華如豪， 葉正寅

（西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動力學(xué)國家重點實驗室，陜西 西安710072）

0 引 言

隨著航空航天科學(xué)技術(shù)的飛速發(fā)展和人們對飛行器功能要求的延伸，不同種類的新式飛行器不斷進入人們的探索范圍和研究領(lǐng)域。近年來，一種機翼由柔性材料充氣形成的飛行器引起人們的興趣［1－7］，這種飛行器由于機翼的可以折疊特點，便于攜帶和運輸，同時又具有結(jié)構(gòu)重量輕、造價低等明顯優(yōu)勢，機翼充氣展開后又具有和剛性機翼相差不大的氣動性能。因此，不管是作為武器裝備還是民用目的，充氣翼飛機具有廣泛的發(fā)展空間和潛在用途。此外，美國Kentucky大學(xué)為主的BIG BLUE計劃開展了針對未來火星探測應(yīng)用的充氣翼飛機，以滿足空間運輸過程中體積、重量方面的要求，又可以進行大范圍的探測，截止2007年5月已經(jīng)成功完成了五次高空飛行試驗，達到了驗證相關(guān)技術(shù)的預(yù)期目的［3－4］。隨著充氣翼飛機這一概念的提出和材料、加工工藝、控制技術(shù)等的不斷發(fā)展進步，充氣翼飛機以其區(qū)別傳統(tǒng)飛機的獨有特點引起人們的高度關(guān)注。

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。對于充氣翼飛機來說，為了實現(xiàn)可折疊特點，機翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)充氣后只有保持形狀用的拉條和外層的柔性蒙皮［8－10］。而充氣結(jié)構(gòu)機翼的強度和剛度也是由所使用材料的類型、機翼的橫截面設(shè)計和內(nèi)部充氣壓力決定，由于自身材料和結(jié)構(gòu)的這一特殊性，較之傳統(tǒng)以鋼材料為承力梁結(jié)構(gòu)相比，其抗彎和抗扭能力面臨很大的挑戰(zhàn)［9－10］。所以，對于充氣機翼的飛行器而言，機翼的翼展會受到很大的限制。

為了兼顧機翼的承力性能，充氣機翼一般具有較大的厚度，但從空氣動力學(xué)角度考慮，厚翼型的氣動性能又不太理想。1922年Munk在Prandtl的升力理論基礎(chǔ)上發(fā)表了一般雙翼理論，確立了分析雙翼的5個主要幾何變量，即翼差角、交錯位置、翼間距、展弦比和弦長，以不同的方式布置雙翼能產(chǎn)生不同的氣動效果。而針對充氣機翼的上述要求和特點，為了尋求結(jié)構(gòu)剛度特性和氣動效率的折中，本文在近期工作的基礎(chǔ)上［11］，以厚度較大的NACA0030翼型為基礎(chǔ)，探索一種可提高機翼氣動性能的排式雙翼布局形式，并運用數(shù)值模擬的方法驗證了所提出方案的效果和可行性，旨在為低速充氣飛機的設(shè)計和發(fā)展提供有參考價值的結(jié)論。

1 高效氣動布局方案模型

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，但對充氣機翼這種柔性材料形成的結(jié)構(gòu)來說，其橫截面的抗彎特性很不理想，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又相對不太高。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，如果能夠充分合理的利用這一高壓區(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。對低速飛機來說，采用平直翼布局對機翼的氣動特性最為有利，并且加工制作也比較容易。

文中以相對厚度較大的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，并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。根據(jù)計算結(jié)果，為比較不同翼型情況下排式雙翼布局對全機氣動性能的影響，還構(gòu)建了基于不同翼型的單翼和排式雙翼布局的翼身組合體進行數(shù)值研究。圖1為本文排式雙翼布局翼身組合體的一個簡單模型。本文對計算流場的空間離散采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，其中附面層網(wǎng)格為貼體的三棱柱網(wǎng)格，第一層高度取機翼參考弦長的2.0×10－5倍，外場為采用Delauney剖分三角形單元方法生成的四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，其中單翼布局的翼身組合體體網(wǎng)格單元總數(shù)為150萬量級，雙翼布局方案的網(wǎng)格總數(shù)為220萬量級。圖2給出了翼身組合體表面網(wǎng)格和遠(yuǎn)場網(wǎng)格情況。

圖1 排式雙翼布局充氣飛機機翼展開狀態(tài)模型Fig.1 Model of the row double－wing configuration of inflatable aircraft with the unfolded wings

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(biāo)系中的積分守恒形式為：

圖2 翼身組合體表面和遠(yuǎn)場計算網(wǎng)格Fig.2 Computational grids on the wing－body surface and the far field

式中：Ω為控制體；?Ω為表示控制體單元的邊界；Q為守恒變量；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，該模型中湍流粘性系數(shù)定義為

上式中的是計算湍流粘性系數(shù)的工作變量，它滿足下面的傳輸方程：

與控制方程類似，上述傳輸方程的求解也采用中心格式的有限體積進行離散求解。

邊界條件處理上遠(yuǎn)場設(shè)定為壓力遠(yuǎn)場條件，翼身組合體的對稱面設(shè)定為對稱面條件，機翼和機身表面為無滑移物面條件。翼身組合體的數(shù)值計算均在來流馬赫數(shù)M∞＝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，求解器采用基于壓力基的壓力速度耦合算法。

2.2 結(jié)果分析

2.2.1 算例驗證

為了考察數(shù)值方法的數(shù)值離散精度，保證數(shù)值模擬結(jié)果的可信度，本文首先對ONERA M6機翼在來流馬赫數(shù)Ma＝0.8395，雷諾數(shù)Re＝1.172×107，迎角α＝3.06°狀態(tài)下的有粘流的流動特性進行了數(shù)值計算，并給出了 M6機翼在此計算狀態(tài)下，沿展向20%、65%、95%剖面壓力系數(shù)和實驗數(shù)據(jù)［7］的對比。從圖3、圖4和圖5的對比可以看到，本文計算與實驗值吻合的還比較滿意。

2.2.2 雙翼不同相對位置的布局對全機升阻特性的影響

為研究雙翼間的不同位置對全機整體氣動效率的影響，本文以機翼弦長為參考長度，在保持兩翼展向位置相同的情況下，選取后翼前緣點處于（0.70，－0.30），（0.80，－0.20），（0.85，－0.25），（0.80，－0.40）和（1.00，－0.30）五個不同位置處時排式雙翼布局在巡航迎角α＝4°時全機的升力和升阻比，對比單翼布局時翼身組合體的升阻特性，計算結(jié)果如表1示。

比較排式雙翼布局方案和單翼布局方案，表1的數(shù)值計算結(jié)果表明，所選的五種雙翼布局方案的升力系數(shù)較單翼布局的翼身組合體有很大提高，同時由于阻力系數(shù)整體增加不是太大，全機的升阻比有大幅度的提高，其中，后翼前緣點相對前翼前緣位于（0.85，－0.25）處時可將升阻比提高62.8%。

表1 雙翼不同相對位置對升阻比的影響（α＝4°）Table 1 The effect of the relative locations of the double wings on the lift－drag ratio（α＝4°）

圖6 單雙翼布局機翼展向40%站位處壓力系數(shù)對比（η＝0.40）Fig.6 The comparison of Cpdistribution of the singlewing and double－wing configurations（η＝0.40）

從圖6和圖7可以看出，比較單翼布局，由于后翼前緣駐點附近高壓區(qū)的存在，極大提高了前翼上下表面的壓差，但由于前翼下表面對氣流的阻擋，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。但整體上看，前翼明顯增大的上下翼面的壓差足以彌補后翼減小的升力，翼身組合體的升力系數(shù)較單翼布局增加接近一倍。而從阻力上看，圖8表明，對比單翼布局機翼后緣上表面比較明顯的流動分離，由于雙翼間氣流的加速作用，雙翼布局的前翼后緣流動分離區(qū)明顯減小，后翼上表面的分離區(qū)基本消失，這樣使前后翼壓差阻力減小，從而不至于在提高升力的同時付出全機總阻力大幅增加的代價。

再分別對以上五種雙翼布局方案做縱向與橫向的對比，從（0.7，－0.3）和（1.0，－0.3）以及（0.8，－0.2）和（0.8，－0.4）的對比結(jié)果表明，在保持一個方向位置固定的基礎(chǔ)上，無論是縱向還是橫向增加前后兩翼的距離，都會使全機的整體阻力系數(shù)有所降低?？傮w來說，兩翼間的相對位置對翼身組合體整體的升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響是比較敏感的。

2.2.3 不同迎角狀態(tài)下雙翼布局對全機升阻特性的影響

由2.2.2節(jié)的比較結(jié)果得出了升阻比提高相對最明顯的排式雙翼布局的前后翼相對位置，即后翼前緣在相對前翼前緣（0.85，－0.25）位置處，針對這一雙翼布局方案，本文計算了迎角在2°～10°范圍內(nèi)五個狀態(tài)下單雙翼布局升阻比對比情況，結(jié)果如圖9示。

圖9 不同迎角狀態(tài)下單雙翼布局全機升阻比對比結(jié)果Fig.9 The comparison of lift－drag ratio of the wing－body at a range of different angles of attack

數(shù)值模擬結(jié)果表明，在中小迎角范圍內(nèi)，排式雙翼布局可以大幅提高全機的升阻比，而隨著迎角增加到較大狀態(tài)時，全機的升力雖然較單翼布局時有比較明顯的增加，但同時阻力的增加幅度也急劇提高，使全機升阻比增加不明顯，甚至可能有所降低。

2.2.4 后翼給定安裝偏轉(zhuǎn)角度對雙翼布局升阻特性的影響

結(jié)合2.2.2節(jié)和2.2.3節(jié)中雙翼布局和單翼布局的壓力云圖及壓力系數(shù)圖對比發(fā)現(xiàn)，由于后翼前緣形成的高壓區(qū)，極大提高了前翼上下表面的壓差和升力，但前翼下表面的壁面反射效果大大減小了后翼的有效迎角。較自由來流，甚至使下翼面壓力小于上翼面，即后翼總體上產(chǎn)生了負(fù)升力。為此，嘗試給后翼一定的初始安裝角，以提高給定全機來流迎角前提下的后翼有效迎角，數(shù)值計算結(jié)果如表2示。

表2 后翼安裝偏轉(zhuǎn)角對全機升阻比的影響（α＝4°）Table 2 Effect of installation angle of the posterior wing on the lift－drag ratio of the wing－body（α＝4°）

以4°迎角為例，數(shù)值模擬結(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，從而使后翼上的升力由負(fù)值變?yōu)檎?，從而提高全機的總升力，而適當(dāng)?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。從表2的對比可見，后翼無偏轉(zhuǎn)時全機升阻比較單翼布局可提高62.8%，而將后翼安裝角取為2°時可將升阻比提高70.5%。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初始偏轉(zhuǎn)角時減小，帶來不利效果。

2.2.5 翼型特性對排式布局氣動性能的影響

（1）翼型厚度對雙翼布局升阻比的影響

一般情況下，亞音速狀態(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。在此本文對不同厚度翼型情況下排式布局的氣動性能進行了計算。

由于雙翼布局的氣動特性受兩翼相對位置影響很明顯，為研究在不同翼型厚度情況下雙翼布局和單翼布局的翼身組合體的升阻比變化，事先經(jīng)過初始位置選取進行優(yōu)化，對NACA0015和NACA0020翼型確定了兩個升阻比提高相對比較明顯的位置，相對于前翼前緣，前者的雙翼布局翼身組合體中后翼前緣處于（0.90，－0.15）處，后者位置處于（0.90，－0.20）處，在4°迎角下，對這兩種翼型為基礎(chǔ)的雙翼布局翼身組合體進行計算，結(jié)果如表3示。

表3 不同厚度翼型的單雙翼布局翼身組合體升阻情況（α＝4°）Table 3 Effect of airfoil thickness on the lift and drag coefficient of the single－wing and double－wing configuration（α＝4°）

數(shù)值計算結(jié)果對比說明，翼型厚度越大，雙翼布局提高升阻比效果越顯著。圖7、圖10和圖11的壓力云圖對比發(fā)現(xiàn)，翼型比較厚時，由于氣流加速，下翼面最大厚度附近區(qū)域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)后緣附近機翼產(chǎn)生負(fù)升力的效果，同時厚翼型前緣駐點附近的高壓區(qū)影響范圍也比較大，因此，采用雙翼布局后，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。同時，前翼增加的升力足以抵消掉后翼減小的升力。這樣綜合作用下，明顯提高了整個翼身組合體的升力，而阻力雖有增加但整體幅度不大，全機的升阻比明顯提高。相反，對于薄翼型，由于單翼布局時下表面氣流加速不明顯，下翼面最大厚度靠后區(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，從而使采用雙翼布局后翼的翼身組合體升力總體上增加不太大，抵消掉阻力的增加量，升阻比提高也就不明顯。

（2）翼型彎度對排式布局氣動性能的影響

對于一些低速飛機，為了在一定飛行狀態(tài)下獲得高升力和比較高的升阻比，有時會選用帶有彎度的翼型以提高氣動效率，在此本文以對稱翼型NACA0030為對照、分別同以NACA2430和NACA4430翼型為基礎(chǔ)的機翼對比，計算了排式雙翼布局方案在機翼采用對稱翼型和同等厚度下的有彎度翼型兩種情況下與單翼布局的升阻特性比較結(jié)果。計算結(jié)果見表4。

表4 α＝4°時不同彎度翼型的單雙翼布局翼身組合體升阻情況（α＝4°）Table 4 Effect of airfoil camber on the lift and drag coefficient of the single－wing and double－wing configuration（α＝4°）

表4表明，雖然單翼布局時具有正彎度翼型的翼身組合體氣動效率優(yōu)于采用對稱翼型的布局，但采用排式雙翼布局時前者的氣動效率反而不如后者，即采用具有正彎度的翼型時排式雙翼布局升阻比的提高效果不如采用對稱翼型明顯。結(jié)合圖7、圖12和圖13可看出，單翼布局時，采用正彎度翼型的機翼下翼面相對對稱翼型來說比較平緩，尤其是在最大厚度附近壓力并沒有像對稱翼型出現(xiàn)明顯降低，故而升力系數(shù)較大，升阻比也較高；采用雙翼后，前翼下表面的壓力有大幅度增加，而由于后翼來流迎角減小，前緣附近區(qū)域上下翼面壓差明顯減小。為此，前翼增加的升力抵消掉后翼大幅減小的升力后，全機升力增加幅度并不如對稱翼型時大，同時考慮到由于采用雙翼布局阻力也有較大增加，綜合對比全機整體的升阻比提高效果并沒有對稱翼型時明顯，特別是在本文的計算狀態(tài)下，采用對稱翼型的排式雙翼布局翼身組合體的氣動性能甚至優(yōu)于具有彎度翼型的情況。

3 結(jié) 論

本文通過數(shù)值求解NS方程對提出的充氣飛機排式雙翼布局方案進行研究，通過與傳統(tǒng)單翼布局對比，該方案整體的升力和升阻比等氣動性能均有明顯提高，表明這種布局對于主要以低速狀態(tài)飛行的充氣飛機具有很好的實用價值，主要有以下結(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，使雙翼布局全機整體的升力系數(shù)增加十分明顯，而后翼也緩解了雙翼上表面的流動分離，使總的阻力系數(shù)增加不是太大，使此種布局較單翼布局在一定迎角范圍內(nèi)可以顯著提高全機的升力和升阻比等氣動性能。

（2）排式雙翼布局氣動性能受兩翼相對位置的影響比較敏感，可通過優(yōu)化方法確定出氣動效率最高的雙翼相對位置。而適當(dāng)?shù)慕o后翼一定初始安裝偏轉(zhuǎn)角，可在原來雙翼布局的基礎(chǔ)上進一步提高全機的氣動效率。

（3）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，這樣可以彌補厚翼型氣動效率整體不太高的缺點；采用對稱翼型的排式雙翼布局效率要優(yōu)于采用正彎度翼型的情況，且隨著翼型彎度的增加，該方案提高氣動效率的效果逐漸降低。

（4）從結(jié)構(gòu)剛度特性上看，相對于較大展弦比時的單翼布局，如果在翼梢處采取合適的連接結(jié)構(gòu)，排式雙翼布局中承受氣動載荷較小的后翼可以分擔(dān)前翼較大的彎矩等載荷，使此種布局的結(jié)構(gòu)剛度得到有效提高，從而為充氣機翼材料的選取提供較大的范圍。

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