劉柳，向先宏，*，張宇飛，陳海昕，魏闖，朱劍，楊普

1.海鷹航空通用裝備有限責(zé)任公司，北京 100074

2.清華大學(xué) 航天航空學(xué)院，北京 100084

3.航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院 高速高雷諾數(shù)氣動(dòng)力航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽(yáng) 110034

飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)主要包括正常式布局、鴨式布局、三翼面布局、飛翼布局、升力體/乘波體布局、翼身融合布局以及其他組合式布局等［1-4］，這些布局在全機(jī)有效容積、巡航速度、升阻比、起降最大升力系數(shù)、外形隱身、結(jié)構(gòu)形式、飛行穩(wěn)定性、操縱性、抗側(cè)風(fēng)等性能方面各具特點(diǎn)。其中，翼身融合布局通過(guò)將機(jī)翼和機(jī)身等部件進(jìn)行幾何和氣動(dòng)上的一體化融合，在有效增加內(nèi)部空間的同時(shí)，還可提升氣動(dòng)和隱身等全機(jī)總體性能，是未來(lái)先進(jìn)飛行器新型氣動(dòng)布局研究和發(fā)展的主要方向之一。

由于翼身融合布局的典型特征是將機(jī)翼/尾翼與機(jī)身進(jìn)行一體化融合設(shè)計(jì)，因此在氣動(dòng)設(shè)計(jì)過(guò)程中廣義上具有該特征的外形都可稱為翼身融合布局。例如，除了未來(lái)先進(jìn)民機(jī)BWB（Blended-Wing-Body）外形等典型常規(guī)翼身融合氣動(dòng)方案，對(duì)于直接將單獨(dú)機(jī)翼作為飛行器外形的飛翼布局、利用單獨(dú)機(jī)身/彈身產(chǎn)生升力并作為飛行器外形的升力體布局以及其他具有“翼身融合”典型特征的組合式非常規(guī)布局等均屬于翼身融合范疇。相應(yīng)地，飛翼和升力體布局則可分別作為翼身融合布局分別在“翼”和“身”兩端最特殊的2 種不同表現(xiàn)形式。

常規(guī)翼身融合氣動(dòng)布局為了追求更高的氣動(dòng)效率和隱身性能，通常不直接采用正常尾翼，而是在機(jī)身后體或在機(jī)翼上安置縱向操縱舵面，因此存在力臂較短導(dǎo)致操縱效率偏低，或者由于在機(jī)翼上同時(shí)布置升降舵和副翼從而帶來(lái)縱向和橫航向氣動(dòng)特性強(qiáng)耦合等問(wèn)題。這些問(wèn)題導(dǎo)致盡管目前常規(guī)翼身融合布局在未來(lái)先進(jìn)民機(jī)和高性能先進(jìn)無(wú)人機(jī)等飛行器研發(fā)過(guò)程中獲得越來(lái)越多關(guān)注，但仍需要投入大量研究工作以進(jìn)一步提高其氣動(dòng)效率優(yōu)勢(shì)，并對(duì)上述相關(guān)問(wèn)題進(jìn)行系統(tǒng)驗(yàn)證分析和優(yōu)化。諸多學(xué)者針對(duì)翼身融合布局進(jìn)行了相關(guān)分析，在翼身融合布局高低速協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)［5］、失速特性流動(dòng)機(jī)理［6］、中央機(jī)體翼型設(shè)計(jì)［7］、總體參數(shù)等對(duì)高速氣動(dòng)性能影響［8］、兼顧氣動(dòng)/隱身和結(jié)構(gòu)重量要求概念設(shè)計(jì)優(yōu)化［9］、起降增升裝置設(shè)計(jì)［10-11］、鴨翼對(duì)低速縱向氣動(dòng)特性影響［12］、抗側(cè)風(fēng)起降特性［13］以及氣動(dòng)布局/隱身反設(shè)計(jì)［14］等方面，開展了卓有成效的研究；此外，近年來(lái)美國(guó)國(guó)家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）和波音公司等研究機(jī)構(gòu)亦重點(diǎn)針對(duì)常規(guī)翼身融合布局低速起降和飛控操穩(wěn)等性能開展攻關(guān)，例如增加前緣襟翼和拉長(zhǎng)機(jī)身后體等［15-17］。但從目前國(guó)內(nèi)外研究進(jìn)展來(lái)看，常規(guī)翼身融合BWB 氣動(dòng)布局對(duì)未來(lái)如何開展工程應(yīng)用所面臨的高低速性能匹配、縱向操控效率不足等問(wèn)題依然尚未很好解決，仍需進(jìn)一步開展探索研究。

除了上述研究問(wèn)題之外，對(duì)于隱身特性較為突出的飛翼類翼身融合氣動(dòng)布局方案，也存在由于飛行器部分任務(wù)載荷尺寸過(guò)大帶來(lái)局部翼型高度偏大等設(shè)計(jì)困難；由于力矩自配平約束而難以選擇更高升阻比的高升力翼型導(dǎo)致其氣動(dòng)效率難以進(jìn)一步提升；由于翼展、翼面積以及翼載荷需與全飛行工況包線匹配所帶來(lái)的部分氣動(dòng)方案全機(jī)展弦比偏小等問(wèn)題。對(duì)于未來(lái)高性能先進(jìn)飛行器研發(fā)，一方面不僅對(duì)升阻比等氣動(dòng)性能大幅提升提出了迫切需求，另一方面還需面臨更為嚴(yán)苛的總體/結(jié)構(gòu)/隱身/飛控等各專業(yè)設(shè)計(jì)約束，因此，亟需發(fā)展和探索新型非常規(guī)翼身融合氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法以突破現(xiàn)有氣動(dòng)設(shè)計(jì)體系的局限。

基于此，本文從飛行器平臺(tái)頂層總體設(shè)計(jì)角度和上述典型工程應(yīng)用背景出發(fā)，在國(guó)內(nèi)外研究成果基礎(chǔ)之上進(jìn)行翼身融合等氣動(dòng)布局優(yōu)化設(shè)計(jì)。采用燕尾式尾翼等新型氣動(dòng)仿生設(shè)計(jì)思想，基于前期提出的低速/亞聲速氣動(dòng)升阻比“屏障”理念［18］和潛在的突破方向分析結(jié)果，結(jié)合未來(lái)高性能先進(jìn)長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)等飛行器對(duì)大尺寸任務(wù)載荷機(jī)身有效容積匹配、高升阻比巡航、氣動(dòng)外形隱身、輕質(zhì)結(jié)構(gòu)以及操穩(wěn)飛控等方面性能大幅提升的迫切需求，開展了一種大展弦比高升力非常規(guī)翼身融合燕尾氣動(dòng)布局［19］研究。通過(guò)CFD計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)等研究手段對(duì)所獲得的優(yōu)化構(gòu)型氣動(dòng)特性進(jìn)行測(cè)試和分析，以期實(shí)現(xiàn)該類飛行器氣動(dòng)/飛控/隱身/結(jié)構(gòu)/總體等專業(yè)性能多點(diǎn)提升，為開展工程應(yīng)用提供支撐和參考。

1 數(shù)值計(jì)算方法驗(yàn)證

1.1 數(shù)值計(jì)算方法與網(wǎng)格

數(shù)值計(jì)算主要采用航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院研發(fā)的OVERSET 數(shù)值計(jì)算平臺(tái)［20］，主控方程為雷諾平均Navier-Stokes 方程，計(jì)算湍流模型為SST（Shear Stress Transport）二方程模型，轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)采用eN方法，同時(shí)進(jìn)行流向T-S 波不穩(wěn)定性和橫流C-F 波穩(wěn)定性分析。采用有限體積法，空間離散格式為二階迎風(fēng)Roe 格式，時(shí)間推進(jìn)方式采用LU-SGS（Low Upper Symmetric Gauss Seidel）隱式時(shí)間推進(jìn)算法，同時(shí)采用2 階V 循環(huán)多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。計(jì)算網(wǎng)格采用全結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，前后遠(yuǎn)場(chǎng)距離為機(jī)身長(zhǎng)度的50 倍，第1層網(wǎng)格高度為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的2×10-6倍，y+＜1.0，半模網(wǎng)格量在1 700 萬(wàn)量級(jí)，圖1 為全機(jī)和翼梢表面網(wǎng)格示意圖。本文數(shù)值計(jì)算方法與網(wǎng)格生成策略經(jīng)過(guò)大量算例驗(yàn)證，具有較高的可信度［21］。

圖1 氣動(dòng)計(jì)算數(shù)模表面網(wǎng)格Fig.1 Surface grid of aerodynamic calculation model

1.2 FX63-137 機(jī)翼數(shù)值驗(yàn)證

由于本文研究的氣動(dòng)布局方案的飛行狀態(tài)處于典型的中低雷諾數(shù)范圍，為驗(yàn)證本文計(jì)算方法的可靠性和準(zhǔn)確性，選擇展弦比為8 的FX63-137 平直機(jī)翼進(jìn)行數(shù)值模擬。FX63-137 平直機(jī)翼存在較為明顯的三維層流分離、轉(zhuǎn)捩和再附等低雷諾數(shù)流動(dòng)特征，常用于驗(yàn)證數(shù)值方法是否適用于中低雷諾數(shù)流動(dòng)。參考文獻(xiàn)［22］的試驗(yàn)結(jié)果及條件，數(shù)值模擬的來(lái)流速度為30 m/s，雷諾數(shù)為3×105，來(lái)流湍流度為0.1%。圖2 給出了計(jì)算和試驗(yàn)值對(duì)比結(jié)果，其中V為風(fēng)速，計(jì)算升力系數(shù)與試驗(yàn)值符合較好，計(jì)算阻力系數(shù)略大于試驗(yàn)值，該數(shù)值模擬方法可用來(lái)開展本文研究。

圖2 FX63-137 計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比（V=30 m/s）Fig.2 Comparison of simulation and experiment results for FX63-137（V=30 m/s）

2 大展弦比非常規(guī)翼身融合氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)與優(yōu)化

2.1 總體氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)

結(jié)合未來(lái)先進(jìn)高升阻比飛行器研發(fā)總體、結(jié)構(gòu)、飛控和動(dòng)力等專業(yè)需求開展大展弦比非常規(guī)翼身融合燕尾氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)探索和初步驗(yàn)證，整體氣動(dòng)外形如圖3 所示。主要采用基于“大有效容積隱身脊機(jī)身+前后緣平行隱身機(jī)翼+燕尾”的非常規(guī)翼身融合氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)思想。其中，機(jī)身需滿足主要內(nèi)部載荷等容積約束，同時(shí)兼顧隱身設(shè)計(jì)需求；通過(guò)中低雷諾數(shù)高升力自然層流翼型和高升阻比隱身層流機(jī)翼設(shè)計(jì)提升全機(jī)氣動(dòng)升阻比和隱身性能；在翼身融合設(shè)計(jì)方面，采用機(jī)翼/機(jī)身一體化以及燕尾/后體一體化的非常規(guī)翼身融合設(shè)計(jì)，兼顧考慮總體、結(jié)構(gòu)、隱身和飛控等專業(yè)需求。

圖3 非常規(guī)翼身融合氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案外形三視圖Fig.3 Three views of unconventional BWB aerodynamic design scheme shape

2.2 主要?dú)鈩?dòng)設(shè)計(jì)參數(shù)優(yōu)化

2.2.1 優(yōu)化設(shè)計(jì)方法

首先針對(duì)翼型和機(jī)翼開展優(yōu)化設(shè)計(jì)工作，優(yōu)化方法包含參數(shù)化建模、自動(dòng)化生成網(wǎng)格、CFD計(jì)算性能評(píng)估以及優(yōu)化算法等模塊，并搭建整體優(yōu)化設(shè)計(jì)流程（見圖4）。然后根據(jù)給定的設(shè)計(jì)輸入、設(shè)計(jì)約束和優(yōu)化目標(biāo)開展優(yōu)化設(shè)計(jì)工作。最后通過(guò)對(duì)優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行選取和校驗(yàn)，獲得滿足要求相對(duì)最優(yōu)的機(jī)翼模型，并與機(jī)身開展一體化建模和全機(jī)性能分析。

圖4 翼型/機(jī)翼自動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)流程Fig.4 Airfoil/wing automatic optimization design process

2.2.2 翼型與機(jī)翼優(yōu)化

1）優(yōu)化對(duì)象

優(yōu)化機(jī)翼氣動(dòng)外形，包括機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)角和翼型，具體包括3 個(gè)截面的扭轉(zhuǎn)角及厚度，以及3 個(gè)截面上、下表面各7 個(gè)CST（Class/Shape function Transformation）參數(shù)，共48 個(gè)優(yōu)化變量。3 個(gè)優(yōu)化截面位置如圖5 所示，z表示展向的截面位置。相對(duì)位置弦長(zhǎng)分別為1.4、0.6 和0.6 m。翼尖弦長(zhǎng)為0.3 m。翼根至翼尖厚度呈線性分布，翼根厚度為15%，翼尖厚度為13%，前緣后掠角為5°。3個(gè)截面優(yōu)化變量的取值范圍如表1 所示。

表1 截面優(yōu)化變量取值范圍Table 1 Range for optimization variables of crosssections

圖5 優(yōu)化截面展向位置Fig.5 Spanwise position of optimized cross-section

2）優(yōu)化目標(biāo)

采用多目標(biāo)優(yōu)化，第1 個(gè)目標(biāo)為巡航狀態(tài)升阻比，在機(jī)翼定升力系數(shù)0.75 時(shí)，優(yōu)化升阻比K，K值的優(yōu)化方向?yàn)樽畲蠡?；? 個(gè)優(yōu)化目標(biāo)為約束非設(shè)計(jì)點(diǎn)特性的加權(quán)函數(shù)Obj，Obj 的優(yōu)化方向?yàn)樽钚』?，其具體包括2 個(gè)部分：

式（1）中的函數(shù)用于引導(dǎo)巡航點(diǎn)尾緣壓力恢復(fù)區(qū)的梯度值xQQP_i＜3.0，避免在巡航點(diǎn)出現(xiàn)尾緣分離。式（2）中的函數(shù)是為了引導(dǎo)3 個(gè)截面上的順壓梯度區(qū)xlength_i長(zhǎng)度小于預(yù)設(shè)約束0.2。當(dāng)xlength_i＜0.2 時(shí)，函數(shù)值為0；當(dāng)xlength_i＞0.2 時(shí)，函數(shù)值為正。引導(dǎo)該函數(shù)最小化可以對(duì)順壓梯度區(qū)長(zhǎng)度進(jìn)行約束，避免優(yōu)化得到過(guò)長(zhǎng)的順壓梯度區(qū)，導(dǎo)致在迎角增大時(shí)尾緣逆壓梯度過(guò)大，過(guò)早出現(xiàn)尾緣分離，降低非設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能。通過(guò)以上2 個(gè)優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，可以在兼顧非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能的前提下，推遲流動(dòng)轉(zhuǎn)捩，延長(zhǎng)層流區(qū)，減小氣動(dòng)阻力。

3）優(yōu)化工具

使用CST 方法進(jìn)行截面翼型的幾何參數(shù)化；使用結(jié)合響應(yīng)面的差分進(jìn)化優(yōu)化程序HSADDE［23-25］作為優(yōu)化算法。

基于以上優(yōu)化設(shè)置進(jìn)行優(yōu)化，最終選取的優(yōu)化外形與原始外形的截面翼型、壓力分布及表面摩擦阻力對(duì)比如圖6所示。初始翼型均選自NACA6系列自然層流翼型。翼根設(shè)計(jì)截面的扭轉(zhuǎn)角為1.75°，翼尖的扭轉(zhuǎn)角為0°，中間截面的扭轉(zhuǎn)角線性變化。機(jī)翼的平面形狀及機(jī)翼厚度分布并未發(fā)生變化。

圖6 優(yōu)化前后的截面及機(jī)翼對(duì)比Fig.6 Comparison of cross-sections and wings before and after optimization

通過(guò)對(duì)比優(yōu)化前后的表面壓力及摩擦阻力可以發(fā)現(xiàn)，直接選取的NACA6 系列翼型由于設(shè)計(jì)升力系數(shù)與本文目標(biāo)優(yōu)化構(gòu)型并不匹配，因此在前緣即產(chǎn)生了較明顯的吸力峰與逆壓梯度，導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩較早。而經(jīng)過(guò)優(yōu)化后的翼型前緣壓力分布變化緩和，有效推遲了轉(zhuǎn)捩，上表面層流區(qū)域占比達(dá)60%以上，有效減小了摩擦阻力。優(yōu)化前的翼型尾緣逆壓梯度較大，產(chǎn)生了一定的分離區(qū)域，而優(yōu)化后的機(jī)翼尾緣則沒(méi)有流動(dòng)分離。

4）翼梢小翼選取

為了進(jìn)一步減阻，采用翼梢小翼降低誘導(dǎo)阻力。翼梢小翼并未參與機(jī)翼氣動(dòng)優(yōu)化過(guò)程。采用圖7 所示的小翼構(gòu)型，通過(guò)增添小翼，可以使得巡航狀態(tài)機(jī)翼的展向載荷分布更接近橢圓，從而利于減小誘導(dǎo)阻力。機(jī)翼氣動(dòng)外形經(jīng)過(guò)優(yōu)化，奧斯瓦爾德因子從0.829 優(yōu)化至0.950，添加翼梢小翼后進(jìn)一步提升為0.994。

圖7 翼梢小翼幾何外形Fig.7 Geometric shape of winglets

2.2.3 機(jī)身設(shè)計(jì)優(yōu)化

該氣動(dòng)布局機(jī)身設(shè)計(jì)優(yōu)化的重點(diǎn)在后體，主要結(jié)合后體發(fā)動(dòng)機(jī)主體空間需求、進(jìn)排氣/散熱器風(fēng)道尺寸以及與燕尾的幾何和氣動(dòng)一體化融合設(shè)計(jì)等開展研究。優(yōu)化設(shè)計(jì)目標(biāo)是在滿足總體、結(jié)構(gòu)、動(dòng)力、飛控等約束的前提下使全機(jī)阻力盡量小，其中，擬通過(guò)燕尾與后體融合設(shè)計(jì)放寬縱向靜穩(wěn)定度（-5%左右），進(jìn)一步減小配平阻力損失。圖8 和圖9 分別為機(jī)身后體設(shè)計(jì)優(yōu)化過(guò)程中典型氣動(dòng)外形和CFD 計(jì)算分析結(jié)果。其中方案6 為原始機(jī)身方案，方案7 為在方案6 基礎(chǔ)上在保證裝載的基礎(chǔ)上進(jìn)行瘦身的方案，方案8 為在方案7 基礎(chǔ)上保證投影形狀相同側(cè)緣下移的方案，通過(guò)多學(xué)科多輪迭代優(yōu)化，獲得阻力盡量低的后體優(yōu)化外形。

圖8 機(jī)身后體構(gòu)型不同方案對(duì)比Fig.8 Comparison of different fuselage afterbody designs

圖9 機(jī)身后體優(yōu)化過(guò)程典型狀態(tài)阻力系數(shù)對(duì)比Fig.9 Comparison of drag coefficient in typical states during optimization of afterbody

2.2.4 翼身融合全機(jī)一體化設(shè)計(jì)優(yōu)化

對(duì)機(jī)翼與機(jī)身分別進(jìn)行了精細(xì)優(yōu)化設(shè)計(jì)后，對(duì)機(jī)翼機(jī)身的融合區(qū)域進(jìn)行了適當(dāng)手動(dòng)修型光順，獲得全機(jī)優(yōu)化構(gòu)型如圖10 所示（機(jī)翼展弦比約23.5）。通過(guò)對(duì)全機(jī)開展CFD 計(jì)算分析，從翼身融合區(qū)域優(yōu)化前后表面壓力分布和流動(dòng)分離對(duì)比情況可以發(fā)現(xiàn)，翼身融合后緣分離區(qū)域經(jīng)過(guò)優(yōu)化已被完全消除（圖11）。此外，從全機(jī)氣動(dòng)力系數(shù)來(lái)看，升阻比在全機(jī)巡航升力系數(shù)（CL=0.8）附近達(dá)到最大，如圖12 所示。

圖10 翼身融合全機(jī)一體化優(yōu)化設(shè)計(jì)外形Fig.10 BWB aircraft optimization design shape

圖11 翼身融合區(qū)域優(yōu)化前后表面流動(dòng)分離對(duì)比Fig.11 Comparison of surface flow separation of blendedwing-body area before and after optimization

圖12 優(yōu)化外形升阻比曲線Fig.12 Curve of lift to drag ratio of optimization shape

3 氣動(dòng)性能風(fēng)洞試驗(yàn)

3.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c風(fēng)洞

在中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院FL-8 風(fēng)洞開展氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)研究。試驗(yàn)?zāi)Ｐ秃惋L(fēng)洞安裝圖分別如圖13 和圖14 所示。氣動(dòng)舵面除了本文提出的燕尾舵，其他舵面與常規(guī)舵面類似，不再贅述。其中，燕尾舵面展向?qū)挾日紮C(jī)身后體寬度80%區(qū)域，弦長(zhǎng)約為機(jī)身長(zhǎng)度5%。風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼归L(zhǎng)2.45 m，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)0.118 m，采用尾支撐方式，底部阻力通過(guò)在空腔測(cè)壓后采用壓差阻力換算等方式對(duì)底阻予以扣除［26］。升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD和側(cè)向力系數(shù)為風(fēng)軸系結(jié)果，俯仰力矩系數(shù)Cm、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cla和偏航力矩系數(shù)Can為體軸系結(jié)果。

圖13 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图庸ぱb配與氣動(dòng)舵面示意圖Fig.13 Schematic diagram of experimental model processing and aerodynamic control surface

圖14 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中的安裝示意圖Fig.14 Installation diagram of test model in wind tunnel

3.2 典型工況氣動(dòng)力特性風(fēng)洞試驗(yàn)

3.2.1 基本縱橫向氣動(dòng)特性

1）典型工況縱向氣動(dòng)數(shù)據(jù)

圖15 為風(fēng)速67 m/s（馬赫數(shù)0.194、雷諾數(shù)5.2×105）典型工況縱向氣動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果，結(jié)合3.3.1 節(jié)紅外轉(zhuǎn)捩測(cè)量情況，可以發(fā)現(xiàn)隨著轉(zhuǎn)捩帶位置后移，升阻比隨之增加，與理論吻合較好。其中，在該雷諾數(shù)自由轉(zhuǎn)捩工況下的最大升阻比達(dá)到31.2，對(duì)應(yīng)迎角約3.5°，此時(shí)升力系數(shù)對(duì)應(yīng)巡航點(diǎn)所需升力系數(shù)0.8，且當(dāng)調(diào)整全機(jī)縱向靜穩(wěn)定度至-5.2%c時(shí)，俯仰力矩系數(shù)恰好實(shí)現(xiàn)自配平，具有較為優(yōu)異的配平升阻比氣動(dòng)特性。同時(shí)，升力系數(shù)線性段保持較好，可為飛控預(yù)留一定的升力系數(shù)和迎角操控裕度。

圖15 V=67 m/s 典型工況縱向氣動(dòng)力試驗(yàn)結(jié)果（不同轉(zhuǎn)捩位置）Fig.15 Experiment results of longitudinal aerodynamic force under typical inflow conditions when V=67 m/s（different transition positions）

2）典型工況橫航向氣動(dòng)數(shù)據(jù)

圖16 為典型工況橫航向氣動(dòng)數(shù)據(jù)曲線?？芍S著側(cè)滑角增加，全機(jī)側(cè)向力、偏航力矩系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)均逐漸減?。ㄘ?fù)值），橫向靜穩(wěn)定，航向?yàn)槿蹯o不穩(wěn)定［1］，與氣動(dòng)設(shè)計(jì)理論相符，且隨著側(cè)滑角增加具有較好的線性度。

圖16 典型工況橫航向氣動(dòng)數(shù)據(jù)曲線Fig.16 Data curves of lateral aerodynamic force under typical inflow conditions

3.2.2 燕尾舵效風(fēng)洞試驗(yàn)

圖17 為馬赫數(shù)0.194、雷諾數(shù)5.2×105時(shí)側(cè)滑角0°下的燕尾舵效風(fēng)洞試驗(yàn)曲線結(jié)果。從圖中可以發(fā)現(xiàn)，隨著燕尾舵下偏角逐漸增加，低頭力矩也隨之增加；舵偏角在20°以內(nèi)的舵效線性度良好，當(dāng)舵偏角超過(guò)20°時(shí)，燕尾舵面效率開始降低，見圖17（a）和圖17（b）；當(dāng)舵面角超過(guò)20°時(shí)升阻比損失較大，見圖17（c），符合機(jī)身尾部后緣舵的一般氣動(dòng)規(guī)律。

圖17 典型工況燕尾舵效風(fēng)洞試驗(yàn)曲線Fig.17 Wind tunnel test curves of swallow tail rudder efficiency under typical inflow conditions

通過(guò)上述風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析可知，全機(jī)巡航升阻比以及縱向和橫航向靜穩(wěn)定性良好，同時(shí)燕尾舵效率較高，舵偏角度在10°左右時(shí)即可匹配飛控最大舵控需求，且留有足夠的舵效安全裕度。本文提出的新型非常規(guī)翼身融合布局方案可滿足高效巡航和飛行操控等整體氣動(dòng)性能需求。

3.3 表面流動(dòng)顯示測(cè)量風(fēng)洞試驗(yàn)

3.3.1 紅外轉(zhuǎn)捩測(cè)量試驗(yàn)

圖18 和圖19 給出了風(fēng)速67 m/s 時(shí)（馬赫數(shù)0.194、雷諾數(shù)5.2×105）不同迎角下固定和自由轉(zhuǎn)捩測(cè)量結(jié)果，固定轉(zhuǎn)捩在35%當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)位置，從轉(zhuǎn)捩測(cè)量結(jié)果上看，約在35%當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)位置，出現(xiàn)明顯的明暗交界，即轉(zhuǎn)捩帶使層流強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩為湍流，可驗(yàn)證粗糙帶達(dá)到強(qiáng)制轉(zhuǎn)捩效果，紅外轉(zhuǎn)捩測(cè)量結(jié)果可信。圖20 給出了該風(fēng)速工況不同迎角下機(jī)翼轉(zhuǎn)捩計(jì)算結(jié)果，計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比可知自由轉(zhuǎn)捩時(shí)隨迎角增加轉(zhuǎn)捩位置前移，計(jì)算層流范圍較試驗(yàn)值小，從試驗(yàn)結(jié)果可知在迎角6°前機(jī)翼中段自由轉(zhuǎn)捩位置在50%當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)之后，與氣動(dòng)設(shè)計(jì)理論相符。

圖18 V=67 m/s 時(shí)不同迎角下固定轉(zhuǎn)捩測(cè)量結(jié)果Fig.18 Measurement results of fixed transition at different angles of attack when V=67 m/s

圖19 V=67 m/s 時(shí)不同迎角下自由轉(zhuǎn)捩測(cè)量結(jié)果Fig.19 Measurement results of free transition at different angles of attack when V=67 m/s

圖20 V=67 m/s 時(shí)不同迎角下機(jī)翼自由轉(zhuǎn)捩計(jì)算結(jié)果Fig.20 Calculation results of free transition of wing at different angles of attack when V=67 m/s

3.3.2 表面流動(dòng)分離絲線試驗(yàn)

圖21 為風(fēng)速67 m/s 時(shí)（馬赫數(shù)0.194、雷諾數(shù)5.2×105）不同迎角下機(jī)翼表面流線計(jì)算和絲線試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果，可見在小迎角下機(jī)翼后緣存在小分離流動(dòng)，隨迎角增加機(jī)翼后緣分離越來(lái)越大，并且在機(jī)翼翼根后緣即機(jī)翼和機(jī)身融合處出現(xiàn)分離渦，其隨迎角增加同樣逐漸增大。

圖21 V=67 m/s 時(shí)不同迎角下機(jī)翼表面流線計(jì)算和絲線試驗(yàn)對(duì)比結(jié)果Fig.21 Comparison of calculated surface streamlines and silk test results of wing at different angles of attack when V=67 m/s

此外，通過(guò)CFD 計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果對(duì)比分析，從14.56%展向站位及不同迎角下壓力分布對(duì)比結(jié)果（圖22 和圖23）可以看出，受機(jī)翼下洗影響，燕尾產(chǎn)生負(fù)升力，亦即使飛機(jī)產(chǎn)生抬頭力矩，隨迎角增加至迎角8°前燕尾負(fù)升力減小，亦即燕尾使飛機(jī)抬頭的能力減弱，使全機(jī)俯仰力矩隨迎角增加而減小；迎角8°后，燕尾負(fù)升力增加，產(chǎn)生較大的抬頭力矩，從而減小了全機(jī)低頭力矩。

圖22 機(jī)翼展向數(shù)據(jù)提取位置Fig.22 Data extraction position in wing spanwise direction

圖23 V=67 m/s 時(shí)14.56%展向站位不同迎角下燕尾表面壓力分布對(duì)比Fig.23 Comparison of pressure distribution on swallow tail surface under different angles of attack at 14.56% spanwise station when V=67 m/s

4 結(jié)論

本文通過(guò)對(duì)一種大展弦比高升力非常規(guī)翼身融合燕尾氣動(dòng)布局開展外形設(shè)計(jì)優(yōu)化、氣動(dòng)特性數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證研究，主要獲得了如下結(jié)論：

1）基于“大有效容積隱身脊機(jī)身+前后緣平行隱身機(jī)翼+燕尾”的非常規(guī)翼身融合氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法，在滿足飛行器平臺(tái)總體、結(jié)構(gòu)、飛控和動(dòng)力等專業(yè)需求和約束下，設(shè)計(jì)優(yōu)化所獲得氣動(dòng)外形方案（機(jī)翼展弦比23.5）風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明其在馬赫數(shù)0.194、雷諾數(shù)5.2×105工況下最大升阻比約31.2，具有較為優(yōu)異的整體氣動(dòng)性能，值得進(jìn)一步開展深入研究。

2）基本縱向和橫航向氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果表明其升力系數(shù)線性段升力系數(shù)達(dá)到1.2以上，對(duì)應(yīng)俯仰力矩拐點(diǎn)上揚(yáng)起始點(diǎn)位置；隨著側(cè)滑角增加，側(cè)向力和偏航力矩系數(shù)逐漸減?。ㄘ?fù)值），滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)逐漸增加，橫向靜穩(wěn)定，航向?yàn)槿蹯o不穩(wěn)定，與氣動(dòng)設(shè)計(jì)理論相符；同時(shí)，隨著燕尾舵下偏角增加，低頭力矩增加，且當(dāng)舵偏角超過(guò)20°時(shí)升阻比損失加大，符合后緣舵的一般規(guī)律。此外，舵偏角在20°以內(nèi)的舵效線性度良好，當(dāng)舵偏角超過(guò)20°時(shí)，舵效降低；整體而言，該氣動(dòng)布局基本氣動(dòng)特性和舵效操控力矩可滿足飛控需求。

3）紅外轉(zhuǎn)捩測(cè)量試驗(yàn)結(jié)果表明轉(zhuǎn)捩計(jì)算與試驗(yàn)測(cè)量吻合良好，當(dāng)迎角不超過(guò)6°時(shí)，機(jī)翼中段自由轉(zhuǎn)捩位置在50%當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)之后，與層流翼型/機(jī)翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)理論相符；表面流動(dòng)分離絲線試驗(yàn)結(jié)果顯示在小迎角下機(jī)翼后緣存在小分離流動(dòng)，隨迎角增加機(jī)翼后緣分離區(qū)逐步擴(kuò)大，且在機(jī)翼翼根后緣即機(jī)翼和機(jī)身融合處出現(xiàn)分離渦，并隨迎角增加而逐漸增大。同時(shí)，通過(guò)CFD計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析可以發(fā)現(xiàn)燕尾受到機(jī)翼下洗流動(dòng)影響較為顯著，并與全機(jī)俯仰力矩特性緊密相關(guān)，后續(xù)可進(jìn)一步開展精細(xì)化設(shè)計(jì)和分析。