武 寧， 段卓毅， 廖振榮， 鄧一菊

（西安飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，陜西 西安710089）

0 引 言

本文以采用扁平上翹后體的飛機(jī)為對(duì)象，通過數(shù)值計(jì)算的手段給出導(dǎo)流片方案，并對(duì)導(dǎo)流片的減阻增穩(wěn)作用進(jìn)行研究，研究導(dǎo)流片對(duì)后體流動(dòng)及橫航向穩(wěn)定性的影響。數(shù)值計(jì)算軟件采用ANSYS公司的CFX通用CFD軟件，湍流模型為SST。CFX軟件采用基于有限元的有限體積法以及全隱式耦合多重網(wǎng)格求解技術(shù)，其突出特點(diǎn)是對(duì)大型復(fù)雜問題的求解速度、穩(wěn)定性、收斂性等技術(shù)指標(biāo)都達(dá)到了業(yè)界的新高度［1］。在第二屆AIAA阻力預(yù)測(cè)研討會(huì)上，CFX軟件的計(jì)算結(jié)果一致性非常出色，和實(shí)驗(yàn)值吻合很好。

文中所采用的后體如圖1所示。

圖1 載體飛機(jī)后體后視圖Fig.1 The backsight of after－body

1 導(dǎo)流片的應(yīng)用及作用機(jī)理

采用扁平后體的運(yùn)輸機(jī)在巡航飛行時(shí)，經(jīng)過扁平上翹后體的繞流會(huì)出現(xiàn)橫向流動(dòng)，不僅造成物面上橫向逆壓梯度增大，而且還使上翹的邊界層容易出現(xiàn)分離形成旋渦流動(dòng)，從而造成飛機(jī)巡航阻力的增加［2］，使得軍用運(yùn)輸機(jī)的性能下降；而且扁平后體在偏航時(shí)由于分離的不對(duì)稱還使得航向穩(wěn)定性變差。但是采用扁平后體的運(yùn)輸機(jī)可在艙門開口長(zhǎng)度最小的情況下保證貨物所要求的開口尺寸［3］；而且機(jī)身結(jié)構(gòu)重量輕；艙門機(jī)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，可靠性較高。這些優(yōu)點(diǎn)都能夠更好的滿足現(xiàn)代運(yùn)輸?shù)囊?，使運(yùn)輸機(jī)具有更好的使用性。因此，盡管扁平后體增大了機(jī)身的阻力且使航向穩(wěn)定性降低，但扁平后體仍成為當(dāng)代許多軍用運(yùn)輸機(jī)的選擇。

機(jī)身后體導(dǎo)流片的工作機(jī)理是將上翹后體下游產(chǎn)生的強(qiáng)分離渦進(jìn)行抑制，形成強(qiáng)度較小的分離渦，并對(duì)后體由下往上的繞流進(jìn)行阻擋和引導(dǎo)，使后體尾部的低壓區(qū)削弱以減小壓差阻力；在偏航狀態(tài)下，導(dǎo)流片改善了垂尾和后體的壓力分布形態(tài)，增大了垂尾和后體產(chǎn)生的穩(wěn)定偏航力矩，增強(qiáng)了飛機(jī)的航向穩(wěn)定性。導(dǎo)流片使得扁平后體帶來(lái)的裝載效率與氣動(dòng)特性得以兼顧。

2 導(dǎo)流片主要參數(shù)論證

目前工程應(yīng)用中導(dǎo)流片的設(shè)計(jì)形式基本為平板式導(dǎo)流片。平板式導(dǎo)流片在后體上呈開口向前的八字形，其外形呈梯形結(jié)構(gòu)。描述平板式導(dǎo)流片的外形參數(shù)較多，但經(jīng)分析發(fā)現(xiàn)，除了導(dǎo)流片前緣位置及其長(zhǎng)度參數(shù)外，其它參數(shù)對(duì)導(dǎo)流片的減阻增穩(wěn)效果影響較小。同時(shí)，鑒于導(dǎo)流片是主要作用在巡航飛行階段的特殊氣動(dòng)力部件，本文在主要描述導(dǎo)流片前緣位置及其長(zhǎng)度參數(shù)選擇的前提下，采用在巡航狀態(tài)下確定參數(shù)，在多個(gè)狀態(tài)下檢驗(yàn)其綜合氣動(dòng)特性的方式。

圖2給出了不帶導(dǎo)流片時(shí)機(jī)身后體的極限物面流線。從圖中可以看到，受機(jī)翼下洗及起落架鼓包的影響，機(jī)身后體產(chǎn)生兩條開式分離流線。其中后機(jī)身兩側(cè)由機(jī)翼的下洗流上繞形成的主分離流動(dòng)是后體渦產(chǎn)生的主要能量來(lái)源。而從起落架鼓包發(fā)出的次分離流動(dòng)受后體兩側(cè)下洗流的影響，橫向流動(dòng)較弱，在機(jī)身尾部時(shí)流線重新匯聚形成向上繞流。

根據(jù)扁平后體分離流線的特征，按照導(dǎo)流片前緣與主分離線的位置關(guān)系，導(dǎo)流片對(duì)后體分離渦的控制方式可以分為：起渦前控制、起渦時(shí)控制及起渦后控制。其對(duì)應(yīng)的導(dǎo)流片前緣位置分別為：在主分離線之前、與主分離線相交及在主分離線之后；同時(shí)，導(dǎo)流片的長(zhǎng)度決定了導(dǎo)流片對(duì)次分離流線的控制及導(dǎo)流片阻擋和引導(dǎo)下表面上繞氣流的能力，但長(zhǎng)度過長(zhǎng)會(huì)使得自身阻力增大，加大對(duì)巡航點(diǎn)外阻力特性的不利影響。

圖2 不帶導(dǎo)流片時(shí)后體物面流態(tài)Fig.2 Flow pattern on surface of nochine

圖3給出三種不同導(dǎo)流片對(duì)渦的控制方式。依次導(dǎo)流片前緣分別位于主分離流線之后、恰好與主分離流線交匯及在主分離線之前。受后體外形影響，圖（a）中導(dǎo)流片長(zhǎng)度比圖（b）和圖（c）的導(dǎo)流片短，但其后緣距機(jī)身尾端的距離與圖（b）導(dǎo)流片后緣距機(jī)身尾端距離基本相同。下面將通過三組導(dǎo)流片來(lái)說(shuō)明導(dǎo)流片對(duì)渦的控制方式對(duì)減阻效果的影響。

通過分析對(duì)比，不同導(dǎo)流片對(duì)渦的控制方式所產(chǎn)生的減阻效果差異較為明顯。起渦時(shí)控制具有最佳的減阻效果，起渦后控制的減阻效果最不理想。分析認(rèn)為，起渦時(shí)控制的導(dǎo)流片對(duì)兩條分離流線均起到較好的阻擋作用。起渦后控制的導(dǎo)流片雖然對(duì)次分離線產(chǎn)生有效的阻擋和引導(dǎo)，但其前緣并沒有能夠?qū)χ鞣蛛x流線進(jìn)行有效的阻擋，分離渦在導(dǎo)流片前緣前已形成并向上卷起。起渦前控制的導(dǎo)流片能夠?qū)χ鞣蛛x流線起到有效的阻擋，削弱后體分離渦，但導(dǎo)流片剩余長(zhǎng)度對(duì)上繞氣流的阻擋作用相對(duì)較弱。被導(dǎo)流片所引導(dǎo)的下表面氣流在流過導(dǎo)流片后重新形成上繞的分離流，后體尾端的壓力未能得到更好的增加。

由此可見，導(dǎo)流片整體位置并不需要太過靠前，采用起渦時(shí)控制導(dǎo)流片就能對(duì)分離流線起到有效阻擋，并且導(dǎo)流片長(zhǎng)度的選取要兼顧對(duì)次分離流的抑制。同時(shí)，采用起渦時(shí)控制的方式可在相同長(zhǎng)度的情況下對(duì)上繞氣流具有更好阻擋和引導(dǎo)作用，這對(duì)其他使用迎角下的阻力特性是有好處的。

3 導(dǎo)流片對(duì)氣動(dòng)特性的影響

3.1 導(dǎo)流片對(duì)縱向氣動(dòng)特性影響

圖4給出了巡航馬赫數(shù)下不同迎角的縱向力曲線。從圖中可以看到，導(dǎo)流片不但具有減阻效能，對(duì)升力也有增益。升力的增益來(lái)源于后體下表面壓力的升高。后體表面壓力的增大同時(shí)使得低頭力矩增大，阻力減小。在巡航升力系數(shù)附近，導(dǎo)流片可減阻9Counts左右，量值可觀。小迎角下導(dǎo)流片減阻效果更為顯著，但隨迎角的增大，導(dǎo)流片的有效迎風(fēng)面積增加，升力和阻力都有了大幅的增加。因此在迎角4°后導(dǎo)流片不再具有減阻的效果。但是，盡管不再具有減阻作用，帶導(dǎo)流片仍然具有更高的升阻比。

在圖5不同馬赫數(shù)下阻力曲線中還可以看到，導(dǎo)流片對(duì)全機(jī)有效減阻迎角范圍隨著馬赫數(shù)的增大而減小。

圖4 巡航馬赫數(shù)下升阻曲線Fig.4 The lift and drug curves under cruise Mach

圖6給出了圖3（b）中紅線所示的截面周向Cp分布。其中θ定義的是從機(jī)身背部對(duì)稱點(diǎn)為起點(diǎn)，從后往前看順時(shí)針方向旋轉(zhuǎn)的周向。

從圖中可以看到，從背部對(duì)稱點(diǎn)開始，后體的繞流處于大范圍的逆壓梯度區(qū)，這是由于后體的扁平截面外形造成的。受橫向逆壓梯度的作用，繞流在θ為110°（或250°）附近出現(xiàn)分離，分離的發(fā)展使得在θ為130°（或230°）附近形成旋渦流動(dòng)，出現(xiàn)壓力低谷。

圖6（a）中，在巡航馬赫數(shù)下，導(dǎo)流片使得后體下表面壓力顯著增大，而上表面壓力降低。導(dǎo)流片這樣的作用效果正是導(dǎo)流片起增升減阻作用的真正原因。同時(shí)，隨著迎角的增大，導(dǎo)流片使得下表面壓力恢復(fù)的量值逐漸減小，進(jìn)而導(dǎo)流片的減阻量降低。而在圖6（b）中，在迎角1.8°不同馬赫數(shù)下，導(dǎo)流片使下表面壓力增大的量值相當(dāng)，但背部壓力的減小量隨馬赫數(shù)的增大而增大。這樣的壓力分布特性表明導(dǎo)流片在能夠減阻的相同迎角下，馬赫數(shù)越高減阻量就會(huì)越大。

3.2 導(dǎo)流片橫向氣動(dòng)特性影響

圖7給出了幾個(gè)不同馬赫數(shù)下的偏航力矩曲線，其中除巡航點(diǎn)外，其余馬赫數(shù)僅給出3°側(cè)滑角的偏航力矩。從圖中看到，導(dǎo)流片可明顯增強(qiáng)航向穩(wěn)定性。在側(cè)滑角β為3°時(shí)，隨著馬赫數(shù)的增大，導(dǎo)流片所帶來(lái)的偏航力矩增量略有減小；巡航狀態(tài)下，導(dǎo)流片使航向力矩增大約0.00158，側(cè)滑角0°～3°范圍航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)增加約0.000529。相對(duì)于無(wú)導(dǎo)流片，航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)增加約33%，量值非?？捎^。

圖7 迎角1.8°各馬赫數(shù)下偏航力矩Fig.7 Yawning－moment of different Mach numbers at 1.8°attack angle

圖8給出了巡航狀態(tài)在側(cè)滑角3°時(shí)垂尾不同截面的壓力分布?？梢钥吹綄?dǎo)流片的存在使垂尾兩側(cè)的壓力降低，但背風(fēng)側(cè)的壓力減小量更大。并且從圖9后體截面壓力分布也可看到，越靠后體尾端，導(dǎo)流片使左側(cè)（迎風(fēng)側(cè)）壓力的增量越大。這樣，后體就將產(chǎn)生更大的側(cè)向力，這個(gè)側(cè)向力很大程度上提高了航向靜穩(wěn)定性。

圖8 巡航狀態(tài)β＝3°尾翼剖面Cp分布Fig.8 Cpcircumferential distribution of tail at cruiseβ＝3°

圖9 巡航狀態(tài)β＝3°后體剖面Cp分布Fig.9 Cpcircumferential distribution of body at cruiseβ＝3°

4 結(jié) 論

扁平后體給使用和維護(hù)都帶來(lái)了便利，但扁平后體卻存在阻力大和航向穩(wěn)定性低不足的缺點(diǎn)。后體導(dǎo)流片的應(yīng)用使得扁平后體良好的使用性和氣動(dòng)特性得以兼顧。本文應(yīng)用數(shù)值計(jì)算的手段給出導(dǎo)流片設(shè)計(jì)方案，對(duì)導(dǎo)流片的減阻增穩(wěn)作用進(jìn)行了分析研究，得到以下結(jié)論：

（1）扁平上翹后體具有較強(qiáng)的橫向流動(dòng)，使得橫向逆壓梯度增大，從而導(dǎo)致了在后體出現(xiàn)三維分離流動(dòng)，最終在后體兩側(cè)空間形成一對(duì)方向相反的分離渦。這對(duì)分離渦使得后體下表面的壓力降低，增大了機(jī)身壓差阻力；在偏航時(shí)，后體這對(duì)分離渦使垂尾壓力分布變差，造成扁平后體航向穩(wěn)定性降低。

（2）導(dǎo)流片對(duì)后體下表面的上繞氣流產(chǎn)生阻擋，削弱了后體渦的強(qiáng)度，使扁平后體下表面壓力有了很大程度的提高；后體壓力的增大有效降低了后機(jī)身的壓差阻力，文中導(dǎo)流片在巡航點(diǎn)減阻可達(dá)到9Counts。

（3）導(dǎo)流片可有效提高扁平后體的航向靜穩(wěn)定性。文中扁平后體在3°偏航時(shí)航向穩(wěn)定性增加了約33%，量值非?？捎^。

［1］ANSYS CFX對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)阻力的精確模擬［R］.ANSYS媒體文章，轉(zhuǎn)載自《中國(guó)航空?qǐng)?bào)》專題報(bào)道，2004，9.

［2］氣動(dòng)設(shè)計(jì)／《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委會(huì).飛機(jī)設(shè)計(jì)設(shè)計(jì)手冊(cè)第6冊(cè)［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2002.

［3］孔繁美，華俊，馮亞南，等.大上翹角機(jī)身后體流動(dòng)機(jī)理研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2002，20（3）：326－331.（KONG F M，HUA J，F(xiàn)ENG Y N，et al.Investigation of the flow mechanism on the afterbody with larger upswept angle［J］.ACTAAerodynamicaSinica，2002，20（3）：326－331.）