鴨式客機氣動布局特性研究

張 浩 彭星萍

（中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040）

鴨式客機氣動布局特性研究

張 浩 彭星萍

（中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040）

采用CFD技術對鴨翼布局和常規布局飛機進行氣動特性估算。利用計算機輔助軟件對縮比飛機模型進行流體計算，通過對計算數據的處理，獲得兩種布局飛機在升力系數、阻力系數、升阻比、俯仰力矩等多個方面的典型氣動特征參數，再對這些特征參數進行比對，最終得出兩種布局飛機在氣動方面的優缺點。

鴨翼布局；升力系數；阻力；升阻比；俯仰力矩

常規布局設計思路一直壟斷著民用客機研制歷史，但隨著科學技術的進步和對飛機性能要求的提高，非常規布局技術的應用正在被深入研究。本文研究非常規鴨式布局方式在民用飛機中的應用問題，將鴨式布局與常規布局進行氣動特性對比。分別計算兩種布局飛機在兩個速度（Ma0.6和Ma0.85）狀態下的氣動力特性，最后通過對計算數據的對比進行氣動特性分析。

1 模型處理

選用 1∶10的縮比飛機模型進行計算和分析，機身長為7.1m，翼展8.0m。

常規布局飛機的機身、機翼、發動機短艙及平尾（對應的是鴨翼）的外形尺寸和安裝角不變。將機翼沿飛機體軸向前平移1500mm；將鴨翼沿飛機體軸向后平移5200mm，再沿縱向向下平移500mm，即將鴨翼變為平尾。常規布局垂直尾翼改為單垂尾，折合有效面積與鴨式雙垂尾相當。

圖1 鴨式布局三視圖

圖2 常規布局三視圖

機身長度為 7100mm，最大高度為 1000mm，最大寬度為800mm，機身最大橫截面為長短半徑為500mm和400mm的橢圓。發動機短艙剖面為規則圓組成的多截面曲面（表1）。機翼、鴨翼（或平尾）及垂尾的尺寸參數見表2至表5。

表1 短艙參數

表2 機翼參數

表3 鴨翼/平尾參數

表4 雙垂尾參數（單個）

表5 單垂尾參數

2 網格劃分

選用四面體/混合（Tet/Hybrid）體網格。該網格可以方便地索引和減少存儲開銷，同時還能維持好的貼體性，進而提高流場的計算精度。此外還將計算域網格分兩層劃分，近場區域網格較密，遠場區域網格稀疏，這樣可以降低計算量，同時不影響計算數據。

圖3 分層網格

圖4 網格質量

3 Fluent計算

選用Spalart-Allmaras單方程模型，求解有關渦粘性的輸運方程。該湍流模型比較適合于具有壁面限制的流動問題。計算中默認的氣體是空氣，也是本問題的工作介質，但考慮到可壓縮性和熱物理特性（粘性）隨溫度的變化，需要改變默認的屬性設置，如氣體模式、粘性、材料等。同時還要完成操作環境和邊界條件設定。

對兩種布局進行計算，包括0.85Ma和0.6Ma兩個速度值，每兩度迎角變化間隔（即－4°，－2°，0°，2°，4°，6°，8°，10°，12°，14°，16°，18°，20°，22°，24°）計算一組數據。本文僅以鴨式在攻角為4°，馬赫數為0.85為例進行數據、圖表顯示和表述。

在求解器中進行持續迭代計算后，力和力矩的監視曲線會收斂至定值。從結果中獲得殘差收斂、阻力系數、升力系數、力矩系數的變化曲線圖，提取并顯示出X方向速度分布云圖和全機表面壓力分布云圖，見圖5～圖10。

圖5 殘差收斂曲線

圖6 阻力系數曲線

圖7 升力系數曲線

圖8 力矩系數曲線

圖9 X方向速度分布云圖

圖10 全機表面壓力分布云圖

4 氣動特性分析

4.1 空氣動力系數

表示機翼的氣動力采用風軸系坐標Oxyz，其中x軸沿來流向后，z軸向上，y和x軸組成右手坐標系。如果來流v∞與機翼對稱面平行，則稱為機翼的縱向繞流。定義機翼縱向繞流的無量綱氣動系數為

當來流v∞與機翼對稱面有夾角時，則定義此夾角為側滑角 β。此時v∞在對稱平面內的投影與根弦長之間仍可有夾角α，機翼同時有α和β，既有縱向繞流也有橫向繞流，空氣動力合力可分解為沿三個軸方向的空氣動力X、Y、Z和繞三個軸的力矩Mx、My、Mz。因此，除縱向三個空氣動力系數Cy、Cx和mz外，還定義另外三個橫向空氣動力系數

4.2 數據結果處理

阻力系數Cd：Ma=0.6，鴨式的阻力系數與常規式的阻力系數基本相當，鴨式阻力系數值相對偏大；Ma=0.85，從－4°到14°以及18°到24°的兩個區間鴨式的阻力系數比常規式大，在14°到18°之間鴨式和常規式的阻力系數值基本相當。

圖11 阻力系數曲線

升力系數Cl：Ma=0.6，從0°到14°鴨式的升力系數略高于常規式，從－4°到0°常規式的升力系數值大于鴨式，從14°到22°常規式的升力系數值明顯偏大，而當攻角大于22°時常規式的升力系數值下降并小于鴨式；Ma=0.85，從－4°到6°以及攻角大于20°的兩個范圍鴨式的升力系數值比常規式大，從8°到20°常規式的升力系數值要比鴨式大。

圖12 升力系數曲線

升阻比K：對于相同布局，低速時的升阻比比高速時要大；對于不同布局，同一速度時常規式的升阻比要比鴨式大。

圖13 升阻比曲線

俯仰力矩系數：對于相同布局，高速時的俯仰力矩系數比低高速時要大；對于不同布局，同一速度時鴨式的力矩系數比常規式大。

圖14 俯仰力矩系數曲線

4.3 氣動特性分析

4.3.1 鴨翼氣動特性

飛機飛行時，鴨翼會產生一個下洗渦，這個下洗渦可以為主翼渦提供能量，從而保證主翼渦的穩定，由此可以改善飛機大迎角時的升力狀況。鴨式布局有以下優點：

a．前翼不受流過機翼的氣流的影響，前翼操縱效率高。

b．前翼在大迎角飛行時提供的是正升力，從而使飛機總升力增大（或稱抬式飛機，即前翼與機翼共同平衡飛機重量），利于減小飛機起飛著陸速度，改善起飛著陸性能，同時也可以提高大迎角時的機動性能。

c．鴨式飛機配平阻力小，因而續航能力好。

d．能夠提供部分升力，起到水平尾翼的作用，提高飛機垂直機動性能。它還可以產生滾轉力矩，使飛機滾轉更加靈活，能迅速完成機動動作。

4.3.2 大攻角時飛機表面壓力對比

圖15～圖20列出兩種布局飛機在馬赫數0.85和大攻角狀態下（20°、22°和24°）的表面靜壓分布圖。

圖15 鴨式20°

圖16 常規20°

圖17 鴨式22°

圖18 常規22°

圖19 鴨式24°

圖20 常規24°

對比結果一（不同布局相同角度）：在相同角度下鴨式布局機翼內段表面低壓分布區比常規式大，邊條翼和鴨翼都是渦發生器，而鴨式布局中邊條翼和鴨翼產生的兩個渦疊加，使得其對機翼的影響更加明顯。當攻角大于20°時，鴨式布局飛機表面的靜壓分布條紋比常規布局規則，說明此時鴨翼有利于改善飛機的氣動性能。

對比結果二（同一布局不同角度）：鴨式的靜壓分布條紋始終比較規則，但隨著攻角增加有變差的趨勢；對于常規布局，當攻角為20°時，靜壓分布條紋還是比較規則的，但是22°和24°時的條紋分布質量急劇變差。說明大迎角飛行時，鴨翼對維持飛機的氣動力特性有很大作用。

5 結束語

通過對計算結果（阻力系數、升力系數、升阻比和俯仰力矩系數等）的處理，可得鴨式的氣動特性與常規式的氣動特性有明顯差異：鴨式的零升迎角要明顯小于常規式，所以鴨式在負迎角飛行時氣動升力要比常規式好；大迎角飛行時，鴨式的失速角度要明顯大于常規式，即鴨式的大迎角飛行性能優于常規式；通過觀察阻力系數對比曲線可知，鴨式的阻力系數比常規式的系數值偏大，進而導致鴨式飛機的升阻比相對較小。

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Research of canard airplane

The aerodynamic characteristic of aircraft with canard and conventional configuration is estimated using CFD technology. In this paper, fluid is calculated on scale model using computer aided software and the typical aerodynamic characteristic parameters of aircrafts with two kinds of configurations in terms of lift coefficient, drag coefficient, lift-drag ratio and pitching moment are obtained through the process of calculated data. Then these parameters are in comparison. Finally, the advantage and disadvantage of aerodynamics of aircrafts with two kinds of configurations are obtained.

Canard configuration;lift coefficient;drag;lift-drag ratio; pitching moment

V21

A

1008-1151(2015)05-0074-04

2015-04-12

張浩（1985－），中航通飛研究院有限公司主管設計師。