特殊布局高亞聲速層流無人驗(yàn)證機(jī)基本翼氣動(dòng)力協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)

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(jì)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(shí)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(dòng)力設(shè)計(jì)技術(shù)，翼面層流實(shí)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(yàn)證評(píng)估。目前較為可靠的試驗(yàn)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(yàn)是定性獲取層流特征數(shù)據(jù)、評(píng)估基本氣動(dòng)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(duì)雷諾數(shù)效應(yīng)和外界擾動(dòng)高度敏感[5]；而風(fēng)洞試驗(yàn)環(huán)境的來流品質(zhì)、模型尺度和噪聲振動(dòng)等重要影響因素都與真實(shí)飛行條件有所區(qū)別；使得風(fēng)洞試驗(yàn)確定的轉(zhuǎn)捩位置、流動(dòng)形態(tài)以及阻力變化量等關(guān)鍵結(jié)果與實(shí)際飛行試驗(yàn)仍然存在一定差異。

飛行試驗(yàn)對(duì)新技術(shù)效能的驗(yàn)證能力顯著優(yōu)于數(shù)值模擬和地面試驗(yàn)，是關(guān)鍵氣動(dòng)性能的決定性判斷依據(jù)，也是有效揭示真實(shí)飛行條件下復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象、深入剖析流動(dòng)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(dòng)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(yàn)證工作，至少基于30余型驗(yàn)證機(jī)平臺(tái)開展了近百項(xiàng)層流飛行試驗(yàn)，為亞聲速/高亞聲速條件下的層流流動(dòng)機(jī)理分析、設(shè)計(jì)技術(shù)驗(yàn)證及分析方法發(fā)展奠定了堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)。

常規(guī)層流飛行驗(yàn)證方案通過對(duì)現(xiàn)有載人飛機(jī)型號(hào)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(shí)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(jì)劃和后繼的環(huán)境責(zé)任航空(Environmentally Responsible Aviation, ERA)計(jì)劃開展的一系列飛行試驗(yàn)研究[9]，包括F-111高亞聲速層流翼套試驗(yàn)、波音757HLFC前緣翼盒試驗(yàn)、737/787翼梢小翼及垂尾層流驗(yàn)證、“灣流”NLF翼套試驗(yàn)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(yàn)。在最近開展的“潔凈天空”聯(lián)合技術(shù)計(jì)劃中，層流飛行驗(yàn)證項(xiàng)目仍然基于空客A340-300試驗(yàn)機(jī)平臺(tái)開展，通過外翼段的重新設(shè)計(jì)、制造和改裝，達(dá)到驗(yàn)證不同理念層流設(shè)計(jì)技術(shù)的目的[11]。

載機(jī)平臺(tái)本體的技術(shù)成熟和驗(yàn)證適用是基于局部改裝措施開展層流飛行試驗(yàn)的前提條件。但是，我國現(xiàn)有的飛機(jī)型號(hào)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(yàn)證需求直接匹配，層流翼套設(shè)計(jì)、翼面改裝測試、試驗(yàn)系統(tǒng)配置和飛行科目訓(xùn)練等項(xiàng)目都需要較長的周期和成本，嚴(yán)重制約了基于試驗(yàn)機(jī)改裝開展飛行驗(yàn)證的可行性。針對(duì)上述諸多瓶頸問題及約束，航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院創(chuàng)新性地提出了一種特殊布局無人驗(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)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(yàn)證平臺(tái)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(yàn)證目標(biāo)量身定制、針對(duì)性明確。載人驗(yàn)證機(jī)的設(shè)計(jì)制造均圍繞其原本的既定飛行任務(wù)，不可避免地與試驗(yàn)驗(yàn)證目標(biāo)之間存在固有偏差。而無人驗(yàn)證平臺(tái)的研制出發(fā)點(diǎn)是根據(jù)層流技術(shù)試驗(yàn)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(duì)性、專門性的總體、氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、動(dòng)力等設(shè)計(jì)工作，能夠最大限度地實(shí)現(xiàn)相對(duì)理想的驗(yàn)證條件。

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

3) 與試驗(yàn)工況匹配、安全系數(shù)高。載人驗(yàn)證機(jī)的試驗(yàn)改裝必然會(huì)影響本體氣動(dòng)性能，偏離原有設(shè)計(jì)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(xiǎn)。無人驗(yàn)證平臺(tái)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(yàn)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(jì)思路的前提下，無人驗(yàn)證平臺(tái)不僅能夠同時(shí)完成NLF、LFC和HLFC的效能驗(yàn)證，還可以開展試驗(yàn)段幾何參數(shù)變化影響分析等研究，對(duì)于表面光潔度、粗糙度、污染物等特殊影響因素也具備驗(yàn)證能力，并且可以進(jìn)一步應(yīng)用于其他翼型氣動(dòng)力設(shè)計(jì)技術(shù)的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證工作。

氣動(dòng)力設(shè)計(jì)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(yàn)平臺(tái)，無人驗(yàn)證機(jī)首先應(yīng)當(dāng)在特定試驗(yàn)工況下保證良好的巡航點(diǎn)氣動(dòng)特性，確保試驗(yàn)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(duì)提出的高亞聲速層流無人驗(yàn)證機(jī)方案采用內(nèi)側(cè)等直層流試驗(yàn)段[12]-外側(cè)后掠基本翼相結(jié)合的特殊氣動(dòng)布局形式，由于兩者的設(shè)計(jì)目標(biāo)、氣動(dòng)特性和流動(dòng)特征存在根本差異，同時(shí)還需兼顧不同速度條件下的綜合飛行特性?；疽淼臍鈩?dòng)力設(shè)計(jì)能否在較為寬泛的工況下匹配試驗(yàn)驗(yàn)證目標(biāo)，實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行、安全起降，滿足驗(yàn)證機(jī)整體飛行特性良好的要求，是決定設(shè)計(jì)方案成敗的關(guān)鍵因素。就上述首創(chuàng)的無人驗(yàn)證平臺(tái)氣動(dòng)布局形式而言，氣動(dòng)特性協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)的內(nèi)涵包括兩個(gè)層次，即基本翼與試驗(yàn)段在在巡航點(diǎn)滿足層流試驗(yàn)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(dòng)特性協(xié)調(diào)匹配。具體包括以下方面：

1) 驗(yàn)證機(jī)內(nèi)側(cè)試驗(yàn)段的高亞聲速驗(yàn)證條件直接決定了外側(cè)基本翼的設(shè)計(jì)工況。基本翼的氣動(dòng)力設(shè)計(jì)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(yàn)雷諾數(shù)需求、降低當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)三維效應(yīng)影響，內(nèi)側(cè)試驗(yàn)段展弦比較小、參考面積較大，導(dǎo)致試驗(yàn)工況下全機(jī)升力系數(shù)相對(duì)較低?；疽響?yīng)當(dāng)在此條件下具備良好的巡航效率，降低發(fā)動(dòng)機(jī)工作壓力，滿足飛行試驗(yàn)對(duì)航時(shí)航程、飛行高度的需求。

3) 飛行試驗(yàn)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(dòng)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(yàn)品質(zhì)良好。

4) 驗(yàn)證機(jī)采用的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)幾何尺寸相對(duì)較大，基本翼氣動(dòng)力設(shè)計(jì)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(dòng)機(jī)安裝對(duì)當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)的不利干擾。

5) 在保證高速氣動(dòng)特性良好的同時(shí)，外側(cè)基本翼低速失速點(diǎn)應(yīng)大于內(nèi)側(cè)試驗(yàn)段，失速特性及分離流動(dòng)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(shí)避免副翼區(qū)域失效，保證滾轉(zhuǎn)操縱能力。

6) 驗(yàn)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(yàn)證機(jī)的氣動(dòng)力設(shè)計(jì)存在諸多不同于常規(guī)翼吊布局的限制因素和設(shè)計(jì)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(jì)問題，相關(guān)的氣動(dòng)力協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)技術(shù)需要深入研究。

針對(duì)上述特殊布局層流驗(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)需求及約束，從基本翼翼型設(shè)計(jì)和配置的角度開展氣動(dòng)力協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)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(jì)，保證了巡航點(diǎn)附近良好的氣動(dòng)力穩(wěn)健性，實(shí)現(xiàn)了低速失速特性和分離形態(tài)的有效控制，為層流驗(yàn)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(dòng)力設(shè)計(jì)提供參考。

1 驗(yàn)證機(jī)基本翼氣動(dòng)力設(shè)計(jì)原理

特殊氣動(dòng)布局無人驗(yàn)證機(jī)采用內(nèi)側(cè)等直層流試驗(yàn)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(tái)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，主要任務(wù)載荷為層流試驗(yàn)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(yàn)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(yàn)驗(yàn)證，以期在試驗(yàn)段上表面實(shí)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(shí)際效能。

圖1給出了該驗(yàn)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(diǎn)，與飛行條件匹配良好。從試驗(yàn)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(diǎn)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(diǎn)附近氣動(dòng)效率。通過合理的壓力梯度設(shè)計(jì)，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(dòng)能力，避免偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)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(yàn)證機(jī)三維構(gòu)型

由于翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙/掛架對(duì)基本翼當(dāng)?shù)馗邅喡曀倭鲃?dòng)的影響機(jī)制體現(xiàn)在局部加/減速效應(yīng)引起的流動(dòng)通道特性變化[15]，可以認(rèn)為短艙/掛架的引入是對(duì)基準(zhǔn)流場的某種特殊擾動(dòng)形式。而在特定馬赫數(shù)下，短艙/掛架對(duì)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(duì)翼面前緣附近流場的加速效應(yīng)，進(jìn)而產(chǎn)生對(duì)上下表面壓力峰的激勵(lì)作用。因此，在基本翼壓力分布設(shè)計(jì)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(tái)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(dòng)機(jī)一體化構(gòu)型的綜合氣動(dòng)特性[17]。

發(fā)動(dòng)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(dòng)性質(zhì)。實(shí)現(xiàn)良好失速特性設(shè)計(jì)的關(guān)鍵是對(duì)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(yàn)證機(jī)增升裝置缺少縫翼，對(duì)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(jì)意圖同樣應(yīng)當(dāng)在基本翼設(shè)計(jì)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(shí)現(xiàn)分離特性的有效控制。即通過前緣特征設(shè)計(jì)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(dòng)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(yàn)證機(jī)基本翼氣動(dòng)力高低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)

考慮到層流驗(yàn)證機(jī)內(nèi)外翼在部件層面的相對(duì)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(dòng)力設(shè)計(jì)[21]?；疽淼臍鈩?dòng)力高低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)基于全速勢-附面層修正分析工具[22]，圖2給出了氣動(dòng)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(dòng)特性全速勢等效分析模型

基本翼翼型氣動(dòng)力設(shè)計(jì)基于3輪迭代過程，基于12%、40%、70%、100%這4個(gè)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(duì)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(duì)巡航點(diǎn)壓力分布特性和低速分離特征考慮相對(duì)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(diǎn)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(dòng)機(jī)短艙對(duì)巡航點(diǎn)附近壓力分布形態(tài)的影響，對(duì)前緣形狀進(jìn)行了精細(xì)修形，同時(shí)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(diǎn)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(shí)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(duì)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(dòng)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(diǎn)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(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)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(jì)工具。評(píng)估條件選取為自由來流馬赫數(shù)Ma=0.75，基于平均氣動(dòng)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(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比情況，表明設(shè)計(jì)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?yàn)闅鈩?dòng)力設(shè)計(jì)提供可靠的評(píng)判依據(jù)。

翼身組合體構(gòu)型巡航點(diǎn)的全速勢分析評(píng)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(duì)比情況，通過兩輪改進(jìn)設(shè)計(jì)，基本翼巡航點(diǎn)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(jì)點(diǎn)(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(diǎn)附近的壓力分布云圖及15%～90% 4個(gè)展向站位的壓力形態(tài)對(duì)比情況。相對(duì)原始構(gòu)型，兩輪改進(jìn)構(gòu)型均基于和緩的壓力梯度實(shí)現(xiàn)了無激波氣動(dòng)力設(shè)計(jì)，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(duì)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(dòng)機(jī)短艙安裝對(duì)前緣壓力峰的激勵(lì)作用。從圖8給出的巡航點(diǎn)附近環(huán)量分布及升力分布對(duì)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(duì)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(diǎn)誘阻，充分挖掘了基本翼的減阻潛力。

圖6 巡航點(diǎn)附近基本翼壓力分布對(duì)比

圖7 巡航點(diǎn)附近基本翼展向各站位壓力分布對(duì)比

圖8 巡航點(diǎn)附近基本翼升力分布及環(huán)量分布對(duì)比

表2 基本翼巡航點(diǎn)氣動(dòng)特性對(duì)比

通過對(duì)巡航點(diǎn)附近一定馬赫數(shù)/升力系數(shù)范圍內(nèi)的氣動(dòng)特性進(jìn)行分析，檢驗(yàn)基本翼設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)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(duì)馬赫數(shù)/升力系數(shù)的敏感性分析結(jié)果，表明在計(jì)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(duì)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(tái)特征逐漸顯現(xiàn)。表3和表4分別給出了基本翼巡航點(diǎn)附近氣動(dòng)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(diǎn)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(dòng)特性具備良好的穩(wěn)定性。

表3 基本翼氣動(dòng)特性巡航點(diǎn)升力系數(shù)敏感性

表4 基本翼氣動(dòng)特性巡航點(diǎn)馬赫數(shù)敏感性

圖9 巡航點(diǎn)附近基本翼壓力分布升力系數(shù)敏感性

圖10 巡航點(diǎn)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(dòng)特性全速勢分析評(píng)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(duì)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(duì)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(duì)比

由于全機(jī)構(gòu)型大尺寸短艙對(duì)后方翼面下洗效應(yīng)明顯，對(duì)當(dāng)?shù)胤蛛x起到一定抑制作用，同時(shí)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(jì)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(dòng)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(duì)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(yàn)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(jì)意圖。相對(duì)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(yàn)證機(jī)基本翼高低速氣動(dòng)特性校核分析

3.1 氣動(dòng)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(yàn)，針對(duì)圖13 所示的驗(yàn)證機(jī)三維全機(jī)帶短艙構(gòu)型開展高低速氣動(dòng)特性校核分析，基本翼采用二輪構(gòu)型設(shè)計(jì)方案。在有限體積法基礎(chǔ)上，對(duì)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(yàn)證[24-25]。無黏通量項(xiàng)離散采用三階迎風(fēng)通量差分分裂格式，黏性通量項(xiàng)離散采用二階中心差分格式。時(shí)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(duì)明顯，當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)在不同速度下均體現(xiàn)全湍特征，但是試驗(yàn)段層流特性在巡航點(diǎn)附近較為顯著，計(jì)算分析評(píng)估應(yīng)當(dāng)體現(xiàn)上述特點(diǎn)，從而在定升力系數(shù)前提下準(zhǔn)確反映巡航點(diǎn)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(diǎn)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(jì)算網(wǎng)格基于多塊結(jié)構(gòu)化思路生成，半模計(jì)算。全場采用H型拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，物面附近生成O型拓?fù)洌W(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(jì)算域?yàn)?0c×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(yàn)證機(jī)三維全機(jī)計(jì)算構(gòu)型及網(wǎng)格

本研究未規(guī)劃基本翼高速測壓試驗(yàn)，測力數(shù)據(jù)仍有待修正，因此僅提供低速氣動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行校核分析。低速測力試驗(yàn)基于航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-8單回路閉口風(fēng)洞，試驗(yàn)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(yàn)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(duì)稱天平試驗(yàn)消除測量影響。

圖14 低速風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

3.2 高速壓力分布形態(tài)校核分析

圖15給出了驗(yàn)證機(jī)全機(jī)帶短艙構(gòu)型巡航點(diǎn)(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(jì)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(duì)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(duì)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(shí)現(xiàn)了大尺寸短艙影響下構(gòu)造基本翼巡航點(diǎn)壓力平臺(tái)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(duì)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(shí)校核了全速勢-附面層方法作為氣動(dòng)力設(shè)計(jì)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(yàn)證機(jī)全機(jī)帶短艙構(gòu)型巡航點(diǎn)壓力分布

圖16 設(shè)計(jì)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(diǎn)壓力分布形態(tài)對(duì)比

3.3 低速氣動(dòng)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(yàn)結(jié)果的對(duì)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(yàn)雷諾數(shù)，但是計(jì)算分析結(jié)果仍然能夠在很大程度上反映氣動(dòng)力的基本變化特征。基于數(shù)值模擬方法獲得的氣動(dòng)力結(jié)果在線性段與試驗(yàn)值基本一致，也能夠大致刻畫失速點(diǎn)附近升力/力矩的變化趨勢。一輪構(gòu)型線性段氣動(dòng)特性與原始構(gòu)型基本一致，升力線斜率相對(duì)較低，力矩非線性段的變化特性相對(duì)和緩。二輪構(gòu)型線性段升力系數(shù)較上輪提升0.05，同時(shí)線性段低頭力矩增量僅為0.015左右，表明基本翼氣動(dòng)力設(shè)計(jì)在實(shí)現(xiàn)失速點(diǎn)之前力矩變化和緩性的同時(shí)提升了升力效率。整體來看，氣動(dòng)力設(shè)計(jì)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(duì)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(duì)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(shí)存在橫側(cè)操穩(wěn)特性降低的風(fēng)險(xiǎn)，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(dòng)分離現(xiàn)象，但內(nèi)側(cè)分離發(fā)展相對(duì)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(dòng)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(dòng)特性的設(shè)計(jì)意圖。

圖18 低速失速分離形態(tài)對(duì)比

綜合上述數(shù)值模擬及風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，現(xiàn)階段層流驗(yàn)證機(jī)基本翼氣動(dòng)力設(shè)計(jì)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(shí)現(xiàn)了與試驗(yàn)驗(yàn)證需求及高低速氣動(dòng)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(dòng)力迭代設(shè)計(jì)、數(shù)值模擬方法校核全機(jī)構(gòu)型高低速氣動(dòng)特性的設(shè)計(jì)思路合理有效，能夠?qū)崿F(xiàn)復(fù)雜氣動(dòng)構(gòu)型的高低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)。

2) 在氣動(dòng)布局形式與巡航點(diǎn)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(jì)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(dòng)能力，避免偏離設(shè)計(jì)狀態(tài)時(shí)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(dòng)機(jī)一體化構(gòu)型的綜合氣動(dòng)特性。

3) 在基本翼壓力分布設(shè)計(jì)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(tái)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(jì)和配置，可以實(shí)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(dòng)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(jì)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。