翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

李永红，黄 勇，王义庆，苏继川，钟世东

(1.中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川绵阳 621000; 2.中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳 621000)

翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究

李永红1，2，*，黄 勇2，王义庆2，苏继川2，钟世东2

(1.中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室，四川绵阳 621000; 2.中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，四川绵阳 621000)

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性以及涡流特性的影响，基于已有试验结果的翼身相对厚度为0.16的65°后掠小展弦比飞翼布局，在保持前缘半径和外翼剖面形状相同情况下，通过降低飞翼布局的翼身厚度使其翼身相对厚度为0.08，在马赫数0.9条件下开展了翼身相对厚度影响的数值模拟研究。数值模拟结果表明，在相同迎角条件下，翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响，翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/Cr=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局，且在前缘涡破裂之前，翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓，升力线斜率下降迎角较翼身相对厚度较大布局推迟约8°。研究结果还表明跨声速时，前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关，当前缘涡穿过激波时，涡强和涡核轴向速度迅速降低，当涡核轴向速度降为0时，前缘涡破裂。

飞翼布局;翼身相对厚度;前缘涡;涡破裂;轴向速度

Keywords:flying-wing configuration;wing-body thickness;leading-edge vortex;vortex breakdown;axial velocity

0 引 言

飞翼布局是仅由一块单独翼面构成的气动布局形式，全机没有平尾、垂尾、鸭翼等安定面，也没有传统意义上的机身，在外形上体现出平滑过渡、高度融合的几何特征，可大大增强气动效率和隐身性能。欧美国家近年来相继推出了采用飞翼式气动布局形式的无人作战飞行器(UCAV)，如波音公司研发的X-45A/B/C以及X-45C的改进型“鬼怪鳐”技术验证机、欧洲多国以法国为主联合研制的“神经元”无人攻击机、英国的“雷神”无人攻击机等。针对飞翼布局，欧美国家先后推出了多个具有标模意义的通用研究模型，如波音公司设计的UCAV1301/1302/1303飞翼系列、欧洲主导美国参与的NATO RTO AVT-161项目组提出的 SACCON通用飞翼研究布局以及NASA提出的65°VFE-2模型［1-3］，并进行了系统的风洞试验与试验技术研究、数值计算研究与验证、流动机理与控制技术研究等，有效推动了欧美等国相关研究体系的建设和气动力关键问题的解决，为其近年来相继亮相的各种飞翼布局无人验证机的设计和研制提供了重要的技术支撑。研究发现对于这类飞翼布局研究模型，在跨声速条件下存在三个典型的流动状态，在小迎角范围飞翼布局上翼面以附着流为主;随着迎角的增大，在上翼面会形成一对稳定的前缘涡，使飞翼布局升力特性呈现非线性;当迎角达到某临界值时，翼面上方的前缘涡涡核内的轴向速度会突然降低，以至形成驻点，其后的一个有限区域内是回流状态，即所谓的前缘涡破裂，前缘涡的破裂使飞翼布局升力线斜率降低。

为了满足国内以融合体飞翼布局为代表的未来作战飞机气动力关键技术攻关以及设计和研制等方面的要求，开展了联合攻关项目“风洞试验技术”，以建立小展弦比飞翼标模体系及风洞试验体系，建立的高速气动外形为前缘后掠角65°，展弦比1.54的小展弦比飞翼标模布局。

前期在1.2 m跨、超声速风洞对飞翼标模的气动特性测力试验研究表明，在马赫数0.9条件下，迎角在16°左右，出现升力系数的突降和抬头力矩的产生。而该迎角与相关文献［3-5］中公布的类似65°后掠三角翼布局在跨声速条件下升力下降迎角为23°左右的数值相差较大。与文献［3-5］中公布的65°后掠三角翼布局翼身相对厚度较小不同的是小展弦比飞翼标模考虑了为进气系统以及内埋武器布置所需的内部空间，因而翼身具有一定的厚度。国内外还未见公开的文献对翼身厚度对飞翼布局气动特性的影响方面进行介绍。

为研究翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性的影响，本文通过数值模拟方法，在马赫数0.9，保持前缘半径和外翼剖面形状相同的情况下，研究了翼身相对厚度对飞翼标模气动特性的影响，特别是对前缘涡破裂的影响;对不同翼身相对厚度小展弦比飞翼标模布局涡破裂的机理进行了分析，澄清了跨声速范围小展弦比飞翼标模升力下降迎角较小的问题，对类似飞翼布局飞行器的外形设计具有一定的指导意义。

1 几何外形

小展弦比飞翼布局基本外形参数见图1。其前缘后掠角为65°，后缘后掠角为±47°，平均气动弦长9.56 m，力矩参考点距头部长度为6.9 m，全长15.3 m，展长11.43 m。

图1 小展弦比飞翼布局模型示意图Fig.1 Basic geometry parameters of the model

图2 两种翼身相对厚度典型剖面形状对比Fig.2 Typical cross-sectional shapes of the two configuration

通过保持前缘半径和外翼剖面形状不变，降低飞翼布局的翼身相对厚度开展翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性的影响。图2所示为翼身相对厚度降低前、后外形典型剖面形状的对比，可以看出两种翼身相对厚度飞翼布局的前缘半径和外翼剖面基本保持一致，图中 Body-orig为翼身相对厚度为0.16(定义为厚飞翼布局);Body-thin为翼身相对厚度降低的飞翼布局，翼身相对厚度为0.08(定义为薄飞翼布局)。

2 数值方法及其检验

控制方程采用雷诺平均N-S方程，采用有限体积法进行空间离散，空间无粘通量采用ROE格式进行离散，粘性通量采用二阶中心差分格式离散，时间项采用隐式LU-SGS方法求解。为了加快收敛速度，采用了局部时间步长和多重网格技术。湍流模型是两方程k-ω SST模型。基于平均气动弦长的计算雷诺数与试验雷诺数保持一致，M=0.9时，Re=8.75× 106。

首先，在M=0.9条件下对飞翼布局升力和俯仰力矩系数计算结果与试验值进行了对比，如图3所示。

图3 M=0.9飞翼标模气动特性计算结果和试验值的对比Fig.3 Comparison of the CFD results with experimental data at M=0.9

从试验结果中可以看出，飞翼布局的升力线斜率在α=16°时出现突降，并伴随有抬头力矩的产生。通过计算结果和试验值的对比可以看出，在中小迎角范围CFD计算数据与试验值吻合较好，即使在α≥16°时，数值计算结果也模拟出了相同的趋势(量值略有差异)，说明本文采用的数值方法对飞翼布局流场的模拟是可信的。

3 结果与分析

图4给出了M=0.9时，两种翼身相对厚度飞翼布局升力和俯仰力矩系数计算结果随迎角变化的对比。从图4中可以看出厚飞翼布局的升力线斜率在α=16°时出现突降，并伴随有抬头力矩的产生。而薄飞翼布局的升力系数和俯仰力矩系数在迎角12°至23°范围维持了较好的线性趋势，升力线斜率下降迎角较厚飞翼布局推迟约8°。

图4 M=0.9两种翼身相对厚度飞翼布局升力和俯仰力矩系数随迎角变化的对比Fig.4 Comparisons of lift and pitching moment coefficients versus incidence at M=0.9

在小迎角下(约6°左右)，上翼面形成前缘分离涡，并随着迎角的增加前缘涡强度不断增强是这类飞翼布局流场的特点。当迎角达到一定值时，旋涡从后缘开始破裂，并随迎角的进一步增大，涡破裂位置不断前移。涡破裂对飞翼布局气动特性会产生重要影响［6-10］。

图5所示为M=0.9、α=18°和25°时两种翼身相对厚度飞翼布局上翼面涡流结构和压力系数的对比，横坐标为距模型头部的轴向距离x与模型总长Cr的比。

从图5中可以看出当α=18°时，对于薄飞翼布局来说几乎在前缘(x/Cr=0)处即形成了稳定的前缘涡。而由于翼身相对厚度的影响，厚飞翼布局前缘涡形成的起始点在弦向x/Cr=0.1(图5(a)中a点)处，涡轴沿弦向逐渐抬起并向翼身方向内偏，并且在x/Cr=0.7(图5(a)中b点)位置前后，上翼面压力系数突变，涡核迅速膨胀，最终在x/Cr=0.78(图5(a)中c点)位置处前缘涡开始破裂。迎角增大到25°时，厚飞翼布局前缘涡破裂点迅速前移至x/Cr=0.63(图5 (a)中d点)位置处。而薄飞翼布局在α=18°时，前缘涡形态无明显变化，也无涡破裂情况发生，迎角增大到25°时，在x/Cr=0.81(图5(b)中a点)位置处前缘涡开始破裂。前缘涡的破裂使飞翼布局涡升力降低，升力线斜率下降，这也解释了图4所示的薄飞翼布局升力和俯仰力矩系数在16°至23°迎角范围维持较好的线性，而厚飞翼布局在16°出现了升力线斜率下降和抬头力矩产生的原因。

图5 M=0.9飞翼布局背风面旋涡流场结构和压力系数Fig.5 Streamlines through vortex cores and pressure distributions at M=0.9

图6给出了涡核处沿弦向的压力系数和轴向速度分布。可以看出在α=18°、x/Cr＜0.25时两种飞翼布局涡核处压力系数沿弦向都迅速降低(前缘涡逐渐增强)。由于翼身对气流的阻滞效应，薄飞翼布局涡吸力明显大于厚飞翼布局，并且薄飞翼布局涡核强度沿弦向变化较为平缓。这说明翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置以及涡强有较大的影响。在0.25＜x/Cr＜0.53时两种布局沿涡核的压力系数变化趋势较为接近，此时厚飞翼布局的涡吸力略大于薄飞翼布局。

图6 涡核处沿弦向的压力系数和轴向速度分布Fig.6 Pressure coefficient and nondimensional axial velocity in the chordwise direction through the vortex cores

结合图5的压力系数云图以及图7涡核处沿弦向的马赫数云图可以看出在两种飞翼布局背风面都存在压力系数和马赫数的突变，说明在飞翼布局背风面激波以及激波与前缘涡的相互作用是存在的。迎角为18°和25°时，对于厚飞翼布局来说，激波位置分别处于x/Cr=0.7和0.57附近(图7(a)中a、b点);对于薄飞翼布局来说，激波位置分别处于x/Cr=0.85和0.75附近(图7(b)中a、b点)。

当前缘涡穿过激波时，涡强和涡核轴向速度迅速降低，当涡核轴向速度降为0时，前缘涡破裂，涡破裂后翼面出现回流区。从图6(b)可以看出，对于厚飞翼布局来说迎角18°和25°对应涡核轴向速度为0的弦向位置分别为x/Cr=0.78和0.63(对应图6(b)中a和b点)，对于薄飞翼布局来说迎角25°对应涡核轴向速度为0的弦向位置分别为x/Cr=0.81(对应图6(b)中c点)。与基于图5中旋涡流场结构判断的涡破裂位置基本一致。从涡破裂位置与激波位置的对比中可以看出，涡破裂位置距激波位置后6%Cr左右，表明跨声速时，前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关。在类似飞翼布局设计时应合理布置翼身厚度以推迟激波形成位置或减弱翼身上表面激波强度，对推迟涡破裂迎角、提高跨声速升力线斜率下降迎角、提升飞翼布局气动特性是有益的。

图7 涡核处沿弦向的马赫数云图Fig.7 Mach number counters in the chordwise direction through the vortex cores

4 结 论

通过数值计算方法在M=0.9条件下对65°后掠小展弦比飞翼布局，在保持前缘半径和外翼剖面形状相同的情况下，对翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局气动特性——特别是前缘涡形成的位置、涡流强度、前缘涡破裂的影响进行了研究，分析了典型迎角下不同翼身相对厚度小展弦比飞翼布局流动特性的差异，得到如下结论:

(1)翼身相对厚度对飞翼布局前缘涡在翼面上形成的位置和涡强有较大的影响，翼身相对厚度较小时前缘涡形成的位置越靠近前缘;在前缘(约x/Cr=0.25之前)翼身相对厚度较小布局的涡核强度明显高于翼身相对厚度较大布局，且在前缘涡破裂之前，翼身相对厚度较小布局涡核强度沿弦向变化较为平缓。

(2)跨声速时，前缘涡的破裂主要与激波的干扰有关，在相同迎角条件下，厚飞翼布局上翼面激波位置较薄飞翼布局更为靠前，涡破裂迎角发生较早，薄飞翼布局较厚飞翼布局升力线斜率下降迎角推迟约8°。为推迟涡破裂迎角，提高跨声速升力线斜率下降迎角，应合理布置飞翼布局的翼身厚度。

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Wing-body thickness effects on aerodynamic and vortex flow characteristics of common low-aspect-raio flying-wing configuration at transonic flow

Li Yonghong1，2，*，Huang Yong2，Wang Yiqing2，Su Jichuan2，Zhong Shidong2
(1.State Key Laboratory of Aerodynamics，China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China; 2.High Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China)

Various studies have been conducted on the aerodynamic and vortex flow characteristics of 65°swept delta wing or flying-wing configurations with relatively small thickness ratio of the inner wing/body part by both experimental and numerical methods.However，in transonic flow field，wingbody thickness has great influence on the introduce of shock and shock/vortex interactions which can make a significant difference to the vortex breakdown behavior and aerodynamic characteristic of the flying-wing configuration.Based on the experimental data of a low-aspect-ratio common research model with a 65°swept flying-wing configuration and a 0.16 wing-body thickness ratio，through reducing the wingbody thickness while keeping the round leading edge and outer wing geometry identical，wing-body thickness effects on the aerodynamic and vortex flow characteristics of the flying-wing configuration in transonic flow field have been studied numerically methods.The investigation indicated that wing-body thickness ratio reduced model has a gentle change in vertex strength along chord-wise direction and the vortex strength is higher than that of the original model before x/Cr=0.25，meanwhile it can delay vortex breakdown by an angle of 8°compared with the original model at Mach number 0.9.

V211.42

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2015.0045

0258-1825(2015)03-0302-05

2014-11-14;

2015-04-09

李永红*(1986-)，男，河南商丘人，助理工程师，研究方向:气动布局设计.E-mail:lyhxj52@stu.xjtu.edu.cn

李永红，黄勇，王义庆，等.翼身相对厚度对小展弦比飞翼布局跨声速气动特性及流动机理的影响研究［J］.空气动力学学报，2015，33(3):302-306.

10.7638/kqdlxxb-2015.0045 Li Y H，Huang Y，Wang Y Q，et al.Wing-body thickness effects on aerodynamic and vortex flow characteristics of common low-aspect-raio flying-wing configuration at transonic flow［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(3):302-306.