(中國民用航空飛行學(xué)院 飛行技術(shù)學(xué)院， 四川 廣漢 618307)

引言

通用航空在航空培訓(xùn)、生產(chǎn)性服務(wù)、應(yīng)急救援、醫(yī)療救助、短途運(yùn)輸、私人飛行等方面有著重要的作用。隨著低空空域的開發(fā)，通用航空迎來了快速發(fā)展的黃金時(shí)期?！笆濉睍r(shí)期我國經(jīng)濟(jì)將保持6.5%左右中高速增長，為通用航空發(fā)展帶來持續(xù)增量?！按蟊妱?chuàng)業(yè)、萬眾創(chuàng)新”將大大釋放通用航空企業(yè)發(fā)展?jié)撃埽瑐€(gè)性化、多層次、大眾化等消費(fèi)趨勢，促進(jìn)通用航空文化、旅游、休閑娛樂等消費(fèi)業(yè)態(tài)蓬勃發(fā)展。加強(qiáng)保障和改善民生，使通用航空應(yīng)急救援、短途運(yùn)輸迎來重要發(fā)展機(jī)遇。中國民航局2016年發(fā)布的通用航空“十三五”發(fā)展規(guī)劃中提出，到2020年， 我國通用航空器將達(dá)到5000架。受到用戶特點(diǎn)和運(yùn)行成本限制，通用飛機(jī)通常需要采用相對簡單的增升系統(tǒng)及自身良好的氣動(dòng)性能，以滿足起飛和著陸階段的安全和效益的匹配要求，這些飛行狀態(tài)涉及飛機(jī)的大迎角空氣動(dòng)力學(xué)特性。而機(jī)翼和機(jī)身的連接部位所引起的流動(dòng)分離是影響大迎角氣動(dòng)性能的主要因素之一[1]。因此，開展通用飛機(jī)機(jī)翼和機(jī)身連接部位處的氣動(dòng)特性及流動(dòng)機(jī)理研究，降低通航小飛機(jī)的設(shè)計(jì)成本，對改善通用飛機(jī)的大迎角性能具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值,也為我國能夠設(shè)計(jì)出卓越的、具有自主知識產(chǎn)權(quán)的通航飛機(jī)奠定基礎(chǔ)。

本研究采用數(shù)值模擬的方法，選取某一典型的通用飛機(jī)的外形，針對增升構(gòu)型(取著陸構(gòu)型)下的翼根處的氣動(dòng)特性及流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行研究，給出翼根流動(dòng)分離的物理機(jī)理，為翼根的整流外形方案設(shè)計(jì)提供理論基礎(chǔ)。

1 研究模型

目前，全球大部分的固定翼通用小型飛機(jī)的機(jī)翼均為矩形翼。本研究選取典型的某一通用小型飛機(jī)的外形為研究對象，并選取一大迎角飛行狀態(tài)——著陸構(gòu)型，研究其氣動(dòng)性能以及機(jī)翼-機(jī)身干擾所引起的流動(dòng)分離機(jī)理，研究模型如圖1所示。

圖1 氣動(dòng)模型(著陸構(gòu)型)

2 研究方法

一方面考慮到增升構(gòu)型和流動(dòng)的復(fù)雜性，如包含分離泡、縫道流動(dòng)、尾跡摻混等多種復(fù)雜流動(dòng)，另一方面，計(jì)算的雷諾數(shù)較低，因此，采用有限體積法數(shù)值求解雷諾平均N-S方程(RANS)，采用能夠高精度預(yù)測流動(dòng)分離的k-ε兩方程湍流模型。采用的時(shí)間推進(jìn)方法為隱式方法[1-9]。

2.1 計(jì)算條件

計(jì)算條件為：速度為250 km/h,高度為標(biāo)準(zhǔn)海平面高度，以機(jī)翼平均氣動(dòng)弦為參考長度的雷諾數(shù)Re=1.5×106，氣動(dòng)力系數(shù)以各自的機(jī)翼參考面積為基準(zhǔn)給出[2-11]。

2.2 湍流模型

本研究采用兩方程SSTk-ε的湍流模型，國內(nèi)外大量研究表明, 該湍流模型對分離流動(dòng)具有較強(qiáng)的適應(yīng)能力[3-10]。

2.3 網(wǎng)格生成

本研究選用六面體網(wǎng)格，基本構(gòu)型計(jì)算網(wǎng)格總數(shù)500萬，第一層網(wǎng)格尺寸為10-5cA(cA為全機(jī)的平均氣動(dòng)弦長)，附面層增長比率為1.16。機(jī)翼上表面及翼根處等流動(dòng)變化劇烈的地方進(jìn)行了網(wǎng)格加密，以期更好的把握流場的劇烈變化[4-12]，計(jì)算該飛機(jī)所用網(wǎng)格如圖2所示。

圖2 網(wǎng)格模型

3 著陸構(gòu)型下的氣動(dòng)性能及流動(dòng)特性分析

3.1 氣動(dòng)性能分析

圖3給出了某一典型通用飛機(jī)在著陸構(gòu)型下的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)。通過圖3a升力特性曲線可知，該構(gòu)型的最大升系數(shù)為1.5，臨界迎角為16°，升力系數(shù)曲線的線性段較短，失速平緩，迎角超過8°時(shí)，非線性明顯；最大升阻比在4°迎角時(shí)出現(xiàn)，為9。數(shù)值模擬計(jì)算得到的升力曲線在線性段與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合良好，在迎角超過10°后，計(jì)算結(jié)果略大于風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。通過圖3b阻力特性曲線可知，其阻力變化趨勢與試驗(yàn)結(jié)果一致，具體迎角下的數(shù)值略有偏差。

圖3 著陸構(gòu)型下氣動(dòng)特性

通常，小型飛機(jī)起飛和著陸時(shí)的迎角在8°～12°之間，而本文研究模型無論是從數(shù)值計(jì)算結(jié)果還是風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，都可見升力曲線線性段較短且最大升力偏小，起降安全性不足，需要延長升力線性段，提高最大升力。

3.2 流動(dòng)特性分析

圖4給出著陸構(gòu)型下6°～16°迎角之間機(jī)翼表面及翼根處的流線圖。

圖4 著陸構(gòu)型機(jī)翼表面及翼根處流線分布

由圖可見，當(dāng)α<6°，全機(jī)表面無明顯流動(dòng)分離；當(dāng)迎角超過6°后，翼根流動(dòng)分離隨迎角的增加而增強(qiáng)。從機(jī)身上的渦可以看出，剛開始流動(dòng)分離僅出現(xiàn)在翼根表面，隨迎角增大，分離渦在空間的尺寸越來越大，并不斷沿機(jī)翼的展向和弦向擴(kuò)大。

4 翼根處流動(dòng)機(jī)理分析

由上述氣動(dòng)性能分析可知，對于著陸構(gòu)型，當(dāng)迎角為6°時(shí)，翼根無明顯流動(dòng)分離；迎角達(dá)到8°時(shí)，翼根流動(dòng)分離明顯。因此，研究該迎角范圍的流動(dòng)特性有助于了解翼根流動(dòng)分離的原因。

通過對著陸構(gòu)型下單獨(dú)機(jī)翼和翼身組合體的數(shù)值模擬可知，單獨(dú)機(jī)翼時(shí)，α≤8°，機(jī)翼固定段后緣無明顯流動(dòng)分離；翼身組合體時(shí)，α=6°，翼根無明顯流動(dòng)分離；α=8°，翼根流動(dòng)分離已發(fā)展到翼根弦向中段，形成了邊角渦，此邊角渦的形成與翼根前緣的馬蹄渦有關(guān)，流態(tài)如圖5所示。

圖5 單獨(dú)機(jī)翼和翼身組合體的流態(tài)

由圖6給出的翼根截面處的壓力分布可見，與無機(jī)身相比，兩個(gè)迎角下，加機(jī)身后，翼根前緣吸力峰值明顯提高。α=6°，機(jī)身影響使翼根前緣吸力峰值從-2.4增加到-3.0；α=8°，從-3.0提高到-4.0?？梢?，機(jī)身影響使機(jī)翼前緣吸力峰增高，過高的吸力峰將使逆壓梯度增大，導(dǎo)致后緣流動(dòng)分離提前，隨迎角增加，分離將更快的向前緣發(fā)展[5]。

圖6 單獨(dú)機(jī)翼與翼身結(jié)合體翼根剖面處的壓力分布

通過圖7給出的單獨(dú)機(jī)翼與翼身組合體的附面層及總壓分布圖可知，單獨(dú)機(jī)翼展向附面層厚度分布均勻，差異較小。翼身組合體翼根銳角過渡處有明顯的機(jī)翼和機(jī)身附面層摻混堆積現(xiàn)象[6]?？倝悍植家脖砻鳎瑔为?dú)機(jī)翼沿流向總壓變化較小，而翼身組合體在翼根處出現(xiàn)較為嚴(yán)重的總壓損失。附面層形態(tài)和總壓分布從兩個(gè)方面進(jìn)一步提示了翼根處附面層摻混和堆積是造成翼根流動(dòng)分離的另一個(gè)重要原因[1-9]。

圖7 單獨(dú)機(jī)翼與翼身組合體的附面層及總壓分布

翼身組合體中后段形狀的變化對于翼根流動(dòng)也有一定的影響。為了便于分析翼根中后段形狀對流動(dòng)分離的影響，采用沿流向的空間截面積分布來描述翼根中后段型面的變化?？紤]到描述方法的工程適用性和直觀性，空間截面采用如下方法確定：內(nèi)邊界為機(jī)身的外輪廓線；下邊界由機(jī)翼上表面及其后緣的流向延伸面構(gòu)成；上邊界由整流允許的最大高度來確定，通常，高度方向的整流不會超過機(jī)身型面外側(cè)點(diǎn)，因此，上邊界由過機(jī)身外側(cè)點(diǎn)的水平面構(gòu)成；外邊界由展向最大允許整流范圍確定，通常，取襟翼內(nèi)側(cè)為外邊界[1-7]。由上述邊界構(gòu)成可流空間，沿流向截取，即可得到某流向位置的空間截面積，見圖8。

圖8 空間截面邊界示意

圖9給出了8°迎角下翼根空間截面積分布S1及其變化率dS1/dx。由圖可見，在翼根中后段x為4.8～5.2 m范圍內(nèi)，截面積分布曲線不光順，變化率曲線出現(xiàn)振蕩，表明翼身型面在機(jī)翼尾緣處存在局部收縮過快的現(xiàn)象，易導(dǎo)致流動(dòng)在此處產(chǎn)生較大的逆壓梯度，不利于附面層穩(wěn)定[8]。

圖9 翼根空間截面積分布及變化率

5 結(jié)論

本研究選取某一典型的通用飛機(jī)外形，通過數(shù)值模擬的方法分析了著陸構(gòu)型下的氣動(dòng)性能及翼根處的流動(dòng)機(jī)理，摸清了翼根處的流動(dòng)分離情況，得出如下結(jié)論：

(1) 翼根流動(dòng)分離的原因主要是：受機(jī)身影響，使得機(jī)翼根部前緣吸力峰增高，使逆壓梯度增大，導(dǎo)致后緣流動(dòng)分離提前；機(jī)翼阻滯機(jī)身附面層發(fā)展，產(chǎn)生馬蹄渦，對下游流動(dòng)產(chǎn)生不利影響；機(jī)翼與機(jī)身銳角連接，造成附面層摻混堆積，增加附面層流動(dòng)的不穩(wěn)定性；翼身接合部后段型面局部收縮過快，外加上述3點(diǎn)共同作用，機(jī)翼后緣形成類似邊角渦的分離流動(dòng)；

(2) 為了延緩翼根處的氣流分離，根據(jù)上述翼根流動(dòng)分離機(jī)理，可通過以下方法進(jìn)行整流設(shè)計(jì)，如降低機(jī)翼翼根前緣吸力峰；減小由于機(jī)翼的外形突變而引起的逆壓梯度的大小與范圍，消弱或消除機(jī)翼前緣的流動(dòng)分離；阻止翼根前緣馬蹄渦的形成，從而消除因馬蹄渦而引起的非定常流動(dòng)對翼根下游流動(dòng)穩(wěn)定性的影響，減小因馬蹄渦尾跡而引起的流動(dòng)尾跡的不均勻；減小壁面相交處的壓力梯度和壓力波動(dòng)，增加流動(dòng)穩(wěn)定性，以減少附面層的摻混、堆積和扭曲，防止下游流動(dòng)過早分離或形成邊角渦?？偟膩碚f可以通過前緣整流、展向整流和中后段整流3個(gè)方面進(jìn)行，可為后續(xù)整流設(shè)計(jì)方案提供理論指導(dǎo)。