華如豪，葉林峰，葉正寅

(1.西北工業(yè)大學翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室，陜西西安710072;2.中航工業(yè)西安飛機設(shè)計研究所總體氣動所，陜西西安710089)

引言

飛機運輸具有速度快、不受路途地形影響的重要優(yōu)勢。對于某些實際工程需要而言，大載重的飛機特別受青睞。然而，在大載重飛機的實際應(yīng)用中，還可能伴隨區(qū)域狹小、飛機起飛降落條件差等不利環(huán)境。在這些限制條件下，提高飛機的升力和升阻比等氣動特性對上述性能要求來說是一個共同需求。

一般來講，機翼要提供整個飛機重量對應(yīng)的升力，機翼結(jié)構(gòu)也是飛機的主要承力部件。由于現(xiàn)代大載重飛機的尺寸增大，機翼結(jié)構(gòu)變形比較明顯，尤其是對于剛度特性不占優(yōu)勢的大展弦比機翼，變形量可達米的數(shù)量級，這也使機翼存在剛度不足甚至被破壞的潛在危險[1-2]。從空氣動力學角度考慮，具有較大厚度的機翼氣動性能不太理想，這也是傳統(tǒng)飛機不太采用較厚翼型的原因。但從承力性能上看，厚翼型較薄翼具有明顯的優(yōu)勢，如何尋求氣動性能和剛度特性的折中，在保證其結(jié)構(gòu)特性的基礎(chǔ)上提高機翼的氣動性能，對大載重飛機的研究發(fā)展具有重要的意義。

早期飛機設(shè)計多采用雙翼布局[3-4]，其原因主要是在展長受限制的條件下增加機翼面積，從而提高升力，同時還可通過雙翼間的桁架連接增強機翼的結(jié)構(gòu)特性，屬于被動設(shè)計的思路，如前蘇聯(lián)的安-2運輸機等。本文提出的方案則主動利用多排翼對氣流的相互干擾，從而提高主翼的升力等氣動性能。為此，在近期工作的基礎(chǔ)上[5]，以厚度較大的 NACA0030翼型為基礎(chǔ)，探索一種可提高厚機翼氣動性能的多排翼布局形式，并運用數(shù)值模擬的方法驗證了所提方案的效果，旨在對大載重飛機的設(shè)計和發(fā)展提供有參考價值的結(jié)論。

1 研究模型

從氣動性能角度看，傳統(tǒng)固定翼飛機的薄機翼是氣動阻力最小的外形，但其橫截面的抗彎特性不理想，尤其是在需要較大展弦比的情況下，而采用大厚度翼型可增大機翼剛度，但氣動效率相對不太高。分析傳統(tǒng)單翼飛機的繞流流場容易看出，由于機翼對氣流的阻滯作用，在翼型前緣駐點附近形成一個高壓區(qū)，并且翼型越厚，高壓區(qū)范圍越大。為此，采用排式雙翼布局方案，充分合理地利用這一高壓區(qū)，增加前翼上下翼面的壓差，就有可能提高全機的氣動效率。

本文以相對厚度較大的NACA0030翼型構(gòu)成的展弦比為10的直機翼為基礎(chǔ)，構(gòu)建了傳統(tǒng)單翼布局和排式雙翼布局的兩種簡單翼身組合體幾何模型，對這兩種布局的翼身組合體的繞流流場進行了計算和分析。并根據(jù)計算結(jié)果，比較了不同翼型情況下排式雙翼布局對全機氣動性能的影響。在此基礎(chǔ)上，提出了將后翼加裝偏轉(zhuǎn)角和縮小后翼的優(yōu)化方案，以進一步優(yōu)化全機的氣動性能。

圖1為本文排式雙翼布局翼身組合體的一個簡單模型和計算網(wǎng)格。本文對計算流場的空間離散采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，其中，單翼、雙排翼和三排翼布局的模型空間流場的網(wǎng)格單元數(shù)分別為240×104，308×104和370 ×104。

圖1 排式雙翼布局飛機模型和計算網(wǎng)格

2 計算方法和結(jié)果分析

2.1 計算方法

忽略空氣重力，三維非定常N-S方程在笛卡爾直角坐標系中的積分守恒形式為:

式中，Ω為控制體;Q為守恒變量;?Ω為控制體單元的邊界;F(Q)為無粘通量;G(Q)為粘性通量。

此外，湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程模型[6]，翼身組合體的數(shù)值計算均在來流馬赫數(shù)Ma∞=0.2和基于機翼參考弦長的雷諾數(shù)Re=4.5×106的條件下進行，文中采用有限體積法對三維可壓雷諾平均N-S方程進行離散求解。

2.2 算例驗證

為了考察數(shù)值方法的精度，保證計算結(jié)果的可信度，首先對 NACA0015翼型在 Ma=0.29，Re=1.95×106，α=13°的來流狀態(tài)下進行計算。圖2給出了計算得到的壓力分布與文獻[7]實驗結(jié)果的對比。從所給結(jié)果可以看出，本文方法的計算結(jié)果與實驗值吻合得較好。

圖2 NACA0015壓力分布曲線

2.3 計算結(jié)果與分析

2.3.1 翼型厚度特性對排翼布局氣動性能的影響一般情況下，低速飛行狀態(tài)下機翼前緣駐點附近都會存在一個高壓區(qū)，不同翼型情況下高壓區(qū)的范圍又有所差別。本文所提出的排翼布局方案的原理是充分利用這一高壓區(qū)，以盡可能增加機翼的升力和升阻比等氣動性能，從而起到增加載重量的效果。

根據(jù)之前的研究結(jié)果[7]，排翼布局的氣動特性受兩翼相對位置的影響較為明顯，初始位置事先通過優(yōu)化選取。以前翼弦長為參考長度，對 NACA0015和NACA0030翼型確定了排翼布局升阻比特性較好的兩個位置，相對于前翼前緣，前者的排翼布局模型中后翼前緣位于(0.90，－0.15)處，后者位置則位于(0.85，－0.25)處，前后翼形狀均相同，排翼布局的參考面積取單翼的兩倍。在0°～10°迎角范圍內(nèi)，對以這兩種翼型為基礎(chǔ)的單、排翼布局翼身組合體進行計算，結(jié)果如圖3所示。

圖3 不同厚度翼型下單、排翼布局翼身組合體升阻力情況

圖3的數(shù)值計算結(jié)果對比說明，單翼布局下，采用NACA0030翼型的厚翼與采用NACA0015翼型的較薄翼相比，升力和升阻比都小很多，這也是傳統(tǒng)飛機一般不采用大厚度翼型的原因。采用排式雙翼布局與采用相同翼型的單翼布局形式相比，在所研究的中小迎角范圍內(nèi)，厚翼型排翼可大幅提高升力系數(shù)和升阻比，尤其是升力系數(shù)甚至超過了采用薄翼模型50%左右，但升阻比較薄翼仍偏小;而采用薄翼型的排翼布局較相同翼型的單翼布局形式，升力系數(shù)變化不大，升阻比增加不明顯，甚至會在5°迎角之后下降。

圖4和圖5分別是翼型為NACA0015和NACA0030時單、排翼布局機翼展向40%站位的壓力云圖。

圖4 單、排翼布局機翼展向40%站位壓力云圖(NACA0015)

圖5 單、排翼布局機翼展向40%站位壓力云圖(NACA0030)

根據(jù)圖4和圖5的壓力云圖分析發(fā)現(xiàn)，單翼情況下翼型比較厚時，由于氣流加速，下翼面最大厚度附近區(qū)域的壓力相對自由來流減小比較明顯，從而使下表面和上翼面的壓差減小，甚至出現(xiàn)機翼后緣附近產(chǎn)生負升力的效果，同時由于厚翼前緣前方形成的高壓區(qū)影響范圍也比較大，采用排翼布局后，在后翼對氣流的阻滯作用下，后翼前緣形成的高壓區(qū)明顯增加了前翼下表面的壓力，從而加大了前翼下翼面和上翼面的壓差，前翼增加的升力足以抵消掉后翼減小的升力。在這樣的綜合作用下，極大地提高了整個翼身組合體的升力，而阻力雖有增加，但整體不大，全機的升阻比明顯提高了。相反，對于薄翼，由于單翼布局時下表面氣流加速不明顯，下翼面最大厚度之后區(qū)域壓力較自由來流變化不大，同時前緣形成的高壓區(qū)影響范圍也小，從而使采用排翼布局后翼的翼身組合體升力總體上增加不太明顯，抵消掉阻力的增加量，升阻比提高也就不明顯，甚至會有所降低。

2.3.2 排翼布局方案的優(yōu)化

從以上計算結(jié)果看出，采用厚翼型NACA0030時，排式雙翼布局的翼身組合體的升力系數(shù)較單翼均增加顯著，并且已經(jīng)超過相同迎角下的薄翼;相比單翼布局，升阻比也改善很多，但仍舊不如薄翼型的翼身組合體。在此，本文提出兩種優(yōu)化方案，以保證升力增加的同時不至于付出降低升阻比的代價。

(1)后翼給定安裝偏轉(zhuǎn)角對排翼布局氣動特性的影響

結(jié)合2.3.1節(jié)中排翼布局和單翼布局的壓力云圖對比發(fā)現(xiàn)，由于后翼前緣駐點附近形成的高壓區(qū)，極大地提高了前翼上下表面的壓差和升力，但由于前翼下表面對來流形成了一個壁面反射的效果，使后翼的有效迎角較自由來流大大減小，甚至出現(xiàn)下翼面整體壓力小于上翼面，即后翼總體上產(chǎn)生了負升力。為此，嘗試給后翼一定的初始安裝角，以提高給定來流迎角時后翼的有效迎角，此設(shè)計方案的數(shù)值計算結(jié)果如表1所示。表中，K為升阻比。

表1 排翼布局的后翼有無安裝偏轉(zhuǎn)角時全機各部分升阻力系數(shù)對比(α=4°)

表1的對比結(jié)果表明，給后翼一定的安裝偏轉(zhuǎn)角，可以增加后翼的有效迎角，使后翼上的升力由負值變?yōu)檎担瑥亩岣呷珯C的總升力，而適當?shù)钠D(zhuǎn)角可以在排式雙翼布局的基礎(chǔ)上進一步提高全機的升阻比。由對比可見，后翼無偏轉(zhuǎn)時，全機升阻比較單翼布局可提高至10.91，而將后翼安裝角取為2°時可將升阻比提高至11.43。但如果初始安裝角過大，如方案中提高到4°時，由于阻力增加幅度大于升力的增加幅度，全機升阻比反而會比無偏轉(zhuǎn)角時小，帶來不利效果。

(2)縮小后翼和多排翼對翼身組合體氣動特性的影響

從前面的計算結(jié)果發(fā)現(xiàn)，排式雙翼布局的后翼駐點附近的高壓區(qū)在提高前翼升力特性的同時，自身基本不提供升力，并且還會因?qū)饬鞯淖枞饔枚棺枇υ黾?，從而導致翼身組合體的阻力較單翼布局時增加較多。為此，本文在原來排式雙翼方案的基礎(chǔ)上，縮小后翼的弦向尺寸，保證前緣高壓區(qū)仍舊存在的同時減弱其對氣流的阻塞作用，以進一步提高升阻特性。計算方案有兩種，其中方案A的后翼弦長相對主前翼為0.5倍，展長與主翼相同，以主翼弦長為單位長度，后翼前緣點相對主翼前緣點位置為(0.90，－0.15)處，此布局的機翼總參考面積為單翼布局的1.5倍;方案B在方案A的基礎(chǔ)上，在后翼后方加裝一個與后翼相同的小翼，此小翼的前緣點在主翼前緣點后(1.35，－0.30)處，此布局的機翼總參考面積為單翼的2倍。表2給出了這兩種方案的計算結(jié)果。表中，Kdy為單翼的升阻比。

表2 不同排翼布局的氣動特性對比

圖6為后翼縮小的排翼方案A和三排翼方案B機翼展向40%站位壓力云圖。

圖6 不同方案的機翼展向40%站位壓力云圖

以上對比結(jié)果表明，采用后翼縮小的排翼布局的方案A時，后翼前緣駐點附近的高壓區(qū)仍舊存在，但后翼對氣流的阻塞效果減弱，使得整體的阻力系數(shù)較前后翼相同的布局減小，同時全機的升力系數(shù)有所提高，升阻比更是進一步提高;采用三排翼布局的方案B時，升力系數(shù)較方案A進一步提高，主要原因在于方案A中不產(chǎn)生升力的后翼在方案B中處于最后方小翼前緣駐點附近的高壓區(qū)中，從而產(chǎn)生較明顯的升力，但由于兩個小翼對氣流的阻塞作用和機翼浸潤面積的增加，阻力有一定增加，從而使升阻比沒有方案A增加明顯，但相比優(yōu)化前的前后翼相同的排翼方案，升阻比也有所提高。

值得注意的是，表2的結(jié)果表明，經(jīng)過方案A優(yōu)化的全機升阻比提高至13.40，已經(jīng)優(yōu)于采用NACA0015翼型時的單翼布局，說明經(jīng)過優(yōu)化，排式雙翼布局在保證升力系數(shù)顯著增加的同時，升阻比特性也并不比傳統(tǒng)薄翼差。同時由于展弦比大的后翼基本不提供升力，承力的前翼又具有較大的厚度，剛度特性優(yōu)于薄翼，從綜合效果來看，優(yōu)勢突出。

3 結(jié)論

通過數(shù)值求解N-S方程，對提出的排式多翼布局方案進行了研究。通過與傳統(tǒng)采用單翼的布局進行升力和升阻比等氣動性能的對比，可得出以下主要結(jié)論:

(1)利用后翼前緣駐點附近形成高壓區(qū)增大了前翼下表面的壓力，使采用厚翼型的排翼布局全機整體的升力系數(shù)較傳統(tǒng)單翼布局增加十分明顯，同時較相同翼型的單翼布局，在一定迎角范圍內(nèi)也可以明顯提高全機的升力和升阻比。

(2)機翼選用的翼型厚度越大，排式雙翼布局較單翼布局提高氣動效率的作用越顯著，這對需要較大剛度的大載重飛機的機翼來說，通過排翼布局，可以在一定程度上彌補采用厚翼型氣動性能整體不太高的缺點。

(3)適當?shù)亟o后翼一定的安裝偏轉(zhuǎn)角，能夠增加后翼的有效迎角，可以在原來排翼布局的基礎(chǔ)上進一步提高全機的氣動效率。

(4)縮小后翼的弦長，可以在保證升力系數(shù)提高的同時降低后翼對氣流的阻塞作用，從而進一步提高全機的升阻比，并且優(yōu)于剛度特性差的薄翼。

(5)從傳統(tǒng)雙翼布局來看，排式雙翼布局同樣具有良好的滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性，可以減小操縱面的面積，從而具有減輕結(jié)構(gòu)重量的潛力。

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