大型飛機后體流動控制及減阻機理研究

于彥澤，劉景飛，蔣增?，陳 寶

(1.北京航空航天大學，北京 100083;2.中國航空工業(yè)空氣動力研究院，哈爾濱 150001)

0 引言

為了方便貨物的裝卸和避免飛機起降時機身尾部觸地，大型飛機往往將機身后體設計成有較大上翹角的后體形式，俗稱“船尾形”。而在巡航飛行時，上翹后體周圍的繞流會出現(xiàn)橫向流動，且后體處于全機邊界層發(fā)展的下游，因此上翹后體的邊界層容易出現(xiàn)漩渦分離流動，從而造成飛機巡航阻力的增加，成為制約飛機降低飛行成本的重要因素。設計不好的大型飛機后體形式產生的壓差阻力所占全機阻力的比例可達30%～50%，因此后體減阻對于大型飛機來說具有重要的意義。

CFD方法以其特有的優(yōu)點和強大的可視化功能，越來越成為研究繞流流場特性和優(yōu)化、控制選型的強有力手段。本文正是以此為主要手段來開展對大型民機機身后體流動特性和分離控制方法研究的。

1 計算模型、網格及方法

1.1 計算模型

作為本項目研究的載體，機身及其后體的選擇主要參照了國外公開的某大型運輸飛機的機身，同時對后體的主要參數(shù)做了局部修改。后體的氣動性能主要受后體參數(shù)上翹角、長細比、收縮比和扁平度等的影響。其中長細比的定義為機身后體的長度與機身最大截面的當量直徑之比。收縮比的定義為機身后體長度95%處截面的當量直徑與機身最大橫截面的當量直徑之比。上翹角的定義為機身軸線在后體長度機身模型30%處的點與后體長度95%處上下零縱點連線中點的連線與機身水平構造線的夾角，模型縱剖面和三維效果如圖1所示。取后體側向投影面積與后體水平投影面積之比作為定義后體扁平度的參數(shù)。

圖1 (a) 計算模型剖面圖Fig.1 (a)The section of computational model

圖1 (b) 光機身三維效果圖Fig.1 (b)Three-dimensional fuselage

模型的主要幾何參數(shù)為:模型全長1.167m，等直段直徑0.154m，后體長0.54m，后體是指等直段端面后的機身部分。后體的主要參數(shù)為:長細比為3.5、收縮比0.18、上翹角 14°、扁平度為 0.914。

計算中采用了梯形葉片式固體渦流發(fā)生器(VG)，其外形和參數(shù)定義如圖2所示，每片渦流發(fā)生器的前緣后掠角均為60°，后緣前掠角均為15°。本次計算選用了兩種不同尺寸的渦流發(fā)生器進行流動控制驗證計算，分別為長 L=28mm、高 H=8.14、厚 D=0.5mm 和長 L=44mm、高 H=11.6、厚 D=0.5mm 兩種尺寸。渦流發(fā)生器為雙片組合安放，且沿機身的縱向對稱面呈對稱分布，葉片后緣向對稱面一側偏轉15°，整個葉片組合看起來像倒置的“八字形”結構。

圖2 渦流發(fā)生器剖面圖Fig.2 The section of vortex generator

1.2 計算網格

由于單獨機身的阻力是一個比較小的量，相比之下，能夠達到的控制效果將是一個更小的量。為了減小網格因素對減阻控制效果的影響，就要求加入控制措施前后的流場網格一致性盡可能的高。因此本文在加入控制措施前后的網格劃分中采用了相同的網格策略(相同的分塊結構，相同的網格尺寸，相同的網格密度)，流動控制區(qū)域和整體非結構網格效果如圖3、圖4所示。

圖3 流動控制區(qū)域局部網格效果圖Fig.3 Part mesh of flow control region

圖4 光機身全局非結構離散網格效果圖Fig.4 Discrete mesh of fuselage

1.3 計算方法

本文通過求解雷諾平均的N-S方程進行機身繞流流場的計算，利用SST湍流模型進行流體粘性的模擬，求解的精度可以達到二階。

一般曲線坐標系下的N-S方程為:

式中Q——守恒變量矢量，F(xiàn)、G、和H——無粘通矢量，F(xiàn)v、Gv和 Hv——粘通矢量。

SST湍流模型方程為:

本文的計算涉及到對渦流發(fā)生器局部流場的模擬，目前有兩種方式可以采用，一種是真實的流動控制器物理形態(tài)模擬，另一種是數(shù)值近似的流動控制器形態(tài)模擬。數(shù)值近似流動控制器是一種新發(fā)展的方法，這種方法可以減少網格生成的次數(shù)，降低網格生成的難度，但是該方法對基礎網格的要求比較高，且通過網格點插值得到的近似流動控制器結構光滑性較差，這會對控制的效果產生一定程度的影響。本文采用的是直接模擬的方法，在流動控制器表面及附近生成質量較好，密度較高的網格，盡管會增加網格生成的難度，但是可以保證流動控制的效果。

2 計算結果及分析

2.1 光機身計算結果及分析

計算光機身流場的目的有兩個:一是得到無控制時光機身的氣動特性數(shù)據(jù);二是了解和掌握不同迎角下機身后體的流動機理，為減阻控制方案的實施打下基礎。通過計算得到了光機身阻力和升力特性曲線，如圖5、圖6所示。從曲線可以看出，機身的最小阻力點出現(xiàn)在5°迎角附近。從我們對柱體流動的認識講，這個角度應該是機身阻力的一個平衡點。通常引起阻力的因素有很多，比如壓差阻力、粘性阻力、誘導阻力及渦流阻力等等。經過端部整流的圓柱體軸向與來流平行時，總的阻力會比較小，且不易發(fā)生氣流分離;當圓柱體(比如機身)處于負的迎角或正的大迎角時，機身前段和機身后體與來流都存在一個較大的夾角，這個夾角導致了流動在整個機身上產生了大面積分離，使得機身阻力迅速增大，而貢獻最大的是由氣流分離帶來的壓差阻力增量;由于機身后體是上翹形式，隨著迎角由0°向正的方向增加，機身前段阻力開始增大，而機身后體由于相對迎角的縮小，分離減弱，阻力逐漸開始減小，直至到達平衡點位置。

圖5 光機身阻力特性曲線Fig.5 Curve of fuselage drag character

圖6 光機身升力特性曲線Fig.6 Curve of fuselage lift character

對光機身流場的分析表明，由于模型后體存在較大的收縮比和上翹角結構，因此極易導致分離渦的產生。圖7為0°迎角時機身不同截面流場速度矢量分布，從圖中可以清晰地看到機身尾部拖出的兩個氣流旋渦和旋渦的發(fā)展歷程。從后體的上翹部位開始，由于后體底部流動區(qū)域的擴張，該部位的流動速度減小，壓力增大;在后體的兩側位置，由于底部逆壓梯度和機身上方來流的共同作用，流線從后體上翹收縮部位開始擠壓并加速，使得該區(qū)域成為明顯的負壓區(qū)。

圖7 0°迎角機身表面流線及各截面速度矢量圖Fig.7 Flown line of fuselage at 0°angle of attack and velocity vectorgraph on each section

不同的壓力使得后體近壁面附近氣流從底部向側面流動，這股氣流與前方來流混合作用形成向后推移的渦系，在表面流線上可以看到后體側面出現(xiàn)一條明顯的分離線。0°迎角機身后體壓力分布和表面流線如圖8、圖9所示。

圖8 0°迎角機身后體壓力分布云圖Fig.8 Pressure distribution of aft-body at 0°angle of attack

圖9 0°迎角機身后體表面流線Fig.9 Surface flown line of aft-body at 0°angle of attack

當機身處于不同迎角時，后體的流動特征也有所不同。負的迎角下，機身后體與來流的夾角進一步擴大，導致后體底部高壓區(qū)增大，前方來流與底部橫向流動的摻混加劇，此時旋渦強度和范圍都較大，分離線處于后體側下放區(qū)域，氣流旋渦呈細長條形分布;隨著迎角的逐漸增大，后體相對迎角減小，后體底部高壓區(qū)范圍減小并向后推移，此時旋渦強度開始變小;當迎角增大到一定程度時，機身后體軸線與來流夾角為0°，此時后體基本上沒有分離，旋渦消失，機身前段由于圓柱體的結構，且和來流夾角較大，在機身的背部開始出現(xiàn)分離現(xiàn)象，圖10顯示了不同迎角時的模型表面壓力分布云圖。

圖10 模型 －15°、0°、15°迎角時的表面壓力云圖Fig.10 Surface pressure distribution on the model at －15°，0°，15°angle of attack

2.2 渦流發(fā)生器(VG)控制效果及分析

根據(jù)對機身后體流動特征的分析，認為控制機身后體底部的壓力分布和流動形態(tài)，通過渦流發(fā)生器產生的旋渦使后體邊界層內外氣流摻混，增加邊界層內氣流的能量，增強抵抗逆壓梯度、延緩分離的能力，從而達到減阻的目的。按照這種想法初步擬定了五種渦流發(fā)生器控制方案如圖11所示，渦流發(fā)生器高度為0.6δ。本文在計算不同軸向位置對渦流發(fā)生器控制效果影響的基礎上又對不同渦流發(fā)生器尺寸和周向安放位置的影響進行了計算研究，分別為方案六和方案七，如圖12所示。渦流發(fā)生器控制減阻的效率以控制前后整機身阻力差為評定標準。

圖11 渦流發(fā)生器的安放位置Fig.11 Locations of vortex generators

圖12 不同尺寸和不同周向間距渦流發(fā)生器安放位置Fig.12 Locations of vortex generators of different sizes and the distances between them around the fuselage

2.2.1 軸向位置影響

計算結果表明，把渦流發(fā)生器安放在機身后體底部附近能夠起到不同程度的減阻效果，在負的迎角下減阻作用比較明顯，最大減阻效率在3%左右。方案一由于安放截面位置比較靠前，在所有計算迎角范圍內控制效果均為增阻;隨著安放截面位置的不斷后移，渦流發(fā)生器的減阻控制效果越來越明顯，其中方案四和方案五在5°迎角以下均起到了減阻效果，但是截面位置后移之后，渦流發(fā)生器在負迎角的減阻效率略有減小，同時正迎角下的減阻效率略有提升。不同方案的減阻效率如圖13所示。

圖14為方案四0°迎角下控制前后機身后體渦系對比，從圖中可以看出，采用渦流發(fā)生器后漩渦的強度有所減弱，渦心位置下移，兩渦核之間的距離增大，這是渦流發(fā)生器起到減阻作用的主要原因。

圖13 不同軸向位置處渦流發(fā)生器減阻效率Fig.13 Drag reduction efficiency of vortex generators at different locations

圖14 方案4迎角0°時控制前后機身后體渦系對比圖Fig.14 Comparison of vorticity of controlled and uncontrolled aft-body at 0°angle of attack

2.2.2 尺寸大小影響

渦流發(fā)生器的尺寸大小對控制效果也會產生一定的影響，通常渦流發(fā)生器的高度是根據(jù)當?shù)馗矫鎸拥暮穸葋泶_定，渦流發(fā)生器的截面形狀和長度是根據(jù)控制區(qū)域的大小和生成渦的強度來確定。對不同尺寸方案渦流發(fā)生器計算結果如圖15所示，渦流發(fā)生器尺寸增大后同樣能夠達到減阻的效果，但是減阻效率略有下降，這可能與渦流發(fā)生器自身型阻增大有關。

圖15 不同渦流發(fā)生器尺寸的減阻控制效果Fig.15 The effect of drag reduction in different sizes of vortex generators

2.2.3 周向間距影響

通過對光機身后體流動的分析我們知道，不同迎角下機身后體分離線的起始位置和上下位置會有所不同，因此渦流發(fā)生器的周向位置和前后位置一樣會對減阻的控制效果產生影響。對不同周向間距渦流發(fā)生器減阻控制計算的結果顯示，周向間距縮小之后減阻效率有所提升，尤其在負的大迎角情況下，而在正的迎角下減阻效率略有下降(見圖16)。

圖16 不同周向間距下渦流發(fā)生器的控制效果Fig.16 The effect of drag reduction in different distances between them around the fuselage of vortex generators

3 結論

通過對有、無渦流發(fā)生器的典型大型飛機機身后體流場的計算和分析，獲得如下結論:

(1)對光機身流動特征的分析表明，由于模型后體存在較大的收縮比和上翹角結構，因此極易導致分離渦的產生。模型迎角不同，后體分離線的位置和分離渦的強度也不同;當迎角從負角度向正角度逐漸變化時，后體拖出的分離渦強度由大變小，渦心位置上移;當迎角達到一定角度時，后體渦會逐漸消失，此時后體上基本不出現(xiàn)分離現(xiàn)象，后體部分阻力貢獻量達到最小值。

(2)在機身后體底部附近安裝渦流發(fā)生器進行減阻控制具有一定程度的效果，尤其在負的迎角時各種方案的減阻效果更加明顯。在本文的計算范圍內，渦流發(fā)生器安放位置越靠前，其減阻效果越差;渦流發(fā)生器的尺寸、片與片之間的周向距離對減阻的效果也存在一定程度的影響。由于時間和計算量的原因，未對更多的控制方案和參數(shù)影響進行計算，要想更深入的了解和掌握渦流發(fā)生器的控制規(guī)律，需要進一步的研究。

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