張笑民，王福新，孫衛(wèi)平，祁 洋

（1.上海交通大學(xué) 船舶海洋與建筑工程學(xué)院，上海 200240；2.上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院，上海 200240；3.中航工業(yè)第六零五研究所，湖北 荊州 417000）

0 引 言

隨著航空技術(shù)的發(fā)展和環(huán)保壓力的增大，對飛行器經(jīng)濟(jì)性的要求越來越高，在歐盟2020航空技術(shù)前瞻報(bào)告中提出了各種經(jīng)濟(jì)環(huán)保指標(biāo)要求，發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率，CO2和NOx排放等等［1］。減阻正是達(dá)到這一目標(biāo)的重要手段，且氣動(dòng)設(shè)計(jì)減阻是當(dāng)前飛行器實(shí)現(xiàn)減阻的主要措施［2－3］。因此，本文針對上單翼飛機(jī)起落架整流罩，從氣動(dòng)修形設(shè)計(jì)的角度提出一些減阻設(shè)計(jì)的思路。

像傳統(tǒng)的大型客機(jī)翼身整流罩不但用于封裝起落架，而且可以調(diào)節(jié)翼身結(jié)合處的氣流，減小機(jī)翼和機(jī)身的相互干擾，從而減小阻力［4－5］。而上單翼飛機(jī)特別是水陸兩棲飛機(jī)，其起落架整流罩一般體積較大，且是為了將無法完全收入機(jī)身的起落架包裹住，它自身不但有型阻，而且還對機(jī)翼下表面產(chǎn)生了巨大干擾，降低了機(jī)翼的氣動(dòng)效率，因此，上單翼飛機(jī)起落架整流罩對整機(jī)的氣動(dòng)性能產(chǎn)生的是不利影響，特別是當(dāng)起落架鼓包形狀的設(shè)計(jì)并不是很好時(shí)，效果更明顯。

本文針對某型上單翼飛機(jī)起落架整流罩，首先對比了有無整流罩構(gòu)型的氣動(dòng)特性，揭示了起落架整流罩對翼身組合體氣動(dòng)性能影響的原因，并在此基礎(chǔ)上確定原始整流罩的減阻空間。然后采用了一種適用于復(fù)雜三維曲面的成形方法——NURBS［6］參數(shù)化方法，用于整流罩的修形設(shè)計(jì)，該方法可以保證成形曲面的光順性，且可以盡可能采用較少的變量表達(dá)復(fù)雜的外形。目前NURBS方法在翼型、機(jī)翼的參數(shù)化中有所應(yīng)用，且有一定的有效性和精確度［7－11］，但鮮用于像起落架整流罩這種外形十分不規(guī)則的復(fù)雜曲面［12－16］。

1 數(shù)值計(jì)算驗(yàn)證

為驗(yàn)證本文數(shù)值求解方法的可靠性，對DLR－F6翼身組合體標(biāo)準(zhǔn)模型，采用兩套不同粗細(xì)的多塊對接結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格（1010萬和580萬），應(yīng)用SST湍流模型進(jìn)行粘性繞流數(shù)值模擬的驗(yàn)證，計(jì)算條件為Ma＝0.75，Re＝3.0×106。

計(jì)算結(jié)果及風(fēng)洞試驗(yàn)值如圖1所示?？梢钥闯觯?xì)網(wǎng)格極曲線計(jì)算和實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本吻合。因此本文所采用的數(shù)值求解技術(shù)，包括控制方程、網(wǎng)格生成技術(shù)、湍流模型及求解器的設(shè)置等對三維復(fù)雜流場的計(jì)算有很好的精度，能夠準(zhǔn)確的預(yù)測飛機(jī)的氣動(dòng)特性。

2 起落架整流罩修形流程

2.1 起落架整流罩影響分析

如圖2所示，起落架整流罩位于機(jī)翼下方，“懸掛”于機(jī)身側(cè)面，體積較大。為了了解起落架整流罩對翼身組合體氣動(dòng)特性的影響及明確整流罩修形方向，有必要首先對原始有無整流罩構(gòu)型進(jìn)行氣動(dòng)特性對比分析，計(jì)算條件見表1。

圖1 極曲線Fig.1 Polar curve

圖2 起落架整流罩Fig.2 Landing gear fairing

表1 計(jì)算條件Table 1 Design conditions

采用ICEM劃分全六面體多塊對接網(wǎng)格，為了減小有無整流罩構(gòu)型對比時(shí)網(wǎng)格差異帶來的影響，采用類似拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)和網(wǎng)格分布，網(wǎng)格數(shù)目均為1100萬。有整流罩網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 有整流罩網(wǎng)格Fig.3 Mesh of configuration with fairing

從表2可以看出，有整流罩的阻力僅比無整流罩的阻力大了約7個(gè)Counts，表明在原始整流罩基礎(chǔ)上進(jìn)行修形減阻空間并不是很大。另外，起落架整流罩對機(jī)翼造成了巨大干擾，使得機(jī)翼阻力增大了約11個(gè)Counts，這是有整流罩構(gòu)型阻力大的主要原因。

從圖4可以看出，整流罩對于機(jī)翼下表面壓力分布影響很大，主要表現(xiàn)為：機(jī)翼翼根區(qū)剖面的壓力分布形態(tài)發(fā)生巨大的變化，基本影響了整個(gè)內(nèi)段翼下表面，機(jī)翼表面的等壓線在翼根區(qū)出現(xiàn)彎曲，降低了機(jī)翼的氣動(dòng)效率。另外，整流罩后段壓力等值線混亂，壓力梯度較大，表明該區(qū)域可能有潛在的修形效果。

表2 有無整流罩氣動(dòng)特性對比Table 2 Aerodynamic characteristics comparison of configuration with fairing and without fairing

從圖5可以看出，無整流罩機(jī)身附近流線有向機(jī)身后下方匯合的趨勢，而整流罩將該流線分割為兩股，上方的一股以渦的形態(tài)從整流罩后方拖出，使得原先無整流罩時(shí)該處流線應(yīng)往機(jī)身后下方流去，而此時(shí)卻有可能與機(jī)翼后方的渦攪動(dòng)在一起。

2.2 整流罩修形設(shè)計(jì)

2.2.1 整流罩修形

要對原始整流罩進(jìn)行多種自由、靈活、光滑的修形，需要一種良好的參數(shù)化建模方法，不但可以精確表達(dá)出想要的外形，而且使得建模簡便而快速?；贑ATIA的NURBS方法通過調(diào)節(jié)控制點(diǎn)位置的方法，改變截面線和引導(dǎo)線的形狀，從而實(shí)現(xiàn)多截面成形曲面的外形變化。

圖5 有無整流罩總壓流線圖Fig.5 Total pressure and streamlines comparison of configuration with faring and without fairing

該方法簡單直觀，控制點(diǎn)位置之間可實(shí)現(xiàn)無耦合關(guān)系，容易得到各種幅度的變形。

本文采用沿機(jī)身方向的五個(gè)控制截面，兩根引導(dǎo)線多截面成型，如圖6所示。

圖6 控制截面與引導(dǎo)線Fig.6 Control sections and guide curves

整流罩的修形要考慮起落架的約束，本文綜合考察多種整流罩變形帶來的影響，大部分變形對整機(jī)的氣動(dòng)特性并不敏感，效果不大。而主要對整流罩后段修形有一定的效果。具體表現(xiàn)在延伸整流罩后段，使得整流罩與機(jī)身的過渡坡度更加平緩。

修形得到的最好的延伸變形，其各組分阻力變化如表4所示。從表4中可以看到修形后起落架整流罩本身的“負(fù)阻”效應(yīng)減小了，但機(jī)翼和機(jī)身的阻力都有所減小，最終總阻力減小了約1.9個(gè)Counts。其中機(jī)翼和機(jī)身阻力減小的原因是修形后整流罩改善了原來的整流罩后方的氣流，使得升力提高，固定升力系數(shù)后總阻力減小。表5是修形前后摩阻、壓阻變化?？梢钥吹奖M管延長整流罩后摩阻略微增加，但有效的降低了壓阻，最終導(dǎo)致總阻力減小，實(shí)現(xiàn)減阻目標(biāo)。

表4 修形前后各部件阻力（單位：Count＝0.0001）Table 4 Drag of each component before and after shape modification

表5 修形前后摩阻、壓阻Table 5 Friction and pressure drag of each component before and after shape modification

圖7的壓力等值線顯示，修形后的整流罩后段的壓力梯度大大減小，減小了氣流分離。

圖7 修形前后壓力分布對比Fig.7 Comparison of pressure distribution around thefairing before and after shape modification

從圖8中可以看到，修形后的整流罩后方氣流更加整齊均勻，且后方的渦整體下移，有與機(jī)身下方的渦混合的趨勢，這與無整流罩的流場特征更為接近。

2.2.2 釋放起落架約束的整流罩修形

考慮起落架約束的修形對氣動(dòng)特性的影響較小，對此釋放起落架空間約束，往機(jī)身軸線方向“壓縮”整流罩約一半幅度，如圖9所示，來進(jìn)一步確定整流罩對整機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

圖8 修形前后總壓流線對比Fig.8 Total pressure and streamlines comparison before and after shape modification

圖9 壓縮后的整流罩Fig.9 Compressed fairing

計(jì)算結(jié)果表明，固定升力系數(shù)后，構(gòu)型總阻力290.67個(gè)Counts，相比原始構(gòu)型阻力減小約3.4個(gè)Counts，其中機(jī)翼阻力減小為190.2個(gè)Counts，比原始構(gòu)型機(jī)翼阻力減小了約4個(gè)Counts。因此主要減阻貢獻(xiàn)是整流罩的壓縮導(dǎo)致對機(jī)翼的干擾減小，如圖10所示，并對比圖4可以看到整流罩壓縮后機(jī)翼下表面的壓力分布扭曲范圍和程度降低。

圖10 壓縮整流罩壓力分布Fig.10 Wing pressure distribution based on compressed fairing

因此，在整流罩本身氣動(dòng)外形較良好的情況下，整流罩對整個(gè)構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響主要反映在對機(jī)翼的干擾上。

3 結(jié) 論

本文針對某型上單翼飛機(jī)的起落架整流罩進(jìn)行了減阻研究。通過有無整流罩氣動(dòng)特性對比，研究該型起落架整流罩的氣動(dòng)特點(diǎn)，并確定減阻空間。在減阻空間不大的情況下，通過延長整流罩后端的方式修形減阻1.9個(gè)Counts，占減阻空間的27% ；進(jìn)一步研究表明，若將部分起落架埋入機(jī)身，減阻可達(dá)到3.4個(gè)Counts。同時(shí)結(jié)果表明該型上單翼飛機(jī)起落架整流罩本身氣動(dòng)外形較良好，整流罩對整個(gè)構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響主要反映在對機(jī)翼的干擾上，而并不是整流罩本身外形氣動(dòng)特性的影響。

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