劉沛清 王亞平 劉 杰 屈秋林

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100191)

通常稱機(jī)翼之前帶有鴨翼、機(jī)翼之后無平尾的布局為鴨式布局.若鴨翼縱向位置距機(jī)翼較近，鴨翼兼有操縱面和氣動(dòng)增升部件的雙重功能，稱其為近距耦合鴨式布局.其鴨翼流場與機(jī)翼流場產(chǎn)生干擾耦合作用，延遲了主翼渦的破裂，增大了布局的升力和失速迎角，從而改善了飛機(jī)大迎角氣動(dòng)性能，這為現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的短距起降性能、機(jī)動(dòng)性和敏捷性，尤其是大迎角和過失速機(jī)動(dòng)能力提供了非常重要的有利條件，使近距耦合鴨式布局成為現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的先進(jìn)布局之一.自20世紀(jì)60年代中期文獻(xiàn) ［1］將這一布局成功地應(yīng)用于SAAB-37飛機(jī)設(shè)計(jì)中以來，世界諸多國家在新型戰(zhàn)斗機(jī)中均采用了這一布局.早期基于工程角度的研究工作主要是采用風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，研究布局幾何參數(shù)對(duì)整體和大迎角氣動(dòng)特性的影響，給出合理布局的參數(shù)和設(shè)計(jì)條件.

從20世紀(jì)80年代中后期開始，隨著旋渦空氣動(dòng)力學(xué)［2］的發(fā)展，研究集中到大迎角下的復(fù)雜渦系演變與干擾等空氣動(dòng)力學(xué)機(jī)理，這些成果為氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供了有力的理論支撐.不同迎角范圍內(nèi)，鴨式布局渦系之間干擾的機(jī)理不同［3－4］.在小迎角下 (升力保持線性)分離渦系較弱，渦系干擾表現(xiàn)為誘導(dǎo)作用.文獻(xiàn)［5－9］通過簡化鴨式布局模型的低速風(fēng)洞試驗(yàn)表明，在小迎角范圍內(nèi)鴨翼渦對(duì)機(jī)翼前緣渦的下洗作用減小了機(jī)翼的有效迎角，抑制了機(jī)翼渦的發(fā)展，造成機(jī)翼升力損失.文獻(xiàn)［10］通過物面油流及空間壓力測量，對(duì)60°后掠角鴨翼與50°后掠角機(jī)翼構(gòu)成的翼身組合體鴨式布局在22°迎角下的流動(dòng)特征及增升機(jī)理進(jìn)行了探討，發(fā)現(xiàn)鴨翼渦誘導(dǎo)機(jī)翼前緣較弱的分離流，使其成為集中渦，增加了渦升力.文獻(xiàn)［11］通過求解N-S(Navier-Stokes)方程對(duì)一翼身組合體鴨式布局流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，發(fā)現(xiàn)在大迎角時(shí)鴨翼對(duì)機(jī)翼渦的破裂有延遲效應(yīng).

由于大迎角下鴨翼渦系的干擾機(jī)理的復(fù)雜性，實(shí)驗(yàn)測量較為困難，因此，開展數(shù)值研究，深入分析流場細(xì)節(jié)是十分重要的.本文給出了鴨翼和機(jī)翼前緣后掠角均為50°的近距耦合鴨式布局流場的數(shù)值研究結(jié)果.

1 計(jì)算方法簡述

本文數(shù)值計(jì)算采用不可壓縮流動(dòng)雷諾平均N-S方程，即

其中，ui，uj為時(shí)均速度分量;p為時(shí)均壓強(qiáng);ρ為流體密度;μ為流體動(dòng)力粘性系數(shù);u'i，u'j為脈動(dòng)速度分量.

本研究采用SST(Shear-Stress Transport)kω模型作為湍流模型.SST k-ω模型考慮了低雷諾數(shù)和剪切流，同時(shí)加入了橫向耗散導(dǎo)數(shù)項(xiàng)，在湍流粘度的定義中考慮了湍流剪切應(yīng)力的輸運(yùn)過程，適合于有逆壓梯度的流動(dòng)等計(jì)算.SST k-ω湍流模型如下:

其中，Gk為湍動(dòng)能產(chǎn)生項(xiàng);Gω為湍流耗散率的產(chǎn)生項(xiàng);Γk，Γω分別為k與ε的有效擴(kuò)散系數(shù);Yk，Yω分別為k與ω的耗散項(xiàng);Dω為橫向擴(kuò)散項(xiàng);Sk與Sω為源項(xiàng).有效擴(kuò)散系數(shù)的表達(dá)式為

其中σk，σω分別代表k與ω的湍流普朗特?cái)?shù).

在網(wǎng)格剖分方向，考慮到在機(jī)翼前緣附近存在前緣渦、二次分離等復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，因此對(duì)該區(qū)域的網(wǎng)格進(jìn)行了加密;因模型近壁面的速度梯度較大，在模型近壁面附近也進(jìn)行了網(wǎng)格加密.圖1所示為計(jì)算網(wǎng)格劃分示意圖.數(shù)值模擬使用FLUENT軟件平臺(tái)，控制方程采用有限體積法離散，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式，擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分格式，物面邊界條件采取無滑移物面，壓力與速度耦合方式采用SIMPLEC算法.

圖1 計(jì)算模型示意圖

2 數(shù)值模擬與分析

2.1 計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值的比較

數(shù)值計(jì)算選用模型為鴨翼、機(jī)翼前緣后掠角均是50°的三角翼構(gòu)成的簡化近距耦合鴨式布局(以下簡稱為W50C50，其中W代表機(jī)翼，C代表鴨翼，數(shù)字代表后掠角度)，為了方便對(duì)比，同時(shí)還進(jìn)行了針對(duì)50°后掠角的單獨(dú)三角翼的數(shù)值模擬.鴨翼與機(jī)翼共面，鴨翼后緣與機(jī)翼前尖點(diǎn)相接 (距離為0)，邊緣迎風(fēng)面倒角45°，機(jī)翼根弦長b0w=259 mm，機(jī)翼展長Lw=434 mm，鴨翼根弦長b0c=91mm，鴨翼展長Lc=152mm，模型厚度d=4 mm，計(jì)算區(qū)域取機(jī)翼根弦長的50倍，來流速度V=20 m/s.圖2給出鴨式布局升力系數(shù)隨迎角的變化曲線，為了便于比較，在該圖中也給出單獨(dú)三角翼升力系數(shù)的變化曲線.顯然，鴨翼同時(shí)增大三角翼的失速迎角和最大升力系數(shù).在所研究的迎角范圍，按照流動(dòng)特征與氣動(dòng)力的變化可分三種情況:小迎角范圍 (α≤18°);中大迎角范圍 (18°＜α＜28°)和失速迎角以后的范圍 (α≥28°).在小迎角范圍內(nèi)，布局升力系數(shù)保持線性，鴨翼的增升效果也并不顯著;而在中大迎角和失速后的迎角，布局的升力系數(shù)得到顯著的提高.下面將分別討論近距耦合鴨式布局在這3個(gè)迎角范圍內(nèi)的渦系干擾機(jī)理.

2.2 小迎角下鴨翼渦與機(jī)翼渦之間的誘導(dǎo)機(jī)理

圖2 單獨(dú)三角翼和鴨式布局的升力系數(shù)

現(xiàn)選用迎角12°的鴨式布局繞流流場進(jìn)行分析.圖3給出迎角12°時(shí)W50C50鴨式布局模型的空間流線分布，計(jì)算結(jié)果的云圖使用當(dāng)?shù)厮俣扰c來流速度的比值V/V∞來渲染，數(shù)值模擬結(jié)果和流動(dòng)顯示結(jié)果定性上是相當(dāng)吻合的，在此迎角下鴨翼渦與機(jī)翼渦彼此獨(dú)立.

圖3 鴨式布局12°迎角空間流線分布

圖4為機(jī)翼10%、20%和70%根弦位置左半弦截面的流動(dòng)形態(tài)和渦結(jié)構(gòu)，可以看出鴨翼渦始終獨(dú)立于機(jī)翼渦.可見，在10%根弦長位置，鴨翼渦處于機(jī)翼渦的外側(cè)，鴨翼渦對(duì)機(jī)翼渦存在一個(gè)較強(qiáng)的下洗作用，減小了該位置機(jī)翼前緣的有效迎角，抑制了機(jī)翼翼尖區(qū)前緣渦的形成.而在靠近下游的70%根弦長位置，鴨翼渦位于機(jī)翼渦的內(nèi)側(cè)上方區(qū)，鴨翼渦對(duì)機(jī)翼渦產(chǎn)生上洗作用，增大該區(qū)域的有效迎角，因此增強(qiáng)了機(jī)翼渦的發(fā)展.從圖5所示的機(jī)翼背風(fēng)面壓強(qiáng)系數(shù)Cp分布云圖可見，處于鴨翼渦上洗區(qū)的機(jī)翼壓強(qiáng)負(fù)值明顯高于無鴨翼的情況 (起增升作用)，相反處于鴨翼渦下洗區(qū)的機(jī)翼壓強(qiáng)負(fù)值明顯低于無鴨翼的情況 (處于減升作用).

圖4 鴨式布局12°迎角不同根弦位置左半弦的截面流態(tài)

圖5 12°迎角背風(fēng)面壓強(qiáng)系數(shù)

2.3 中大迎角下鴨翼渦與機(jī)翼渦間的卷繞機(jī)理

圖6為迎角22°時(shí)W50C50鴨式布局模型的空間流線分布，計(jì)算結(jié)果的云圖使用當(dāng)?shù)厮俣扰c來流速度的比值 V/V∞來渲染.圖 7為機(jī)翼10%、30%、50%和70%根弦位置左半弦的流動(dòng)結(jié)構(gòu).結(jié)合圖6和圖7不難發(fā)現(xiàn)，在主翼10%根弦長的位置上，鴨翼渦獨(dú)立于主翼渦，對(duì)主翼渦產(chǎn)生下洗作用;而在30%根弦長的位置上，主翼渦和鴨翼渦開始了卷繞，二者的流線形成了一個(gè)極限環(huán);直到50%根弦長的位置上，鴨翼渦與主翼渦的流線完全融合，此時(shí)的旋渦已呈現(xiàn)了不穩(wěn)定的螺旋點(diǎn)，但渦軸處速度仍然較高，到70%根弦長的位置上，融合后的旋渦呈現(xiàn)了尾流型的速度分布，渦核處的低速區(qū)域表明旋渦已經(jīng)完全破裂.

圖6 鴨式布局22°迎角空間流線分布

根據(jù)上述分析，在此迎角范圍內(nèi)，鴨翼渦與機(jī)翼渦的相互干擾機(jī)理較為復(fù)雜，在機(jī)翼上游為誘導(dǎo)區(qū)，在機(jī)翼中下段區(qū)，鴨翼渦被機(jī)翼渦卷并，出現(xiàn)渦系的卷繞區(qū)，在機(jī)翼的尾緣區(qū)將出現(xiàn)渦的破裂區(qū).旋渦的卷并明顯提高了機(jī)翼上翼面的負(fù)壓強(qiáng)值(如圖8所示的機(jī)翼背風(fēng)面壓強(qiáng)分布云圖)，這就提高了機(jī)翼的升力.但是融合后旋渦破裂又會(huì)使得背風(fēng)面吸力減小，造成升力損失.

圖7 不同根弦位置左半弦的截面流態(tài)

圖8 22°迎角背風(fēng)面壓強(qiáng)系數(shù)

2.4 失速迎角后鴨翼渦、機(jī)翼渦的卷繞破裂機(jī)理

隨著迎角增大，機(jī)翼渦發(fā)生破裂的位置逐漸向上游方向移動(dòng)，機(jī)翼上表面出現(xiàn)旋渦破裂的區(qū)域也逐漸變大，失速迎角后布局的升力不再增大.但是，鴨翼的存在仍在一定程度上改善了主翼的流場，如圖9所示為32°迎角下的數(shù)值模擬單獨(dú)三角翼和鴨式布局的空間流線對(duì)比，顯然單獨(dú)三角翼的背風(fēng)面呈現(xiàn)了較強(qiáng)的回流，而鴨式布局雖然前緣渦已經(jīng)完全破裂，但是仍然保持一個(gè)氣泡渦的形態(tài)，尚未有強(qiáng)的回流.圖10為20%根弦長的截面速度V/V∞分布，雖然鴨式布局的前緣渦渦軸處也出現(xiàn)了回流，這表明旋渦已經(jīng)破裂，但是并未出現(xiàn)類似于單獨(dú)三角翼背風(fēng)面的大范圍回流.

圖9 32°迎角空間流線對(duì)比

概括而言，在失速迎角后，鴨翼渦與機(jī)翼渦之間的干擾機(jī)理以渦系卷繞和破裂作用為主，在機(jī)翼上翼面大部分區(qū)域出現(xiàn)卷并渦的破裂，機(jī)翼升力隨迎角增大而大大減小，但是鴨翼渦仍然在一定程度上抑制了失速分離.

圖10 32°迎角20%根弦長位置截面速度分布

3 結(jié)論

本文詳細(xì)地給出鴨翼和機(jī)翼前緣后掠角均為50°的近距耦合鴨式布局簡化模型的數(shù)值模擬結(jié)果，并與風(fēng)洞測壓、測力和流動(dòng)顯示 (水洞和風(fēng)洞)實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行詳細(xì)比較和驗(yàn)證，深入分析了鴨翼渦和機(jī)翼渦在不同迎角下的演變過程，提出渦系的誘導(dǎo)、卷繞、破裂是干擾機(jī)理的核心.對(duì)于中等后掠角的鴨式布局，具體概括如下:

1)在小迎角范圍內(nèi)，鴨翼渦與機(jī)翼渦之間的干擾機(jī)理主要以渦系相互誘導(dǎo)作用為主，機(jī)翼渦處于鴨翼渦的上洗區(qū)，對(duì)機(jī)翼升力起正貢獻(xiàn);相反機(jī)翼渦處于鴨翼渦的下洗區(qū)，對(duì)機(jī)翼的升力起負(fù)貢獻(xiàn).由于對(duì)升力的正負(fù)貢獻(xiàn)相互抵消，在此迎角范圍鴨翼渦對(duì)機(jī)翼渦干擾和控制作用較弱，鴨翼的存在對(duì)機(jī)翼的增升效果不明顯.

2)在中大迎角范圍內(nèi)，鴨翼渦與機(jī)翼渦之間的干擾機(jī)理由渦系相互誘導(dǎo)作用變?yōu)榫砝@作用，鴨翼渦被機(jī)翼渦卷并后得到明顯增強(qiáng)，有效地提高了機(jī)翼渦抵抗逆壓梯度的能力，延遲了機(jī)翼渦的破裂，與無鴨翼的機(jī)翼相比，鴨翼渦對(duì)機(jī)翼渦的干擾和控制作用最強(qiáng)，鴨翼渦的作用明顯提高了機(jī)翼的升力和失速迎角.

3)在失速迎角后，鴨翼渦仍然會(huì)對(duì)主翼產(chǎn)生一定的有利影響，但是鴨翼渦與機(jī)翼渦之間的干擾機(jī)理以渦系卷繞和破裂作用為主，在機(jī)翼上翼面大部分區(qū)域出現(xiàn)卷并渦的破裂，機(jī)翼升力隨迎角增大而大大減小.

References)

［1］Behrbohm H.Basic low speed aerodynamic of short-coupled canard configuration of small aspect ratio［R］.SAAB TN-60，1965

［2］Green S I.Fluid vortices［M］.London:Kluwer Academic Publishers，1995

［3］馬寶峰，鄧學(xué)鎣，劉沛清.近距耦合鴨式布局氣動(dòng)研究進(jìn)展［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2003，21(3):320－329

Ma Baofeng，Deng Xueying，Liu Peiqing.Research advances on a close-coupled canard wing configuration［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2003，21(3):320 －329(in Chinese)

［4］Gloss B.Effect of canard location and size on canard-wing interference and aerodynamic center shift related to maneuvering aircraft at transonic speeds［R］.NASA TN-D-7505，1974

［5］Hummel D，Oelker H C.Low-speed characteristics for the wing-canard configuration of the international vortex flow experiment［J］.Journal of Aircraft，1994，31(4):868 －878

［6］Liu P Q，Wen R Y，Zhang G W.Effects of canard sweep and canard-spanwise blowing magnitude on lift increment［J］.Journal of Aircraft，2006，43(5):1369 －1371

［7］Liu P Q，Wen R Y，Zhang G W，et al.Experimental study of canard-spanwise pulsed blowing on a canard configuration ［J］.Journal of Aircraft，2008，45(5):1816 －1820

［8］Ma B F，Liu P Q，Yuan W.Effects of wing and canard sweep on lift-enhancement of canard-configurations［J］.Journal of Aircraft，2004，41(6):1521 －1523

［9］溫瑞英.近耦合鴨式布局鴨翼展向吹氣間接渦控技術(shù)實(shí)驗(yàn)研究［D］.北京:北京航空航天大學(xué)航空科學(xué)與工程學(xué)院，2008

Wen Ruiying.Experimental study on vortex-control technology of canard-spanwise blowing of close-coupled canard wing configurations［D］.Beijing:School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2008(in Chinese)

［10］Howard R M，O＇Leary J F.Flowfield study of a closed-coupled canard configuration ［J］.Journal of Aircraft，1994，31(4):908－914

［11］Tuncer I H，Platzer M F.Computational study of subsonic flow over a delta canard-wing-body configuration［J］.Journal of Aircraft，1998，35(4):554 －560

［12］Strangfeld C，Nayeri C N，Paschereit C O.Parametric investigations of the leading edge vortex on a delta wing［J］.2011(6):1－12

［13］Hoseini A A，Masdari M.Reducing wind tunnel data for flowfield study over the wing-canard configuration using neural network［R］.AIAA-2004-0727，2004

［14］Sheng C，Wang X.Unsteady Navier-Stokes simulations of a canard-controlled missile configuration［R］.AIAA-2008-7324，2008