陳憲，陳誠，黃江濤，陳其盛，余龍舟，鐘世東

中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000

飛翼布局具有外形隱身性能好、阻力小、高升阻比、結(jié)構(gòu)效率高等優(yōu)點，是理想的飛行器布局形式。然而，由于飛翼布局取消了平尾、立尾，其縱向操縱依賴于機翼后緣的副翼完成，導(dǎo)致縱向操縱力臂較短。若獲得與常規(guī)布局等效的俯仰操縱效果，則需要付出更大升力損失的代價。為了改善飛翼布局這種缺陷，目前國內(nèi)外不少研究者采用腹部襟翼增加其可用升力系數(shù)以及改善縱向操縱性能。腹部襟翼主要通過改變飛行器下表面的流場分布實現(xiàn)對整體氣動力特性的改變。當腹部襟翼下偏時，其前方區(qū)域氣流速度減小，壓力升高；而其后方區(qū)域氣流發(fā)生分離，壓力減小。通過調(diào)整腹部襟翼與重心的相對位置，可以使飛行器同時獲得升力和抬頭力矩增量。此外，腹部襟翼的偏角、板面實度、板面高度及板面寬度等參數(shù)對增升效果以及俯仰力矩改變量也有一定影響。然而，前人的研究中，一般將腹部襟翼簡化為一塊平板，并且所采用的飛翼布局飛行器下表面基本比較平坦；而在工程實際中，飛翼布局飛行器下表面一般為曲面。相對于平坦表面，在曲面腹部上，襟翼安裝位置與偏轉(zhuǎn)角度對氣動力的影響將更加復(fù)雜。

由于腹部襟翼打開將造成其后方的氣流發(fā)生分離，從而可能導(dǎo)致位于飛翼布局飛行器后緣操縱面的舵效下降以及線性度變差等問題。此外，腹部襟翼主要在飛行器起飛著陸過程中使用，此時地面效應(yīng)較為明顯。而腹部襟翼打開將改變飛行器下表面的流場分布，從而進一步影響飛行器的氣動特性。因此，在腹部襟翼設(shè)計過程中，必須考慮腹部襟翼對升降舵舵效以及地面效應(yīng)的影響，以保證腹部襟翼打開狀態(tài)下飛行器起降過程的安全性。然而，目前有關(guān)腹部襟翼對升降舵舵效以及地面效應(yīng)影響的研究還比較少見。

本文以某飛翼布局飛行器為初始外形，將腹部襟翼設(shè)計為在飛翼布局腹部表面的一塊繞轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)的舵面，當腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角為0°時，腹部襟翼貼合飛行器腹部；并且考慮舵機性能的限制，將腹部襟翼最大偏角取為75°。在此基礎(chǔ)上，研究曲面表面機身條件下，腹部襟翼弦向安裝位置和偏轉(zhuǎn)角度對全機氣動力的影響規(guī)律，以及腹部襟翼偏轉(zhuǎn)后對升降舵舵效以及地面效應(yīng)的影響，力求加深對飛翼布局飛行器腹部襟翼影響流場機制的理解，并為工程實用化提供有益參考。

1 計算方法驗證

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，該求解器為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為

(1)

式中：為時間量；表示控制體體積；表示控制體表面積；為守恒變量；為通過表面的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。

為驗證算法的可靠性，采用該方法對模型進行數(shù)值模擬研究，并與中國空氣動力研究與發(fā)展中心FL-17風(fēng)洞測力試驗數(shù)據(jù)進行對比。飛翼布局飛行器模型具體參數(shù)如表1所示。采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行計算，半模網(wǎng)格總量為1 000萬，網(wǎng)格第1層距離為1×10m，模型表面網(wǎng)格以及對稱面部分網(wǎng)格如圖1所示，圖中綠色部件為升降舵。低速計算狀態(tài)與風(fēng)洞試驗狀態(tài)一致，計算迎角為-4°～18°，馬赫數(shù)=0.2，高度取為海平面高度。

圖2為計算和風(fēng)洞測力試驗所得模型升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)的對比。由圖可見，計算得到的氣動力系數(shù)與風(fēng)洞試驗結(jié)果吻合良好，表明本文計算方法可靠。

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

圖1 半模模型的網(wǎng)格Fig.1 Grid of half model

圖2 計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比Fig.2 Comparison between simulation and experimental data

2 結(jié)果與分析

2.1 腹部襟翼弦向安裝位置選型

腹部襟翼一般安裝在重心之后，為了避免與起落架之間相互干涉，并且保證機腹中有足夠空間安裝腹部襟翼舵機，將重心后20%～50%之間的區(qū)域作為腹部襟翼安裝區(qū)域。為了研究腹部襟翼弦向安裝位置對全機氣動力的影響，選取重心后20%、30%、40%和50%4處作為腹部襟翼安裝位置，結(jié)果如圖3所示。腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角均取為75°。對這4種構(gòu)型的氣動力進行計算，其氣動力結(jié)果相對于腹部襟翼關(guān)閉時的增量Δ、Δ、Δ如圖4所示。

由圖4(a)可見，當腹部襟翼位于重心后20%時，升力系數(shù)增量隨著迎角的增大迅速減小。例如，在迎角由0°增大至16°的過程中，升力系數(shù)增量由0.11降低為0。腹部襟翼位于重心后30%與重心后20%的情況相似。而當腹部襟翼位于重心后40%和50%時，升力系數(shù)增量隨著迎角增大緩慢下降，在大迎角時還能夠維持較大的正值。隨著腹部襟翼安裝位置靠后，阻力系數(shù)增量逐漸增大；若安裝位置不變，迎角增大時，重心后20%初腹部襟翼帶來的阻力系數(shù)增量逐漸減小，而其他3處阻力系數(shù)增量逐漸增大(圖4(b))。由圖4(c)可見，當腹部襟翼位于重心后40%時，俯仰力矩系數(shù)增量在0附近變化，表明腹部襟翼在此位置時對全機的俯仰力矩特性影響較小。當腹部襟翼位于重心后30%時，俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化略大于重心后40%的情況。當腹部襟翼位于重心后20%和50%時，分別產(chǎn)生較大的抬頭力矩和低頭力矩，可能造成飛行出現(xiàn)危險。此外當腹部襟翼打開時，隨著迎角增大，腹部襟翼后方的氣流分離加劇，從而導(dǎo)致增升效果下降、抬頭力矩大大增加，這種現(xiàn)象隨著腹部襟翼安裝位置的前移而愈加明顯。因此，在此類曲面表面機腹加裝腹部襟翼后氣動力變化特征相比于平坦機腹更加復(fù)雜。

圖3 腹部襟翼弦向安裝位置示意圖Fig.3 Diagram of belly-flap chordwise locations

圖4 腹部襟翼不同位置對應(yīng)氣動力增量隨迎角的變化Fig.4 Variations of aerodynamic force increments with angle of attack for different belly-flap locations

圖5為兩組腹部襟翼不同組合對全機氣動力影響的情況。由圖5(a)可見，當迎角小于10°時，腹部襟翼組合的增升效果不如一組腹部襟翼。腹部襟翼組合造成的更大阻力系數(shù)增量以及俯仰力矩系數(shù)增量(圖5(b)和圖5(c))。

為進一步研究腹部襟翼組合對氣動力的影響，分析了迎角為5°時，=0.07 m剖面的壓力系數(shù)云圖和流場情況，結(jié)果如圖6所示。由圖可見，腹部襟翼組合中的兩組腹部襟翼之間存在嚴重干擾，導(dǎo)致腹部襟翼后方壓力相比于只有一組腹部襟翼時更低，從而降低了增升效果，增大了阻力。由于飛行器后方壓力下降，因此飛行器抬頭力矩增加，從而俯仰力矩系數(shù)增量增大。表明，若安裝多組腹部襟翼，則需要更大的空間以避免腹部襟翼之間的相互干擾。對于本文飛行器而言，安裝一組腹部襟翼即能獲得較好的增升效果。

圖5 腹部襟翼不同組合對應(yīng)氣動力增量隨迎角的變化Fig.5 Variations of aerodynamic force increments with angle of attack for different belly-flap combinations

圖6 迎角為5°時y=0.07 m剖面壓力云圖和流線(不同腹部襟翼組合)Fig.6 Pressure contours and streamlines on profile of y=0.07 m，α=5°(different belly-flap configuration)

2.2 腹部襟翼偏度選型

圖7給出4個安裝位置上腹部襟翼偏轉(zhuǎn)示意圖，每個位置上的腹部襟翼均包含5個典型角度，分別為15°、30°、45°、60°和75°。

以腹部襟翼關(guān)閉狀態(tài)作為基準，計算當腹部襟翼位于重心后40%平均氣動弦長時，5個典型角度對應(yīng)的氣動力增量，結(jié)果如圖8所示。由圖可見，5個典型角度下，氣動力系數(shù)增量隨迎角的變化趨勢基本相似。迎角保持不變時，隨著腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角度的增大，升力系數(shù)和阻力系數(shù)增量呈現(xiàn)出準線性增大趨勢；而俯仰力矩系數(shù)增量呈現(xiàn)出非單調(diào)變化。

圖9為迎角為5°時，腹部襟翼不同位置對應(yīng)氣動力增量隨偏轉(zhuǎn)角度的變化。由圖9(a)可見，在不同安裝位置上，升力系數(shù)增量隨腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角度增大都呈現(xiàn)出準線性增長，并且增長趨勢相似。阻力系數(shù)隨腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角度增大也呈現(xiàn)出準線性增長，并且不同位置的增長趨勢相似(圖9(b))。由圖9(c)可見，在重心后20%和30%處，俯仰力矩系數(shù)增量隨著腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角度增大而增大；在重心后40%和50%處，俯仰力矩系數(shù)增量隨著腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角度增大而減小。

圖7 腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角度示意圖Fig.7 Diagram of belly-flap deflection angles

圖8 腹部襟翼不同偏角對應(yīng)氣動力增量隨迎角的變化Fig.8 Variations of aerodynamic force increments with angle of attack for different belly-flap deflection angles

圖9 迎角為5°時腹部襟翼不同位置對應(yīng)氣動力增量隨偏轉(zhuǎn)角度的變化Fig.9 Variations of aerodynamic force increments with angle of deflection for different belly-flap positions when α=5°

圖10給出迎角為5°時，=0.07 m剖面的壓力云圖和流線圖。由圖可見，隨著腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角度增大，腹部襟翼前方壓力逐漸上升，并且向下氣流逐漸加強；而后方氣流分離加劇，壓力降低。因此，隨著角度增大，腹部襟翼前方壓力上升引起的升力系數(shù)增量逐漸被腹部襟翼后分離氣流引起的負面效應(yīng)抵消，從而升力增加逐漸減慢。而與此同時，隨著腹部襟翼前后壓差逐漸增大，阻力也逐漸增大。對于俯仰力矩來說，隨著腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角度不斷增大，一方面，由于腹部襟翼前至重心后的壓力不斷增強，并且腹部襟翼前向下氣流增強，造成飛行器的低頭力矩增量不斷加強；另一方面，重心前的壓力也在持續(xù)增強，并且腹部襟翼后方的壓力逐漸下降，導(dǎo)致飛行器抬頭力矩增量不斷增強。在兩種相反的作用機制下，飛行器整體力矩特性呈現(xiàn)非單調(diào)變化特征，而最終力矩特性取決于腹部襟翼與重心的相對位置。通過以上分析，綜合考慮增升效果以及力矩變化可控性，選取重心后40%作為最終構(gòu)型。

2.3 腹部襟翼對升降舵舵效的影響

當腹部襟翼的安裝位置為重心后40%時，氣動力增量隨迎角變化緩慢(圖4)，選取5°作為升降舵效研究的參考迎角。以升降舵向下偏轉(zhuǎn)為正，分別取升降舵偏角為-30°、-15°、0°、15°、30°，計算腹部襟翼打開和關(guān)閉狀態(tài)下每個升降舵偏角對應(yīng)的氣動力，并以升降舵偏角為0°作為基準給出氣動力增量隨舵偏角的變化情況，如圖11所示。由圖可見，在5°迎角時，腹部襟翼無論是打開還是關(guān)閉狀態(tài)，氣動力增量均隨著升降舵偏轉(zhuǎn)呈準線性變化趨勢。計算結(jié)果表明，當腹部襟翼打開時，升力系數(shù)對升降舵偏角的導(dǎo)數(shù)與升降舵效分別從腹部襟翼關(guān)閉時的0.006/(°)、-0.001 45/(°)變?yōu)?.005 4/(°)、-0.001 36/(°)。因此，當腹部襟翼打開時，升降舵舵效約降低6%。盡管如此，升降舵僅需要偏轉(zhuǎn)約1°即可將腹部襟翼造成的附加力矩配平(參見圖8(b))。

圖12給出腹部襟翼打開和關(guān)閉兩種狀態(tài)下飛行器下表面的流場分布。對比圖12(a)和圖12(b)可見，當腹部襟翼打開時，腹部襟翼后方將出現(xiàn)較大面積氣流分離區(qū)域。分離氣流流經(jīng)升降舵下表面，導(dǎo)致該處總壓損失，從而造成升降舵舵效降低。從腹部襟翼造成分離流場的形態(tài)來看，腹部襟翼安裝位置越靠后，寬度越寬，分離氣流對升降舵下表面的影響面積以及對升降舵舵效的影響越大。

圖10 迎角為5°時y=0.07 m剖面壓力云圖和流線(不同襟翼偏轉(zhuǎn)角)Fig.10 Pressure contours and streamlines on profile of y=0.07 m，α=5°(different flap deflection angles)

圖11 迎角為5°時氣動力隨著升降舵偏角的變化Fig.11 Variations of aerodynamic force increments with angle of elevator when α=5°

2.4 腹部襟翼對地面效應(yīng)的影響

選取5°和10°迎角，采取鏡像法對地面效應(yīng)進行模擬計算，模擬離地高度取為起落架主輪最低點到地板的垂直距離。令=，模擬為0.015、0.03、0.15、0.3、0.9、1.5、2.1和3時的氣動力，并將腹部襟翼打開和關(guān)閉狀態(tài)下的氣動力分別減去相同狀態(tài)下無地面效應(yīng)時的氣動力，得到地面效應(yīng)引起的氣動力增量隨離地高度的變化規(guī)律，如圖13所示。

由圖13可見，在腹部襟翼關(guān)閉狀態(tài)下，5°和10°迎角時，地面效應(yīng)引起的升力系數(shù)增量都為正，表明地面效應(yīng)導(dǎo)致升力系數(shù)增大；當相同時，迎角為5°地面效應(yīng)造成的俯仰力矩系數(shù)增量大于10°時的結(jié)果，表明地面效應(yīng)將導(dǎo)致飛行器縱向靜穩(wěn)定度增強。氣動力增量在小于1時較明顯，隨著逐漸增大，氣動力增量趨于零，這與前人的結(jié)果一致。腹部襟翼打開狀態(tài)下，地面效應(yīng)引起的升力系數(shù)增量比腹部襟翼關(guān)閉時更大，表明腹部襟翼具有增強地面效應(yīng)增升量的作用；當迎角為5°時，地面效應(yīng)引起的俯仰力矩增量小于相同的腹部襟關(guān)閉狀態(tài)時，而當迎角為10°時，地面效應(yīng)引起的俯仰力矩增量大于腹部襟翼關(guān)閉時，這表明腹部襟翼打開降低了地面效應(yīng)造成的縱向靜穩(wěn)定性。

為進一步研究腹部襟翼打開對地面效應(yīng)的影響，圖14給出距離對稱面0.07 m剖面的壓力云圖以及流線圖。對比圖14(a)和圖14(b)可知，當迎角為5°時，腹部襟翼打開狀態(tài)下，其前方的壓力比腹部襟翼關(guān)閉狀態(tài)有所增加，并且氣流被地面阻擋，從而導(dǎo)致升力系數(shù)增量比腹部襟翼關(guān)閉狀態(tài)時更大。而腹部襟翼前方壓力增大區(qū)域主要位于重心之后，因此，俯仰力矩系數(shù)增量小于腹部襟翼關(guān)閉狀態(tài)下。當迎角為10°時，腹部襟翼打開導(dǎo)致重心前壓力上升較大，從而導(dǎo)致俯仰力矩增量比關(guān)閉狀態(tài)下更大(見圖14(c)和圖14(d))。

圖12 表面壓力云圖和流場分布Fig.12 Distribution of pressure contours and streamlines on surface

圖13 氣動力增量隨高度的變化Fig.13 Variations of aerodynamic force increments with altitude

由圖14(e)和圖14(f)可見，當飛行器遠離地面時，腹部襟翼關(guān)閉和打開狀態(tài)下，地面附近的壓力和流場分布基本一致，表明腹部襟翼對地面效應(yīng)的影響逐漸減弱。

3 結(jié) 論

1) 對于某飛翼布局飛行器，將腹部襟翼安裝在重心后40%，當迎角較大時，仍能夠獲得較好的增升效果，并且不會導(dǎo)致飛行器俯仰力矩發(fā)生過大變化。

2) 隨著腹部襟翼偏轉(zhuǎn)角度增大，升力系數(shù)以及阻力系數(shù)呈現(xiàn)出準線性增長趨勢；而俯仰力矩系數(shù)呈現(xiàn)出非單調(diào)變化特征，但俯仰力矩系數(shù)增量值較小，升降舵偏轉(zhuǎn)1°即可配平。

圖14 y=0.07 m剖面壓力云圖和流線Fig.14 Pressure contours and streamlines on profile of y=0.07 m

3) 腹部襟翼打開將導(dǎo)致升降舵舵效下降約6%，并且，腹部襟翼安裝位置越靠后，寬度越寬，對舵效影響越大。

4) 腹部襟翼打開狀態(tài)下，飛行器地面效應(yīng)導(dǎo)致的增升量比腹部襟翼關(guān)閉狀態(tài)下更大，而地面效應(yīng)導(dǎo)致的縱向靜穩(wěn)定性增強現(xiàn)象比腹部襟翼關(guān)閉時有所減弱，并且隨著飛行器離地面越近，上述兩種現(xiàn)象越明顯。

本文討論了飛翼布局飛行器腹部襟翼的選型研究結(jié)果及其對升降舵效以及地面效應(yīng)的影響規(guī)律，下一步將結(jié)合主動流動控制技術(shù)開展深入研究，以減小腹部襟翼后方的氣流分離，從而增強腹部襟翼的增升效果，并解決俯仰力矩隨著腹部襟翼偏轉(zhuǎn)非單調(diào)變化的問題，以期對腹部襟翼的工程實用化有進一步的推動作用。

致 謝

感謝中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所高立華博士在流場數(shù)值模擬方面的指導(dǎo)幫助。