翼身連接處幾何參數優化匹配的流動機理仿真

葉 露，吳奕銘，袁廣田

(1.中國民用航空飛行學院，四川 廣漢 618307； 2.中國飛行試驗研究院，陜西 西安 710089)

引言

在飛機生產過程中，需要將飛機的各個部件與機身連接，形成一個整體，如機翼與機身連接、尾翼與機身連接等。飛機的各個部件，如機翼、機身、尾翼等，單獨放在氣流中所產生的阻力總和小于組成一個整體時所產生的阻力，這種飛機各部分之間由于氣流的相互干擾而產生的額外阻力，稱為干擾阻力。干擾阻力產生的主要原因是氣流流經各個部件時會出現氣流互相干擾，改變了流場分布，使得流動過早分離，最大升力系數和臨界迎角減小，嚴重影響飛機大迎角飛行性能，尤其對起飛和著陸階段的安全性和經濟性帶來嚴重影響[1]。

由于機翼機身連接處的氣流干擾對全機的氣動性能影響很大，本研究選取某一特定飛機的機翼-機身的連接部位著陸構型為研究對象，采用數值模擬的方法，從連接部位的前緣、展向中段及后段3個方面開展整流參數設計研究，為連接部位幾何參數匹配方案設計提供理論基礎，選取的研究模型如圖1所示。

圖1 連接部位參數匹配優化的3段

1 連接部位幾何參數優化設計思想

導致連接部位流動分離的主要原因：首先，受機身影響，使得機翼根部前緣吸力峰增高，逆壓梯度增大，致使后緣流動分離提前；另外，機翼阻滯機身附面層發展，產生馬蹄渦，對下游流動產生不利影響；再者，機翼與機身大多采用銳角連接，造成附面層摻混堆積，增加附面層流動的不穩定性；最后，翼身接合部后段型面局部收縮過快，外加上述3點共同作用，使得機翼后緣形成類似邊角渦的分離流動。根據流動分離機理，延緩連接部位處的氣流分離，可通過以下方法進行流動控制，如降低機翼翼根前緣吸力峰；減小由于機翼的外形突變而引起的逆壓梯度的大小與范圍，消弱或消除機翼前緣的流動分離；阻止翼根前緣馬蹄渦的形成，從而消除馬蹄渦引起的非定常流動對翼根下游流動穩定性的影響，減小馬蹄渦尾跡引起的流動尾跡的不均勻；減小壁面相交處的逆壓梯度，以減少附面層的摻混、堆積，防止氣流過早分離[2-3]。為達到上述效果，可從機翼-機身連接部位的前緣、展向中段及后段3個方面進行參數優化匹配設計。

2 研究方法

選取某一著陸構型下的機身-機翼外形，采用數值模擬的方法，在原始連接參數的基礎上，根據上述設計思想，進行相關參數的設計，以期獲得最佳的匹配參數。

2.1 計算模型

選取已有的原始整流外形作為研究基礎，在重新設計連接部位參數之前，對帶原始整流的著陸構型做氣動性能和流動機理評估，找出原始整流的優缺點，以便在重新設計整流的過程中有所針對。帶原始整流的著陸構型和原始整流外形及連接部位局部放大圖如圖2所示。

圖2 原始計算模型示意圖

本研究采用有限體積法數值求解雷諾平均N-S方程(RANS)，采用能夠高精度預測流動分離的k-ω兩方程湍流模型，時間推進方法為隱式方法[4-5]。

數值模擬條件為：速度為265 km/h,高度為標準海平面高度，以機翼平均氣動弦為參考長度的雷諾數Re=1.5×106，氣動力系數以各自的機翼參考面積為基準給出[1]。

2.2 網格生成

本研究選用六面體網格，基本構型計算網格總數600萬，第一層網格尺寸為cA×10-5(cA為全機的平均氣動弦長)，附面層增長比率為1.16。機翼上表面及翼根處等流動變化劇烈的地方進行了網格加密，以期更好的把握流場的劇烈變化[2]，計算該模型所用網格如圖3所示。

圖3 原始連接參數著陸構型的計算網格模型

3 連接部位幾何參數優化設計方案

3.1 原始連接參數著陸構型的氣動性能分析

圖4給出了原始連接參數著陸構型下的氣動特性數據。數值模擬與風洞實驗結果相比，升力系數CL曲線沿坐標橫軸略向右平移，最大升力系數相同，臨界迎角略有增大，最大升系數為2.12，臨界迎角為12°；阻力系數CD在小迎角上吻合較好；在達到臨界迎角前，升阻比K偏小，最大升阻比同樣出現在迎角4°左右，為8.5，其誤差在允許的范圍內，證明所選用的數值模擬方法可以滿足研究要求。

圖4 原始連接參數著陸構型的氣動特性

著陸構型下6°～16°迎角的機翼表面及翼根處流線圖，如圖5所示，當α<6°，模型表面無明顯流動分離；當α>6°，翼根流動分離隨迎角的增加而增強。從機身上的分離渦可以看出，剛開始流動分離僅出現在翼根表面，隨著迎角增大，分離渦在空間的尺寸越來越大，并不斷的沿機翼的展向和弦向擴大[2-3,6]。

圖5 原始連接參數著陸構型機翼表面及翼根處流線分布

3.2 連接參數優化設計方案1

方案1主要針對翼根前緣部分進行流動控制，減小前緣相對厚度，加大前緣后掠角，展向中段和后段整流改變較小，前緣整流與機翼前緣之間線性過渡，外形如圖6所示。

圖6 方案1外形

方案1數值模擬計算結果表明，大迎角下的氣動得到了改善，在16°迎角時，升力系數由原始整流的2.15提高到2.24。方案1翼根仿真結果如圖7所示。圖7a為截面壓力分布，橫坐標為翼根翼弦長不同站位X，縱坐標表示壓力系數Cp。由圖7a可見，其前緣負壓峰值仍然較大，導致失速特性不佳，主要原因是展向中段和后段整流較小，未能從根本上改善翼身連接部位的不光順過渡；中后段整流長度不夠，且整流不飽滿，空間擴張仍然較快；前緣整流沿機翼展向線性過渡，過渡較為劇烈，展向流動分量大[7-10]。由圖7b可知，機身、機翼上流動分離均有較大幅度的改善，但翼根區域流動仍存在明顯流動氣流分離。

圖7 方案1翼根仿真結果(α=16°)

3.3 連接參數優化設計方案2

根據方案1存在的問題，進行改進得到連接參數優化設計方案2：擴大展向中段的整流范圍，使翼身夾角增大，翼身過渡更加平緩；中后段整流長度增加，且使整流較飽滿；前緣整流沿機翼展向過渡采用曲線，方案2外形如圖8所示。

圖8 方案2外形

當α=16°，整流方案2全機升力系數由整流方案1的2.24增加到2.35，臨界迎角超過了16°。方案2翼根仿真結果如圖9所示，由翼根壓力分布可見，翼根處前緣吸力峰從整流方案1的11降到了9，且翼根流動分離已消弱很多，機身、機翼流動特性良好。

圖9 方案2翼根仿真結果(α=16°)

3.4 連接參數優化設計方案3

方案3在設計方案2的外形基礎上，繼續加大前緣整流幅度，延伸后緣整流長度，根部相對厚度13.8%，展向寬度為0.054b/2，b為翼展，方案3外形如圖10所示。

圖10 方案3外形

圖11的計算結果表明，方案3的最大升力系數達到了2.39，相對于前2個方案，最大升力系數均有提升，臨界迎角為16°；最大升阻比為8.8，出現在α=4°時。

圖11 方案3的氣動性能

圖12給出了整流方案3的10°～18°迎角下翼根表面流線圖。α<14°，表面基本為附著流；α≥14°，翼根后緣處出現流動分離趨勢；α>16°，翼根分離發展較快，翼身接合部出現大范圍分離，空間旋渦特征強烈。

圖12 方案3的翼根處表面流線

綜上，通過本研究連接參數優化匹配，相比于原始方案，對氣動性能的影響主要體現在改善了著陸構型的失速特性，消除升力的非線性；其次，改善中小迎角的升阻力特性，升力系數線性段延長，升阻性能得到改善[11-12]。原始整流的最大升力系數為2.12，臨界迎角13°；整流方案3的最大升力系數為2.39，臨界迎角16°，最大升力系數提高12%以上，臨界迎角增加了3°。

4 結論

本研究通過數值模擬的方法，結合飛機連接部位流動的機理和氣動性能，在某一原始連接外形的基礎上，通過連接部位參數的優化，獲得了最優的匹配方案，并得出了從機翼-機身連接部位的前緣、展向中段及后段3個方面整流參數設計的原則，具體如下：

(1) 對于前緣整流，主要通過減小翼根處翼型的相對厚度以及使翼身型面平緩過渡來延緩附面層分離，通過增大翼根前緣后掠角來緩和前緣加速特性，降低前緣吸力峰，減弱甚至消除翼根前緣的馬蹄渦，具體參數的選取，應結合具體流態及壓力分布來確定參數，如果前緣部位的吸力峰較高且逆壓梯度較強，需要盡可能減小前緣半徑和增加前緣后掠角，并適當對前緣進行負扭轉；

(2) 對于展向中段的參數設計，主要確保與機身連接平緩過渡，具體設計的長度范圍應根據連接部位的夾角大小而定，連接部位若為銳角，此時不需要有太大的參數調整，若為鈍角，所需的展向整流幅度越大，應盡量使整流后的夾角大于90°；

(3) 對于后段整流，通過改變后段翼根翼型的曲率，減緩流管截面積的擴張，以克服逆壓梯度的作用，這樣不僅可以減小翼身之間的干擾阻力，也可以防止翼根過早出現流動分離。