張冬，陳勇，胡孟權(quán)，付向恒

（1.空軍工程大學(xué) 研究生院，西安710051； 2.空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院，西安710038；3.北京航空航天大學(xué) 自動化科學(xué)與電氣工程學(xué)院，北京100083）

前掠翼氣動布局具有優(yōu)越的氣動性能，可大大提高飛機的低速操縱性能，顯著減小跨聲速飛行時的阻力并增強機動性，在大迎角下具有良好的失速特性和橫航向可控性［1］。但是，在主流的飛機氣動布局設(shè)計中，幾乎都沒有采用前掠翼氣動布局設(shè)計，美國的“X-29”前掠翼驗證機和俄羅斯的“金雕”前掠翼驗證機都未能進入最終的定型量產(chǎn)階段，已有文獻給出最多的解釋是前掠翼布局存在的結(jié)構(gòu)氣動彈性發(fā)散問題。但隨著復(fù)合材料技術(shù)的迅速發(fā)展，前掠翼氣動彈性發(fā)散問題得到了較好的解決，且?guī)砹私Y(jié)構(gòu)重量輕、隱身性能高等一系列優(yōu)點［2-3］。盡管如此，前掠翼氣動布局設(shè)計依然沒有得到廣泛運用，氣動彈性發(fā)散問題的解決并沒有重新引起航空界對前掠翼氣動布局的重視和研究，前掠翼布局無法得到推廣運用的原因尚未得到有力解釋。為此，本文將從前掠翼在非線性升力利用方面的特點來分析該種布局的一些不足，以揭示前掠翼氣動布局設(shè)計未能得到廣泛運用的另一重要原因。

非線性升力是由旋渦空氣動力帶來的氣動收益。為了充分利用非線性升力，進一步提高飛機的大迎角性能，后來出現(xiàn)了邊條翼布局和鴨式布局，即通過機翼邊條和近距耦合鴨翼產(chǎn)生邊條渦和鴨翼渦，使其與機翼前緣渦產(chǎn)生有利干擾，增強并穩(wěn)定機翼前緣渦，從而提高飛機的升力和失速迎角［4-5］。

由于前后掠機翼上氣流的流動形態(tài)不同，采用相同的邊條和鴨翼會對后面機翼的流場造成不同的影響，兩者之間有著不同的干擾機理。關(guān)于后掠翼氣動布局已有大量研究，Gloss［6］、Hummel［7-8］和劉沛清［9-12］等通過實驗的手段研究了邊條和鴨翼的位置、大小和后掠角度等參數(shù)對鴨式布局和邊條翼布局的氣動影響。研究結(jié)果表明，在大迎角時，鴨翼渦和邊條渦能夠同后掠翼的機翼前緣渦相互耦合增強，從而提高后掠翼布局的升力系數(shù)和失速迎角。關(guān)于前掠翼氣動布局也有豐富的研究，Spacht［13］和Mann［14］研究了當(dāng)前技術(shù)的發(fā)展對前掠翼氣動布局設(shè)計的影響，結(jié)果表明復(fù)合材料、電傳操縱和鴨翼布局等技術(shù)能夠使前掠翼布局的優(yōu)勢得到進一步拓展。通過對“X-29”前掠翼驗證機的研究，Moore和Frei［15］、Kehoe等［16］指出前掠翼的展向流動是由翼尖流向翼根，使機翼展向升力分布更接近橢圓，因而具有較小的誘導(dǎo)阻力，且前掠翼翼根后置，有利于采用鴨翼耦合設(shè)計；Saltzman和Hicks［17］研究發(fā)現(xiàn)前掠翼的中、外翼展向流動具有較好的分離特性，機翼失速性能良好。張彬乾等［18-19］采用邊條和鴨翼對前掠翼根部流動分離進行控制，研究結(jié)果表明邊條和鴨翼能夠有效控制前掠翼翼根的流動分離。王晉軍等［20-21］對鴨翼-前掠翼布局進行了實驗研究，結(jié)果表明，加裝鴨翼能夠從整體上提高前掠翼的升力系數(shù)。李岸一等［22］研究了鴨翼渦與邊條渦對前掠翼布局的增升作用，結(jié)果表明鴨翼和邊條都能提升前掠翼布局的升力系數(shù)。以上研究對分析邊條和鴨翼對前掠翼布局的氣動影響都有一定的參考價值，但都未提及鴨翼渦和邊條渦在大迎角時對機翼前緣渦的不利干擾，這是前掠翼布局中存在的一個明顯缺陷。早期的研究由于方法的限制，大多只給出了測力結(jié)果，而沒有具體的渦系干擾分析，且在研究時把邊條和鴨翼的升力計入后再與單獨前掠翼作對比，這只能看出邊條和鴨翼對整機的氣動影響，而無法看到邊條和鴨翼對單獨前掠翼的氣動影響。另外，在研究過程中沒能和后掠翼布局對比分析，也不易發(fā)現(xiàn)邊條和鴨翼對前掠翼布局的氣動影響。

隨著計算機性能的提升以及計算流體力學(xué)的發(fā)展，人們越來越多地采用數(shù)值模擬方法進行氣動特性的研究以及復(fù)雜渦系的分析［23-24］。因此，本文采用數(shù)值模擬方法，分別分析邊條和鴨翼對后掠翼布局和前掠翼布局的氣動影響，通過對各布局計算結(jié)果的比較和渦系干擾機理的分析，揭示前掠翼氣動布局設(shè)計中的一些不足。

1 計算模型和方法

1.1 計算模型

計算采用平板模型，基于前后掠機翼，再搭配邊條和鴨翼形成不同簡化布局形式，為方便敘述，采取如下簡記方法：B代表單獨后掠機翼，基于后掠機翼的邊條翼布局用BS表示，鴨式布局用BC表示，邊條翼/鴨式布局用BSC表示；F代表單獨前掠機翼，基于前掠機翼的邊條翼布局用FS表示，鴨式布局用FC表示，邊條翼/鴨式布局用FSC表示。機翼根弦長為124 cm，鴨翼根弦長為73 cm，模型厚度為1 cm，邊條、鴨翼和機翼前緣皆倒角45°，保持前后掠機翼翼面積、根稍比、展弦比、1/4弦線斜掠角相同，其中翼面積為1.26 m2，展弦比為3.2，根梢比為2.38，1/4弦線斜掠角為40°。鴨翼、邊條與前后掠機翼在同一平面，前后掠機翼采用相同的邊條和鴨翼，鴨翼前緣后掠56°，邊條后掠70°，圖1為BCS和FCS布局平面示意圖。計算區(qū)域取機翼根弦長的50倍，來流速度為68 m/s。網(wǎng)格剖分時采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，考慮到模型的幾何對稱性，在計算時均采用半模，邊界層內(nèi)第1層網(wǎng)格高度為機翼平均氣動弦長的10-6，邊界層內(nèi)第一層高度y+值控制在0～1，以滿足飛機表面黏性邊界層的計算要求［25］。圖2為計算模型的網(wǎng)格分布示意圖，圖2（a）為FSC表面網(wǎng)格分布，圖2（b）為近壁面網(wǎng)格分布。

圖1 BCS和FCS布局平面示意圖Fig.1 Plan sketches of BCS and FCS configurations

1.2 計算方法

數(shù)值模擬時采用無熱源的三維Navier-Stokes方程。在笛卡兒坐標(biāo)系（x1，x2，x3）中，定義速度分量（u1，u2，u3）無熱源的三維Navier-Stokes方程守恒形式為［26］

式中：w為狀態(tài)矢量；f為無黏（對流）通矢量項；fv為黏性（擴散）通矢量項。各項具體表達(dá)式分別為

其中：ρ、E、H、p和T分別為密度、總能、總焓、壓強和溫度；k為熱傳導(dǎo)系數(shù)；δij為克羅尼柯爾符號；τij為黏性應(yīng)力。采用有限體積法將控制方程離散為差分方程，其中對流項和擴散項分別采用二階迎風(fēng)格式和中心差分格式。湍流模型選用SST（Shear Stress Transport）k-ω模型，即剪切應(yīng)力輸運模型。SST k-ω模型在標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型上進行了改進，合并了來源于ω方程中的交叉擴散，湍流黏度考慮到了湍流剪應(yīng)力的傳播。這些改進，使得SST模型比標(biāo)準(zhǔn)k-ω模型具有更廣泛的應(yīng)用范圍和更高的精度［27］?？刂品匠滩捎糜邢摅w積法離散，對流項選用二階迎風(fēng)差分格式離散［28］。物面為無滑移壁面條件，遠(yuǎn)場條件為壓力遠(yuǎn)場，對稱面為對稱邊界條件，計算殘差收斂精度為10-5。

1.3 方法驗證與確認(rèn)

為驗證數(shù)值計算方法的可行性和精確性，對文獻［29-30］的前掠翼模型進行數(shù)值計算驗證，如圖3（a）所示，機翼前緣前掠40°、后緣后掠52°，展弦比為3.81，梢根比為0.4。后掠鴨翼的前、后緣掠角分別為49°和24°，展弦比為3.08，梢根比為0.3。機翼和鴨翼在順氣流方向均采用NACA 64A010翼型。計算采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，單元個數(shù)約500萬，附面層最底層網(wǎng)格厚度控制在1.68×10-7以下（LF為機身長度），見圖3（b）。計算采用SST k-ω湍流模型，結(jié)果如圖4所示，并與文獻［30］的風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)進行對比，圖中，α為迎角，CL為升力系數(shù)。從圖中可以看出，數(shù)值計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)吻合較好，說明所采用的數(shù)值計算方法具有較高的精度，適用于本文研究模型的氣動特性和流動機理的計算和分析。

圖3 前掠翼計算模型和計算網(wǎng)格Fig.3 Computational model and grid of forward-swept wing

圖4 計算結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)的升力系數(shù)曲線Fig.4 Lift coefficient curves of calculation results and experimental data

2 結(jié)果分析與討論

2.1 邊條/鴨翼對后掠翼氣動特性的影響

本文數(shù)值模擬的模型采用圖1所示的平板模型，針對不同的布局單獨進行數(shù)值模擬研究，先單獨計算后掠機翼的升力系數(shù)，然后分別對BC、BS和BSC布局進行數(shù)值模擬研究。

圖5給出了后掠翼各布局升力系數(shù)的計算結(jié)果，選擇主機翼面積作為參考面積。圖5（a）計入了邊條和鴨翼的升力貢獻，反映整個布局的升力系數(shù)隨迎角的變化趨勢。為更加直觀地反映邊條和鴨翼對后面機翼的干擾作用，圖5（b）僅考慮機翼上的升力，不計入邊條和鴨翼的升力。從圖5（b）可以看出，BC、BS、BSC布局都能明顯提高后掠機翼的最大升力系數(shù)，并推遲失速迎角。單獨后掠機翼的最大升力系數(shù)為0.788，失速迎角為16°；加裝邊條后（BS布局），機翼的最大升力系數(shù)提高到0.98，失速迎角推遲到18°；加裝鴨翼后（BC布局），機翼的最大升力系數(shù)提高到1.05，失速迎角推遲到23°；同時加裝邊條和鴨翼（BCS布局），機翼的最大升力系數(shù)提高到1.11，失速迎角推遲到28°。3種方案中，BSC方案對后掠機翼氣動特性的改善效果最好，不僅大幅提高機翼的最大升力系數(shù)，推遲失速迎角，還使得失速時升力系數(shù)沒有出現(xiàn)劇烈下降。

圖5 后掠機翼各布局的升力系數(shù)曲線Fig.5 Lift coefficient curves of various configurations based on back-swept wing

2.1.1 單獨后掠機翼的流動分析

由于采用的計算模型屬于中等掠角機翼，機翼的升力系數(shù)受旋渦外側(cè)氣流的卷洗作用影響，在分析過程中發(fā)現(xiàn)，旋渦渦核破裂后，旋渦外側(cè)氣流依然保持有規(guī)則的旋轉(zhuǎn)運動，還有較大的能量，對翼面的控制作用較強，只有當(dāng)旋渦外側(cè)氣流能量下降，對翼面的控制能力減弱時，機翼升力系數(shù)才開始下降，所以本文主要通過旋渦外側(cè)氣流的形態(tài)來分析旋渦的發(fā)展。

圖6給出了不同迎角下單獨后掠機翼表面壓力云圖和空間流線圖。從圖中可以看到，當(dāng)α=5°時，機翼上表面開始形成機翼前緣渦，此時旋渦能量很低，靠近機翼前緣；當(dāng)α=10°時，機翼前緣渦能量增強，控制區(qū)域擴大；當(dāng)α=16°時，旋渦對翼面的控制能力達(dá)到最強，升力系數(shù)達(dá)到最高點；繼續(xù)增大迎角，機翼前緣渦能量下降，出現(xiàn)倒流，機翼進入失速狀態(tài)。為便于分析，全文采用與圖4相同的壓力云圖進行渲染，后文壓力云圖參考此處圖例。

2.1.2 BS布局的流動分析

圖7 BS布局空間流線圖Fig.7 Streamlines in flow field of BS configuration

圖7給出了不同迎角下BS布局的空間流線圖。從圖中可以看出，在α=5°時，BS布局的邊條渦與機翼前緣渦還未耦合，二者相對獨立，能量較為分散，所以在小迎角下BS方案中機翼的升力系數(shù)比單獨機翼的升力系數(shù)略低。當(dāng)α=10°時，BS布局中的邊條渦與機翼前緣渦開始卷并在一起，旋渦能量明顯增強，控制區(qū)域擴大，升力系數(shù)提高，并超過單獨機翼的升力系數(shù)。繼續(xù)增大迎角，邊條渦與機翼前緣渦的能量繼續(xù)增強，并且二者的耦合作用進一步加強，兩渦卷并得更緊，對翼面的控制范圍更大，使得機翼的升力系數(shù)進一步提高。當(dāng)α=18°時，邊條渦與機翼前緣渦耦合作用達(dá)到最強，對翼面的控制作用達(dá)到最大，升力系數(shù)達(dá)到最高點。迎角進一步增大，邊條渦與機翼前緣渦耦合后的旋渦開始從機翼后緣向前緣破裂，破裂后旋渦的能量急劇降低，如圖7（d）所示，在α=20°時，旋渦破裂點已出現(xiàn)在機翼前部，旋渦破裂的區(qū)域占機翼面積很大部分，因而此時升力系數(shù)急劇下降，出現(xiàn)明顯失速。

2.1.3 BC布局的流動分析

圖8給出了α=10°時BC布局中機翼20%和60%翼根弦長處的截面流線圖以及空間流線圖。從圖中可以看出，在機翼前部，鴨翼渦處于機翼前緣渦外側(cè)，對機翼前緣渦起到下洗作用，使得該區(qū)域有效迎角降低，抑制了機翼前緣渦的發(fā)展，造成升力損失；在機翼后部，鴨翼渦處于機翼渦內(nèi)側(cè)，鴨翼渦對機翼前緣渦產(chǎn)生上洗作用，輸入能量的同時將機翼前緣渦外推，一方面有利于機翼前緣渦的穩(wěn)定，但另一方面卻使得機翼前緣渦控制的區(qū)域變小，使其對機翼升力貢獻減少。上述原因使得中小迎角下BC布局中機翼的升力系數(shù)小于單獨機翼的升力系數(shù)。隨著迎角增大，鴨翼和機翼前緣渦能量增強，鴨翼渦對機翼前緣渦的作用以內(nèi)側(cè)上洗為主，穩(wěn)定機翼前緣渦并輸入能量，機翼的升力系數(shù)顯著提高，并逐漸超過單獨機翼的升力系數(shù)。當(dāng)迎角達(dá)到23°時，BC布局中旋渦發(fā)展如圖9（a）所示，此時機翼的升力系數(shù)達(dá)到最大，旋渦對翼面的控制作用最強；當(dāng)迎角繼續(xù)增大，鴨翼渦和機翼前緣渦開始破裂，兩渦的耦合作用降低，機翼出現(xiàn)明顯失速現(xiàn)象，圖9（b）為α=25°時翼面旋渦破裂時的流線圖。

圖8 BC布局截面及空間流線圖（α=10°）Fig.8 Streamlines over clip plane and flow field of BC configuration（α=10°）

圖9 BC布局空間流線圖Fig.9 Streamlines in flow field of BC configuration

2.1.4 BSC布局的流動分析

圖10給出迎角α=10°時B、BS和BSC布局表面壓力云圖，BSC布局同時給出鴨翼渦流線圖。從BSC布局鴨翼渦形態(tài)和位置可以看出，在機翼前面部分，BSC布局中的鴨翼渦位于邊條外側(cè)，邊條幾乎全部位于鴨翼渦的下洗區(qū)域，因而邊條渦的發(fā)展受到很強的抑制作用。當(dāng)鴨翼渦發(fā)展到機翼時，鴨翼渦位于機翼前緣渦內(nèi)側(cè)，對機翼前緣渦產(chǎn)生上洗，增加旋渦的能量，但由于鴨翼渦對機翼前緣渦有一個外推作用，使得機翼前緣渦控制的區(qū)域較小，因而BSC布局中機翼的升力系數(shù)比單獨機翼的升力系數(shù)小。從圖10可以看到，在BSC布局中邊條的壓力明顯高于BS布局中邊條壓力，這是由鴨翼渦下洗作用造成。從圖中還可以看到，BSC布局中機翼上表面的低壓區(qū)比單獨機翼要少一些，這是由于鴨翼渦外推機翼前緣渦，使得機翼前緣渦在機翼上表面控制的區(qū)域減少。隨著迎角增大，邊條渦與機翼前緣渦逐漸增強，并相互卷并，卷并后旋渦的能量增強，鴨翼渦對卷并后旋渦的上洗作用逐漸占主導(dǎo)地位，一方面增強了旋渦的能量，提高了機翼的升力系數(shù)，另一方面使得旋渦變得更加穩(wěn)定，延遲了旋渦破裂。

圖11為BSC布局表面壓力云圖和空間流線圖。從圖11中可以看到，旋渦向機翼前緣破裂速度變得緩慢，迎角從25°增加到30°，旋渦破裂點還保持在機翼中部，這就使得機翼可以在失速迎角前后很大的范圍保持較大的升力系數(shù)，并且變化平緩。

2.2 邊條/鴨翼對前掠翼氣動特性的影響

圖10 不同布局表面壓力云圖（α=10°）Fig.10 Surface pressure contours of different configurations（α=10°）

圖11 BSC布局表面壓力云圖和空間流線圖Fig.11 Surface pressure contours and streamlines in flow field of BSC configuration

本節(jié)和2.1節(jié)一樣，都采用平板模型進行數(shù)值模擬。針對不同的布局單獨進行數(shù)值模擬研究，先單獨計算前掠機翼的升力系數(shù)，然后分別對FC、FS和FSC布局進行數(shù)值模擬研究。

圖12給出了前掠機翼各布局升力系數(shù)的計算結(jié)果，選擇單獨前掠翼翼面積作為參考面積。和分析后掠機翼一樣，圖12（a）考慮了邊條和鴨翼的升力貢獻，而圖12（b）僅考慮前掠機翼上的升力，不計入邊條和鴨翼的升力。從圖12（a）可以看出，相對于單獨前掠機翼，F(xiàn)S、FC、FSC布局的最大升力系數(shù)都得到提高，失速迎角有所推遲，且在失速迎角附近，升力系數(shù)變化平緩，這和大多數(shù)研究結(jié)果一致。但去除邊條和鴨翼的升力貢獻，如圖12（b）所示，F(xiàn)S、FC和FSC布局中前掠機翼的升力系數(shù)低于單獨前掠機翼的升力系數(shù)，F(xiàn)SC布局只是在更大迎角時略高于單獨前掠機翼的升力系數(shù)。從這里可以看出，去除邊條和鴨翼的升力貢獻，邊條和鴨翼對前掠機翼起到不利的干擾作用。

對比圖5（b）和圖12（b）可以看出，不計邊條和鴨翼的升力貢獻，加裝邊條和鴨翼后，在大中迎角范圍，后掠機翼的升力系數(shù)都高于單獨后掠機翼，而前掠機翼在加裝邊條和鴨翼后，其升力系數(shù)基本低于單獨前掠機翼。從這可以看出，后掠機翼可以很好利用邊條渦和鴨翼渦的有利干擾，從而提高最大升力系數(shù)和失速迎角，而前掠機翼在邊條渦和鴨翼渦的利用方面明顯不如后掠翼。但對比前掠翼和后掠翼各種布局在失速時的變化曲線可以看出，前掠翼呈現(xiàn)出緩失速的特點，在失速時沒有出現(xiàn)后掠翼那樣大幅的下降，這有利于飛行的穩(wěn)定與控制。

2.2.1 單獨前掠機翼的流動分析

圖13給出了單獨前掠機翼在不同迎角下機翼前緣渦的發(fā)展變化。當(dāng)α=5°時，機翼上表面開始形成機翼前緣渦，此時旋渦能量較低；當(dāng)α=10°時，機翼前緣渦能量增強，控制區(qū)域擴大；當(dāng)α=22°時，旋渦對翼面的控制作用達(dá)到最大，升力系數(shù)達(dá)到最高點；繼續(xù)增大迎角，機翼前緣渦能量下降，對翼面的控制能力減弱并出現(xiàn)倒流，機翼進入失速狀態(tài)。

從計算結(jié)果可以看到，單獨前掠機翼比單獨后掠機翼的失速迎角更大，從圖6和圖13中機翼空間流線圖可以看到，單獨前掠機翼在α=22°時機翼前緣渦依然穩(wěn)定，但單獨后掠機翼在α=20°就已經(jīng)出現(xiàn)大規(guī)模倒流。首先可以從幾何參數(shù)分析，在保持前后掠機翼1/4弦線斜掠角相等時，雖然后掠機翼比前掠機翼的前緣斜掠角大，但前掠機翼的后緣斜掠角卻比后掠機翼的大，前掠機翼有效斜掠角更大，較大的斜掠角更有利于旋渦的穩(wěn)定；另外，從旋渦本身特點來看，后掠機翼的旋渦從翼根流向翼尖，在旋渦破裂過后，呈自由流向后發(fā)展，而前掠機翼的旋渦是由翼尖流向翼根，在對稱面處左右機翼的前緣渦相互切洗，產(chǎn)生有利干擾，使旋渦變得更加穩(wěn)定。

2.2.2 FS布局的流動分析

圖14給出了α=10°時FS布局中機翼20%翼根弦長處的截面流線圖以及空間流線圖。從圖中可以看出，在FS布局中的機翼受機翼前緣渦和邊條渦控制，兩渦相對獨立，不像BS布局的機翼前緣渦和邊條渦之間存在相互卷繞和卷并作用，兩渦不能通過耦合作用增強自身能量。相反，在FS布局中，由于邊條渦和機翼前緣渦產(chǎn)生的位置較遠(yuǎn)，且兩渦軸向成一定角度向后發(fā)展，在機翼上兩渦相互碰撞擠壓，造成能量損失，這對兩渦的發(fā)展起到不利影響。但從圖14的截面流線圖可以看出，機翼前緣渦和鴨翼渦旋轉(zhuǎn)方向相反，且兩渦外切，相互上洗，能量得到增強，使得旋渦變得穩(wěn)定，這是兩渦之間的有利干擾。

圖14 FS布局截面及空間流線圖（α=10°）Fig.14 Streamlines over clip plane and flow field of FSconfiguration（α=10°）

從計算結(jié)果來看，F(xiàn)S布局中機翼的失速迎角為25°，且升力系數(shù)在失速迎角附近變化平緩。圖15給出了FS布局在失速迎角附近旋渦的發(fā)展變化。從圖中可以看到，在迎角為23°時，機翼前緣渦中心已出現(xiàn)倒流，但由于受到邊條渦的上洗作用，機翼前緣渦外側(cè)氣流能量得到增強，所以旋渦并沒有迅速破裂，沒有造成升力系數(shù)下降。另外，邊條渦在此時依然保持穩(wěn)定，其控制著機翼翼根上翼面流動，也使得機翼升力系數(shù)保持穩(wěn)定。當(dāng)迎角達(dá)到25°時，旋渦對翼面的控制作用達(dá)到最強，升力系數(shù)達(dá)到最高點。繼續(xù)增大迎角，機翼前緣渦和邊條渦開始破裂，機翼升力系數(shù)逐漸下降。

對比BS和FS兩種布局可以看到，盡管FS布局在大迎角附近具有緩失速的特點，但其機翼前緣渦與邊條渦不能相互耦合增強，無法像BS布局中的那樣顯著提高最大升力系數(shù)。對于BS布局，去除邊條升力貢獻，最大升力系數(shù)提高了0.2，計入邊條升力貢獻，最大升力系數(shù)提高了0.35。對于FS布局，去除邊條升力貢獻，最大升力系數(shù)下降了0.04，計入邊條升力貢獻，最大升力系數(shù)也僅僅提高了0.06。BS布局在大迎角附近的升力系數(shù)得到顯著提升，但在耦合渦系破裂后升力系數(shù)會出現(xiàn)急劇下降。

2.2.3 FC布局的流動分析

圖16給出了α=15°時FC布局機翼20%根弦長處的截面流線圖和空間流線圖。從圖中可以看出，鴨翼渦對機翼前緣渦有一個明顯的外推作用，這使得機翼前緣渦的發(fā)展受到不利影響，對翼根的控制能力減弱，從而引起較大的升力損失，從圖12可以看出，去除鴨翼自身的升力貢獻，F(xiàn)C布局中機翼的升力系數(shù)明顯低于單獨機翼的升力系數(shù)。從截面流線圖可以看到，鴨翼渦與機翼前緣渦旋轉(zhuǎn)方向相反，兩渦相互外切，能量相互增強，這是兩渦之間的有利干擾，使得旋渦外側(cè)的氣流變得穩(wěn)定，旋渦破裂變得緩慢。

圖17給出了FC布局在失速迎角附近旋渦的發(fā)展變化圖。從圖中可以看到，當(dāng)迎角為20°時，機翼前緣渦的渦核就出現(xiàn)倒流，而單獨前掠機翼的機翼前緣渦發(fā)展良好，渦核還沒出現(xiàn)倒流。當(dāng)迎角達(dá)到22°時，鴨翼渦和機翼前緣渦渦核都出現(xiàn)倒流，但由于兩渦外側(cè)氣流相互切洗，能量有所增強，機翼升力系數(shù)在此時達(dá)到最大。繼續(xù)增大迎角，鴨翼渦和機翼前緣渦外側(cè)氣流能量降低，對翼面控制能力減弱并出現(xiàn)大規(guī)模倒流，升力系數(shù)下降。

對比BC和FC兩種布局可以看到，BC布局中的機翼前緣渦與鴨翼渦可以通過相互耦合作用，明顯提升最大升力系數(shù)，去除鴨翼升力貢獻，最大升力系數(shù)提高了0.205，計入鴨翼升力貢獻，最大升力系數(shù)提高了0.48。而FC布局中的機翼前緣渦與鴨翼渦則不能相互耦合增強，去除鴨翼升力貢獻，最大升力系數(shù)下降了0.1，計入鴨翼升力貢獻，最大升力系數(shù)提高了0.13。BS布局在大迎角附近的升力系數(shù)得到大幅提升，但在耦合效果破裂后升力系數(shù)同樣會出現(xiàn)急劇下降。

圖16 FC布局截面及空間流線圖（α=15°）Fig.16 Streamlines over clip plane and flow field of FC configuration（α=15°）

2.2.4 FSC布局的流動分析

FSC布局中機翼受到機翼前緣渦、邊條渦和鴨翼渦的控制，三渦之間的干擾較為復(fù)雜。在中小迎角時，鴨翼渦抑制了邊條渦的發(fā)展，又因為鴨翼渦和邊條渦對機翼前緣渦的外推作用，使得FSC布局中機翼的升力系數(shù)在中小迎角時較低；在大迎角下，鴨翼渦和邊條渦相互耦合，能量得到增強，旋渦變得穩(wěn)定，但增強后的旋渦對機翼前緣渦的不利干擾更加明顯，外推機翼前緣渦并使之加速破裂。圖18是α=23°時FS和FSC布局的渦系發(fā)展對比。從圖中可以看出，F(xiàn)SC布局中的機翼前緣渦向后發(fā)展受到更強的阻擋，破裂較為嚴(yán)重，F(xiàn)SC布局中的邊條渦在前面部分受到鴨翼渦的誘導(dǎo)，變得比較穩(wěn)定，邊條渦發(fā)展到后面部分，與機翼前緣渦發(fā)生碰撞，后面部分的邊條渦隨之破散。由于FSC布局中機翼上表面受機翼前緣渦和增強的邊條渦控制，雖然機翼前緣渦對機翼上表面的控制能力減弱，但鴨翼渦與邊條渦耦合之后的旋渦對翼根的控制能力得到了增強，且翼根面積的比重大，對機翼升力的影響更大，所以FSC布局在機翼前緣渦破裂時并沒有失速。由于邊條的后掠角較大，旋渦在大迎角下依然保持穩(wěn)定，又由于邊條渦受到鴨翼渦的下洗作用，邊條渦破裂速度變得減緩，所以FSC布局在迎角達(dá)到30°時才開始失速，并且升力系數(shù)在失速迎角附近變化緩慢，失速特性良好。

對比BSC布局和FSC布局可以看到，在BSC布局中，鴨翼渦、邊條渦和機翼前緣渦三渦可以相互耦合增強，顯著提高大迎角時的升力系數(shù)和失速迎角，去除鴨翼與邊條升力貢獻，最大升力系數(shù)提高了0.3，計入鴨翼與邊條升力貢獻，最大升力系數(shù)提高了0.6。而且與BS和BC兩種布局相比，BSC布局失速后的升力下降速度也明顯變緩，失速特性得到優(yōu)化。而在FSC布局中，鴨翼渦和邊條渦能夠相互耦合增強，但兩者與機翼前緣渦卻相互碰撞、擠壓，阻礙了自身渦系的發(fā)展，無法像BSC布局那樣通過三渦相互耦合增強帶來明顯的升力提高，去除鴨翼與邊條升力貢獻，最大升力系數(shù)仍略有降低，計入鴨翼與邊條升力貢獻，最大升力系數(shù)提高了0.2。

圖18 FS和FSC布局空間流線圖（α=23°）Fig.18 Streamlines in flow field of FSand FSC configurations（α=23°）

3 結(jié) 論

1）在前掠機翼加裝邊條和鴨翼形成的布局中，盡管各布局的升力系數(shù)在失速迎角附近變化緩慢，具有緩失速特性，但前掠翼各布局中的機翼前緣渦不能與邊條渦和鴨翼渦相互耦合增強，反而受到兩渦的不利干擾，大迎角時升力系數(shù)明顯低于相應(yīng)的后掠翼布局。

2）在后掠機翼加裝邊條和鴨翼形成的布局中，渦系之間通過卷繞和卷并作用，旋渦相互耦合增強，可以提高布局的最大升力系數(shù)，并且推遲失速迎角，同時加裝邊條和鴨翼的BSC布局效果最為明顯。

3）大迎角時具備較大的升力系數(shù)能夠顯著提升飛機的機動性，這是飛機氣動布局設(shè)計時重要的考量指標(biāo)。后掠翼布局可以有效利用非線性升力以提高大迎角時的升力系數(shù)和失速迎角，而前掠翼由于其特殊的流動特點，其機翼前緣渦無法有效耦合于鴨翼渦和邊條渦，因而在大迎角時的升力系數(shù)較低，這極大地制約了前掠翼氣動布局設(shè)計在航空領(lǐng)域的廣泛運用。