李永紅，黃 勇，王義慶，蘇繼川，鐘世東

(1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川綿陽(yáng) 621000; 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000)

翼身相對(duì)厚度對(duì)小展弦比飛翼布局跨聲速氣動(dòng)特性及流動(dòng)機(jī)理的影響研究

李永紅1，2，*，黃 勇2，王義慶2，蘇繼川2，鐘世東2

(1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川綿陽(yáng) 621000; 2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽(yáng) 621000)

為研究翼身相對(duì)厚度對(duì)小展弦比飛翼布局氣動(dòng)特性以及渦流特性的影響，基于已有試驗(yàn)結(jié)果的翼身相對(duì)厚度為0.16的65°后掠小展弦比飛翼布局，在保持前緣半徑和外翼剖面形狀相同情況下，通過降低飛翼布局的翼身厚度使其翼身相對(duì)厚度為0.08，在馬赫數(shù)0.9條件下開展了翼身相對(duì)厚度影響的數(shù)值模擬研究。數(shù)值模擬結(jié)果表明，在相同迎角條件下，翼身相對(duì)厚度對(duì)飛翼布局前緣渦在翼面上形成的位置和渦強(qiáng)有較大的影響，翼身相對(duì)厚度較小時(shí)前緣渦形成的位置越靠近前緣;在前緣(約x/Cr=0.25之前)翼身相對(duì)厚度較小布局的渦核強(qiáng)度明顯高于翼身相對(duì)厚度較大布局，且在前緣渦破裂之前，翼身相對(duì)厚度較小布局渦核強(qiáng)度沿弦向變化較為平緩，升力線斜率下降迎角較翼身相對(duì)厚度較大布局推遲約8°。研究結(jié)果還表明跨聲速時(shí)，前緣渦的破裂主要與激波的干擾有關(guān)，當(dāng)前緣渦穿過激波時(shí)，渦強(qiáng)和渦核軸向速度迅速降低，當(dāng)渦核軸向速度降為0時(shí)，前緣渦破裂。

飛翼布局;翼身相對(duì)厚度;前緣渦;渦破裂;軸向速度

Keywords:flying-wing configuration;wing-body thickness;leading-edge vortex;vortex breakdown;axial velocity

0 引 言

飛翼布局是僅由一塊單獨(dú)翼面構(gòu)成的氣動(dòng)布局形式，全機(jī)沒有平尾、垂尾、鴨翼等安定面，也沒有傳統(tǒng)意義上的機(jī)身，在外形上體現(xiàn)出平滑過渡、高度融合的幾何特征，可大大增強(qiáng)氣動(dòng)效率和隱身性能。歐美國(guó)家近年來(lái)相繼推出了采用飛翼式氣動(dòng)布局形式的無(wú)人作戰(zhàn)飛行器(UCAV)，如波音公司研發(fā)的X-45A/B/C以及X-45C的改進(jìn)型“鬼怪鰩”技術(shù)驗(yàn)證機(jī)、歐洲多國(guó)以法國(guó)為主聯(lián)合研制的“神經(jīng)元”無(wú)人攻擊機(jī)、英國(guó)的“雷神”無(wú)人攻擊機(jī)等。針對(duì)飛翼布局，歐美國(guó)家先后推出了多個(gè)具有標(biāo)模意義的通用研究模型，如波音公司設(shè)計(jì)的UCAV1301/1302/1303飛翼系列、歐洲主導(dǎo)美國(guó)參與的NATO RTO AVT-161項(xiàng)目組提出的 SACCON通用飛翼研究布局以及NASA提出的65°VFE-2模型［1-3］，并進(jìn)行了系統(tǒng)的風(fēng)洞試驗(yàn)與試驗(yàn)技術(shù)研究、數(shù)值計(jì)算研究與驗(yàn)證、流動(dòng)機(jī)理與控制技術(shù)研究等，有效推動(dòng)了歐美等國(guó)相關(guān)研究體系的建設(shè)和氣動(dòng)力關(guān)鍵問題的解決，為其近年來(lái)相繼亮相的各種飛翼布局無(wú)人驗(yàn)證機(jī)的設(shè)計(jì)和研制提供了重要的技術(shù)支撐。研究發(fā)現(xiàn)對(duì)于這類飛翼布局研究模型，在跨聲速條件下存在三個(gè)典型的流動(dòng)狀態(tài)，在小迎角范圍飛翼布局上翼面以附著流為主;隨著迎角的增大，在上翼面會(huì)形成一對(duì)穩(wěn)定的前緣渦，使飛翼布局升力特性呈現(xiàn)非線性;當(dāng)迎角達(dá)到某臨界值時(shí)，翼面上方的前緣渦渦核內(nèi)的軸向速度會(huì)突然降低，以至形成駐點(diǎn)，其后的一個(gè)有限區(qū)域內(nèi)是回流狀態(tài)，即所謂的前緣渦破裂，前緣渦的破裂使飛翼布局升力線斜率降低。

為了滿足國(guó)內(nèi)以融合體飛翼布局為代表的未來(lái)作戰(zhàn)飛機(jī)氣動(dòng)力關(guān)鍵技術(shù)攻關(guān)以及設(shè)計(jì)和研制等方面的要求，開展了聯(lián)合攻關(guān)項(xiàng)目“風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)”，以建立小展弦比飛翼標(biāo)模體系及風(fēng)洞試驗(yàn)體系，建立的高速氣動(dòng)外形為前緣后掠角65°，展弦比1.54的小展弦比飛翼標(biāo)模布局。

前期在1.2 m跨、超聲速風(fēng)洞對(duì)飛翼標(biāo)模的氣動(dòng)特性測(cè)力試驗(yàn)研究表明，在馬赫數(shù)0.9條件下，迎角在16°左右，出現(xiàn)升力系數(shù)的突降和抬頭力矩的產(chǎn)生。而該迎角與相關(guān)文獻(xiàn)［3-5］中公布的類似65°后掠三角翼布局在跨聲速條件下升力下降迎角為23°左右的數(shù)值相差較大。與文獻(xiàn)［3-5］中公布的65°后掠三角翼布局翼身相對(duì)厚度較小不同的是小展弦比飛翼標(biāo)?？紤]了為進(jìn)氣系統(tǒng)以及內(nèi)埋武器布置所需的內(nèi)部空間，因而翼身具有一定的厚度。國(guó)內(nèi)外還未見公開的文獻(xiàn)對(duì)翼身厚度對(duì)飛翼布局氣動(dòng)特性的影響方面進(jìn)行介紹。

為研究翼身相對(duì)厚度對(duì)小展弦比飛翼布局氣動(dòng)特性的影響，本文通過數(shù)值模擬方法，在馬赫數(shù)0.9，保持前緣半徑和外翼剖面形狀相同的情況下，研究了翼身相對(duì)厚度對(duì)飛翼標(biāo)模氣動(dòng)特性的影響，特別是對(duì)前緣渦破裂的影響;對(duì)不同翼身相對(duì)厚度小展弦比飛翼標(biāo)模布局渦破裂的機(jī)理進(jìn)行了分析，澄清了跨聲速范圍小展弦比飛翼標(biāo)模升力下降迎角較小的問題，對(duì)類似飛翼布局飛行器的外形設(shè)計(jì)具有一定的指導(dǎo)意義。

1 幾何外形

小展弦比飛翼布局基本外形參數(shù)見圖1。其前緣后掠角為65°，后緣后掠角為±47°，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)9.56 m，力矩參考點(diǎn)距頭部長(zhǎng)度為6.9 m，全長(zhǎng)15.3 m，展長(zhǎng)11.43 m。

圖1 小展弦比飛翼布局模型示意圖Fig.1 Basic geometry parameters of the model

圖2 兩種翼身相對(duì)厚度典型剖面形狀對(duì)比Fig.2 Typical cross-sectional shapes of the two configuration

通過保持前緣半徑和外翼剖面形狀不變，降低飛翼布局的翼身相對(duì)厚度開展翼身相對(duì)厚度對(duì)小展弦比飛翼布局氣動(dòng)特性的影響。圖2所示為翼身相對(duì)厚度降低前、后外形典型剖面形狀的對(duì)比，可以看出兩種翼身相對(duì)厚度飛翼布局的前緣半徑和外翼剖面基本保持一致，圖中 Body-orig為翼身相對(duì)厚度為0.16(定義為厚飛翼布局);Body-thin為翼身相對(duì)厚度降低的飛翼布局，翼身相對(duì)厚度為0.08(定義為薄飛翼布局)。

2 數(shù)值方法及其檢驗(yàn)

控制方程采用雷諾平均N-S方程，采用有限體積法進(jìn)行空間離散，空間無(wú)粘通量采用ROE格式進(jìn)行離散，粘性通量采用二階中心差分格式離散，時(shí)間項(xiàng)采用隱式LU-SGS方法求解。為了加快收斂速度，采用了局部時(shí)間步長(zhǎng)和多重網(wǎng)格技術(shù)。湍流模型是兩方程k-ω SST模型?；谄骄鶜鈩?dòng)弦長(zhǎng)的計(jì)算雷諾數(shù)與試驗(yàn)雷諾數(shù)保持一致，M=0.9時(shí)，Re=8.75× 106。

首先，在M=0.9條件下對(duì)飛翼布局升力和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值進(jìn)行了對(duì)比，如圖3所示。

圖3 M=0.9飛翼標(biāo)模氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)值的對(duì)比Fig.3 Comparison of the CFD results with experimental data at M=0.9

從試驗(yàn)結(jié)果中可以看出，飛翼布局的升力線斜率在α=16°時(shí)出現(xiàn)突降，并伴隨有抬頭力矩的產(chǎn)生。通過計(jì)算結(jié)果和試驗(yàn)值的對(duì)比可以看出，在中小迎角范圍CFD計(jì)算數(shù)據(jù)與試驗(yàn)值吻合較好，即使在α≥16°時(shí)，數(shù)值計(jì)算結(jié)果也模擬出了相同的趨勢(shì)(量值略有差異)，說(shuō)明本文采用的數(shù)值方法對(duì)飛翼布局流場(chǎng)的模擬是可信的。

3 結(jié)果與分析

圖4給出了M=0.9時(shí)，兩種翼身相對(duì)厚度飛翼布局升力和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果隨迎角變化的對(duì)比。從圖4中可以看出厚飛翼布局的升力線斜率在α=16°時(shí)出現(xiàn)突降，并伴隨有抬頭力矩的產(chǎn)生。而薄飛翼布局的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)在迎角12°至23°范圍維持了較好的線性趨勢(shì)，升力線斜率下降迎角較厚飛翼布局推遲約8°。

圖4 M=0.9兩種翼身相對(duì)厚度飛翼布局升力和俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化的對(duì)比Fig.4 Comparisons of lift and pitching moment coefficients versus incidence at M=0.9

在小迎角下(約6°左右)，上翼面形成前緣分離渦，并隨著迎角的增加前緣渦強(qiáng)度不斷增強(qiáng)是這類飛翼布局流場(chǎng)的特點(diǎn)。當(dāng)迎角達(dá)到一定值時(shí)，旋渦從后緣開始破裂，并隨迎角的進(jìn)一步增大，渦破裂位置不斷前移。渦破裂對(duì)飛翼布局氣動(dòng)特性會(huì)產(chǎn)生重要影響［6-10］。

圖5所示為M=0.9、α=18°和25°時(shí)兩種翼身相對(duì)厚度飛翼布局上翼面渦流結(jié)構(gòu)和壓力系數(shù)的對(duì)比，橫坐標(biāo)為距模型頭部的軸向距離x與模型總長(zhǎng)Cr的比。

從圖5中可以看出當(dāng)α=18°時(shí)，對(duì)于薄飛翼布局來(lái)說(shuō)幾乎在前緣(x/Cr=0)處即形成了穩(wěn)定的前緣渦。而由于翼身相對(duì)厚度的影響，厚飛翼布局前緣渦形成的起始點(diǎn)在弦向x/Cr=0.1(圖5(a)中a點(diǎn))處，渦軸沿弦向逐漸抬起并向翼身方向內(nèi)偏，并且在x/Cr=0.7(圖5(a)中b點(diǎn))位置前后，上翼面壓力系數(shù)突變，渦核迅速膨脹，最終在x/Cr=0.78(圖5(a)中c點(diǎn))位置處前緣渦開始破裂。迎角增大到25°時(shí)，厚飛翼布局前緣渦破裂點(diǎn)迅速前移至x/Cr=0.63(圖5 (a)中d點(diǎn))位置處。而薄飛翼布局在α=18°時(shí)，前緣渦形態(tài)無(wú)明顯變化，也無(wú)渦破裂情況發(fā)生，迎角增大到25°時(shí)，在x/Cr=0.81(圖5(b)中a點(diǎn))位置處前緣渦開始破裂。前緣渦的破裂使飛翼布局渦升力降低，升力線斜率下降，這也解釋了圖4所示的薄飛翼布局升力和俯仰力矩系數(shù)在16°至23°迎角范圍維持較好的線性，而厚飛翼布局在16°出現(xiàn)了升力線斜率下降和抬頭力矩產(chǎn)生的原因。

圖5 M=0.9飛翼布局背風(fēng)面旋渦流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和壓力系數(shù)Fig.5 Streamlines through vortex cores and pressure distributions at M=0.9

圖6給出了渦核處沿弦向的壓力系數(shù)和軸向速度分布?？梢钥闯鲈讦?18°、x/Cr＜0.25時(shí)兩種飛翼布局渦核處壓力系數(shù)沿弦向都迅速降低(前緣渦逐漸增強(qiáng))。由于翼身對(duì)氣流的阻滯效應(yīng)，薄飛翼布局渦吸力明顯大于厚飛翼布局，并且薄飛翼布局渦核強(qiáng)度沿弦向變化較為平緩。這說(shuō)明翼身相對(duì)厚度對(duì)飛翼布局前緣渦在翼面上形成的位置以及渦強(qiáng)有較大的影響。在0.25＜x/Cr＜0.53時(shí)兩種布局沿渦核的壓力系數(shù)變化趨勢(shì)較為接近，此時(shí)厚飛翼布局的渦吸力略大于薄飛翼布局。

圖6 渦核處沿弦向的壓力系數(shù)和軸向速度分布Fig.6 Pressure coefficient and nondimensional axial velocity in the chordwise direction through the vortex cores

結(jié)合圖5的壓力系數(shù)云圖以及圖7渦核處沿弦向的馬赫數(shù)云圖可以看出在兩種飛翼布局背風(fēng)面都存在壓力系數(shù)和馬赫數(shù)的突變，說(shuō)明在飛翼布局背風(fēng)面激波以及激波與前緣渦的相互作用是存在的。迎角為18°和25°時(shí)，對(duì)于厚飛翼布局來(lái)說(shuō)，激波位置分別處于x/Cr=0.7和0.57附近(圖7(a)中a、b點(diǎn));對(duì)于薄飛翼布局來(lái)說(shuō)，激波位置分別處于x/Cr=0.85和0.75附近(圖7(b)中a、b點(diǎn))。

當(dāng)前緣渦穿過激波時(shí)，渦強(qiáng)和渦核軸向速度迅速降低，當(dāng)渦核軸向速度降為0時(shí)，前緣渦破裂，渦破裂后翼面出現(xiàn)回流區(qū)。從圖6(b)可以看出，對(duì)于厚飛翼布局來(lái)說(shuō)迎角18°和25°對(duì)應(yīng)渦核軸向速度為0的弦向位置分別為x/Cr=0.78和0.63(對(duì)應(yīng)圖6(b)中a和b點(diǎn))，對(duì)于薄飛翼布局來(lái)說(shuō)迎角25°對(duì)應(yīng)渦核軸向速度為0的弦向位置分別為x/Cr=0.81(對(duì)應(yīng)圖6(b)中c點(diǎn))。與基于圖5中旋渦流場(chǎng)結(jié)構(gòu)判斷的渦破裂位置基本一致。從渦破裂位置與激波位置的對(duì)比中可以看出，渦破裂位置距激波位置后6%Cr左右，表明跨聲速時(shí)，前緣渦的破裂主要與激波的干擾有關(guān)。在類似飛翼布局設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)合理布置翼身厚度以推遲激波形成位置或減弱翼身上表面激波強(qiáng)度，對(duì)推遲渦破裂迎角、提高跨聲速升力線斜率下降迎角、提升飛翼布局氣動(dòng)特性是有益的。

圖7 渦核處沿弦向的馬赫數(shù)云圖Fig.7 Mach number counters in the chordwise direction through the vortex cores

4 結(jié) 論

通過數(shù)值計(jì)算方法在M=0.9條件下對(duì)65°后掠小展弦比飛翼布局，在保持前緣半徑和外翼剖面形狀相同的情況下，對(duì)翼身相對(duì)厚度對(duì)小展弦比飛翼布局氣動(dòng)特性——特別是前緣渦形成的位置、渦流強(qiáng)度、前緣渦破裂的影響進(jìn)行了研究，分析了典型迎角下不同翼身相對(duì)厚度小展弦比飛翼布局流動(dòng)特性的差異，得到如下結(jié)論:

(1)翼身相對(duì)厚度對(duì)飛翼布局前緣渦在翼面上形成的位置和渦強(qiáng)有較大的影響，翼身相對(duì)厚度較小時(shí)前緣渦形成的位置越靠近前緣;在前緣(約x/Cr=0.25之前)翼身相對(duì)厚度較小布局的渦核強(qiáng)度明顯高于翼身相對(duì)厚度較大布局，且在前緣渦破裂之前，翼身相對(duì)厚度較小布局渦核強(qiáng)度沿弦向變化較為平緩。

(2)跨聲速時(shí)，前緣渦的破裂主要與激波的干擾有關(guān)，在相同迎角條件下，厚飛翼布局上翼面激波位置較薄飛翼布局更為靠前，渦破裂迎角發(fā)生較早，薄飛翼布局較厚飛翼布局升力線斜率下降迎角推遲約8°。為推遲渦破裂迎角，提高跨聲速升力線斜率下降迎角，應(yīng)合理布置飛翼布局的翼身厚度。

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Wing-body thickness effects on aerodynamic and vortex flow characteristics of common low-aspect-raio flying-wing configuration at transonic flow

Li Yonghong1，2，*，Huang Yong2，Wang Yiqing2，Su Jichuan2，Zhong Shidong2
(1.State Key Laboratory of Aerodynamics，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China; 2.High Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China)

Various studies have been conducted on the aerodynamic and vortex flow characteristics of 65°swept delta wing or flying-wing configurations with relatively small thickness ratio of the inner wing/body part by both experimental and numerical methods.However，in transonic flow field，wingbody thickness has great influence on the introduce of shock and shock/vortex interactions which can make a significant difference to the vortex breakdown behavior and aerodynamic characteristic of the flying-wing configuration.Based on the experimental data of a low-aspect-ratio common research model with a 65°swept flying-wing configuration and a 0.16 wing-body thickness ratio，through reducing the wingbody thickness while keeping the round leading edge and outer wing geometry identical，wing-body thickness effects on the aerodynamic and vortex flow characteristics of the flying-wing configuration in transonic flow field have been studied numerically methods.The investigation indicated that wing-body thickness ratio reduced model has a gentle change in vertex strength along chord-wise direction and the vortex strength is higher than that of the original model before x/Cr=0.25，meanwhile it can delay vortex breakdown by an angle of 8°compared with the original model at Mach number 0.9.

V211.42

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2015.0045

0258-1825(2015)03-0302-05

2014-11-14;

2015-04-09

李永紅*(1986-)，男，河南商丘人，助理工程師，研究方向:氣動(dòng)布局設(shè)計(jì).E-mail:lyhxj52@stu.xjtu.edu.cn

李永紅，黃勇，王義慶，等.翼身相對(duì)厚度對(duì)小展弦比飛翼布局跨聲速氣動(dòng)特性及流動(dòng)機(jī)理的影響研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(3):302-306.

10.7638/kqdlxxb-2015.0045 Li Y H，Huang Y，Wang Y Q，et al.Wing-body thickness effects on aerodynamic and vortex flow characteristics of common low-aspect-raio flying-wing configuration at transonic flow［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(3):302-306.