鐘園，陳勇,*，陳真利，譚兆光，吳大衛(wèi)，司江濤

1.中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210 2.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

翼身融合(BWB)布局飛機(jī)的機(jī)翼和機(jī)身融合為一個(gè)整體，取消了機(jī)身和平尾，大幅度減小了全機(jī)的浸潤面積，降低了摩擦阻力和部件間的干擾阻力[1]；同時(shí)，由于飛機(jī)重量和氣動(dòng)載荷沿整個(gè)機(jī)體得到最佳分布，使整個(gè)機(jī)體都是一個(gè)升力體。因此，相比常規(guī)布局飛機(jī)，采用翼身融合布局的飛機(jī)的氣動(dòng)效率有明顯提高。該布局不僅是比較理想的無人機(jī)氣動(dòng)布局型式，也是未來民用客機(jī)有可能采用的氣動(dòng)布局型式。

相比常規(guī)布局飛機(jī)，翼身融合布局飛機(jī)的尾力臂要短得多，且無平尾；其特殊的氣動(dòng)布局型式造成了翼身融合布局飛機(jī)的配平能力和操穩(wěn)特性較差。針對(duì)翼身融合布局飛機(jī)的氣動(dòng)特點(diǎn)，必須進(jìn)行精細(xì)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)，保證飛機(jī)在巡航點(diǎn)附近實(shí)現(xiàn)自配平；同時(shí)須保證飛機(jī)具有較小的靜穩(wěn)定裕度，從而使飛機(jī)能夠在較大迎角范圍內(nèi)配平。然而，由于其較差的配平能力，導(dǎo)致了翼身融合布局飛機(jī)對(duì)飛機(jī)焦點(diǎn)或重心的變化尤其敏感[2]。

對(duì)不使用增升裝置的翼身融合布局飛機(jī)而言，較好的設(shè)計(jì)可以使飛機(jī)在高速巡航狀態(tài)和低速狀態(tài)的靜穩(wěn)定裕度幾乎一致，且零升力矩差別不大，但其最大升力系數(shù)較低。對(duì)民用飛機(jī)而言，翼身融合布局不使用增升裝置并不能達(dá)到民機(jī)的低速性能要求。此外，由于翼身融合布局飛機(jī)的三維效應(yīng)要比常規(guī)布局飛機(jī)更為明顯，低速時(shí)未使用增升裝置的翼身融合布局飛機(jī)很有可能會(huì)出現(xiàn)俯仰力矩上仰和大迎角滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象[3-7]；這個(gè)問題只能通過采用增升設(shè)計(jì)來解決。然而使用增升裝置之后飛機(jī)的靜穩(wěn)定裕度可能會(huì)出現(xiàn)較大變化，這對(duì)翼身融合布局飛機(jī)來說是相當(dāng)致命的，極有可能降低飛機(jī)的配平能力或使其在后重心位置變成靜不穩(wěn)定。因此，對(duì)翼身融合布局飛機(jī)來說，增升設(shè)計(jì)是一大難題：增升裝置不僅要較大程度地提高最大升力系數(shù)，改善飛機(jī)的縱向和橫向特性；同時(shí)不能明顯地改變縱向靜穩(wěn)定裕度。

國外對(duì)翼身融合布局飛機(jī)研究得較多[8-14]，其中波音公司做了大量的工作，也出現(xiàn)了諸多的飛行驗(yàn)證機(jī)，但均無增升裝置。圖1為波音公司的X48C翼身融合布局驗(yàn)證機(jī)。

中國一些高校和科研院所也對(duì)翼身融合布局開展了相關(guān)的研究工作[15-21]，但基本都處于理論研究的層面，很少涉及驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)，亦無相關(guān)對(duì)翼身融合布局增升裝置的研究。圖2為中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司(COMAC)的翼身融合布局驗(yàn)證機(jī)“火鳳”的模型。

COMAC在“火鳳”驗(yàn)證機(jī)的飛行試驗(yàn)中發(fā)現(xiàn)，在大迎角爬升過程中飛機(jī)出現(xiàn)抬頭現(xiàn)象，同時(shí)在大坡度加速轉(zhuǎn)彎過程中出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象。為了改善飛機(jī)的失速特性，必須加裝前緣縫翼。而2016年美國重啟了X48C項(xiàng)目，其最新的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ鸵嘣黾恿饲熬壙p翼，如圖3所示。

圖1 波音公司X48C驗(yàn)證機(jī)Fig.1 X48C testing aircraft of Boeing

圖2 中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司“火鳳”驗(yàn)證機(jī)Fig.2 “Huofeng” testing aircraft of COMAC

圖3 重啟后的X48CFig.3 Redesigned X48C airplane

本文以某翼身融合布局低速驗(yàn)證機(jī)為研究對(duì)象，以數(shù)值計(jì)算為手段，開展對(duì)其前緣縫翼氣動(dòng)布局方案的設(shè)計(jì)、二維增升設(shè)計(jì)以及三維增升設(shè)計(jì)，并分析縫翼構(gòu)型的縱向力矩特性和橫向特性。

1 模型及數(shù)值方法驗(yàn)證

1.1 物理模型

本文以某翼身融合布局低速驗(yàn)證機(jī)為基礎(chǔ)，如圖4所示，其由全機(jī)融合設(shè)計(jì)的翼身組合體、向外傾斜的雙垂尾、尾翼機(jī)身整流罩以及翼梢小翼組成。

圖4 某翼身融合布局低速驗(yàn)證機(jī)Fig.4 Low speed testing aircraft of BWB

1.2 數(shù)值方法驗(yàn)證

利用歐洲高升力計(jì)劃HiLift-PW1模型外形對(duì)本文所用的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證，圖5為計(jì)算模型和網(wǎng)格。

計(jì)算狀態(tài)為馬赫數(shù)Ma=0.2，迎角α=0°～34°，雷諾數(shù)Re=4.3×106(基于平均氣動(dòng)弦長)。圖6為計(jì)算和試驗(yàn)的升力系數(shù)CL曲線以及俯仰力矩系數(shù)Cm曲線的對(duì)比。

從圖6可知，升力曲線在線性段幾乎能和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相吻合，雖然在最大升力系數(shù)上有差距，但是在失速迎角和升力形態(tài)上與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果還是一致的；力矩曲線和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果在絕對(duì)值上有一定的差距，但在趨勢上是一致的。由此可見，本文所采用的計(jì)算手段是可靠的。

圖5 HiLift-PW1模型及網(wǎng)格Fig.5 Model and grid of HiLift-PW1

圖6 計(jì)算和試驗(yàn)的升力及俯仰力矩曲線對(duì)比Fig.6 Comparison of lift and pitching moment curves between calculation and test

2 前緣縫翼布局方案

圖7為某翼身融合布局低速驗(yàn)證機(jī)的升力曲線和俯仰力矩曲線(取矩點(diǎn)為重心)，圖8為側(cè)滑角β=10°時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl曲線，其計(jì)算馬赫數(shù)為0.1，雷諾數(shù)為1×106。

從圖7可知，此驗(yàn)證機(jī)的失速迎角為16°，其俯仰力矩上仰的迎角為10°，遠(yuǎn)小于其失速迎角；從圖8可知，側(cè)滑角為10°時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩在迎角為6°時(shí)發(fā)生非線性變化，在迎角為8°時(shí)滾轉(zhuǎn)力矩開始急劇增大(絕對(duì)量)。俯仰力矩形態(tài)決定了飛機(jī)縱向的失速特性；而飛機(jī)在存在速率變化時(shí)進(jìn)行大坡度轉(zhuǎn)彎飛行是存在側(cè)滑角的，本文保守地使用側(cè)滑角10°來衡量存在速率變化時(shí)大坡度轉(zhuǎn)彎飛行的失速特性。此翼身融合布局俯仰力矩特性上仰，并且側(cè)滑滾轉(zhuǎn)力矩在較小的迎角時(shí)便出現(xiàn)較大的增大；這與試飛中出現(xiàn)的現(xiàn)象一致：飛機(jī)在起飛拉起過程中出現(xiàn)機(jī)頭上仰現(xiàn)象，并且在加速轉(zhuǎn)彎時(shí)出現(xiàn)滾轉(zhuǎn)現(xiàn)象。

圖7 翼身融合低速驗(yàn)證機(jī)的升力和俯仰力矩曲線Fig.7 Lift and pitching moment curves of BWB low speed testing aircraft

圖8 側(cè)滑角為10°時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線Fig.8 Rolling moment coefficient curve with sideslip angle of 10°

取此飛機(jī)縱向和橫向表面沿流向的摩擦阻力系數(shù)Cfx云圖，如圖9所示。圖9中綠色的區(qū)域?yàn)檠亓飨蚰Σ磷枇ο禂?shù)等于或小于0的區(qū)域，顏色越深，摩擦阻力系數(shù)越小。從圖9可知，縱向時(shí)，飛機(jī)整個(gè)中外側(cè)機(jī)翼的后緣都發(fā)生了流動(dòng)分離；橫向側(cè)滑為10°時(shí)，分離區(qū)域仍舊發(fā)生在中外側(cè)機(jī)翼，但背風(fēng)側(cè)機(jī)翼(即機(jī)頭右側(cè))的分離區(qū)要比迎風(fēng)側(cè)機(jī)翼(機(jī)頭左側(cè))大得多。由于分離區(qū)所在的外段機(jī)翼全在重心(CG)之后，因此分離后低頭力矩減小，導(dǎo)致俯仰力矩上仰。同時(shí)由于分離區(qū)為中外段機(jī)翼，分離區(qū)的力臂較長，當(dāng)側(cè)滑存在時(shí)，左右機(jī)翼不對(duì)稱分離會(huì)導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)力矩迅速增大。

在機(jī)翼前設(shè)計(jì)前緣縫翼可以推遲中外段機(jī)翼的流動(dòng)分離。翼身融合布局的融合式設(shè)計(jì)決定了前緣縫翼設(shè)計(jì)無法像常規(guī)布局飛機(jī)那樣設(shè)計(jì)為全翼展縫翼，翼身融合布局前緣必然會(huì)存在一段無法設(shè)計(jì)縫翼的機(jī)翼區(qū)域。由于存在縫翼的翼面區(qū)域失速迎角遠(yuǎn)大于無縫翼的固定翼區(qū)域，且因展向流動(dòng)的影響后掠翼沿展向靠外的區(qū)域更容易提前出現(xiàn)流動(dòng)分離，因此大迎角流動(dòng)分離發(fā)生的區(qū)域必然會(huì)出現(xiàn)在縫翼和無縫翼固定翼交界的區(qū)域?？紤]到分離區(qū)不能影響V尾和發(fā)動(dòng)機(jī)，縫翼設(shè)計(jì)的區(qū)域?yàn)檠卣瓜虬l(fā)動(dòng)機(jī)軸線靠外的位置(飛機(jī)半翼展)至翼尖的區(qū)域，如圖10所示，縫翼布置的區(qū)域均在重心后方。由于縫翼對(duì)流動(dòng)分離的推遲作用，流動(dòng)分離會(huì)發(fā)生在縫翼內(nèi)端面和發(fā)動(dòng)機(jī)之間的機(jī)翼區(qū)域。分離區(qū)的內(nèi)翼會(huì)降低分離后產(chǎn)生的抬頭力矩，同時(shí)由于分離區(qū)距離縱軸更近，側(cè)滑時(shí)因左右機(jī)翼不對(duì)稱分離產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩的增量也會(huì)減小。

圖9 翼身融合低速驗(yàn)證機(jī)表面摩擦阻力系數(shù)云圖Fig.9 Contours of surface friction drag coefficient of BWB low speed testing aircraft

飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性取決于升力面的面積以及升力面至重心的距離。由于布置縫翼增加的機(jī)翼面積較小，且縫翼布置在重心之后，因此會(huì)使縱向靜穩(wěn)定裕度略有增大。由于機(jī)翼后緣需布置數(shù)量較多的操縱面，一般而言翼身融合布局飛機(jī)并不會(huì)專門設(shè)計(jì)開縫襟翼。

圖10 翼身融合低速驗(yàn)證機(jī)前緣縫翼布局方案Fig.10 Slat’s layout for BWB low speed testing aircraft

3 前緣增升設(shè)計(jì)

3.1 二維增升設(shè)計(jì)

縫翼所布置的區(qū)域?yàn)橹型舛螜C(jī)翼，此段機(jī)翼有半翼展中間站位和翼尖站位兩個(gè)位置的控制翼型，如圖11所示。半翼展中間站位和翼尖處采用的翼型基本一致，區(qū)別只是厚度和前緣半徑不同。半翼展中間站位翼型的參數(shù)為：最大厚度位置為28%，最大厚度為14%，最大彎度位置為29%，最大彎度為2.2%，前緣半徑為1.36%；翼尖站位的前緣半徑為0.95%，最大厚度為12%。

本文采用的翼型最大厚度位置比較靠前，且翼型前部彎度較大；同時(shí)，在最大厚度之前，翼型曲率變化較小，而在最大厚度之后翼型的厚度迅速變小，在翼型上表面后緣處形成局部的反彎。較為豐滿的頭部、變化較為平緩的曲率和相對(duì)靠前的最大厚度位置可以降低前緣的吸力峰，同時(shí)迅速拉平乃至反彎的后緣會(huì)使后緣處的流動(dòng)較為穩(wěn)定，但后緣處的壓力也相對(duì)較大。此種翼型的最大升力系數(shù)和失速迎角相對(duì)較小，但失速形態(tài)緩和。

圖11 半翼展中間站位和翼尖站位的翼型Fig.11 Airfoils of half-wing mid-station and wing tip station

圖12為半翼展中間站位翼型的升力曲線,由圖可知，半翼展中間站位翼型的失速迎角為12°。

取失速迎角附近的壓力系數(shù)Cp分布，如圖13所示，橫坐標(biāo)x/c為無量綱弦向位置，c為弦長。在迎角為10°時(shí)，在吸力峰之后，上表面壓力系數(shù)以較大的梯度持續(xù)增大直至后緣，即在吸力峰之后氣流在逆壓梯度作用下持續(xù)減速，這會(huì)導(dǎo)致較早出現(xiàn)流動(dòng)分離。迎角11°時(shí)后緣壓力已經(jīng)降至0以下，流動(dòng)分離已經(jīng)產(chǎn)生，但此時(shí)升力繼續(xù)增大；至失速迎角12°時(shí)，弦向60%之后區(qū)域的壓力分布幾近一個(gè)平臺(tái)；13°迎角時(shí)弦向50%之后的區(qū)域已經(jīng)形成一個(gè)負(fù)壓較小的壓力平臺(tái)。迎角從10°變化至13°，前緣吸力峰仍在繼續(xù)增大，即使在失速迎角之后的13°，其吸力峰仍舊在增加，只是增加的幅度有所降低。從壓力分布可以看出，在失速迎角附近，流動(dòng)分離出現(xiàn)后并緩慢地從后緣向前發(fā)展，同時(shí)前緣吸力峰仍在增加；此種翼型分離形態(tài)緩和，失速特性較好。

此類翼型的失速迎角較小，其主要原因是在吸力峰之后氣流持續(xù)減速，導(dǎo)致氣流動(dòng)能損失較大從而過早出現(xiàn)流動(dòng)分離。因此，降低主翼的前緣吸力峰即可降低逆壓梯度，從而降低氣流的動(dòng)能損失，推遲氣流分離。對(duì)傳統(tǒng)的超臨界翼型而言，其最大厚度位置相對(duì)靠后，翼型前部彎度較小，在翼型前緣之后曲線曲率迅速變化至平緩。圖14為傳統(tǒng)的超臨界翼型和本文半翼展中間站位翼型的對(duì)比。對(duì)超臨界翼型而言，由于其曲率變化劇烈的區(qū)域主要在翼型頭部，在頭部之后曲線曲率迅速減小，在縫翼的后緣即翼型弦向20%區(qū)域附近，曲線已近乎拉平。

超臨界翼型低速狀態(tài)典型的壓力分布如圖15 所示，在吸力峰之后超臨界翼型上表面的壓力系數(shù)在弦向20%位置就迅速恢復(fù)至-1左右，并在隨后80%的弦長區(qū)域緩慢地增大至來流壓力。由于縫翼一般布置在機(jī)翼弦長20%左右的區(qū)域，因而超臨界翼型縫翼后緣的流速可以降低到較低的程度，從而可以明顯地降低主翼面的吸力峰，同時(shí)來自縫翼縫道的高速氣流可以補(bǔ)充縫翼后緣氣流的動(dòng)能損失；兩者綜合作用可極大地推遲主翼面的流動(dòng)分離。為了降低氣流流經(jīng)縫翼上表面后的動(dòng)能損失，在超臨界翼型上設(shè)計(jì)的縫翼一般具有較大的正偏度(逆時(shí)針偏轉(zhuǎn)為正)，這樣可以相對(duì)降低縫翼上的吸力峰。

圖12 半翼展中間站位翼型的升力曲線Fig.12 Lift curve of half-wing mid-station airfoil

圖13 半翼展中間站位翼型的壓力分布Fig.13 Pressure distribution of half-wing mid-station airfoil

圖14 半翼展中間站位翼型與超臨界翼型的對(duì)比Fig.14 Comparison between half-wing mid-station airfoil and supercritical airfoil

此翼身融合布局驗(yàn)證機(jī)所用翼型特點(diǎn)與超臨界翼型完全不同，由于縫翼后緣(弦向20%左右)翼型仍具有較大的曲率，氣流在此處仍將具有較大的流速，若縫翼采用正偏度，縫翼后緣處的流速將會(huì)更大；這會(huì)導(dǎo)致主翼前緣具有較高的流速，從而導(dǎo)致較高的吸力峰，致使縫翼推遲流動(dòng)分離的目的不能實(shí)現(xiàn)。若對(duì)此翼型設(shè)計(jì)負(fù)偏轉(zhuǎn)的縫翼，則縫翼的吸力峰的弦向位置會(huì)比較靠前，且縫翼后緣會(huì)有較長區(qū)域的減速區(qū)，有助于降低縫翼后緣處的流速，從而降低主翼的吸力峰值。

圖16為針對(duì)半翼展中間站位翼型設(shè)計(jì)的前緣縫翼示意圖。圖17為迎角17°時(shí)縫翼偏轉(zhuǎn)-5°

圖15 超臨界翼型的壓力分布(α=11°)Fig.15 Pressure distribution of supercritical airfoil (α=11°)

圖16 半翼展中間站位翼型的縫翼設(shè)計(jì)Fig.16 Slat design of half-wing mid-station airfoil

和-3°時(shí)的壓力分布。從圖17可知，縫翼負(fù)偏度越大，縫翼吸力峰越高，主翼的吸力峰就越低；這有助于推遲主翼上的分離。

采用負(fù)偏度的縫翼設(shè)計(jì)可增大縫翼升力，對(duì)主翼的下洗作用更大，可降低主翼的當(dāng)?shù)赜?，有助于推遲失速；但由于受到縫翼上較大的逆壓梯度和表面摩擦力的影響，在縫翼后緣處的氣流會(huì)有較大的動(dòng)能損失。設(shè)計(jì)較好的縫道可在縫道出口處形成動(dòng)能強(qiáng)大的射流，改善主翼附面層的流動(dòng)，推遲主翼失速。縫道參數(shù)間隙值LG及搭接量LO的設(shè)計(jì)對(duì)縫道效應(yīng)的作用至關(guān)重要。

圖18為迎角為13°時(shí)縫道參數(shù)變化時(shí)的壓力分布。當(dāng)LO值增大時(shí)，縫翼與主翼距離更近，縫翼和主翼之間的相互影響更強(qiáng)，即主翼受到更強(qiáng)的下洗作用，縫翼受到更強(qiáng)的上洗作用，從而導(dǎo)致主翼吸力峰下降，縫翼吸力峰增高；同時(shí)LO增大會(huì)導(dǎo)致更長的縫道，氣流的加速區(qū)更長，使在縫道出口處氣流的動(dòng)能更大，即縫翼后緣的速度更大。當(dāng)LO值以及縫翼偏度不變，LG值增大時(shí)，縫道長度不變，縫道形狀幾乎不變，縫翼和主翼的壓力分布幾乎不發(fā)生變化。

對(duì)半翼展處縫翼的偏度和縫道參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，得到較為合適的參數(shù)值：偏度為-5°，LG值為9.3%，LO值為2.2%。翼尖站位和半翼展中間站位的翼型相同，故采用相同的縫道參數(shù)和偏度。優(yōu)化后縫翼和原始翼型升力曲線如圖19所示。從圖可知，設(shè)計(jì)縫翼之后，失速迎角從12°推遲到18°，最大升力系數(shù)從1.2增大至1.8左右?？梢?，本文對(duì)驗(yàn)證機(jī)所使用翼型的低速氣動(dòng)特性的分析和縫翼的設(shè)計(jì)方法判定是正確的。

圖17 不同縫翼偏度的壓力分布Fig.17 Pressure distribution of different slat angles

圖18 不同縫道參數(shù)影響的壓力分布Fig.18 Pressure distribution of different seam parameters

圖19 帶縫翼翼型的升力曲線Fig.19 Lift curves of airfoil with slat

3.2 三維增升設(shè)計(jì)

以二維設(shè)計(jì)的縫翼外形、偏度和縫道參數(shù)為基礎(chǔ)，得出了三維的前緣縫翼和轉(zhuǎn)軸，如圖20所示?？p翼內(nèi)端面剖面采用沿流向設(shè)計(jì)，其目的是控制大迎角時(shí)此處產(chǎn)生的分離在此端面的后方；縫翼外端面剖面為垂直于轉(zhuǎn)軸設(shè)計(jì)，其目的是使縫翼展開后和主翼之間的縫隙盡可能地小，以減小此處流動(dòng)分離出現(xiàn)的區(qū)域。

安裝縫翼后的翼身融合布局驗(yàn)證機(jī)的升力曲線和俯仰力矩曲線(取矩點(diǎn)為重心)如圖21所示。安裝縫翼之后，失速迎角提高了2°，達(dá)到18°，最大升力系數(shù)提高近0.4，達(dá)到1.6；同時(shí)，俯仰力矩曲線上仰的現(xiàn)象完全得到改善，在15°時(shí)力矩曲線變平，但在17°時(shí)重新變?yōu)橄缕?/p>

取安裝縫翼之后側(cè)滑角為10°時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線，如圖22所示。安裝縫翼之后在側(cè)滑角為10°時(shí),在迎角為14°之前,隨迎角增大，滾轉(zhuǎn)力矩幾乎是線性變化，在迎角為15°之后滾轉(zhuǎn)力矩(絕對(duì)值)急劇變小；相比之下干凈構(gòu)型在迎角為8°時(shí)滾轉(zhuǎn)力矩便急劇變大(絕對(duì)值)?？梢姡惭b縫翼可以較大程度地提高飛機(jī)側(cè)滑或變速轉(zhuǎn)彎時(shí)的安全性。

飛機(jī)干凈構(gòu)型和縫翼構(gòu)型迎角為14°時(shí)不帶側(cè)滑和側(cè)滑角為10°時(shí)的沿流向摩擦阻力系數(shù)離的區(qū)域從中外翼分離變化為了中間翼分離，即使側(cè)滑為10°時(shí)分離區(qū)仍然保持穩(wěn)定。帶縫翼構(gòu)型分離區(qū)損失的升力對(duì)俯仰軸和滾轉(zhuǎn)軸的力臂均減小，這是相比干凈構(gòu)型俯仰力矩上仰和滾轉(zhuǎn)力矩急劇變化得到改善的原因。

圖20 三維縫翼形狀和轉(zhuǎn)軸Fig.20 Shape and rotating axis of 3D slat

圖21 安裝縫翼后的升力和俯仰力矩曲線Fig.21 Lift and pitching moment curves after installation of slat

圖22 安裝縫翼后側(cè)滑10°時(shí)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線Fig.22 Rolling moment coefficient curves with sideslip angle of 10° after installation of slat

Cfx云圖如圖23所示。安裝縫翼之后流動(dòng)分離發(fā)生在縫翼和固定翼交界的區(qū)域，相比干凈構(gòu)型，分

圖23 干凈構(gòu)型和縫翼構(gòu)型的表面摩擦阻力系數(shù)云圖Fig.23 Contours of surface friction drag coefficient of clean and slat configuration

圖24描述了縫翼構(gòu)型的靜穩(wěn)定裕度相比干凈構(gòu)型的變化。安裝縫翼之后，飛機(jī)的靜穩(wěn)定裕度僅增大了1.7%，即焦點(diǎn)向后移動(dòng)了0.017倍的平均氣動(dòng)弦長；焦點(diǎn)后移對(duì)飛機(jī)的操穩(wěn)特性是有利的。盡管焦點(diǎn)后移對(duì)配平不利，但縫翼構(gòu)型的俯仰力矩-升力系數(shù)曲線整體上移，相同升力系數(shù)下縫翼構(gòu)型的俯仰力矩(絕對(duì)值)更小，整體而言對(duì)配平更有利。

圖24 安裝縫翼后靜穩(wěn)定裕度的變化Fig.24 Variations of static stability after installation of slat

圖25為半模的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨升力系數(shù)變化的曲線，其斜率代表壓心的展向位置。由圖可知，安裝縫翼之后，壓心稍有外移，但程度很?。黄湓蚴强p翼展開后外段機(jī)翼提供的升力稍有增加。

圖25 安裝縫翼后滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的變化Fig.25 Variations of rolling moment coefficients after installation of slat

4 結(jié) 論

以翼身融合布局飛機(jī)低速驗(yàn)證機(jī)為對(duì)象，開展了前緣縫翼的設(shè)計(jì)研究，其結(jié)論如下：

1) 翼身融合布局飛機(jī)因?yàn)槠涮厥獾牟季中问?，一般?huì)存在力矩上仰和失速滾轉(zhuǎn)的問題，其原因是流動(dòng)分離出現(xiàn)在外段機(jī)翼。

2) 前緣使用縫翼設(shè)計(jì)并結(jié)合適當(dāng)?shù)臍鈩?dòng)布局形式可以將分離區(qū)控制在靠內(nèi)側(cè)機(jī)翼上的合適區(qū)域。

3) 本文所設(shè)計(jì)的縫翼可使翼身融合布局低速驗(yàn)證機(jī)的失速迎角推遲2°，使其最大升力系數(shù)增大0.4，滾轉(zhuǎn)發(fā)散迎角增大7°；縫翼構(gòu)型不影響全機(jī)焦點(diǎn)、壓心以及全機(jī)配平特性。

4) 本文研究內(nèi)容可為翼身融合布局飛機(jī)增升裝置氣動(dòng)布局方案和氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供支持。

致 謝

感謝西北工業(yè)大學(xué)張彬乾教授課題組的支持與幫助，感謝上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院同事們的指導(dǎo)與建議。