劉李濤, 金 玲, 祝明紅, 李士偉, 蔣科林

(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

飛翼布局是由一塊單獨(dú)翼面構(gòu)成的氣動(dòng)布局形式，全機(jī)沒有平尾、垂尾及鴨翼等安定面，也沒有傳統(tǒng)意義上的機(jī)身。通過合理設(shè)置展向和弦向厚度分布,為飛機(jī)總體布置提供足夠的內(nèi)部空間，在外形上體現(xiàn)出平滑過渡、高度融合的幾何特征。該布局具有氣動(dòng)效率高、隱身性能好的優(yōu)點(diǎn)，在一定程度上反映了未來戰(zhàn)斗機(jī)、無人機(jī)以及重型轟炸機(jī)的發(fā)展方向。

21世紀(jì)以來，國內(nèi)外針對飛翼布局開展了大量研究工作， 研究方向包括飛翼布局基本氣動(dòng)特性研究、飛翼布局橫航向控制方法研究、 試驗(yàn)與飛行數(shù)據(jù)相關(guān)性研究等，研究手段以風(fēng)洞試驗(yàn)為主。歐美國家針對飛翼布局先后推出了多個(gè)通用研究模型，如洛克希德-馬丁公司的ICE 飛翼布局新型控制面模型，波音公司的UCAV1301/1303飛翼布局系列模型[1-6]，歐洲主導(dǎo)、美國參與的NATORTO AVT-161項(xiàng)目組提出的SACCON 通用研究模型[7-10]以及NASA的65°VFE-2模型[11-12]等。在歐美多國開展了系統(tǒng)的風(fēng)洞試驗(yàn)與試驗(yàn)技術(shù)研究，除進(jìn)行大量穩(wěn)定性和操控性試驗(yàn)外，還對高低速風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)相關(guān)性、 風(fēng)洞支撐干擾做了系統(tǒng)深入的研究[13-15]，目的是通過研究，建立完整的試驗(yàn)方法、支撐體系以及風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度的評估方法，解決該布局形式飛機(jī)在后續(xù)研制中所面臨的關(guān)鍵氣動(dòng)力試驗(yàn)問題[16]。

支撐干擾是風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正體系中最重要的組成部分。無論何種支撐形式(磁懸浮除外) 都會(huì)給風(fēng)洞試驗(yàn)帶來干擾[17-18]， 國內(nèi)外研究者針對風(fēng)洞試驗(yàn)支撐干擾修正問題探索出許多工程修正方法，積累了寶貴的經(jīng)驗(yàn)[19-22]。飛翼布局飛行器往往具有扁平的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，針對該類模型，常見的尾撐、腹撐及背撐形式的支撐干擾呈現(xiàn)出一些新的問題，如進(jìn)行風(fēng)洞尾撐測力試驗(yàn)時(shí)，尾部常需要局部放大，由此帶來尾部畸變和尾支桿的氣動(dòng)干擾，直接影響對巡航效率、 焦點(diǎn)位置及配平迎角等的預(yù)測。此外，飛翼布局由于沒有垂直尾翼，偏航力矩量級較小[23]，通常具有航向中立穩(wěn)定的特點(diǎn)，尾撐試驗(yàn)時(shí)，尾支桿和尾部的局部變形會(huì)對飛機(jī)橫航向試驗(yàn)數(shù)據(jù)帶來不利影響，其尾支桿干擾量及尾部畸變影響量往往對橫航向數(shù)據(jù)帶來“本質(zhì)”性的變化，特別是對偏航力矩的修正，目前還沒有通用的試驗(yàn)修正方法。

CFD數(shù)值模擬方法已經(jīng)廣泛運(yùn)用于飛機(jī)設(shè)計(jì)與性能評估，在風(fēng)洞試驗(yàn)支撐方案評估及支撐干擾修正中的應(yīng)用也越來越受到重視。本文采用CFD數(shù)值模擬方法對某小展弦比飛翼布局標(biāo)模低速尾撐干擾中的支桿干擾和尾部外形畸變影響進(jìn)行分解和數(shù)值計(jì)算，并結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[24]進(jìn)行分析。

1 計(jì)算模型及網(wǎng)格

為了滿足國內(nèi)以融合體飛翼布局為代表的未來飛行器氣動(dòng)力試驗(yàn)與研究的需求，“十二五”期間，氣動(dòng)預(yù)研風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)聯(lián)合課題組自主設(shè)計(jì)了展弦比為1.54的小展弦比飛翼標(biāo)模[24]。課題組在國內(nèi)3座3m量級低速風(fēng)洞(FL-12、FL-8、FD-9)對該標(biāo)模1∶11模型進(jìn)行了對比試驗(yàn)，試驗(yàn)采用尾撐方式，對尾支桿所在的模型尾部進(jìn)行了局部修形。同時(shí)，在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所FL-14風(fēng)洞，課題組利用張線支撐裝置對該標(biāo)模1∶11模型尾撐支桿干擾和尾部外形畸變影響進(jìn)行了試驗(yàn)研究。

結(jié)合氣動(dòng)預(yù)研風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)聯(lián)合課題組進(jìn)行的試驗(yàn)研究工作，考慮到小展弦比飛翼標(biāo)模是未來融合體飛翼布局的典型代表，本文以上述標(biāo)模為計(jì)算模型，定義以下3種構(gòu)型：構(gòu)型A，干凈構(gòu)型；構(gòu)型B，尾部畸變構(gòu)型；構(gòu)型C，尾部畸變+尾支桿構(gòu)型。

采用多塊點(diǎn)對點(diǎn)對接結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格分別對上述構(gòu)型空間流場進(jìn)行網(wǎng)格生成。3種構(gòu)型網(wǎng)格拓?fù)湎嗤?，網(wǎng)格單元數(shù)約為450萬，計(jì)算馬赫數(shù)為0.2，基于平均氣動(dòng)弦長的計(jì)算雷諾數(shù)為4×106，附面層底層網(wǎng)格y+值約為3。圖1給出了3種構(gòu)型及表面網(wǎng)格，通過構(gòu)型C與構(gòu)型B的氣動(dòng)差量獲得尾撐支桿干擾量，通過構(gòu)型B與構(gòu)型A的氣動(dòng)差量獲得尾部外形畸變影響量。

2 計(jì)算方法

采用三維積分形式的雷諾平均N-S方程為控制方程：

?VQdV+?Sf·ndS=0

其中，V為控制體體積，S為控制體表面，Q為守恒變量矢量，f為通過表面S的通量(凈流出量),包含3個(gè)方向的粘性和無粘通量，n為表面S的外法向單位矢量。

基于有限體積法構(gòu)造空間半離散格式，粘性項(xiàng)采用中心差分格式離散，無粘項(xiàng)采用Roe平均迎風(fēng)通量差分分裂格式(FDS)離散。使用Menter’sk-ωSST兩方程湍流渦粘模型。利用多層網(wǎng)格逐層迭代及多重網(wǎng)格 (MultiGrid)法加速收斂，運(yùn)用隱式近似因子分解(AF)方法時(shí)間推進(jìn)得到流場定常解。

基于多塊網(wǎng)格的流場被分為若干子域，流動(dòng)方程在每個(gè)子域中獨(dú)立求解。鄰近塊之間流動(dòng)信息的交換及流動(dòng)信息在整個(gè)求解域中的傳播，均通過內(nèi)部邊界條件(即令內(nèi)部邊界兩側(cè)的變量相等)從而保持連續(xù)實(shí)現(xiàn)。模型壁面采用無滑移邊界條件，遠(yuǎn)場采用無反射邊界條件。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

3.1 全機(jī)氣動(dòng)特性

圖2和3分別給出了構(gòu)型C全機(jī)氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果與FL-12、FL-8及FD-9這3座風(fēng)洞未扣除支架干擾的試驗(yàn)結(jié)果對比曲線。

可見，在α≤20°范圍內(nèi)，縱向氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果與3座風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果符合較好，可將其視為另一座風(fēng)洞的試驗(yàn)結(jié)果，橫航向(β=10°)氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果反映的氣動(dòng)特性規(guī)律與試驗(yàn)結(jié)果一致。因此，在常用角度范圍內(nèi)，本文的數(shù)值模擬方法是可靠的。

3.2 支桿干擾及外形畸變影響特性

圖4和5分別給出了尾撐支桿干擾量及尾部外形畸變影響量計(jì)算結(jié)果與FL-14風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對比曲線。其中，“Sting”和“Distortion”分別表示支桿干擾量和外形畸變影響量，“cal”和“test”分別表示計(jì)算值和試驗(yàn)值。

可見，橫航向支桿干擾量和畸變影響量計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合較好，縱向支桿干擾量和畸變影響量計(jì)算結(jié)果相對試驗(yàn)結(jié)果略差，但對于兩者之和(即支桿和外形畸變整體影響)，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果是較為一致的。

3.3 支桿干擾及外形畸變影響分析

圖6和7分別給出了3種構(gòu)型上翼面壓力分布云圖。為利于分析，隱藏了構(gòu)型C的尾支桿。

由圖6可見，α=0°、β=0°時(shí)，尾撐支桿主要改變上翼面尾噴口后部壓力分布，使得尾噴口后部壓力系數(shù)前部降低后部升高，即俯仰力矩略有增大，升力變化規(guī)律不明顯；同時(shí)，尾撐支桿使得模型底壓略有升高，即阻力略有減小。尾部外形畸變改變整個(gè)上翼面后半部的壓力分布，使得升力和俯仰力矩有所減??；同時(shí)，尾部外形畸變使得模型底壓明顯降低，即阻力有所增大。這些變化規(guī)律與圖4反映的結(jié)果是一致的。

由圖7可見，α=0°、β=10°時(shí)，尾撐支桿仍然主要改變上翼面尾噴口后部壓力分布，對橫航向量基本無影響。尾部外形畸變?nèi)匀桓淖冋麄€(gè)上翼面后半部的壓力分布，使得后部右側(cè)迎風(fēng)區(qū)負(fù)壓減弱，后部左側(cè)背風(fēng)區(qū)正壓減弱，即橫向力減小，偏航力矩增大，滾轉(zhuǎn)力矩增大。這些變化規(guī)律與圖5反映的結(jié)果也是一致的。

圖8和9分別給出了尾撐支桿干擾量及尾部外形畸變影響量計(jì)算結(jié)果與構(gòu)型A計(jì)算結(jié)果(全量)的對比曲線。其中，“Clean”表示構(gòu)型A計(jì)算結(jié)果。

可見，對于縱向特性，尾撐支桿干擾量和尾部外形畸變影響量相對全量較小;對于橫航向特性，尾撐支桿干擾量基本可忽略，而尾部外形畸變影響量與全量相當(dāng)。

4 結(jié) 論

綜合以上分析，對類似本文計(jì)算的飛翼布局模型風(fēng)洞試驗(yàn)尾撐支桿干擾及尾部外形畸變影響特性，可得出以下主要結(jié)論：

(1) 在常用角度范圍內(nèi)，本文的數(shù)值模擬方法是可靠的，可用于風(fēng)洞試驗(yàn)支撐方案的評估及支撐干擾的修正。

(2) 在零迎角附近，尾撐支桿使零側(cè)滑阻力略有減小，俯仰力矩略有增大；

(3) 在零迎角附近，尾部外形畸變使零側(cè)滑升力減小，阻力增大，俯仰力矩減小，正側(cè)滑橫向力減小，偏航力矩增大，滾轉(zhuǎn)力矩增大。

(4) 對縱向特性，尾撐支桿干擾量和尾部外形畸變影響量相對全量較??；對橫航向特性，尾撐支桿干擾量基本可忽略，尾部外形畸變影響量與全量相當(dāng)。