武 寧， 段卓毅， 廖振榮， 鄧一菊

（西安飛機設(shè)計研究所，陜西 西安710089）

0 引 言

本文以采用扁平上翹后體的飛機為對象，通過數(shù)值計算的手段給出導(dǎo)流片方案，并對導(dǎo)流片的減阻增穩(wěn)作用進行研究，研究導(dǎo)流片對后體流動及橫航向穩(wěn)定性的影響。數(shù)值計算軟件采用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)，其突出特點是對大型復(fù)雜問題的求解速度、穩(wěn)定性、收斂性等技術(shù)指標都達到了業(yè)界的新高度［1］。在第二屆AIAA阻力預(yù)測研討會上，CFX軟件的計算結(jié)果一致性非常出色，和實驗值吻合很好。

文中所采用的后體如圖1所示。

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

1 導(dǎo)流片的應(yīng)用及作用機理

采用扁平后體的運輸機在巡航飛行時，經(jīng)過扁平上翹后體的繞流會出現(xiàn)橫向流動，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，從而造成飛機巡航阻力的增加［2］，使得軍用運輸機的性能下降；而且扁平后體在偏航時由于分離的不對稱還使得航向穩(wěn)定性變差。但是采用扁平后體的運輸機可在艙門開口長度最小的情況下保證貨物所要求的開口尺寸［3］；而且機身結(jié)構(gòu)重量輕；艙門機構(gòu)相對簡單，可靠性較高。這些優(yōu)點都能夠更好的滿足現(xiàn)代運輸?shù)囊?，使運輸機具有更好的使用性。因此，盡管扁平后體增大了機身的阻力且使航向穩(wěn)定性降低，但扁平后體仍成為當代許多軍用運輸機的選擇。

機身后體導(dǎo)流片的工作機理是將上翹后體下游產(chǎn)生的強分離渦進行抑制，形成強度較小的分離渦，并對后體由下往上的繞流進行阻擋和引導(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，增強了飛機的航向穩(wěn)定性。導(dǎo)流片使得扁平后體帶來的裝載效率與氣動特性得以兼顧。

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度參數(shù)外，其它參數(shù)對導(dǎo)流片的減阻增穩(wěn)效果影響較小。同時，鑒于導(dǎo)流片是主要作用在巡航飛行階段的特殊氣動力部件，本文在主要描述導(dǎo)流片前緣位置及其長度參數(shù)選擇的前提下，采用在巡航狀態(tài)下確定參數(shù)，在多個狀態(tài)下檢驗其綜合氣動特性的方式。

圖2給出了不帶導(dǎo)流片時機身后體的極限物面流線。從圖中可以看到，受機翼下洗及起落架鼓包的影響，機身后體產(chǎn)生兩條開式分離流線。其中后機身兩側(cè)由機翼的下洗流上繞形成的主分離流動是后體渦產(chǎn)生的主要能量來源。而從起落架鼓包發(fā)出的次分離流動受后體兩側(cè)下洗流的影響，橫向流動較弱，在機身尾部時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)流片對后體分離渦的控制方式可以分為：起渦前控制、起渦時控制及起渦后控制。其對應(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，導(dǎo)流片的長度決定了導(dǎo)流片對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，但長度過長會使得自身阻力增大，加大對巡航點外阻力特性的不利影響。

圖2 不帶導(dǎo)流片時后體物面流態(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)流片長度比圖（b）和圖（c）的導(dǎo)流片短，但其后緣距機身尾端的距離與圖（b）導(dǎo)流片后緣距機身尾端距離基本相同。下面將通過三組導(dǎo)流片來說明導(dǎo)流片對渦的控制方式對減阻效果的影響。

通過分析對比，不同導(dǎo)流片對渦的控制方式所產(chǎn)生的減阻效果差異較為明顯。起渦時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。分析認為，起渦時控制的導(dǎo)流片對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)流片剩余長度對上繞氣流的阻擋作用相對較弱。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，采用起渦時控制導(dǎo)流片就能對分離流線起到有效阻擋，并且導(dǎo)流片長度的選取要兼顧對次分離流的抑制。同時，采用起渦時控制的方式可在相同長度的情況下對上繞氣流具有更好阻擋和引導(dǎo)作用，這對其他使用迎角下的阻力特性是有好處的。

3 導(dǎo)流片對氣動特性的影響

3.1 導(dǎo)流片對縱向氣動特性影響

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，對升力也有增益。升力的增益來源于后體下表面壓力的升高。后體表面壓力的增大同時使得低頭力矩增大，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)流片對全機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定義的是從機身背部對稱點為起點，從后往前看順時針方向旋轉(zhuǎn)的周向。

從圖中可以看到，從背部對稱點開始，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，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，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，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)越高減阻量就會越大。

3.2 導(dǎo)流片橫向氣動特性影響

圖7給出了幾個不同馬赫數(shù)下的偏航力矩曲線，其中除巡航點外，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)流片可明顯增強航向穩(wěn)定性。在側(cè)滑角β為3°時，隨著馬赫數(shù)的增大，導(dǎo)流片所帶來的偏航力矩增量略有減?。谎埠綘顟B(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。相對于無導(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都帶來了便利，但扁平后體卻存在阻力大和航向穩(wěn)定性低不足的缺點。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特性得以兼顧。本文應(yīng)用數(shù)值計算的手段給出導(dǎo)流片設(shè)計方案，對導(dǎo)流片的減阻增穩(wěn)作用進行了分析研究，得到以下結(jié)論：

（1）扁平上翹后體具有較強的橫向流動，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，最終在后體兩側(cè)空間形成一對方向相反的分離渦。這對分離渦使得后體下表面的壓力降低，增大了機身壓差阻力；在偏航時，后體這對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)流片對后體下表面的上繞氣流產(chǎn)生阻擋，削弱了后體渦的強度，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身的壓差阻力，文中導(dǎo)流片在巡航點減阻可達到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°偏航時航向穩(wěn)定性增加了約33%，量值非?？捎^。

［1］ANSYS CFX對飛機氣動阻力的精確模擬［R］.ANSYS媒體文章，轉(zhuǎn)載自《中國航空報》專題報道，2004，9.

［2］氣動設(shè)計／《飛機設(shè)計手冊》總編委會.飛機設(shè)計設(shè)計手冊第6冊［M］.北京：航空工業(yè)出版社，2002.

［3］孔繁美，華俊，馮亞南，等.大上翹角機身后體流動機理研究［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，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.）