一種高升阻比非常規翼身融合燕尾氣動布局

劉柳，向先宏，*，張宇飛，陳海昕，魏闖，朱劍，楊普

1.海鷹航空通用裝備有限責任公司，北京 100074

2.清華大學 航天航空學院，北京 100084

3.航空工業空氣動力研究院 高速高雷諾數氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

飛行器氣動布局設計主要包括正常式布局、鴨式布局、三翼面布局、飛翼布局、升力體/乘波體布局、翼身融合布局以及其他組合式布局等［1-4］，這些布局在全機有效容積、巡航速度、升阻比、起降最大升力系數、外形隱身、結構形式、飛行穩定性、操縱性、抗側風等性能方面各具特點。其中，翼身融合布局通過將機翼和機身等部件進行幾何和氣動上的一體化融合，在有效增加內部空間的同時，還可提升氣動和隱身等全機總體性能，是未來先進飛行器新型氣動布局研究和發展的主要方向之一。

由于翼身融合布局的典型特征是將機翼/尾翼與機身進行一體化融合設計，因此在氣動設計過程中廣義上具有該特征的外形都可稱為翼身融合布局。例如，除了未來先進民機BWB（Blended-Wing-Body）外形等典型常規翼身融合氣動方案，對于直接將單獨機翼作為飛行器外形的飛翼布局、利用單獨機身/彈身產生升力并作為飛行器外形的升力體布局以及其他具有“翼身融合”典型特征的組合式非常規布局等均屬于翼身融合范疇。相應地，飛翼和升力體布局則可分別作為翼身融合布局分別在“翼”和“身”兩端最特殊的2 種不同表現形式。

常規翼身融合氣動布局為了追求更高的氣動效率和隱身性能，通常不直接采用正常尾翼，而是在機身后體或在機翼上安置縱向操縱舵面，因此存在力臂較短導致操縱效率偏低，或者由于在機翼上同時布置升降舵和副翼從而帶來縱向和橫航向氣動特性強耦合等問題。這些問題導致盡管目前常規翼身融合布局在未來先進民機和高性能先進無人機等飛行器研發過程中獲得越來越多關注，但仍需要投入大量研究工作以進一步提高其氣動效率優勢，并對上述相關問題進行系統驗證分析和優化。諸多學者針對翼身融合布局進行了相關分析，在翼身融合布局高低速協調設計［5］、失速特性流動機理［6］、中央機體翼型設計［7］、總體參數等對高速氣動性能影響［8］、兼顧氣動/隱身和結構重量要求概念設計優化［9］、起降增升裝置設計［10-11］、鴨翼對低速縱向氣動特性影響［12］、抗側風起降特性［13］以及氣動布局/隱身反設計［14］等方面，開展了卓有成效的研究；此外，近年來美國國家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）和波音公司等研究機構亦重點針對常規翼身融合布局低速起降和飛控操穩等性能開展攻關，例如增加前緣襟翼和拉長機身后體等［15-17］。但從目前國內外研究進展來看，常規翼身融合BWB 氣動布局對未來如何開展工程應用所面臨的高低速性能匹配、縱向操控效率不足等問題依然尚未很好解決，仍需進一步開展探索研究。

除了上述研究問題之外，對于隱身特性較為突出的飛翼類翼身融合氣動布局方案，也存在由于飛行器部分任務載荷尺寸過大帶來局部翼型高度偏大等設計困難；由于力矩自配平約束而難以選擇更高升阻比的高升力翼型導致其氣動效率難以進一步提升；由于翼展、翼面積以及翼載荷需與全飛行工況包線匹配所帶來的部分氣動方案全機展弦比偏小等問題。對于未來高性能先進飛行器研發，一方面不僅對升阻比等氣動性能大幅提升提出了迫切需求，另一方面還需面臨更為嚴苛的總體/結構/隱身/飛控等各專業設計約束，因此，亟需發展和探索新型非常規翼身融合氣動布局設計方法以突破現有氣動設計體系的局限。

基于此，本文從飛行器平臺頂層總體設計角度和上述典型工程應用背景出發，在國內外研究成果基礎之上進行翼身融合等氣動布局優化設計。采用燕尾式尾翼等新型氣動仿生設計思想，基于前期提出的低速/亞聲速氣動升阻比“屏障”理念［18］和潛在的突破方向分析結果，結合未來高性能先進長航時無人機等飛行器對大尺寸任務載荷機身有效容積匹配、高升阻比巡航、氣動外形隱身、輕質結構以及操穩飛控等方面性能大幅提升的迫切需求，開展了一種大展弦比高升力非常規翼身融合燕尾氣動布局［19］研究。通過CFD計算和風洞試驗等研究手段對所獲得的優化構型氣動特性進行測試和分析，以期實現該類飛行器氣動/飛控/隱身/結構/總體等專業性能多點提升，為開展工程應用提供支撐和參考。

1 數值計算方法驗證

1.1 數值計算方法與網格

數值計算主要采用航空工業空氣動力研究院研發的OVERSET 數值計算平臺［20］，主控方程為雷諾平均Navier-Stokes 方程，計算湍流模型為SST（Shear Stress Transport）二方程模型，轉捩預測采用eN方法，同時進行流向T-S 波不穩定性和橫流C-F 波穩定性分析。采用有限體積法，空間離散格式為二階迎風Roe 格式，時間推進方式采用LU-SGS（Low Upper Symmetric Gauss Seidel）隱式時間推進算法，同時采用2 階V 循環多重網格技術加速收斂。計算網格采用全結構化網格，前后遠場距離為機身長度的50 倍，第1層網格高度為機翼平均氣動弦長的2×10-6倍，y+＜1.0，半模網格量在1 700 萬量級，圖1 為全機和翼梢表面網格示意圖。本文數值計算方法與網格生成策略經過大量算例驗證，具有較高的可信度［21］。

圖1 氣動計算數模表面網格Fig.1 Surface grid of aerodynamic calculation model

1.2 FX63-137 機翼數值驗證

由于本文研究的氣動布局方案的飛行狀態處于典型的中低雷諾數范圍，為驗證本文計算方法的可靠性和準確性，選擇展弦比為8 的FX63-137 平直機翼進行數值模擬。FX63-137 平直機翼存在較為明顯的三維層流分離、轉捩和再附等低雷諾數流動特征，常用于驗證數值方法是否適用于中低雷諾數流動。參考文獻［22］的試驗結果及條件，數值模擬的來流速度為30 m/s，雷諾數為3×105，來流湍流度為0.1%。圖2 給出了計算和試驗值對比結果，其中V為風速，計算升力系數與試驗值符合較好，計算阻力系數略大于試驗值，該數值模擬方法可用來開展本文研究。

圖2 FX63-137 計算與試驗結果對比（V=30 m/s）Fig.2 Comparison of simulation and experiment results for FX63-137（V=30 m/s）

2 大展弦比非常規翼身融合氣動布局設計與優化

2.1 總體氣動布局設計

結合未來先進高升阻比飛行器研發總體、結構、飛控和動力等專業需求開展大展弦比非常規翼身融合燕尾氣動布局設計探索和初步驗證，整體氣動外形如圖3 所示。主要采用基于“大有效容積隱身脊機身+前后緣平行隱身機翼+燕尾”的非常規翼身融合氣動布局設計思想。其中，機身需滿足主要內部載荷等容積約束，同時兼顧隱身設計需求；通過中低雷諾數高升力自然層流翼型和高升阻比隱身層流機翼設計提升全機氣動升阻比和隱身性能；在翼身融合設計方面，采用機翼/機身一體化以及燕尾/后體一體化的非常規翼身融合設計，兼顧考慮總體、結構、隱身和飛控等專業需求。

圖3 非常規翼身融合氣動設計方案外形三視圖Fig.3 Three views of unconventional BWB aerodynamic design scheme shape

2.2 主要氣動設計參數優化

2.2.1 優化設計方法

首先針對翼型和機翼開展優化設計工作，優化方法包含參數化建模、自動化生成網格、CFD計算性能評估以及優化算法等模塊，并搭建整體優化設計流程（見圖4）。然后根據給定的設計輸入、設計約束和優化目標開展優化設計工作。最后通過對優化結果進行選取和校驗，獲得滿足要求相對最優的機翼模型，并與機身開展一體化建模和全機性能分析。

圖4 翼型/機翼自動優化設計流程Fig.4 Airfoil/wing automatic optimization design process

2.2.2 翼型與機翼優化

1）優化對象

優化機翼氣動外形，包括機翼的扭轉角和翼型，具體包括3 個截面的扭轉角及厚度，以及3 個截面上、下表面各7 個CST（Class/Shape function Transformation）參數，共48 個優化變量。3 個優化截面位置如圖5 所示，z表示展向的截面位置。相對位置弦長分別為1.4、0.6 和0.6 m。翼尖弦長為0.3 m。翼根至翼尖厚度呈線性分布，翼根厚度為15%，翼尖厚度為13%，前緣后掠角為5°。3個截面優化變量的取值范圍如表1 所示。

表1 截面優化變量取值范圍Table 1 Range for optimization variables of crosssections

圖5 優化截面展向位置Fig.5 Spanwise position of optimized cross-section

2）優化目標

采用多目標優化，第1 個目標為巡航狀態升阻比，在機翼定升力系數0.75 時，優化升阻比K，K值的優化方向為最大化；第2 個優化目標為約束非設計點特性的加權函數Obj，Obj 的優化方向為最小化，其具體包括2 個部分：

式（1）中的函數用于引導巡航點尾緣壓力恢復區的梯度值xQQP_i＜3.0，避免在巡航點出現尾緣分離。式（2）中的函數是為了引導3 個截面上的順壓梯度區xlength_i長度小于預設約束0.2。當xlength_i＜0.2 時，函數值為0；當xlength_i＞0.2 時，函數值為正。引導該函數最小化可以對順壓梯度區長度進行約束，避免優化得到過長的順壓梯度區，導致在迎角增大時尾緣逆壓梯度過大，過早出現尾緣分離，降低非設計點的性能。通過以上2 個優化目標函數，可以在兼顧非設計點性能的前提下，推遲流動轉捩，延長層流區，減小氣動阻力。

3）優化工具

使用CST 方法進行截面翼型的幾何參數化；使用結合響應面的差分進化優化程序HSADDE［23-25］作為優化算法。

基于以上優化設置進行優化，最終選取的優化外形與原始外形的截面翼型、壓力分布及表面摩擦阻力對比如圖6所示。初始翼型均選自NACA6系列自然層流翼型。翼根設計截面的扭轉角為1.75°，翼尖的扭轉角為0°，中間截面的扭轉角線性變化。機翼的平面形狀及機翼厚度分布并未發生變化。

圖6 優化前后的截面及機翼對比Fig.6 Comparison of cross-sections and wings before and after optimization

通過對比優化前后的表面壓力及摩擦阻力可以發現，直接選取的NACA6 系列翼型由于設計升力系數與本文目標優化構型并不匹配，因此在前緣即產生了較明顯的吸力峰與逆壓梯度，導致轉捩較早。而經過優化后的翼型前緣壓力分布變化緩和，有效推遲了轉捩，上表面層流區域占比達60%以上，有效減小了摩擦阻力。優化前的翼型尾緣逆壓梯度較大，產生了一定的分離區域，而優化后的機翼尾緣則沒有流動分離。

4）翼梢小翼選取

為了進一步減阻，采用翼梢小翼降低誘導阻力。翼梢小翼并未參與機翼氣動優化過程。采用圖7 所示的小翼構型，通過增添小翼，可以使得巡航狀態機翼的展向載荷分布更接近橢圓，從而利于減小誘導阻力。機翼氣動外形經過優化，奧斯瓦爾德因子從0.829 優化至0.950，添加翼梢小翼后進一步提升為0.994。

圖7 翼梢小翼幾何外形Fig.7 Geometric shape of winglets

2.2.3 機身設計優化

該氣動布局機身設計優化的重點在后體，主要結合后體發動機主體空間需求、進排氣/散熱器風道尺寸以及與燕尾的幾何和氣動一體化融合設計等開展研究。優化設計目標是在滿足總體、結構、動力、飛控等約束的前提下使全機阻力盡量小，其中，擬通過燕尾與后體融合設計放寬縱向靜穩定度（-5%左右），進一步減小配平阻力損失。圖8 和圖9 分別為機身后體設計優化過程中典型氣動外形和CFD 計算分析結果。其中方案6 為原始機身方案，方案7 為在方案6 基礎上在保證裝載的基礎上進行瘦身的方案，方案8 為在方案7 基礎上保證投影形狀相同側緣下移的方案，通過多學科多輪迭代優化，獲得阻力盡量低的后體優化外形。

圖8 機身后體構型不同方案對比Fig.8 Comparison of different fuselage afterbody designs

圖9 機身后體優化過程典型狀態阻力系數對比Fig.9 Comparison of drag coefficient in typical states during optimization of afterbody

2.2.4 翼身融合全機一體化設計優化

對機翼與機身分別進行了精細優化設計后，對機翼機身的融合區域進行了適當手動修型光順，獲得全機優化構型如圖10 所示（機翼展弦比約23.5）。通過對全機開展CFD 計算分析，從翼身融合區域優化前后表面壓力分布和流動分離對比情況可以發現，翼身融合后緣分離區域經過優化已被完全消除（圖11）。此外，從全機氣動力系數來看，升阻比在全機巡航升力系數（CL=0.8）附近達到最大，如圖12 所示。

圖10 翼身融合全機一體化優化設計外形Fig.10 BWB aircraft optimization design shape

圖11 翼身融合區域優化前后表面流動分離對比Fig.11 Comparison of surface flow separation of blendedwing-body area before and after optimization

圖12 優化外形升阻比曲線Fig.12 Curve of lift to drag ratio of optimization shape

3 氣動性能風洞試驗

3.1 試驗模型與風洞

在中國航空工業空氣動力研究院FL-8 風洞開展氣動特性風洞試驗研究。試驗模型和風洞安裝圖分別如圖13 和圖14 所示。氣動舵面除了本文提出的燕尾舵，其他舵面與常規舵面類似，不再贅述。其中，燕尾舵面展向寬度占機身后體寬度80%區域，弦長約為機身長度5%。風洞試驗模型展長2.45 m，平均氣動弦長0.118 m，采用尾支撐方式，底部阻力通過在空腔測壓后采用壓差阻力換算等方式對底阻予以扣除［26］。升力系數CL、阻力系數CD和側向力系數為風軸系結果，俯仰力矩系數Cm、滾轉力矩系數Cla和偏航力矩系數Can為體軸系結果。

圖13 試驗模型加工裝配與氣動舵面示意圖Fig.13 Schematic diagram of experimental model processing and aerodynamic control surface

圖14 試驗模型在風洞中的安裝示意圖Fig.14 Installation diagram of test model in wind tunnel

3.2 典型工況氣動力特性風洞試驗

3.2.1 基本縱橫向氣動特性

1）典型工況縱向氣動數據

圖15 為風速67 m/s（馬赫數0.194、雷諾數5.2×105）典型工況縱向氣動力試驗結果，結合3.3.1 節紅外轉捩測量情況，可以發現隨著轉捩帶位置后移，升阻比隨之增加，與理論吻合較好。其中，在該雷諾數自由轉捩工況下的最大升阻比達到31.2，對應迎角約3.5°，此時升力系數對應巡航點所需升力系數0.8，且當調整全機縱向靜穩定度至-5.2%c時，俯仰力矩系數恰好實現自配平，具有較為優異的配平升阻比氣動特性。同時，升力系數線性段保持較好，可為飛控預留一定的升力系數和迎角操控裕度。

圖15 V=67 m/s 典型工況縱向氣動力試驗結果（不同轉捩位置）Fig.15 Experiment results of longitudinal aerodynamic force under typical inflow conditions when V=67 m/s（different transition positions）

2）典型工況橫航向氣動數據

圖16 為典型工況橫航向氣動數據曲線。可知隨著側滑角增加，全機側向力、偏航力矩系數和滾轉力矩系數均逐漸減小（負值），橫向靜穩定，航向為弱靜不穩定［1］，與氣動設計理論相符，且隨著側滑角增加具有較好的線性度。

圖16 典型工況橫航向氣動數據曲線Fig.16 Data curves of lateral aerodynamic force under typical inflow conditions

3.2.2 燕尾舵效風洞試驗

圖17 為馬赫數0.194、雷諾數5.2×105時側滑角0°下的燕尾舵效風洞試驗曲線結果。從圖中可以發現，隨著燕尾舵下偏角逐漸增加，低頭力矩也隨之增加；舵偏角在20°以內的舵效線性度良好，當舵偏角超過20°時，燕尾舵面效率開始降低，見圖17（a）和圖17（b）；當舵面角超過20°時升阻比損失較大，見圖17（c），符合機身尾部后緣舵的一般氣動規律。

圖17 典型工況燕尾舵效風洞試驗曲線Fig.17 Wind tunnel test curves of swallow tail rudder efficiency under typical inflow conditions

通過上述風洞試驗數據分析可知，全機巡航升阻比以及縱向和橫航向靜穩定性良好，同時燕尾舵效率較高，舵偏角度在10°左右時即可匹配飛控最大舵控需求，且留有足夠的舵效安全裕度。本文提出的新型非常規翼身融合布局方案可滿足高效巡航和飛行操控等整體氣動性能需求。

3.3 表面流動顯示測量風洞試驗

3.3.1 紅外轉捩測量試驗

圖18 和圖19 給出了風速67 m/s 時（馬赫數0.194、雷諾數5.2×105）不同迎角下固定和自由轉捩測量結果，固定轉捩在35%當地弦長位置，從轉捩測量結果上看，約在35%當地弦長位置，出現明顯的明暗交界，即轉捩帶使層流強制轉捩為湍流，可驗證粗糙帶達到強制轉捩效果，紅外轉捩測量結果可信。圖20 給出了該風速工況不同迎角下機翼轉捩計算結果，計算和試驗結果對比可知自由轉捩時隨迎角增加轉捩位置前移，計算層流范圍較試驗值小，從試驗結果可知在迎角6°前機翼中段自由轉捩位置在50%當地弦長之后，與氣動設計理論相符。

圖18 V=67 m/s 時不同迎角下固定轉捩測量結果Fig.18 Measurement results of fixed transition at different angles of attack when V=67 m/s

圖19 V=67 m/s 時不同迎角下自由轉捩測量結果Fig.19 Measurement results of free transition at different angles of attack when V=67 m/s

圖20 V=67 m/s 時不同迎角下機翼自由轉捩計算結果Fig.20 Calculation results of free transition of wing at different angles of attack when V=67 m/s

3.3.2 表面流動分離絲線試驗

圖21 為風速67 m/s 時（馬赫數0.194、雷諾數5.2×105）不同迎角下機翼表面流線計算和絲線試驗對比結果，可見在小迎角下機翼后緣存在小分離流動，隨迎角增加機翼后緣分離越來越大，并且在機翼翼根后緣即機翼和機身融合處出現分離渦，其隨迎角增加同樣逐漸增大。

圖21 V=67 m/s 時不同迎角下機翼表面流線計算和絲線試驗對比結果Fig.21 Comparison of calculated surface streamlines and silk test results of wing at different angles of attack when V=67 m/s

此外，通過CFD 計算與風洞試驗測試結果對比分析，從14.56%展向站位及不同迎角下壓力分布對比結果（圖22 和圖23）可以看出，受機翼下洗影響，燕尾產生負升力，亦即使飛機產生抬頭力矩，隨迎角增加至迎角8°前燕尾負升力減小，亦即燕尾使飛機抬頭的能力減弱，使全機俯仰力矩隨迎角增加而減小；迎角8°后，燕尾負升力增加，產生較大的抬頭力矩，從而減小了全機低頭力矩。

圖22 機翼展向數據提取位置Fig.22 Data extraction position in wing spanwise direction

圖23 V=67 m/s 時14.56%展向站位不同迎角下燕尾表面壓力分布對比Fig.23 Comparison of pressure distribution on swallow tail surface under different angles of attack at 14.56% spanwise station when V=67 m/s

4 結論

本文通過對一種大展弦比高升力非常規翼身融合燕尾氣動布局開展外形設計優化、氣動特性數值模擬和風洞試驗驗證研究，主要獲得了如下結論：

1）基于“大有效容積隱身脊機身+前后緣平行隱身機翼+燕尾”的非常規翼身融合氣動布局設計方法，在滿足飛行器平臺總體、結構、飛控和動力等專業需求和約束下，設計優化所獲得氣動外形方案（機翼展弦比23.5）風洞試驗結果表明其在馬赫數0.194、雷諾數5.2×105工況下最大升阻比約31.2，具有較為優異的整體氣動性能，值得進一步開展深入研究。

2）基本縱向和橫航向氣動特性風洞試驗測試結果表明其升力系數線性段升力系數達到1.2以上，對應俯仰力矩拐點上揚起始點位置；隨著側滑角增加，側向力和偏航力矩系數逐漸減小（負值），滾轉力矩系數逐漸增加，橫向靜穩定，航向為弱靜不穩定，與氣動設計理論相符；同時，隨著燕尾舵下偏角增加，低頭力矩增加，且當舵偏角超過20°時升阻比損失加大，符合后緣舵的一般規律。此外，舵偏角在20°以內的舵效線性度良好，當舵偏角超過20°時，舵效降低；整體而言，該氣動布局基本氣動特性和舵效操控力矩可滿足飛控需求。

3）紅外轉捩測量試驗結果表明轉捩計算與試驗測量吻合良好，當迎角不超過6°時，機翼中段自由轉捩位置在50%當地弦長之后，與層流翼型/機翼氣動設計理論相符；表面流動分離絲線試驗結果顯示在小迎角下機翼后緣存在小分離流動，隨迎角增加機翼后緣分離區逐步擴大，且在機翼翼根后緣即機翼和機身融合處出現分離渦，并隨迎角增加而逐漸增大。同時，通過CFD計算與風洞試驗測試結果進行對比分析可以發現燕尾受到機翼下洗流動影響較為顯著，并與全機俯仰力矩特性緊密相關，后續可進一步開展精細化設計和分析。