陳憲，陳誠，黃江濤，鐘世東，何成軍

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心空天技術(shù)研究所，綿陽621000）

0 引言

在飛行器的降落過程中，若進場速度過高，容易導(dǎo)致安全事故，會對飛行器結(jié)構(gòu)造成破壞。為了降低飛行器著陸過程中的進場速度，增加安全性，通常需要在飛行器上安裝增升裝置。D.S.Yann 等、陳曦、張同鑫等分別研究了安裝腹部襟翼后飛行器氣動特性的變化，結(jié)果表明，腹部襟翼能夠在飛行器起降過程中有效增加飛行器升力。當腹部襟翼打開時，其前方氣流速度減小，壓力升高，從而提高了飛行器整體升力系數(shù)，因此能夠在飛行器降落階段有效降低進場速度。然而，上述研究在有關(guān)腹部襟翼的數(shù)值模擬或者風洞試驗中，僅將腹部襟翼簡化為飛行器下表面的一塊平板，這與工程實際還有比較大的差距。之后，陳憲等根據(jù)工程應(yīng)用實際，將腹部襟翼設(shè)計為一種可繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)的舵面。然而，這種腹部襟翼收起時，飛行器下表面仍然存在較大縫隙，并且鉸鏈等裝置會導(dǎo)致機體下表面存在不光滑凸起，從而破壞飛行器的隱身性能。隱身性能是飛行器的重要指標，甚至直接關(guān)系到飛行器在戰(zhàn)場的生存能力。

綜上所述，當腹部襟翼打開時，其后方區(qū)域氣流將出現(xiàn)嚴重的分離現(xiàn)象，一方面將在一定程度上減弱增升效果，另一方面也將導(dǎo)致俯仰力矩隨著腹部襟翼偏轉(zhuǎn)出現(xiàn)非線性變化，從而為配平帶來更大壓力。此外，相對于常規(guī)布局，飛翼布局飛行器操縱面主要分布于機翼后緣，力臂較短，因此配平附加力矩需要付出更大的升力損失。若腹部襟翼能夠提供線性變化的力矩增量，則能夠改善縱向操縱性能。

本文以某飛翼布局飛行器為初始外形，對可伸縮腹部襟翼進行初步設(shè)計，分析可伸縮腹部襟翼對飛行器氣動力的影響規(guī)律，以期為工程實用化提供參考。

1 可伸縮腹部襟翼初步設(shè)計

根據(jù)項目組前期的研究結(jié)果，腹部襟翼的弦向安裝位置對于腹部襟翼的增升效果具有重要影響，并且當腹部襟翼位于重心后40%平均氣動弦長（C）時，在大迎角狀態(tài)下仍具有良好的增升效果。因此，本文將腹部襟翼安裝在重心后40%C位置上。

腹部襟翼的高度和寬度對其增升效果也有一定影響，腹部襟翼高度越高，寬度越寬，其增升效果越好。然而，當腹部襟翼寬度大于中央體時，飛翼布局飛行器后緣的升降舵將處于分離氣流中，從而舵效受到較大影響，因此，本文腹部襟翼的寬度與飛翼布局飛行器中央體一致。同時，為了保證降落安全，腹部襟翼高度主要受到起落架高度以及擦地角的限制，即當飛行器起落架主輪著地時，腹部襟翼在完全伸展狀態(tài)下不能擦地。

可伸縮腹部襟翼的示意圖如圖1 所示，可以看出：可伸縮腹部襟翼由若干片山字形舵片組成，山字形舵片之間由三個垂直向下多段伸縮桿共同連接，且上一個山字形舵片可以完全插入下一個山字形舵片。

圖1 可伸縮腹部襟翼示意圖Fig.1 Diagrams of the retractable belly flap

多段伸縮桿底部裝有作動器，可驅(qū)動多段伸縮桿的伸展和縮收。腹部襟翼伸展狀態(tài)如圖1（a）所示，此時山字形舵片相互分開，舵片之間出現(xiàn)縫隙。若伸縮桿收縮，山字形舵片之間的縫隙寬度將不斷減小，直至完全消失，此時腹部襟翼完全收起，高度變?yōu)橥耆煺範顟B(tài)的一半（如圖1（b）所示）。完全收起狀態(tài)的腹部襟翼可通過伸縮桿收縮進一步縮入飛行器腹部內(nèi)部（如圖1（c）所示）。若將山字形舵片頂部設(shè)計為完全與飛行器下表面重合，則當腹部襟翼縮入機身時，飛行器腹部幾乎無縫隙，從而保證了飛行器整體的隱身性能不被破壞。

由于可伸縮腹部襟翼山字形舵片分布方式直接影響了其板面縫隙大小，并且在腹部襟翼伸展或收起過程中，舵片間縫隙寬度和腹部襟翼高度都在不斷變小，這些過程都將導(dǎo)致氣動力的變化。與可伸縮腹部襟翼相關(guān)的氣動力變化規(guī)律對設(shè)計具有重要的指導(dǎo)作用，因而需要進一步研究。

2 計算狀態(tài)與模型

本文數(shù)值模擬采用基于有限體積法的三維非結(jié)構(gòu)求解器PMB3D，該求解器由中國空氣動力研究與發(fā)展中心開發(fā)，控制方程為非定?？蓧嚎sRANS（Reynolds-Averaged Navier-Stokes）方程，湍流模型選擇的是SA 模型。

非定?？蓧嚎sRANS 方程的守恒積分形式如式（1）所示。

式中：為時間量；為控制體體積；為控制體表面積；為守恒變量；為無黏通量和黏性通量之和；為控制體表面的外法向單位矢量。

所用的飛翼布局飛行器模型幾何參數(shù)如表1所示。數(shù)值模擬采用由pointwise 軟件生成的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，半模模型的網(wǎng)格劃分如圖2 所示。網(wǎng)格總量約為2 000 萬網(wǎng)格單元，網(wǎng)格第一層距離為1×10m，計算迎角為-4°~18°，為0.2，高度取海平面高度。

表1 模型幾何參數(shù)Table 1 Geometry parameters of the model

圖2 半模模型的網(wǎng)格劃分Fig.2 Grid of the half model

為了驗證模型的可靠性，對飛翼布局腹部襟翼完全縮入機身的狀態(tài)（即干凈構(gòu)型狀態(tài)）進行計算，并將計算結(jié)果與FL-17 風洞測力試驗所得氣動力系數(shù)進行對比，結(jié)果如圖3 所示，可以看出：數(shù)值計算所得的升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)與風洞測力試驗結(jié)果吻合良好，表明所采用的數(shù)值計算方法可靠。因此，本文采用數(shù)值方法研究可伸縮腹部襟翼對飛翼布局飛行器氣動特性的影響。

圖3 數(shù)值計算結(jié)果與風洞測力試驗結(jié)果的對比Fig.3 Comparison between simulation and experimental data

3 結(jié)果與分析

3.1 縫隙分布方式選型

可伸縮腹部襟翼山字形舵片與縫隙的兩種分布方式如圖4（a）和圖4（b）所示。圖4（a）有四片舵片，當腹部襟翼完全伸展時，板面上出現(xiàn)四個縫隙，縫隙和舵片的寬度都為0.010 75 m；圖4（b）有三片舵片，當腹部襟翼完全伸展時，板面上出現(xiàn)三個縫隙，縫隙寬度為0.014 33 m，舵片寬度為0.010 75 m。此外，為進行對比，設(shè)計無縫隙的腹部襟翼，高度和寬度與可伸縮腹部襟翼完全伸展時一致，如圖4（c）所示。

“呀！太對了，大爺。想從思想上幫助別人，還須自身有能力啊！”楊力生聽罷，禁不住在大腿上拍了一下，同時喊出聲來。他如撥云霧見到了青天那樣豁然開朗了。于是，他立即站起身，連連向老人鞠躬，“這下子我徹底明白了，大爺，多謝您老人家指點之恩……”

圖4 三種腹部襟翼示意圖Fig.4 Three kinds of belly flaps

對這三種構(gòu)型的氣動力進行數(shù)值計算，并將所得結(jié)果分別與干凈構(gòu)型氣動力作差，所得的氣動力系數(shù)增量隨迎角的變化如圖5 所示，可以看出：兩種有舵片構(gòu)型的升力系數(shù)增量均大于無縫隙構(gòu)型；相對于三片舵片構(gòu)型，四片舵片構(gòu)型的升力系數(shù)增量較大，并且阻力系數(shù)增量也較大；有舵片構(gòu)型造成的附加俯仰力矩系數(shù)相近，并且都小于無縫隙構(gòu)型；當迎角達到15°時，升力系數(shù)增量開始突然減小，并且在16°之后又有增加趨勢，阻力系數(shù)增量以及俯仰力矩系數(shù)增量也在15°附近發(fā)生了突變。

圖5 三種構(gòu)型所對應(yīng)氣動力增量隨迎角的變化Fig.5 Variations of aerodynamic force increments with angle of attack for three models

干凈構(gòu)型全機升力系數(shù)在16°附近開始出現(xiàn)非線性變化，而當迎角小于16°時，升力系數(shù)隨迎角基本呈線性變化趨勢。氣動力增量在15°左右發(fā)生突變的原因可能是由于裝有腹部襟翼構(gòu)型相比于干凈構(gòu)型在更小的迎角下發(fā)生了失速，這與文獻［12］的結(jié)果相似。但對于本文所設(shè)計的腹部襟翼，加裝腹部襟翼構(gòu)型與干凈構(gòu)型的失速迎角相差較小。

迎角為4°時，=0.05 m 剖面的壓力系數(shù)云圖和流線分布如圖6 所示，其中“?”表示重心所在位置，可以看出：當飛行器下方腹部襟翼伸展時，其前方區(qū)域氣流被阻擋，從而壓力上升，使得飛翼布局飛行器升力增加；與此同時，在腹部襟翼后方，氣流發(fā)生分離，氣壓下降。若是腹部襟翼板面上存在縫隙，分離現(xiàn)象有所減輕，壓力下降現(xiàn)象相對于腹部襟翼板面上無縫隙的構(gòu)型有所緩解。

圖6 迎角為4°時，y=0.05 m 剖面壓力系數(shù)云圖和流線Fig.6 Pressure coefficient contours and streamlines on the profile ofy=0.05 m，α=4°

為更進一步研究不同類型腹部襟翼對飛行器下表面壓力分布的影響，分別選取了=-0.05 m以及=-0.15 m 兩個占位剖面，表面壓力分布如圖7 所示，其中“?”為重心所在位置。

圖7 迎角為4°時，不同構(gòu)型站位剖面壓力系數(shù)分布Fig.7 Pressure coefficient distributions of station profiles for different models，α=4°

從圖7 可以看出：當腹部襟翼伸展時，機身上下表面壓力差增大，提升了飛行器升力。若腹部襟翼板面上無縫隙，其后方壓力減小，出現(xiàn)負升力，從而減弱了增升效果；而若腹部襟翼上有縫隙，其后方上下表面壓力相差較小，增升效果幾乎沒有損失。對比三片舵片和四片舵片兩種構(gòu)型，盡管縫隙總面積相同，但四片舵片構(gòu)型腹部襟翼前壓力更高。當腹部襟翼板面上舵片與縫隙均勻分布時，增壓效果更好，從而可以獲得更好的增升效果。因此，本文選取增升效果更好的四片舵片構(gòu)型作為研究對象。若腹部襟翼上無縫隙，俯仰力矩主要由腹部襟翼前方重心前、重心后以及腹部襟翼后三處升力決定；而若腹部襟翼上存在縫隙，腹部襟翼后方的升力增量幾乎不起作用。

3.2 腹部襟翼不同收起狀態(tài)氣動特性分析

為研究可伸縮腹部襟翼收起過程中，不同收起狀態(tài)對全機氣動特性的影響，構(gòu)造四種收起狀態(tài)，分別為腹部襟翼收起1/4、2/4、3/4 以及完全收起，如圖8 所示。

圖8 腹部襟翼四種構(gòu)型示意圖Fig.8 Four configurations of belly flap

表2 四種構(gòu)型的幾何參數(shù)Table 2 Geometry parameters of four configurations

為了進一步研究不同收起狀態(tài)下舵片之間的縫隙對全機氣動特性的影響，構(gòu)造與每種收縮狀態(tài)高度相等的無縫隙腹部襟翼。利用數(shù)值方法計算這些構(gòu)型的氣動力，結(jié)果如圖9 所示。

圖9 腹部襟翼不同收起狀態(tài)對應(yīng)氣動力增量隨迎角變化Fig.9 Variations of aerodynamic force increments with angle of attack for different belly flap states

從圖9 可以看出：對于每一種收起狀態(tài)，可伸縮腹部襟翼所帶來的升力系數(shù)增量都比相對應(yīng)的無縫隙腹部襟翼大，而阻力系數(shù)增量較小。通過對比腹部襟翼的不同收起狀態(tài)，隨著腹部襟翼高度的改變，裝有可伸縮腹部襟翼構(gòu)型的俯仰力矩系數(shù)增量基本呈準線性變化趨勢，而裝有無縫隙腹部襟翼構(gòu)型的俯仰力矩系數(shù)增量改變較小，并且呈非線性變化趨勢。

可伸縮腹部襟翼不同站位剖面壓力系數(shù)分布如圖10 所示，其中“?”為重心所在位置。

圖10 迎角為4°時，不同收起狀態(tài)的站位剖面壓力系數(shù)分布Fig.10 Pressure coefficient distributions of station profiles for different states，α=4°

從圖10 可以看出：隨著可伸縮腹部襟翼逐漸收起，腹部襟翼后方飛行器腹部表面壓力逐漸減小，形成了負升力；而腹部襟翼前方壓力幾乎無變化，因此俯仰力矩系數(shù)逐漸增大。由此可見，可伸縮腹部襟翼不僅可以用于增升，還有用于調(diào)整俯仰力矩的可能性。

4 結(jié)論

（1）飛翼布局飛行器可伸縮腹部襟翼能夠有效降低腹部襟翼后方的氣流分離，增加了飛行器下表面的壓力，比等高等寬的無縫隙腹部襟翼具有更好的增升效果。

（2）可伸縮腹部襟翼增升效果與縫隙的分布有關(guān)，在腹部襟翼完全伸展狀態(tài)下，縫隙與山字形舵片寬度相同時，增升效果最好。

（3）通過對比可伸縮腹部襟翼的不同收起狀態(tài)，隨著腹部襟翼高度減小，俯仰力矩呈現(xiàn)出準線性變化趨勢。因此，可伸縮腹部襟翼具有用于改善全機的俯仰力矩特性的可能性。