飛翼布局低速支撐干擾及局部外形畸變影響數值模擬

劉李濤, 金 玲, 祝明紅, 李士偉, 蔣科林

(中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力研究所, 四川 綿陽 621000)

0 引 言

飛翼布局是由一塊單獨翼面構成的氣動布局形式，全機沒有平尾、垂尾及鴨翼等安定面，也沒有傳統意義上的機身。通過合理設置展向和弦向厚度分布,為飛機總體布置提供足夠的內部空間，在外形上體現出平滑過渡、高度融合的幾何特征。該布局具有氣動效率高、隱身性能好的優點，在一定程度上反映了未來戰斗機、無人機以及重型轟炸機的發展方向。

21世紀以來，國內外針對飛翼布局開展了大量研究工作， 研究方向包括飛翼布局基本氣動特性研究、飛翼布局橫航向控制方法研究、 試驗與飛行數據相關性研究等，研究手段以風洞試驗為主。歐美國家針對飛翼布局先后推出了多個通用研究模型，如洛克希德-馬丁公司的ICE 飛翼布局新型控制面模型，波音公司的UCAV1301/1303飛翼布局系列模型[1-6]，歐洲主導、美國參與的NATORTO AVT-161項目組提出的SACCON 通用研究模型[7-10]以及NASA的65°VFE-2模型[11-12]等。在歐美多國開展了系統的風洞試驗與試驗技術研究，除進行大量穩定性和操控性試驗外，還對高低速風洞試驗數據相關性、 風洞支撐干擾做了系統深入的研究[13-15]，目的是通過研究，建立完整的試驗方法、支撐體系以及風洞試驗數據精準度的評估方法，解決該布局形式飛機在后續研制中所面臨的關鍵氣動力試驗問題[16]。

支撐干擾是風洞試驗數據修正體系中最重要的組成部分。無論何種支撐形式(磁懸浮除外) 都會給風洞試驗帶來干擾[17-18]， 國內外研究者針對風洞試驗支撐干擾修正問題探索出許多工程修正方法，積累了寶貴的經驗[19-22]。飛翼布局飛行器往往具有扁平的結構特點，針對該類模型，常見的尾撐、腹撐及背撐形式的支撐干擾呈現出一些新的問題，如進行風洞尾撐測力試驗時，尾部常需要局部放大，由此帶來尾部畸變和尾支桿的氣動干擾，直接影響對巡航效率、 焦點位置及配平迎角等的預測。此外，飛翼布局由于沒有垂直尾翼，偏航力矩量級較小[23]，通常具有航向中立穩定的特點，尾撐試驗時，尾支桿和尾部的局部變形會對飛機橫航向試驗數據帶來不利影響，其尾支桿干擾量及尾部畸變影響量往往對橫航向數據帶來“本質”性的變化，特別是對偏航力矩的修正，目前還沒有通用的試驗修正方法。

CFD數值模擬方法已經廣泛運用于飛機設計與性能評估，在風洞試驗支撐方案評估及支撐干擾修正中的應用也越來越受到重視。本文采用CFD數值模擬方法對某小展弦比飛翼布局標模低速尾撐干擾中的支桿干擾和尾部外形畸變影響進行分解和數值計算，并結合風洞試驗結果[24]進行分析。

1 計算模型及網格

為了滿足國內以融合體飛翼布局為代表的未來飛行器氣動力試驗與研究的需求，“十二五”期間，氣動預研風洞試驗技術聯合課題組自主設計了展弦比為1.54的小展弦比飛翼標模[24]。課題組在國內3座3m量級低速風洞(FL-12、FL-8、FD-9)對該標模1∶11模型進行了對比試驗，試驗采用尾撐方式，對尾支桿所在的模型尾部進行了局部修形。同時，在中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所FL-14風洞，課題組利用張線支撐裝置對該標模1∶11模型尾撐支桿干擾和尾部外形畸變影響進行了試驗研究。

結合氣動預研風洞試驗技術聯合課題組進行的試驗研究工作，考慮到小展弦比飛翼標模是未來融合體飛翼布局的典型代表，本文以上述標模為計算模型，定義以下3種構型：構型A，干凈構型；構型B，尾部畸變構型；構型C，尾部畸變+尾支桿構型。

采用多塊點對點對接結構化網格分別對上述構型空間流場進行網格生成。3種構型網格拓撲相同，網格單元數約為450萬，計算馬赫數為0.2，基于平均氣動弦長的計算雷諾數為4×106，附面層底層網格y+值約為3。圖1給出了3種構型及表面網格，通過構型C與構型B的氣動差量獲得尾撐支桿干擾量，通過構型B與構型A的氣動差量獲得尾部外形畸變影響量。

2 計算方法

采用三維積分形式的雷諾平均N-S方程為控制方程：

?VQdV+?Sf·ndS=0

其中，V為控制體體積，S為控制體表面，Q為守恒變量矢量，f為通過表面S的通量(凈流出量),包含3個方向的粘性和無粘通量，n為表面S的外法向單位矢量。

基于有限體積法構造空間半離散格式，粘性項采用中心差分格式離散，無粘項采用Roe平均迎風通量差分分裂格式(FDS)離散。使用Menter’sk-ωSST兩方程湍流渦粘模型。利用多層網格逐層迭代及多重網格 (MultiGrid)法加速收斂，運用隱式近似因子分解(AF)方法時間推進得到流場定常解。

基于多塊網格的流場被分為若干子域，流動方程在每個子域中獨立求解。鄰近塊之間流動信息的交換及流動信息在整個求解域中的傳播，均通過內部邊界條件(即令內部邊界兩側的變量相等)從而保持連續實現。模型壁面采用無滑移邊界條件，遠場采用無反射邊界條件。

3 計算結果及分析

3.1 全機氣動特性

圖2和3分別給出了構型C全機氣動特性計算結果與FL-12、FL-8及FD-9這3座風洞未扣除支架干擾的試驗結果對比曲線。

可見，在α≤20°范圍內，縱向氣動特性計算結果與3座風洞的試驗結果符合較好，可將其視為另一座風洞的試驗結果，橫航向(β=10°)氣動特性計算結果反映的氣動特性規律與試驗結果一致。因此，在常用角度范圍內，本文的數值模擬方法是可靠的。

3.2 支桿干擾及外形畸變影響特性

圖4和5分別給出了尾撐支桿干擾量及尾部外形畸變影響量計算結果與FL-14風洞試驗結果的對比曲線。其中，“Sting”和“Distortion”分別表示支桿干擾量和外形畸變影響量，“cal”和“test”分別表示計算值和試驗值。

可見，橫航向支桿干擾量和畸變影響量計算結果與試驗結果符合較好，縱向支桿干擾量和畸變影響量計算結果相對試驗結果略差，但對于兩者之和(即支桿和外形畸變整體影響)，計算結果與試驗結果是較為一致的。

3.3 支桿干擾及外形畸變影響分析

圖6和7分別給出了3種構型上翼面壓力分布云圖。為利于分析，隱藏了構型C的尾支桿。

由圖6可見，α=0°、β=0°時，尾撐支桿主要改變上翼面尾噴口后部壓力分布，使得尾噴口后部壓力系數前部降低后部升高，即俯仰力矩略有增大，升力變化規律不明顯；同時，尾撐支桿使得模型底壓略有升高，即阻力略有減小。尾部外形畸變改變整個上翼面后半部的壓力分布，使得升力和俯仰力矩有所減??；同時，尾部外形畸變使得模型底壓明顯降低，即阻力有所增大。這些變化規律與圖4反映的結果是一致的。

由圖7可見，α=0°、β=10°時，尾撐支桿仍然主要改變上翼面尾噴口后部壓力分布，對橫航向量基本無影響。尾部外形畸變仍然改變整個上翼面后半部的壓力分布，使得后部右側迎風區負壓減弱，后部左側背風區正壓減弱，即橫向力減小，偏航力矩增大，滾轉力矩增大。這些變化規律與圖5反映的結果也是一致的。

圖8和9分別給出了尾撐支桿干擾量及尾部外形畸變影響量計算結果與構型A計算結果(全量)的對比曲線。其中，“Clean”表示構型A計算結果。

可見，對于縱向特性，尾撐支桿干擾量和尾部外形畸變影響量相對全量較小;對于橫航向特性，尾撐支桿干擾量基本可忽略，而尾部外形畸變影響量與全量相當。

4 結 論

綜合以上分析，對類似本文計算的飛翼布局模型風洞試驗尾撐支桿干擾及尾部外形畸變影響特性，可得出以下主要結論：

(1) 在常用角度范圍內，本文的數值模擬方法是可靠的，可用于風洞試驗支撐方案的評估及支撐干擾的修正。

(2) 在零迎角附近，尾撐支桿使零側滑阻力略有減小，俯仰力矩略有增大；

(3) 在零迎角附近，尾部外形畸變使零側滑升力減小，阻力增大，俯仰力矩減小，正側滑橫向力減小，偏航力矩增大，滾轉力矩增大。

(4) 對縱向特性，尾撐支桿干擾量和尾部外形畸變影響量相對全量較??；對橫航向特性，尾撐支桿干擾量基本可忽略，尾部外形畸變影響量與全量相當。