生了明顯的負壓區(qū)域(A區(qū)及B區(qū))。隨著分離渦向后發(fā)展逐漸遠離鴨翼附近的渦源，本體內(nèi)翼段后方的分離渦強度逐漸降低，誘導作用減弱，因此在C區(qū)出現(xiàn)流動減速，產(chǎn)生高壓區(qū)。從升力增量曲線可知，受到鴨翼本身的升力貢獻以及鴨翼分離渦對本體的升力貢獻雙重作用的影響，BWB布局具有明顯的增升效果。

為更好看出鴨翼分離渦對推遲失速的收益，圖7(c、d)給出了迎角20°下空間流線以及展向截面流線對比。從圖7(c)的空間流線對比可以看出，由于鴨翼脫出的分離渦強度較高，通過誘導作用[15]的有利影響，借助鴨翼分離渦的渦量輸入，增強了對本體內(nèi)翼段的流動控制能力。

圖7 各個迎角下安裝鴨翼前后的流場對比Fig.7 Comparison of flow field with and wihtout canard at different angles of attack

圖7(d)顯示在該迎角附近，未安裝鴨翼的BWB布局內(nèi)翼產(chǎn)生大范圍的分離流動并影響到整個上翼面，造成升力損失并處于過失速狀態(tài)。安裝鴨翼后，上翼面完全被穩(wěn)定的鴨翼渦控制，表面壓力較低，產(chǎn)生了更大的升力，位于鴨翼后方的機翼的外翼段分離區(qū)域較小，并未出現(xiàn)明顯的流動分離現(xiàn)象。

根據(jù)上述分析可知，受到分離渦強度的影響，在大迎角下，BWB安裝近距耦合鴨翼后具有明顯的氣動優(yōu)勢。鴨翼產(chǎn)生的分離渦能讓BWB本體內(nèi)翼段形成穩(wěn)定的集中渦，提高全機的失速迎角，并產(chǎn)生可觀的升力及力矩收益。

2.3 鴨翼高度的影響

在基本構(gòu)型的基礎上，改變鴨翼高度以研究垂直位置對氣動特性的影響，鴨翼相對于機翼前緣在垂直方向上的高度差分別為：-0.4 m、0 m、0.4 m、0.8 m、1.2 m，不同高度下的全機外形如圖8所示。圖9給出了不同高度鴨翼對應的BWB構(gòu)型全機升力系數(shù)曲線對比。

對兩個迎角階段分別進行分析：

1) 在中小迎角下(α<12°)下：由于鴨翼渦系尚未完全成形，而且本體上翼面尚未產(chǎn)生明顯分離流動，因此鴨翼與本體之間的相互干擾主要為鴨翼與機翼之間的洗流作用。隨著鴨翼位置的增高，對機翼的下洗作用逐漸增強，減小了機翼局部迎角，導致機翼升力隨著鴨翼位置的增高而減小。但同時機翼對鴨翼的上洗作用也隨之增強，二者相互抵消導致在該迎角范圍內(nèi)，全機構(gòu)型的升力特性相差不大，升力系數(shù)曲線基本重合。

圖8 不同鴨翼高度模型Fig.8 Model with different canard position

圖9 不同鴨翼高度下升力系數(shù)曲線Fig.9 Lift coefficient curves at different canard heights

(2) 在大迎角下(α>20°)：鴨翼脫體渦系已形成，BWB本體內(nèi)翼段在沒有鴨翼的情況下已開始出現(xiàn)大范圍的分離區(qū)，施加鴨翼后，鴨翼前緣渦的高能量氣流抑制了本體內(nèi)翼段上翼面的分離氣流，減弱大迎角下的氣流分離。而且高位鴨翼脫體渦對本體內(nèi)翼段上翼面的影響強于低位，加速了氣流流動。從圖9也可以看出，鴨翼相對高度越高，鴨翼的抑制失速和增升效果就越明顯，鴨翼相對高度1.2 m構(gòu)型較鴨翼相對高度0 m構(gòu)型在α=24°下升力系數(shù)增加了6%，失速迎角也有相應增加。

圖10給出了α=20°不同鴨翼高度位置下典型截面位置(距對稱面9 m)的壓力分布，鴨翼脫體渦加速了本體上翼面氣流流動，本體升力隨之上升。而且這種加速效果主要影響本體前緣附近區(qū)域，形成較大范圍的低壓區(qū)，鴨翼垂直位置越高，低壓區(qū)峰值越大，氣動作用點也隨之前移，提高了抬頭力矩。圖11給出了不同鴨翼高度下的俯仰力矩曲線，可以看出鴨翼相對高度越高，鴨翼脫體渦的影響就越明顯，其抬頭力矩收益越大，最多有20%的抬頭力矩增量。鴨翼高于機翼1.2 m相對于鴨翼位于機翼下方0.4 m，其升力系數(shù)提高了13.6%，增量作用點位于重心之前，導致全機低頭力矩降低了20.8%。

圖10 不同鴨翼高度對應的壓力分布(α=20°)Fig.10 Pressure distribution at different canard heights (α=20°)

圖11 不同鴨翼高度下俯仰力矩曲線Fig.11 Pitch moment coefficient at different canard heights

2.4 鴨翼平面形狀的影響

在上述計算分析結(jié)果的基礎上，對不同平面形狀的鴨翼開展數(shù)值模擬分析，在展弦比、稍根比以及面積相同的情況下，分析不同鴨翼前緣后掠角對氣動特性的影響。

圖12顯示全機升力系數(shù)隨著鴨翼后掠角的增加而單調(diào)遞增，α=20°狀態(tài)下，鴨翼后掠40°的升力相對于35°、30°及25°后掠增加了3%～10%。主要由于隨著后掠角的增加，鴨翼對本體內(nèi)翼段的渦增升效果加強，本體內(nèi)翼段前緣吸力峰增加，提高了本體的升力。與此同時，由于后掠降低了鴨翼自身的有效速度，因此鴨翼本身由于后掠增加帶來了升力損失，但鴨翼對本體的渦增升效果大于鴨翼自身升力損失效果，因此全機升力系數(shù)隨鴨翼后掠的增大而增加。

圖12 不同鴨翼后掠角下的全機升力系數(shù)Fig.12 Variation of lift coefficient with canard sweep angles

圖13為全機俯仰力矩曲線，可以看出與升力曲線的趨勢不同，隨著后掠角的增加，低頭力矩增加。這主要是由于后掠角增加后，鴨翼自身升力貢獻降低，由于鴨翼位置離重心較遠，從而產(chǎn)生了較大的低頭力矩，而且這種低頭力矩無法被增升效果所抵消，從而導致抬頭力矩收益降低。

圖13 不同鴨翼后掠角下的俯仰力矩系數(shù)Fig.13 Variation of pitch moment coefficient with canard sweep angles

3 總結(jié)與下一步工作

1) 近距鴨翼可提高BWB布局飛機升力系數(shù)曲線線性段，且在大迎角下受到鴨翼脫離渦的影響，升阻及力矩特性遠優(yōu)于無鴨翼構(gòu)型。觀察不同高度及平面形狀的鴨翼可知，設計合理的鴨翼可產(chǎn)生20%～35%的抬頭力矩增量，提升可用升力系數(shù)范圍，降低BWB布局縱向配平與操縱難度；

2) 鴨翼相對高度越高，脫體渦對本體內(nèi)側(cè)上翼面的影響就越明顯，抑制失速的能力以及增升效果就越強，并增加抬頭力矩收益；

3) 鴨翼后掠角越大，對本體內(nèi)翼段渦增升效果就越強，并抵消了鴨翼本身的升力損失，全機升力隨之增加；但由于鴨翼距重心位置較遠，因此后掠增加引起的鴨翼升力損失會導致抬頭力矩的收益降低；

需要注意的是，盡管鴨翼在低速下展現(xiàn)了較好的氣動效果，但也會伴隨產(chǎn)生一些問題，包括：縱向靜穩(wěn)定裕度的降低、安裝機構(gòu)對機身內(nèi)部空間的擠占、鴨翼安裝產(chǎn)生的額外的阻力與重量、分離流對前緣增升裝置的不利干擾等，下一步將針對上述問題繼續(xù)開展多專業(yè)的技術探索。