聯翼布局俯仰力矩非線性變化特性的數值模擬

王延奎 單繼祥 田 偉 鄧學鎣

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京100191)

聯翼布局是一種前翼后掠，后翼前掠，前后翼在前翼一定位置聯結形成的飛機布局.與常規布局相比，聯翼布局飛機具有重量輕、誘導阻力小、跨音速面積分布好、浸潤面積小、具有直接升力和直接側力控制能力等諸多優點［1］，是下一代跨聲速飛機優先選擇的布局方式之一.

國內外針對中小迎角下前后翼參數對升阻力特性影響研究較多，但對俯仰力矩特性和機翼流場結構的研究較少.文獻 ［2］研究發現，當Re=6×105～9×105時，聯翼布局模型俯仰力矩會在α=10°～12°發生先上仰后下降的現象，且機翼扭轉不能完全改善俯仰力矩的非線性變化.文獻 ［3］采用測力、油流等手段對平列式聯翼布局的流動機理和氣動特性進行了研究.研究發現，當前后翼兩個升力面距離較近時，前翼尾流的下洗和速度阻滯降低了后翼氣動效率，而后翼的上洗又使前翼提前失速，但是未對俯仰力矩的強非線性變化特性進行深入的分析.文獻 ［4］通過對上聯翼布局飛機的縱向氣動特性進行實驗和CFD計算，對α=－5°～8°，Re=0.25×106時的聯翼布局飛機的升力特性和流場結構進行了分析.研究發現，當α=－5°時，前翼下翼面發生分離，當α=0°～8°時，前后翼處于附著流狀態，但在前后翼之間的相互干擾特性及其對全機俯仰力矩的影響特性方面也缺乏深入研究.

本文采用數值計算方法，對聯翼布局飛機的亞聲速氣動特性、空間流場結構進行研究，揭示聯翼布局飛機俯仰力矩隨迎角增大呈現出的強非線性變化特征.

1 計算模型及計算方法

1.1 計算模型

計算模型如圖1所示.模型后翼與機身連接，前后翼連接處在前翼y/L=0.6半展長處 (L為半展長)，連接部件為前翼吊艙.以吊艙位置為分界點，將前翼劃分為前翼內側和前翼外側.

圖1 計算模型

1.2 數值格式和湍流模型

本文采用有限體積法對控制方程進行離散化，耦合連續性方程、動量方程和能量方程求解，離散格式選用顯式二階迎風格式.

計算采用RNG k～ε湍流模型.

計算采用多塊對接結構化網格.

2 計算結果與分析

2.1 全機俯仰力矩特性及實驗驗證

圖2是當Ma=0.75時，聯翼布局飛機俯仰力矩的實驗和計算的對比曲線.從計算結果中可以看出，在α=0°～4°范圍內，隨迎角增大，俯仰力矩系數線性減小;在α=4°～8°范圍內，俯仰力矩出現了先上仰再減小的非線性變化;當α＞8°時，隨迎角增大，俯仰力矩再次產生上仰.計算結果與實驗結果有較好的一致性，計算結果可信.計算和實驗結果均表明，當Ma=0.75時，該聯翼布局飛機俯仰力矩隨迎角表現出了很強的非線性變化特性.

圖2 全機俯仰力矩隨迎角的變化曲線 (Ma=0.75)

2.2 各部件俯仰力矩貢獻特性分析

圖3是該聯翼布局飛機各部件俯仰力矩系數隨迎角的變化曲線 (其中各部件的分布如圖1所示).從圖3可以看出:①機身和尾翼的俯仰力矩系數隨迎角增大呈現線性變化特性;②前翼外側俯仰力矩在α=0°～4°范圍內隨迎角增大呈現線性減小，當a≥6°時，俯仰力矩曲線斜率逐漸減小;③前翼內側俯仰力矩在α=0°～6°范圍內隨迎角呈現線性增大，當α≥8°時，俯仰力矩曲線斜率大幅減小;④對于后翼，當α=4°～8°時，俯仰力矩曲線斜率有所減小，當α≥8°時，俯仰力矩隨迎角增大而急劇增大，產生上仰.

圖3 各部件俯仰力矩隨迎角的變化曲線 (Ma=0.75)

因此，從全機俯仰力矩隨迎角的非線性變化特征看:①當α=6°時，全機俯仰力矩的小幅上揚主要是由于前翼局部流動分離導致其本身氣動效率降低和前翼流動分離影響下的后翼氣動效率的降低共同引起的;②當α≥8°以后全機俯仰力矩隨迎角增大呈現出的大幅上揚是由于前翼大面積流動分離導致其本身氣動效率降低和前翼流動分離影響下的后翼氣動效率的降低共同引起的，而后翼氣動效率的降低是主要原因.總之，處于前翼流場影響下的后翼氣動效率的降低對于全機俯仰力矩隨迎角所表現出的非線性變化特性起到了決定性的作用.

2.3 俯仰力矩非線性變化機理分析

圖4是該聯翼布局飛機各部件升力系數隨迎角的變化曲線 (其中各部件的分布如圖1所示).從圖3和圖4可以看出:按照全機俯仰力矩系數隨迎角的變化特性及其前翼流動形態，可將全機流動狀態沿迎角劃分為3個區域，并將這3個區域按照前翼流動狀態分別命名:當0°≤α＜4°時，附著流區，全機俯仰力矩系數基本隨迎角線性減小;當4°≤α≤8°時為前翼局部分離區，俯仰力矩系數隨迎角發生先上仰后減小的非線性變化;當8°＜α≤12°時為前翼完全分離區，俯仰力矩系數隨迎角增大顯著上仰.以下將結合機翼流場結構，對各機翼部件氣動力變化特性進行分析，以揭示俯仰力矩隨迎角所呈現出的非線性變化特性的機理.

圖4 各部件升力系數隨迎角的變化曲線 (Ma=0.75)

2.3.1 附著流區 (0°≤α ＜4°)

對于該區域，全機升力系數、俯仰力矩系數隨迎角基本呈線性變化.圖5是當α=2°時，前/后翼各展向位置截面流線圖.從圖5可以看出，此時該布局前/后翼均呈現附著流流態.

2.3.2 前翼局部分離區 (4°≤α＜8°)

對于該區域，全機升力線斜率逐漸減小，俯仰力矩系數表現出先上仰后減小的非線性變化.圖6是當α=6°時，前/后翼各展向位置截面流線圖.從圖6可以看出，此時前翼內側機翼吊艙附近y/L=0.5截面發生明顯的流動分離，且后翼局部處于前翼分離的尾流區，而對于前翼其它截面仍以附著流流態為主，這一變化引起了從α=4°到α=6°的俯仰力矩的非線性小幅上揚.

圖5 當α=2°時機翼展向各截面流線圖 (Ma=0.75)

圖7是當α=6°和8°時，前/后翼截面俯仰力矩系數和截面法向力系數的展向分布.從圖7可以看出，當α=6°時，對于前翼外側，截面法向力系數沿展向略有減小;對于y/L=0.11～0.41截面，前后翼截面法向力系數基本相同;對于前翼y/L=0.5截面，由于該截面已發生分離，截面法向力系數相對于其它截面減小5%左右;對于后翼，y/L=0.5截面法向力系數相對于其它截面均大幅減小，該截面法向力系數僅相當于b=0.42截面法向力系數的30%，截面法向力系數的減小使得截面俯仰力矩系數大幅增大.

綜上所述，正是由于后翼局部處于前翼分離的尾流區，使得處于該區域的后翼的法向力系數大幅減小，俯仰力矩系數增大，從而使得后翼升力線斜率減小，俯仰力矩斜率減小，導致全機俯仰力矩系數在該迎角下產生小幅上仰.

圖6 當α=6°時機翼展向各截面流線圖 (Ma=0.75)

圖7 當α=6°和8°時前/后翼各截面氣動力沿機翼展向分布曲線 (Ma=0.75)

圖8是當α=8°時機翼展向各截面流線圖.由圖8可以看出，隨著迎角的繼續增大，前后翼的流動狀態基本不變，但前翼分離區域沿展向和弦向逐漸增大.由圖7可以看出，當α=8°時，除前翼y/L=0.41截面的法向力系數相對于y/L=0.11截面減小外，其它前/后翼截面的氣動力分布規律與α=6°時相同.

隨著迎角的增大，當α=8°時，前翼分離區域逐漸增大，激波位置前移，前翼內側升力線斜率減小，對全機的俯仰力矩貢獻減小，導致全機俯仰力矩系數減小，從而使得俯仰力矩在上仰后在該迎角表現出減小的非線性變化，如圖3所示.

圖8 當α=8°時機翼展向各截面流線圖 (Ma=0.75)

2.3.3 前翼完全分離區 (8°＜α＜12°)

對于該區域，全機失速，升力系數逐漸達到最大;俯仰力矩系數隨迎角的增大產生嚴重上仰.

圖9是當α=10°時，機翼展向各截面流線圖.可見，此時前翼外側已發生分離;前翼內側y/L=0.22～0.5截面均已發生分離，前翼內側分離區范圍沿展向和弦向繼續增大.后翼仍然是翼根及中段區域為附著流，翼尖區域處于前翼分離的尾流區，與前翼局部分離區時規律一致，但處于前翼分離尾流區內的區域增大.

圖10是當α為8°和10°時，前后翼的截面法向力系數和截面俯仰力矩系數的展向分布曲線.

圖9 當α=10°時機翼展向各截面流線圖 (Ma=0.75)

圖10 當α=8°和10°時前/后翼各截面氣動力沿機翼展向分布曲線 (Ma=0.75)

圖10可見，當α=10°時，對于前翼內側，隨著前翼分離區域沿展向和弦向的增大，y/L=0.22～0.5的區域的截面法向力系數和俯仰力矩系數相對于y/L=0.11截面大幅減小，對于y/L=0.41～0.5的區域已達到失速;對于前翼外側，由于前翼分離，其截面法向力系數減小、俯仰力矩系數增大.對于后翼，處于前翼分離尾流區的y/L=0.41～0.5區域的截面法向力相對于附著流區域的y/L=0.11截面大幅減小.與α=8°時相比，后翼各截面截面法向力系數均減小，截面俯仰力矩系數增大.

綜上所述，當α=10°時，隨著前翼分離區域的增大，后翼已失速，后翼升力系數隨迎角急劇減小，導致后翼提供的低頭力矩急劇減小，從而引起全機俯仰力矩系數的增大，產生嚴重上仰.

3 結論

1)該亞聲速聯翼布局飛機的俯仰力矩系數隨迎角的增大存在比較嚴重的非線性變化特性，計算結果與實驗結果吻合，計算方法得當.

2)揭示了該聯翼布局飛機俯仰力矩系數隨迎角增大呈現出強非線性變化的流動機理，即前翼流動分離不僅引起前翼氣動效率的降低，更重要的是引起處于前翼流場下游的后翼氣動效率的大幅降低，而后者對于全機俯仰力矩隨迎角所表現出的非線性變化特性起到了決定性的作用.

3)根據前翼流動狀態及其對應的全機俯仰力矩變化規律，將全機流場分為附著流、前翼局部分離和前翼完全分離3種典型狀態，并對每個分區的前/后翼流場干擾特性及其引起的全機俯仰力矩的變化特性進行了比較詳細的分析，給出了干擾規律，分析了全機俯仰力矩隨迎角變化呈現出的非線性變化特性.

References)

［1］Wolkovitch J.The joined wing:an overview journal of aircraft［J］.Journal of Aircraft，1986，23(3):161 －178

［2］Bond V L，Canfield R A.Joined-wing wind-tunnel test for longitudinal control via aftwing twist ［J］.Journal of Aircraft，2010，47(5):1481－1489

［3］李光里，李國文，黎軍，等.連接翼布局氣動特性研究［J］.空氣動力學學報，2006，24(4):513－518

Li Guangli，Li Guowen，Li Jun，et al.The aerodynamics investigation of the joined wing configuration［J］.Aerodynamic Science，2006，24(4):513－518(in Chinese)

［4］CharleT，Gregory S.Comparsion of computational and experimental studies for a joined wing aircraft［R］.AIAA 2002-0702，2002