朱百六

中航通飛華南飛機工業(yè)有限公司，中國·廣東 珠海 519040

1 引言

氣動外形設計的目的是設計最合理的氣動外形，使飛機在給定的約束條件下獲得最優(yōu)良的氣動性能。提高氣動性能的基本要求是減小阻力、增加升力和提高升阻比。

在流場中，飛機的各部件存在著相互干擾。干擾會產生復雜的三維分離和漩渦，使得干擾區(qū)的流動特性惡化，造成阻力增加、低頻振蕩等，嚴重者還會帶來結構上的危害。翼身干擾問題由來已久，翼根整流為最普遍的解決方法，除了翼身融合的形式外，現(xiàn)代的飛機設計過程中，翼根整流設計已成為一個必不可少的環(huán)節(jié)。隨著CFD 和試驗技術的日益成熟，飛機氣動外形設計更趨于精細化，對翼根整流罩而言，其外形的設計對飛機氣動特性影響很大，因此對翼根整流罩進行具體的分析研究很有現(xiàn)實意義[1]。

翼根整流罩的外形因機翼、機身的相對位置不同而各異，論文針對下單翼布局飛機，討論飛機翼根整流罩的設計思路。

2 理論分析

翼身干擾區(qū)渦系形成的物理原因是機翼根部產生的逆壓梯度和繞根部的橫向流動形成的三維分離，進而在邊界層中形成具有不同數(shù)目的渦系以及在一定條件下從定常渦系變?yōu)榉嵌ǔu系或轉化成湍流。

機翼后掠角、迎角及雷諾數(shù)對干擾區(qū)流動特性有很大的影響，其影響的實質是改變了縱向逆壓梯度和沿橫向的阻滯程度。

用面積很小的邊條可以改善翼身干擾區(qū)的流動特性，其主要原因是大大地降低了原機翼前緣所形成的逆壓梯度，從而可以使干擾區(qū)的漩渦減弱以致消失。但這種方法對于提高渦從定常變?yōu)榉嵌ǔ５呐R界迎角作用不明顯[2]。

3 整流罩減阻原理

從流動原理來看，翼身相接處的流動有四個同等重要的效應：位移效應、升力效應、不對稱效應和黏性效應[3]。位移效應由于機翼和機身的相貫線有往翼展方向凹或凸的曲率而產生，氣流流過時沿相貫線有相同的凹凸趨勢，氣流速度的大小和方向均發(fā)生變化。升力效應指當機身迎角大于0°時，機身上氣流產生繞機身橫截面的流動，對翼根局部迎角有上洗作用，增大了局部迎角。不對稱效應與機翼翼型、機身橫截面形狀、機翼和機身的相對位置有關。機翼的上、下翼面分別與機身相交所形成交線的形狀、曲率不同，造成氣流在上、下翼面的變化不同而形成不對稱效應。黏性效應體現(xiàn)在兩個方面：一是機身附面層由于機翼的阻擋而不能持續(xù)增長，在機翼前緣之前產生分離；二是翼身相交處的附面層相互堆積導致氣流極易分離[4]。

對下單翼布局的飛機，著重考慮位移效應和黏性效應的影響。下單翼上翼面與機身的相貫線為向外凸的曲線，自由來流相當于通過了一個先收縮后擴張的通道，當?shù)貕毫Ψ植急桓淖?。自由流為亞音速時，在流過翼根上翼面時被加速，上翼面壓力系數(shù)降低，增加機翼升力。在設計整流罩時，將機翼上翼面和機身用豎直平面連接形成側墻，側墻與機翼機身的交線并無展向彎曲，不會引起位移效應。針對黏性效應的影響，將翼根前緣和機身用與機翼下翼面相切的斜置平面相連接，使得機翼機身在機翼前緣處平滑過渡，可以消除因機身附面層不能持續(xù)增長而產生的氣流分離，從而大大減小阻力。整流罩的側墻因為與機翼、機身的交角大于或等于90°，該角度遠大于翼身的直接交角銳角，附面層的相互堆積情況將有很大改善，對減小阻力有利。

4 風洞測力試驗

論文以圖1 顯示的某型公務機為例，通過測力試驗來分析翼身整流罩的設計方案。測力試驗在中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所FL12 風洞中完成。

圖1 某型公務機外形

通過分析公務機流譜觀測試驗的結果發(fā)現(xiàn)，在沒有翼身整流罩的情況下，機翼和機身結合部位的附面層在攻角6度左右就開始產生分離，分離區(qū)域按照從機翼后緣向前緣，從翼根向翼尖的模式向外擴散。附面層過早分離會減小升力線斜率，從而會降低最大升力系數(shù)。

某型公務機氣動力特性的改善措施之一就是增加翼身整流罩。在試驗過程中我們發(fā)現(xiàn)，翼身整流罩對飛機的氣動性能影響非常大，并且整流罩前緣對氣動性能影響最大，整流罩后緣對氣動性能有較小影響。

圖2 顯示的是優(yōu)化整流罩前緣的幾種方案的草圖，整流罩前緣的寬度設為固定的280mm，其長度分別為180mm、360mm 和480mm，相對應的整流罩分別稱為M1、M3 和M4。

5 數(shù)據(jù)分析

圖3 和圖4 分別顯示了某型公務機在著陸構型（襟翼偏角為38 度）的升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線。從圖3 可以看出，當翼身交接處不做整理處理時，飛機機翼附面層在迎角6 度左右開始出現(xiàn)明顯分離，導致升力線斜率明顯下降，最大升力系數(shù)不足2.0。增加翼身整流罩后，飛機失速迎角明顯推遲，升力曲線線性段大幅增加，最大升力系數(shù)明顯增加。

從圖3 的升力曲線對比還可以看出，整流罩長度最長的M4 方案最優(yōu)，最大升力系數(shù)超過了2.3，較長的邊條可以顯著改善翼身干擾區(qū)的流動特性，大大地降低了原機翼前緣所形成的逆壓梯度，使干擾區(qū)的漩渦減弱以致消失，從而可以延緩翼根部位的附面層分離。

從圖4 的阻力曲線可以看出，未做翼身整流的飛機阻力明顯較大，在翼身交接處進行整流后大大地降低了原機翼前緣所形成的逆壓梯度，使飛機壓差阻力明顯降低。

圖4 阻力系數(shù)比較

6 結語

論文以某型公務機為例，通過風洞測力試驗研究了翼身整流罩對飛機氣動力特性的影響，通過數(shù)據(jù)分析表明，翼身交接處不做整流處理時，機翼和機身的交角為銳角，機翼附面層和機身附面層在翼身交界處相互堆積，導致機翼根部過早出現(xiàn)分離，進而導致飛機最大升力明顯減小和阻力增加。

翼身交接處進行整流處理后，大大地降低了原機翼前緣所形成的逆壓梯度，延緩翼根部位的附面層分離，使飛機的升力和阻力特性明顯好轉，較長的整流罩對改善飛機氣動力特性更有利。