一种提高载重量的新型气动布局设计研究

华如豪，叶林峰，叶正寅

(1.西北工业大学翼型叶栅空气动力学国家重点实验室，陕西西安710072;2.中航工业西安飞机设计研究所总体气动所，陕西西安710089)

引言

飞机运输具有速度快、不受路途地形影响的重要优势。对于某些实际工程需要而言，大载重的飞机特别受青睐。然而，在大载重飞机的实际应用中，还可能伴随区域狭小、飞机起飞降落条件差等不利环境。在这些限制条件下，提高飞机的升力和升阻比等气动特性对上述性能要求来说是一个共同需求。

一般来讲，机翼要提供整个飞机重量对应的升力，机翼结构也是飞机的主要承力部件。由于现代大载重飞机的尺寸增大，机翼结构变形比较明显，尤其是对于刚度特性不占优势的大展弦比机翼，变形量可达米的数量级，这也使机翼存在刚度不足甚至被破坏的潜在危险[1-2]。从空气动力学角度考虑，具有较大厚度的机翼气动性能不太理想，这也是传统飞机不太采用较厚翼型的原因。但从承力性能上看，厚翼型较薄翼具有明显的优势，如何寻求气动性能和刚度特性的折中，在保证其结构特性的基础上提高机翼的气动性能，对大载重飞机的研究发展具有重要的意义。

早期飞机设计多采用双翼布局[3-4]，其原因主要是在展长受限制的条件下增加机翼面积，从而提高升力，同时还可通过双翼间的桁架连接增强机翼的结构特性，属于被动设计的思路，如前苏联的安-2运输机等。本文提出的方案则主动利用多排翼对气流的相互干扰，从而提高主翼的升力等气动性能。为此，在近期工作的基础上[5]，以厚度较大的 NACA0030翼型为基础，探索一种可提高厚机翼气动性能的多排翼布局形式，并运用数值模拟的方法验证了所提方案的效果，旨在对大载重飞机的设计和发展提供有参考价值的结论。

1 研究模型

从气动性能角度看，传统固定翼飞机的薄机翼是气动阻力最小的外形，但其横截面的抗弯特性不理想，尤其是在需要较大展弦比的情况下，而采用大厚度翼型可增大机翼刚度，但气动效率相对不太高。分析传统单翼飞机的绕流流场容易看出，由于机翼对气流的阻滞作用，在翼型前缘驻点附近形成一个高压区，并且翼型越厚，高压区范围越大。为此，采用排式双翼布局方案，充分合理地利用这一高压区，增加前翼上下翼面的压差，就有可能提高全机的气动效率。

本文以相对厚度较大的NACA0030翼型构成的展弦比为10的直机翼为基础，构建了传统单翼布局和排式双翼布局的两种简单翼身组合体几何模型，对这两种布局的翼身组合体的绕流流场进行了计算和分析。并根据计算结果，比较了不同翼型情况下排式双翼布局对全机气动性能的影响。在此基础上，提出了将后翼加装偏转角和缩小后翼的优化方案，以进一步优化全机的气动性能。

图1为本文排式双翼布局翼身组合体的一个简单模型和计算网格。本文对计算流场的空间离散采用结构化网格，其中，单翼、双排翼和三排翼布局的模型空间流场的网格单元数分别为240×104，308×104和370 ×104。

图1 排式双翼布局飞机模型和计算网格

2 计算方法和结果分析

2.1 计算方法

忽略空气重力，三维非定常N-S方程在笛卡尔直角坐标系中的积分守恒形式为:

式中，Ω为控制体;Q为守恒变量;∂Ω为控制体单元的边界;F(Q)为无粘通量;G(Q)为粘性通量。

此外，湍流模型采用Spalart-Allmaras一方程模型[6]，翼身组合体的数值计算均在来流马赫数Ma∞=0.2和基于机翼参考弦长的雷诺数Re=4.5×106的条件下进行，文中采用有限体积法对三维可压雷诺平均N-S方程进行离散求解。

2.2 算例验证

为了考察数值方法的精度，保证计算结果的可信度，首先对 NACA0015翼型在 Ma=0.29，Re=1.95×106，α=13°的来流状态下进行计算。图2给出了计算得到的压力分布与文献[7]实验结果的对比。从所给结果可以看出，本文方法的计算结果与实验值吻合得较好。

图2 NACA0015压力分布曲线

2.3 计算结果与分析

2.3.1 翼型厚度特性对排翼布局气动性能的影响一般情况下，低速飞行状态下机翼前缘驻点附近都会存在一个高压区，不同翼型情况下高压区的范围又有所差别。本文所提出的排翼布局方案的原理是充分利用这一高压区，以尽可能增加机翼的升力和升阻比等气动性能，从而起到增加载重量的效果。

根据之前的研究结果[7]，排翼布局的气动特性受两翼相对位置的影响较为明显，初始位置事先通过优化选取。以前翼弦长为参考长度，对 NACA0015和NACA0030翼型确定了排翼布局升阻比特性较好的两个位置，相对于前翼前缘，前者的排翼布局模型中后翼前缘位于(0.90，－0.15)处，后者位置则位于(0.85，－0.25)处，前后翼形状均相同，排翼布局的参考面积取单翼的两倍。在0°～10°迎角范围内，对以这两种翼型为基础的单、排翼布局翼身组合体进行计算，结果如图3所示。

图3 不同厚度翼型下单、排翼布局翼身组合体升阻力情况

图3的数值计算结果对比说明，单翼布局下，采用NACA0030翼型的厚翼与采用NACA0015翼型的较薄翼相比，升力和升阻比都小很多，这也是传统飞机一般不采用大厚度翼型的原因。采用排式双翼布局与采用相同翼型的单翼布局形式相比，在所研究的中小迎角范围内，厚翼型排翼可大幅提高升力系数和升阻比，尤其是升力系数甚至超过了采用薄翼模型50%左右，但升阻比较薄翼仍偏小;而采用薄翼型的排翼布局较相同翼型的单翼布局形式，升力系数变化不大，升阻比增加不明显，甚至会在5°迎角之后下降。

图4和图5分别是翼型为NACA0015和NACA0030时单、排翼布局机翼展向40%站位的压力云图。

图4 单、排翼布局机翼展向40%站位压力云图(NACA0015)

图5 单、排翼布局机翼展向40%站位压力云图(NACA0030)

根据图4和图5的压力云图分析发现，单翼情况下翼型比较厚时，由于气流加速，下翼面最大厚度附近区域的压力相对自由来流减小比较明显，从而使下表面和上翼面的压差减小，甚至出现机翼后缘附近产生负升力的效果，同时由于厚翼前缘前方形成的高压区影响范围也比较大，采用排翼布局后，在后翼对气流的阻滞作用下，后翼前缘形成的高压区明显增加了前翼下表面的压力，从而加大了前翼下翼面和上翼面的压差，前翼增加的升力足以抵消掉后翼减小的升力。在这样的综合作用下，极大地提高了整个翼身组合体的升力，而阻力虽有增加，但整体不大，全机的升阻比明显提高了。相反，对于薄翼，由于单翼布局时下表面气流加速不明显，下翼面最大厚度之后区域压力较自由来流变化不大，同时前缘形成的高压区影响范围也小，从而使采用排翼布局后翼的翼身组合体升力总体上增加不太明显，抵消掉阻力的增加量，升阻比提高也就不明显，甚至会有所降低。

2.3.2 排翼布局方案的优化

从以上计算结果看出，采用厚翼型NACA0030时，排式双翼布局的翼身组合体的升力系数较单翼均增加显著，并且已经超过相同迎角下的薄翼;相比单翼布局，升阻比也改善很多，但仍旧不如薄翼型的翼身组合体。在此，本文提出两种优化方案，以保证升力增加的同时不至于付出降低升阻比的代价。

(1)后翼给定安装偏转角对排翼布局气动特性的影响

结合2.3.1节中排翼布局和单翼布局的压力云图对比发现，由于后翼前缘驻点附近形成的高压区，极大地提高了前翼上下表面的压差和升力，但由于前翼下表面对来流形成了一个壁面反射的效果，使后翼的有效迎角较自由来流大大减小，甚至出现下翼面整体压力小于上翼面，即后翼总体上产生了负升力。为此，尝试给后翼一定的初始安装角，以提高给定来流迎角时后翼的有效迎角，此设计方案的数值计算结果如表1所示。表中，K为升阻比。

表1 排翼布局的后翼有无安装偏转角时全机各部分升阻力系数对比(α=4°)

表1的对比结果表明，给后翼一定的安装偏转角，可以增加后翼的有效迎角，使后翼上的升力由负值变为正值，从而提高全机的总升力，而适当的偏转角可以在排式双翼布局的基础上进一步提高全机的升阻比。由对比可见，后翼无偏转时，全机升阻比较单翼布局可提高至10.91，而将后翼安装角取为2°时可将升阻比提高至11.43。但如果初始安装角过大，如方案中提高到4°时，由于阻力增加幅度大于升力的增加幅度，全机升阻比反而会比无偏转角时小，带来不利效果。

(2)缩小后翼和多排翼对翼身组合体气动特性的影响

从前面的计算结果发现，排式双翼布局的后翼驻点附近的高压区在提高前翼升力特性的同时，自身基本不提供升力，并且还会因对气流的阻塞作用而使阻力增加，从而导致翼身组合体的阻力较单翼布局时增加较多。为此，本文在原来排式双翼方案的基础上，缩小后翼的弦向尺寸，保证前缘高压区仍旧存在的同时减弱其对气流的阻塞作用，以进一步提高升阻特性。计算方案有两种，其中方案A的后翼弦长相对主前翼为0.5倍，展长与主翼相同，以主翼弦长为单位长度，后翼前缘点相对主翼前缘点位置为(0.90，－0.15)处，此布局的机翼总参考面积为单翼布局的1.5倍;方案B在方案A的基础上，在后翼后方加装一个与后翼相同的小翼，此小翼的前缘点在主翼前缘点后(1.35，－0.30)处，此布局的机翼总参考面积为单翼的2倍。表2给出了这两种方案的计算结果。表中，Kdy为单翼的升阻比。

表2 不同排翼布局的气动特性对比

图6为后翼缩小的排翼方案A和三排翼方案B机翼展向40%站位压力云图。

图6 不同方案的机翼展向40%站位压力云图

以上对比结果表明，采用后翼缩小的排翼布局的方案A时，后翼前缘驻点附近的高压区仍旧存在，但后翼对气流的阻塞效果减弱，使得整体的阻力系数较前后翼相同的布局减小，同时全机的升力系数有所提高，升阻比更是进一步提高;采用三排翼布局的方案B时，升力系数较方案A进一步提高，主要原因在于方案A中不产生升力的后翼在方案B中处于最后方小翼前缘驻点附近的高压区中，从而产生较明显的升力，但由于两个小翼对气流的阻塞作用和机翼浸润面积的增加，阻力有一定增加，从而使升阻比没有方案A增加明显，但相比优化前的前后翼相同的排翼方案，升阻比也有所提高。

值得注意的是，表2的结果表明，经过方案A优化的全机升阻比提高至13.40，已经优于采用NACA0015翼型时的单翼布局，说明经过优化，排式双翼布局在保证升力系数显著增加的同时，升阻比特性也并不比传统薄翼差。同时由于展弦比大的后翼基本不提供升力，承力的前翼又具有较大的厚度，刚度特性优于薄翼，从综合效果来看，优势突出。

3 结论

通过数值求解N-S方程，对提出的排式多翼布局方案进行了研究。通过与传统采用单翼的布局进行升力和升阻比等气动性能的对比，可得出以下主要结论:

(1)利用后翼前缘驻点附近形成高压区增大了前翼下表面的压力，使采用厚翼型的排翼布局全机整体的升力系数较传统单翼布局增加十分明显，同时较相同翼型的单翼布局，在一定迎角范围内也可以明显提高全机的升力和升阻比。

(2)机翼选用的翼型厚度越大，排式双翼布局较单翼布局提高气动效率的作用越显著，这对需要较大刚度的大载重飞机的机翼来说，通过排翼布局，可以在一定程度上弥补采用厚翼型气动性能整体不太高的缺点。

(3)适当地给后翼一定的安装偏转角，能够增加后翼的有效迎角，可以在原来排翼布局的基础上进一步提高全机的气动效率。

(4)缩小后翼的弦长，可以在保证升力系数提高的同时降低后翼对气流的阻塞作用，从而进一步提高全机的升阻比，并且优于刚度特性差的薄翼。

(5)从传统双翼布局来看，排式双翼布局同样具有良好的滚转稳定性，可以减小操纵面的面积，从而具有减轻结构重量的潜力。

[1]Rachel K Norris，Wade J Pulliam.Historical perspective on inflatable wing structures[R].AIAA 2009-2145，2009.

[2]Andrea E Hoyt Haight，Jamey D Jacob，Stephen E，et al.Hybrid inflatable/rigidizable wings for high altitude applications[R].AIAA 2009-2148，2009.

[3]Robert L，Roedts II.Design of a biplane wing for smallscale aircraft[R].AIAA 2009-0207，2009.

[4]吉姆·温切斯特.世界飞机图文档案:双翼机、三翼机和水上飞机[M].北京:中国青年出版社，2007.

[5]李峰，叶正寅.一种新型浮升一体化排式飞翼的设计与研究[J].力学学报，2009，41(6):850-858.

[6]肖志祥，李凤蔚，鄂秦.湍流模型在翼身组合体流场数值模拟中的应用研究[J].西北工业大学学报，2003，21(1):99-102.

[7]Piziali R A.An experimental investigation of 2D and 3D oscillating wing aerodynamics for a range of angle of attack including stall[R].NASA-TM-4632，1993.