串置前掠翼模型亚音速升阻特性仿真

马震宇，何中义，韩鹏凯，龙俊宏

(1.郑州航空工业管理学院航空工程学院， 郑州 450046；2.深圳航空有限责任公司航线五中队， 广东 深圳 518000；3.金鹏航空股份有限公司维修工程部， 上海 200000)

翼面气动布局很大程度决定飞机、无人机(UAV)和弹箭飞行的气动力性能[1-2]。近年来随着理论和技术的发展，对前掠翼非常规布局的研究与应用又得到进一步发展[1，3-5]，以充分挖掘和发挥其气动力优势。俄罗斯2015年成功首飞新一代复合材料结构喷气飞机SR-10(CP-10)原型机[6]，机翼采用了前掠翼气动布局，翼展8.4 m，机翼前掠角10°，飞行最大马赫数0.85。

串置翼气动布局在飞行升力产生的同时很容易维持飞行体的空中平衡，并且前后翼相对位置配置不同其升阻特性不同[7—10]，可满足不同任务的需求。阿联酋2011年成功推出敏捷眼2(联合40)无人机试飞样机[11]，采用串置直翼双螺桨布局方案，并且后翼低于前翼以利用前翼下洗气流增大升力，最大巡航速度200 km/h。美国陆军弹簧刀小型便携无人机工作状态也为串置式直翼布局[10,12]，其可折叠翼展长0.6 m，最大飞速157 km/h。

为探索挖掘前掠翼气动力优势,基于前掠翼和串置翼一般气动特征，在高速前掠翼翼身组合体风洞实验模型[13]的基础上，构建了一种串置式高速薄翼型前掠翼非常规气动布局模型，在高亚音速条件和中小攻角下，通过CFD数值方法，探索研究串置前掠翼模型升阻力变化特性并设计制作演示试飞模型。

1 串置式前掠翼模型

1.1 模型研究方案

单前掠翼与机身组合体模型[13]如图1所示。机翼平面面积0.156 m2，翼展0.79 m，展弦比4，根梢比2.5，距前缘1/4弦线前掠角-32°，机翼平均气动弦长0.209 6 m。翼剖面为高速薄翼型NACA64A005(其最大相对厚度位置距前缘为40%)，翼根弦长0.282 1 m，翼尖弦长0.112 8 m。机身为尖头胖尾旋成体型以减少高速飞行激波阻力，长度1 200 mm(头部长350 mm，尾部长120 mm)，中间圆柱段直径110 mm。模型俯仰力矩取矩点距头部尖端距离为0.65 m。

串置式前掠翼模型的机身与单前掠翼的一样，将单机翼分成双翼而总面积保持不变，翼型仍采用NACA 64A005，前后翼之间的水平距离可有不同配置，后翼相对前翼上下位置也可有不同配置。当两翼之间的水平距离为0.5倍单前掠翼翼根弦长时，即以力矩参考点为基点，将前、后翼分别向前、向后移动0.25倍单翼根弦长的距离，并且后翼和前翼均处于机身水平对称面内，所得到的为串置式前掠翼基本模型。因为仅研究纵向气动特性，所以采用半模型以减少计算工作量，应用UG软件建立基本模型的半模型如图2所示。

图1 单前掠翼几何模型

图2 串置式前掠翼半模型

1.2 计算域网格模型

应用GAMBIT建模软件[14]，对单前掠翼翼身组合体几何半模型，进行其计算流域有限体积单元网格模型的构建。

为了既能控制流场网格单元总数量又可合理分布网格密度，满足更准确捕捉不同攻角下粘性边界层和强压缩激波效应等需要，可采用两个半圆柱体流域的选取方法和分区采用不同网格密度的网格划分策略。大的半圆柱体包含流域的所取范围为：前端面距模型机头的距离为5倍机身长度，后端面距模型机尾的距离为7倍机身长度，半径为15倍机翼半展长。小的半圆柱体流域包含在大圆柱体内且将模型实体减掉，作为全流场的内层流域，其流域所取范围为：前端面距模型机头的距离为1倍机身长度，后端面距模型尾尖的距离为2倍机身长度，半径为5倍机翼半展长。

根据流场具体特征，不同尺寸的边线需设置不同的网格节点。划分边线网格节点时大圆柱体同小圆柱体节点数取为一样，生成流场非结构化单元体网格，网格体单元总数量为223万。设定模型对称面处为流场对称面边界条件类型，整个大半圆柱体的表面设定为压力远场边界条件类型，半模型表面按默认的固体壁面边界条件类型。

对串置式前掠翼基本模型的几何半模型，按以上方法同样进行其计算流域网格模型的构建并定义相应边界条件类型，全流域非结构化网格单元总数为256万，图3为小圆柱内模型周围网格划分情况。输出保存各网格模型文件，用于流场数值仿真计算。

图3 串翼模型周围流域网格划分

2 基本模型气动仿真计算

1) 绕流控制方程组

对于定常亚音速粘性三维绝能气体绕流，通常忽略质量力作用，在常用的笛卡尔直角坐标系O-X-Y-Z下，微分形式的流场连续方程、动量方程和能量方程可表示为[15]：

(1)

(2)

(3)

(4)

λ▽2T+Φ

(5)

式(1)～(5)中：u、v、w代表当地流速分量；p代表当地气流平均绝对压强；μ代表气流粘性系数；ρ代当地表气流密度；▽2代表拉普拉斯二阶偏微分算子；▽·V代表流速矢量的散度；Φ代表流动粘性耗散函数为正值；λ代表气体介质热传导系数；T代表气流当地热力学绝对温度。

对以上方程组进行雷诺时间平均处理，即化为粘性湍流流场的雷诺控制方程(RANS)[15]。根据流动特征雷诺数和流场网格等具体情况，再选择合适的湍流补充模型，对于可压缩气体再补充上完全气体状态方程，由此便构成了流动的封闭控制方程组。根据所研究问题性质和特点，求解时还需再施加以各个内外边界合理的边界条件或具体的数值。

2) 仿真计算设置

应用FLUENT CFD计算软件[14]，对所建网格模型进行三维粘性流场数值求解。核对计算流域尺寸范围，光顺网格模型，检查网格模型且无负网格体积出现。选择针对可压缩流动的基于密度隐式耦合求解模式并选用AUSM格式，激活完全气体流场能量方程。采用RANS方法进行粘性紊流场计算，选用可实现k-ε湍流补充模型并选配非平衡壁面函数。操作运算环境压强默认为标准大气压值。选择压强远场边界条件，设置来流马赫数为0.8，并设置决定来流攻角等的有关参数值。选择进口远场边界条件做全场初始化，正确设置模型气动阻力、升力和俯仰力矩系数监控器，迭代残差收敛判则均设置为10-4。参考面积设置为半模型机翼面积0.078 m2，特征尺度为机翼平均气动弦长0.209 6 m，俯仰力矩矩心距头部尖端距离0.65 m。

3) 仿真计算结果

按海平面标准大气条件和远方来流马赫数0.8条件，以机翼平均气动弦长为特征的来流雷诺数为3.91×106，在攻角-10°～20°范围内，对单翼模型和串翼基本模型分别进行数值仿真计算。

经过后处理，机翼上下表面无量纲壁面函数y+基本都分布在80～500范围，因此适于选择高雷诺数湍流补充模型如k-ε模型等。在模型50%半翼展处，攻角15°时翼剖面壁面气流压强分布曲线见图4。可见，单翼模型在距当地机翼前缘约20%弦长处有局部激波出现，基本串翼模型的前翼和后翼在距当地机翼前缘约25%弦长处也均有局部激波出现，比单翼局部激波的出现向后推迟了约5%当地弦长。

图4 翼剖面壁面气流压强分布曲线

模型升力系数和升阻比计算结果如图5所示。

可以看出，在-10°～+20°攻角范围内，单翼和串翼模型的升力系数均随来流攻角增大而增大。在10°攻角后，串置式前掠翼获得的升力系数比单前掠翼的有所提高，而升阻比变化基本相同。

图5 串翼基本模型升阻特性与比较

图6是攻角15°时流场流动迹线图，在翼根区域可见有流线明显弯曲、气流回流和低速旋涡出现，后翼旋涡还会受到前翼洗流作用的影响，这正反映出了前掠翼翼根区域局部流场的一般特征。

图6 单翼和串置翼流场迹线

3 前后翼位置影响仿真与模型试飞

3.1 前后翼前后相对位置影响计算仿真

应用FLUENT CFD软件[14]，对所建网格模型进行三维粘性流场数值求解，计算来流马赫数0.8，攻角0°～+20°。

模型升力系数和升阻比结果如图7所示，图7中n倍间距代表前、后翼之间水平距离分别为n倍单翼根弦长模型的串翼模型方案，可见三者升力系数均随来流攻角增大而增大。0.5倍间距模型即串翼基本模型方案，在5°攻角时升阻比最大为6.46。

图7 串翼模型升阻特性影响变化曲线

图8为0.5倍间距模型方案在攻角15°时上翼面附近绕流马赫数和表压分布云图。可见，前后上翼面均为吸力面，且在前翼和后翼附近绕流中均捕捉到局部压缩激波。

3.2 后翼相对前翼上下位置影响计算仿真

基于串置翼基本模型方案，当后翼上置20 mm和后翼下置20 mm时，其升力系数和升阻比计算结果与比较如图9所示。

可以看出，在-10°～+20°攻角范围内，三者升力系数均随来流攻角增大而增大。在5°攻角后，后翼下置模型升力系数比后翼上置和基本翼模型的有所提高，而升阻比变化基本保持相同。

图10为攻角15°时后翼下置模型在50%半翼展处前后翼剖面周围绕流表压分布，可见在前后翼上翼面均有局部激波出现。

图8 模型上翼面附近绕流云图

图9 后翼上下位置影响模型升阻特性曲线

3.3 模型设计制作与试飞

依据模型研究方案总体参数和气动力数值仿真数据，基本按1:1进行串置前掠翼试飞模型的设计与制作。机身直径为45 mm，长为824 mm，前翼相对于机头距离为215 mm，后翼相对于机头距离为650 mm，重心位于前翼翼根后缘相应机身处。驱动电机在12.6 V电压下空转额定转速为 1 400 r/min。螺旋桨为慢飞浆，旋翼直径228.6 mm，螺距152.4 mm，最大推力10.5 N。

图11为制作中的串置翼试飞模型。模型试飞如图12所示，模型总重为0.625 kg，模型起降正常，平飞姿态稳定，并且能够做一定机动飞行。

图10 串置翼翼剖面绕流表压分布

图11 制作中的串置翼模型

图12 串置翼模型试飞

4 结论

基于某高速前掠翼翼身组合体风洞实验模型，构建了一种串置式前掠翼气动布局研究模型，在来流马赫数0.8和攻角-100～+200范围条件下，数值仿真了其升阻特性随攻角和前后翼间距的变化情况，并试飞了模型，研究结果表明：

1) 在-10°～+20°攻角范围内，单翼和串翼基本模型的升力系数均随来流攻角增大而增大。在10°攻角后，串翼模型获得的升力系数比单翼的有所提高，而升阻比变化基本相同。在翼根区域可见有流线明显弯曲、气流回流和低速旋涡出现，后翼旋涡还会受到前翼洗流作用的影响，这正反映出了前掠翼翼根区域易于形成气流堆积和流动分离的一般特征。

2) 在0°～+20°攻角范围内，串翼基本模型在攻角5°时升阻比为最大为6.46。前后上翼面均为吸力面，在其附近绕流中均捕捉到局部压缩激波。

3) 在-10°～+20°攻角范围内，攻角5°后，后翼下置模型的升力系数比后翼上置和基本翼模型的有所提高，而升阻比变化基本相同。

4) 模型试飞表明串翼模型平飞姿态稳定，并能够做一定机动飞行。串置翼模型构建方案可行，仿真计算为后续进一步开展研究如大迎角气动特性、加大前后翼位置变化等对气动特性的影响奠定了基础。