前掠角對串置翼模型升阻特性影響分析

馬震宇，徐瑞瑞，趙希瑋

(1.鄭州航空工業管理學院航空工程學院， 鄭州 450046；2.西北工業大學動力與能源學院， 西安 710072；3.空軍工程大學航空工程研究生隊， 西安 710038)

先進飛行器氣動布局追求高氣動特性和寬飛行范圍，單一氣動布局無法滿足高性能要求。變掠角飛機可以通過改變機翼掠角來保證飛行全階段具有最佳氣動特性，如美國的F-14和F-111戰斗機等[1]。與后掠翼飛機相比，前掠翼飛機具備亞跨音速誘導阻力相對較小、升力線斜率較高和失速迎角較大等優勢[2]。俄羅斯SR-10高亞音速教練機采用了前掠翼布局，機翼前掠角為10°，飛行馬赫數達0.85[3]；Su-47金雕超音速戰斗機大攻角機動能力強，機翼前掠角為20°[4]。美國X-29A戰斗機0.9飛行馬赫數下飛機升力系數0.92，機翼翼型為相對厚度約5%的超臨界翼型，機翼前掠角為29.3°[5]。

與單翼布局相比，串翼布局[ 6-8]的前翼和后翼面積基本相同且均為升力面，有利于保持機體空中均衡，可以不用配置平尾。阿聯酋軍用長航時無人機“聯合40”[ 7]即采用了串置式直機翼+S形機身+螺槳發動機的總體布局，無平尾，后翼低于前翼，通過前翼襟翼實現俯仰控制，通過立尾提供航行穩定和偏航控制，最大巡航速度55.56 m/s。文獻[9-10]對單前掠翼模型的縱向氣動流場特性受前掠角和飛行速度的影響做了數值研究，文獻[11]對單前掠翼身組合模型的低亞音速氣動流動機理做了數值分析。文獻[6,8,12]對串置式前掠翼模型低速和高速氣動力和流場特性進行了數值計算，但建模和計算未考慮前掠角變化的影響。為了探索串置式前掠翼氣動特性受前掠角變化的影響規律，基于一種串置式前掠翼翼身組合體基本模型[8,12]，構建不同前掠角模型，通過數值計算分析其縱向氣動力和流場變化特性，其中遠場來流馬赫數為0.8，迎角變化范圍0°～+40°。

1 幾何模型

1.1 模型參數

機身為尖頭胖尾旋成體以減少高速飛行激波阻力，長度為1.2 m。每個機翼展長均為0.79 m,平面面積均為0.078 m2，翼型為高速薄翼型NACA64A005(最大相對厚度位置距前緣40%)，翼根弦長均為141.05 mm，翼梢弦長均為112.8 mm，前翼根后緣到后翼根后緣水平距離176.31 mm且后翼下置20 mm。

為了得到不同前掠角的機翼幾何模型，采用UG軟件進行建模，利用三角函數關系在UG中移動翼梢相對翼根的位置，確定不同的機翼前掠角χ(前緣前掠角，前、后翼均按同值考慮)，機翼展長和面積等幾何參數保持不變。在10°～40°范圍，做出4種不同前掠角(10°、20°、30°、40°)的機翼與機身的組合模型。前掠角一般也不宜過大，過大將會使機翼根部結構承載過重[2]。

1.2 幾何建模

從PROFILI軟件中選中翼型，導入AUTOCAD軟件中，確定翼型坐標原點在前翼翼根前緣點處，根據不同前掠角用三角函數關系在AUTOCAD中確定前翼翼梢和翼根投影相對位置。圖1為機翼30°前掠角時前翼翼梢和翼根剖面投影的相對位置關系。

圖1 前翼根梢投影相對位置關系示意圖

在UG軟件中進入建模模式，將圖1以dxf格式導入。選中前翼翼梢輸入距離為機翼半展長394.95 mm，選擇通過曲線組命令及選擇前翼翼根，在添加新集處選擇前翼翼梢，完成前翼生成。通過移動和復制命令等，將前翼移動復制為后翼。因不考慮側滑角，故可采用半幾何模型。在機翼上畫出機身草圖，將機身草圖旋轉180°，完成30°前掠角時翼身組合半模型的幾何實體建模，如圖2所示。與此類似，再做出另外3種機翼前掠角時翼身組合體半模型。其中，模型坐標原點均位于前翼翼根前緣點處，X軸平行于機身縱對稱面并指向機尾方向。

圖2 機翼前掠角30°時翼身組合半模型

2 計算流域模型

2.1 模型拓補修復

將半模型的幾何實體模型導入ICEM CFD軟件[13]中，進行拓補修復，調整公差為0.009。

2.2 建立計算外流域

在ICEM CFD軟件中，選擇盒體形狀創建幾何模型外流域，坐標系原點位于前翼翼根前緣點處，選擇建模尺寸單位為m。外流域大小根據經驗比例[8,10，12]選取形狀為長16.1 m、高7 m、寬3 m的長方體，其中對稱面上一個邊界角點位置坐標為(-7，-3.5，0)。

2.3 定義PART和邊界條件類型

在ICEM CFD軟件中，點擊創建PART。外流域入口邊界類型定義為INLET，出口邊界為OUTLET，對稱面為SYM，側面遠場為FAR-FIELD，同時對前翼和后翼、機身的頭、中、尾也予以命名。

2.4 定義并生成非結構化網格

設定全局網格比例因子為1，最大單元值為0.8，殼網格單元均為三角形非結構化單元。設置邊界線網格節點參數值。通過計算命令生成邊界面非結構化殼網格，生成的模型表面殼網格如圖3所示。

圖3 模型表面非結構殼網格

在模型表面周圍設置三棱柱邊界層網格，層數為20，沿表面當地法向單元網格高度增長率為1.1，第一層網格高度1.393×10-5m。通過密度盒功能，定義機翼后緣尾跡流加密區以及改變機翼表面和流域邊界節點數目，可實現對流域網格總數量的變化和控制，供網格計算無關性或獨立性驗證模型使用。通過選擇四面體混合體網格類型，生成空間流域非結構化體網格模型。模型表面周圍流場加密網格如圖4所示。

圖4 模型表面周圍流場加密網格

3 數值計算與分析

3.1 控制方程和計算設置

對于定常可壓縮三維氣體粘性繞流，忽略氣流質量力，采用完全湍流雷諾時均化流動質量、動量和能量控制方程以及完全氣體狀態控制方程。根據來流特征雷諾數和流域網格模型等具體情況，選擇湍流封閉方程模型，同時合理設置各內外邊界條件或具體數值。

應用FLUENT流體分析軟件[14]，選擇3D和雙精度計算模式，對導入的網格模型分別進行數值計算。選擇基于壓強方法和隱式算法，設置計算操作壓強為零，擬選湍流補充模型為S-A一方程模型。采用壓力-速度耦合SIMPLEC方法和格林-高斯節點梯度法，方程數值離散格式均為二階迎風格式，亞松弛因子均設定在0.3以下以提高收斂穩定性(迭代收斂時間相應加長)。在流域進口、出口和側面遠場邊界條件中，設置標準大氣條件下氣流馬赫數值為0.8和流動方向單位矢量3個分量值(不同迎角對應不同值)。離散方程迭代計算收斂控制精度除連續方程按默認設置10-3外，其余均按10-4設定。同時設置幾何模型的升力和阻力系數為迭代監控參數，注意其單位力方向矢量分量不同迎角時的正確設定。另外設置流域進口質量加權馬赫數也為監控參數，以確認來流馬赫數為目標值。設定模型流場特征參考值，初始化全流場，設置迭代計算步數，進行流場數值解算。

3.2 計算網格獨立性驗證和Y+分布

基于30°機翼前掠角的幾何模型，生成了4種數量的網格模型，在迎角10°工況下分別進行數值計算，有關結果如表1所示。后處理提取模型表面Y+分布，其值在0.3～9。

表1 網格獨立性數值計算結果

根據表中結果和比較，兼顧迭代計算精度和消耗時間，擬對各前掠角，均采用135萬左右網格數量的網格模型，且可以采用S-A湍流補充模型，開展不同攻角下流場特性的數值計算研究。

3.3 計算結果與分析

1) 模型升力系數變化特性

圖5為翼身組合模型升力系數計算曲線。可以看出，0°迎角時升力基本為0，在迎角達到20°之前，不同前掠角幾何模型的升力系數隨迎角的變化趨勢均相同，但前掠角20°模型的升力值一直保持最大。在迎角超過20°之后，隨迎角增加，升力系數有增有減，前掠角20°模型的升力在30°迎角時到達最大值，而后明顯進入失速狀態。前掠角40°模型的升力在40°迎角時到達最大值，且還未失速，大迎角氣動特性良好。

圖5 升力系數計算曲線

2) 模型阻力系數變化特性

圖6為翼身組合模型阻力系數計算曲線。可以看出，0°迎角時阻力并不為0，在迎角達到20°之前，不同前掠角幾何模型的阻力系數隨迎角的變化基本一致。在迎角超過20°之后，隨迎角增加，各阻力系數不斷增大，并且前掠角20°模型的阻力基本保持為最大，前掠角40°模型的阻力系數在40°迎角時為最大。

圖6 阻力系數計算曲線

3) 模型升阻比特性

升阻比是反映飛行性能與巡航效率的一個重要參數，圖7是翼身組合模型升阻比計算曲線。可以看出，升阻比隨迎角增加均先增大后減小，在迎角10°左右時均達到最大值，迎角20°以后各升阻比幾乎相同。前掠角20°模型的升阻比為最大為5.18,且保持最大的迎角范圍也較寬， SU-47戰斗機采用的機翼前掠角為20°[4]。其次是前掠角40°模型，其最大升阻比為4.95。

圖7 升阻比計算曲線

4) 模型流場特征

前掠角20°模型在10°迎角時模型流場特性的有關圖形如圖8所示。

圖8 前掠角20°模型10°迎角時流場特征

從圖8(a)看出，遠場氣流馬赫數保持設定目標值0.8，在前翼前緣上表面附近區域出現了明顯局部超音速繞流，計算清晰捕獲到局部激波及其后翼面激波誘導分離流動，后翼局部激波較弱且未出現翼面流動分離，整個流場為跨音速流動。同時從翼剖面上表面(吸力面)繞流壓強系分布曲線也可清楚看到，見圖8(b)，局部激波效應使當地氣流壓強迅速升高，且前翼對模型整體升力的貢獻明顯高于后翼。從圖8(c)和圖8(d)看出，靠近機身壁面處流速很小，但流速很快沿當地法向方向增大為主流區速度，計算捕獲到壁面附近粘性附面層和尾跡區效應。隨自由來流在模型上的繞流發展，前翼吸力面旋渦強度明顯大于后翼，前翼翼梢集中渦卷并后翼翼梢渦而形成當地脫體尾跡渦，如圖8(e)所示。

4 結論

1) 前掠角是串置式前掠翼構型亞音速氣動特性的重要影響因素。在失速迎角范圍之內，通過改變前掠角能夠獲得前掠翼布局合適的氣動性能。

2) 串置前掠翼模型在前掠角20°時，在迎角0°～30°之間呈現出高升力系數和高升阻比，最大升阻比為5.18，對應迎角為10°。前掠角40°模型的升力在40°迎角時達到最大值且未失速，大迎角氣動特性良好。

3) 亞音速自由來流在模型周圍的流動發展為跨音速流場，計算清晰捕獲到翼面當地激波和激波誘導流動分離以及壁面附近粘性附面層流動，網格模型構建和湍流模型選用合理。

4) 前翼和后翼之間的相互作用使兩者對模型整體升力的貢獻有所差異，對串置翼前翼和后翼掠角變化不同等對氣動特性的影響還有待分析研究。