雙后掠鴨翼布局氣動性能的數值模擬研究

由于1-21-2的發現，在saa-37飛機設計中，近距離集成鴨的動機配置得到了廣泛的關注和研究。這些研究大致分為工程應用研究和流動機理研究兩大類［1］。工程應用研究的主要內容是外形參數變化的影響,如鴨翼偏度影響［3］,鴨翼上反角及相對機翼位置影響［4-5］等。流動機理研究主要是不同鴨翼構型在不同迎角狀態下鴨翼與機翼之間的相互影響研究,如中小迎角下鴨翼與機翼的相互干擾［6-7］,大迎角狀態的渦系干擾［8］、渦系結構［9］。早期研究所用模型的鴨翼和機翼多為大后掠三角翼,隨著研究的深入,人們也開始研究鴨翼或機翼在前緣后掠角較小時流場的渦系結構［9］,以及不同機翼平面形狀的鴨式布局,如鴨翼雙三角翼布局［10］、鴨翼邊條翼布局［11］等。隨著計算流體力學的發展,人們除了應用傳統的試驗方法外,也越來越多的應用數值模擬技術進行鴨式布局氣動特性的研究［12-14］。近距耦合鴨式布局因為在低速大迎角性能、超聲速巡航性能上具有的氣動優勢成為先進氣動布局研究中的重要內容。在新一代戰斗機的氣動布局研究中,對近距耦合鴨式布局提出了許多新的要求,如采用具有中等前緣后掠角的機翼［15］,進一步提高全機的最大升力系數,以及考慮外形隱身約束［15］等。由此確定的鴨翼和機翼因為采用中等前緣后掠角,在大迎角階段均不能產生很強的前緣渦,盡管此時鴨翼和機翼仍然可以在大迎角階段通過誘導作用［9］實現增升［15］,但鴨翼本身較小的失速迎角限制了布局性能的提高。對于具有中等前緣后掠角的鴨翼,為了使其能夠產生足夠強度的鴨翼渦,從而擴大鴨翼的失速迎角,改善布局的大迎角性能,本文提出了一種新的鴨翼平面形狀———具有雙前緣后掠角的雙后掠鴨翼,并利用數值模擬方法對此類鴨翼的氣動特性進行了研究。1計算模型和方法1.1鴨翼的安裝改善將具有中等前緣后掠角機翼的翼身組合體作為基本模型,據此安裝梯形鴨翼和雙后掠鴨翼構成近距耦合鴨式布局,計算模型如圖1所示。圖1(a)為翼身組合體示意圖,采用旋成體機身、中等前緣后掠角的小展弦比菱形機翼,機翼無下反。圖1(b)和圖1(c)為不同鴨翼在機身上的安裝示意圖,梯形鴨翼和雙后掠鴨翼的外露面積和展弦比相同,兩鴨翼外露根弦后緣點與機翼外露根弦前緣點水平距離均為0.55m。鴨翼外露根弦在機翼弦平面內,鴨翼上反10°。機翼及鴨翼采用的翼型均為NACA64A004,模型主要參數包括:機翼面積為44.168m2,機翼展弦比為2.32,機翼前緣后掠角為45°,機翼后緣前掠角為10°,機翼平均氣動弦長為5.024m,鴨翼相對面積為13.6%,鴨翼展弦比為2.0,鴨翼上反角為10°,梯形鴨翼前緣后掠角為45°,梯形鴨翼后緣后掠角為10°,雙后掠鴨翼內翼段前緣后掠角為45°,雙后掠鴨翼外翼段前緣后掠角為70°,雙后掠鴨翼后緣后掠角為10°,旋成體機身直徑為1.6m,機身長度為19m,參考重心位置距機頭12m。1.2控制方程離散模型數值模擬所用方程為三維Navier-Stokes方程。在直角坐標系中三維Navier-Stokes方程守恒形式可表示為式中:w為狀態矢量;f為無黏(對流)通矢量項;fv為黏性(耗散)通矢量項［16］。采用Menter’sSST湍流模型,利用有限體積法將控制方程離散,計算采用非結構網格,為了保證能夠模擬邊界層內的流動特征,在物面附近生成各向異性的四面體網格,第1層網格高度為機翼平均氣動弦長的10－6,半模網格結點數為200萬左右(鴨翼偏度不同時,網格量略有不同),典型計算構型網格如圖2所示。物面采用無滑移條件,對稱面采用對稱邊界條件,遠場由當地一維黎曼不變量確定。計算來流風速為68m/s,單位長度雷諾數為4.65×106/m。1.3半模計算模型為驗證數值模擬的精度,選擇經過簡化的前緣后掠角為40°的三角形鴨翼和前緣后掠角為40°的三角形機翼構成的近距耦合鴨式布局［17］進行數值模擬驗證。采用非結構網格進行半模計算,網格節點數為140萬。計算來流風速為50m/s,單位長度雷諾數為3.42×106/m。計算模型和網格如圖3所示,計算結果與實驗數據［17］對比如圖4所示。圖中:α為迎角;CL為升力系數。從圖中可以看出,數值模擬結果在小迎角范圍內與實驗數據吻合較好,盡管升力線斜率在大迎角時小于實驗值,但對升力曲線拐點的預測與實驗值較為接近,說明本文所采用的數值模擬方法具有較高的精度,適用于計算和分析鴨翼平面形狀對鴨式布局氣動特性的影響。2對結果的分析與討論2.1迎角范圍對雙后聚鴨翼升力系數的影響翼身組合體安裝不同鴨翼的升力系數曲線和極曲線分別如圖5和圖6所示,有無鴨翼時均采用含機身內翼面的機翼面積作為參考面積,鴨翼不偏轉?？梢钥闯?安裝鴨翼可以明顯延長升力曲線線性段,失速迎角可以推遲10°以上,最大升力系數增加0.5以上。當迎角大于20°后,可以看出鴨翼平面形狀對全機氣動特性影響明顯。與梯形鴨翼相比,雙后掠鴨翼可以進一步延長升力曲線的線性段,并在大迎角時增加全機的升力系數和升阻比。圖7是在計算迎角范圍內雙后掠鴨翼翼身組合體相對梯形鴨翼翼身組合體的升力系數增量曲線。相對于梯形鴨翼,在中小迎角范圍內,雙后掠鴨翼引起較小的升力損失,并在8°時達到最大,為-0.0032,此后隨著迎角增加,升力損失逐漸減小。在16°~24°的迎角范圍內,雙后掠鴨翼引起的升力增量非線性增加,在28°時達最大值,為0.0472。盡管在此之后升力增量略微下降,但從24°迎角開始直至最大計算迎角32°,升力增量均在0.04以上,圖中:ΔCL=CL,doublesweptcanard+wingbody-CL,trapezoidalcanard+wingbody。2.2不同迎角鴨翼的流動特性可以看出,在中小迎角范圍內,雙后掠鴨翼相對于梯形鴨翼并沒有任何優勢,還會導致略微的升力損失,但隨著迎角增加,雙后掠鴨翼的優勢也越來越明顯,為了分析這一現象的流動機理,結合計算結果對典型迎角狀態的流場進行分析。圖8是安裝不同鴨翼的翼身組合體的表面壓力云圖和表面極限流線圖,左半部分表示的是梯形鴨翼翼身組合體流場,右半部分表示的是雙后掠鴨翼翼身組合體流場。迎角為4°時的流場如圖8(a)所示,根據圖中表面極限流線可知,此時在具有中等前緣后掠角的梯形鴨翼和機翼上主要為附著流,只是在外翼段前緣出現部分翼展前緣氣泡渦。與梯形鴨翼不同,雙后掠鴨翼的內翼段發展的前緣氣泡渦在外翼段前緣發展為前緣渦,如圖9所示。從圖8(b)中可以看出,當迎角為8°時,梯形鴨翼和機翼前緣的部分翼展前緣氣泡渦強度增加,通過誘導作用在位于渦下方的翼面上產生明顯的負壓區。因為前緣氣泡渦在發展過程中逐漸遠離前緣(見圖10),失去了前緣自由剪切層的渦量輸入,渦強降低,在外翼段對翼面的誘導作用減弱。由于鴨翼洗流影響,機翼前緣氣泡渦在鴨翼翼梢后的機翼中段開始,機翼翼根附近為附著流態。圖11是迎角為8°時不同平面形狀鴨翼在同一位置的空間截面流線圖和鴨翼表面壓力云圖及表面極限流線圖。根據空間截面流線的對比可知,對于梯形鴨翼,空間截面流線為向心式螺旋線,表明前緣氣泡渦的渦核附近沿當地流向為加速運動,渦量不斷向渦核集中,前緣氣泡渦不斷增強;而對于雙后掠鴨翼,空間截面流線出現極限環,表明在內翼段產生的前緣氣泡渦的渦核附近渦量擴散,渦強降低,這主要是因為前緣后掠角在外翼段的突然變化對前緣氣泡渦的發展產生了不利影響。從表面極限流線圖可以看出,雙后掠鴨翼內翼段強度較弱的前緣氣泡渦在外翼段發展為前緣渦后,憑借外翼段大后掠角前緣自由剪切層的渦量輸入,沿流向發展時仍能保持較高的強度,而梯形鴨翼上的前緣氣泡渦則明顯減弱,對流場的控制能力減小,導致鴨翼外翼段發生分離。從表面壓力云圖可以看出,雙后掠鴨翼外翼段破壞了內翼段前緣氣泡渦的發展,使得上翼面的吸力明顯小于梯形鴨翼,導致升力損失。根據以上分析可知,在小迎角階段,鴨翼的流場主要受附著流或未嚴重破裂的前緣氣泡渦控制。此時雙后掠鴨翼具有較大前緣后掠角的外翼段因為破壞了附著流或前緣氣泡渦的發展而導致升力損失。圖8(c)是迎角為16°時的全機流場。從圖中的表面壓力分布可以看出,梯形鴨翼上翼面負壓區面積較大,而雙后掠鴨翼上翼面負壓區面積較小,但表面壓力較低,兩種鴨翼產生的升力相當。根據圖中表面極限流線圖譜可知,此時梯形鴨翼出現倒流區,說明鴨翼渦發生破裂,而雙后掠鴨翼仍然被較強的渦流控制。圖12是兩種鴨翼的表面壓力云圖和空間流線圖,從圖中可以看出,兩種鴨翼上內翼段前緣氣泡渦的渦核破裂點位置相近,梯形鴨翼上的前緣氣泡渦完全破裂并影響整個鴨翼。而對于雙后掠鴨翼,受到具有大后掠角前緣的外翼段的有利影響,在內翼段生成的前緣氣泡渦的渦核破裂影響區域較小,發展到外翼段后渦核又重新形成,翼面上的鴨翼渦(內翼段的前緣氣泡渦發展到外翼段后變為前緣渦,這里稱之為鴨翼渦)具有較高的強度。可見,只有在大迎角下,鴨翼的前緣氣泡渦破裂點前移到內翼段時,雙后掠鴨翼才會體現出其氣動優勢。下面分析圖7中雙后掠鴨翼相對梯形鴨翼升力增量最大的迎角(α=28°)下全機流場特性,如圖8(d)所示。與梯形鴨翼相比,雙后掠鴨翼明顯改善了鴨翼和機翼上的流場:雙后掠鴨翼上翼面完全被穩定的鴨翼渦控制,表面壓力較低,產生了更大的升力,位于鴨翼后方的機翼的外翼段分離區也明顯減小。鴨翼平面形狀對機翼內翼段的影響不大。圖13是迎角為28°時不同鴨翼翼身組合體空間流線對比示意圖,從圖中可以看出,梯形鴨翼的鴨翼渦在鴨翼上完全破裂,離開鴨翼后又重新形成較弱的鴨翼渦;而雙后掠鴨翼的鴨翼渦在鴨翼上只是渦核發生破裂,仍存在很強的渦流,離開鴨翼后鴨翼渦強度較大,通過誘導作用［9］將機翼前緣氣泡渦外推(如圖14所示),增強了機翼渦對外翼段的控制能力,減小了機翼外翼段的分離。根據以上分析可知,雙后掠鴨翼氣動優勢主要集中在大迎角范圍內,此時具有大后掠角前緣的外翼段可以使鴨翼渦在渦核破裂后仍能形成穩定集中渦并保持較高的強度,進而提高鴨翼本身的失速迎角,改善機翼流場,提高全機在大迎角狀態下的升力系數和升阻比。2.3鴨翼偏度對偏度的影響對于近距耦合鴨式布局,鴨翼在作為氣動增升部件的同時也作為控制面使用［1］。在大迎角狀態,通過鴨翼負偏(鴨翼前緣上偏為正)卸載實現低頭控制較為容易,但在小迎角階段,通過正偏鴨翼加載實現抬頭控制則受到鴨翼的最大可用偏度的限制,因此增加鴨翼本身的可用偏度對于改善布局本身的配平能力和操縱性能至關重要。圖15為不同平面形狀鴨翼翼身組合體俯仰力矩系數Cm在小迎角時隨鴨翼偏度δc的變化曲線。當迎角為2°時,梯形鴨翼的偏轉效率Cmδc略高于雙后掠鴨翼,但后者在整個計算偏度范圍內俯仰力矩系數隨鴨翼偏度近似線性變化。當迎角為8°時,梯形鴨翼的偏轉效率隨著偏度的增加而顯著下降,在鴨翼偏度大于12°后失效,而雙后掠鴨翼在上偏15°時仍保持較高的效率?？梢?與梯形鴨翼相比,具有較大失速迎角的雙后掠鴨翼在小迎角時擁有更大的可用偏度,也就具有更強的抬頭控制能力。2.4雙后聚鴨翼的典型性能為了提高新一代先進戰斗機的超聲速巡航能力,需要在滿足外形隱身約束條件的前提下,盡可能降低其超聲速阻力［15］。與梯形鴨翼相比,雙后掠鴨翼具有較大后掠角的外翼段前緣代替了側緣,將雷達波束反射到威脅較小的方向,降低了側向的雷達特征,具有較好的隱身性能。迎角α=0°時,不同平面形狀鴨翼翼身組合體阻力系數隨馬赫數Ma變化曲線如圖16所示,從圖中可以看出,在計算馬赫數范圍內,雙后掠鴨翼翼身組合體的阻力均小于梯形鴨翼翼身組合體?？梢?雙后掠鴨翼可以在滿足隱身約束的前提下,降低超聲速阻力,具有較好的超聲速性能。3雙后聚鴨翼的迎角性能1)與梯形鴨翼相比,雙后掠鴨翼在小迎角階段會導致略微的升力損失,但可以延長升力曲線的線性段,并提高大