腹部襟翼对飞翼布局飞行器起降气动特性的影响

2022-04-26陈宪陈诚黄江涛陈其盛余龙舟钟世东

航空学报 2022年3期

陈宪，陈诚，黄江涛，陈其盛，余龙舟，钟世东

中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000

飞翼布局具有外形隐身性能好、阻力小、高升阻比、结构效率高等优点，是理想的飞行器布局形式。然而，由于飞翼布局取消了平尾、立尾，其纵向操纵依赖于机翼后缘的副翼完成，导致纵向操纵力臂较短。若获得与常规布局等效的俯仰操纵效果，则需要付出更大升力损失的代价。为了改善飞翼布局这种缺陷，目前国内外不少研究者采用腹部襟翼增加其可用升力系数以及改善纵向操纵性能。腹部襟翼主要通过改变飞行器下表面的流场分布实现对整体气动力特性的改变。当腹部襟翼下偏时，其前方区域气流速度减小，压力升高；而其后方区域气流发生分离，压力减小。通过调整腹部襟翼与重心的相对位置，可以使飞行器同时获得升力和抬头力矩增量。此外，腹部襟翼的偏角、板面实度、板面高度及板面宽度等参数对增升效果以及俯仰力矩改变量也有一定影响。然而，前人的研究中，一般将腹部襟翼简化为一块平板，并且所采用的飞翼布局飞行器下表面基本比较平坦；而在工程实际中，飞翼布局飞行器下表面一般为曲面。相对于平坦表面，在曲面腹部上，襟翼安装位置与偏转角度对气动力的影响将更加复杂。

由于腹部襟翼打开将造成其后方的气流发生分离，从而可能导致位于飞翼布局飞行器后缘操纵面的舵效下降以及线性度变差等问题。此外，腹部襟翼主要在飞行器起飞着陆过程中使用，此时地面效应较为明显。而腹部襟翼打开将改变飞行器下表面的流场分布，从而进一步影响飞行器的气动特性。因此，在腹部襟翼设计过程中，必须考虑腹部襟翼对升降舵舵效以及地面效应的影响，以保证腹部襟翼打开状态下飞行器起降过程的安全性。然而，目前有关腹部襟翼对升降舵舵效以及地面效应影响的研究还比较少见。

本文以某飞翼布局飞行器为初始外形，将腹部襟翼设计为在飞翼布局腹部表面的一块绕转轴偏转的舵面，当腹部襟翼偏转角为0°时，腹部襟翼贴合飞行器腹部；并且考虑舵机性能的限制，将腹部襟翼最大偏角取为75°。在此基础上，研究曲面表面机身条件下，腹部襟翼弦向安装位置和偏转角度对全机气动力的影响规律，以及腹部襟翼偏转后对升降舵舵效以及地面效应的影响，力求加深对飞翼布局飞行器腹部襟翼影响流场机制的理解，并为工程实用化提供有益参考。

1 计算方法验证

数值模拟采用基于有限体积法的三维非结构求解器PMB3D，该求解器为中国空气动力研究与发展中心开发，控制方程为非定常可压缩RANS (Reynolds-Averaged Navier-Stokes)方程，湍流模型选择的是SA模型。

非定常可压缩RANS方程的守恒积分形式为

(1)

式中：为时间量；表示控制体体积；表示控制体表面积；为守恒变量；为通过表面的无黏通量和黏性通量之和；为控制体表面的外法向单位矢量。

为验证算法的可靠性，采用该方法对模型进行数值模拟研究，并与中国空气动力研究与发展中心FL-17风洞测力试验数据进行对比。飞翼布局飞行器模型具体参数如表1所示。采用非结构网格进行计算，半模网格总量为1 000万，网格第1层距离为1×10m，模型表面网格以及对称面部分网格如图1所示，图中绿色部件为升降舵。低速计算状态与风洞试验状态一致，计算迎角为-4°～18°，马赫数=0.2，高度取为海平面高度。

图2为计算和风洞测力试验所得模型升力系数、阻力系数以及俯仰力矩系数的对比。由图可见，计算得到的气动力系数与风洞试验结果吻合良好，表明本文计算方法可靠。

表1 模型几何参数Table 1 Geometry parameters of model

图1 半模模型的网格Fig.1 Grid of half model

图2 计算结果与试验结果对比Fig.2 Comparison between simulation and experimental data

2 结果与分析

2.1 腹部襟翼弦向安装位置选型

腹部襟翼一般安装在重心之后，为了避免与起落架之间相互干涉，并且保证机腹中有足够空间安装腹部襟翼舵机，将重心后20%～50%之间的区域作为腹部襟翼安装区域。为了研究腹部襟翼弦向安装位置对全机气动力的影响，选取重心后20%、30%、40%和50%4处作为腹部襟翼安装位置，结果如图3所示。腹部襟翼偏转角均取为75°。对这4种构型的气动力进行计算，其气动力结果相对于腹部襟翼关闭时的增量Δ、Δ、Δ如图4所示。

由图4(a)可见，当腹部襟翼位于重心后20%时，升力系数增量随着迎角的增大迅速减小。例如，在迎角由0°增大至16°的过程中，升力系数增量由0.11降低为0。腹部襟翼位于重心后30%与重心后20%的情况相似。而当腹部襟翼位于重心后40%和50%时，升力系数增量随着迎角增大缓慢下降，在大迎角时还能够维持较大的正值。随着腹部襟翼安装位置靠后，阻力系数增量逐渐增大；若安装位置不变，迎角增大时，重心后20%初腹部襟翼带来的阻力系数增量逐渐减小，而其他3处阻力系数增量逐渐增大(图4(b))。由图4(c)可见，当腹部襟翼位于重心后40%时，俯仰力矩系数增量在0附近变化，表明腹部襟翼在此位置时对全机的俯仰力矩特性影响较小。当腹部襟翼位于重心后30%时，俯仰力矩系数随迎角变化略大于重心后40%的情况。当腹部襟翼位于重心后20%和50%时，分别产生较大的抬头力矩和低头力矩，可能造成飞行出现危险。此外当腹部襟翼打开时，随着迎角增大，腹部襟翼后方的气流分离加剧，从而导致增升效果下降、抬头力矩大大增加，这种现象随着腹部襟翼安装位置的前移而愈加明显。因此，在此类曲面表面机腹加装腹部襟翼后气动力变化特征相比于平坦机腹更加复杂。

图3 腹部襟翼弦向安装位置示意图Fig.3 Diagram of belly-flap chordwise locations

图4 腹部襟翼不同位置对应气动力增量随迎角的变化Fig.4 Variations of aerodynamic force increments with angle of attack for different belly-flap locations

图5为两组腹部襟翼不同组合对全机气动力影响的情况。由图5(a)可见，当迎角小于10°时，腹部襟翼组合的增升效果不如一组腹部襟翼。腹部襟翼组合造成的更大阻力系数增量以及俯仰力矩系数增量(图5(b)和图5(c))。

为进一步研究腹部襟翼组合对气动力的影响，分析了迎角为5°时，=0.07 m剖面的压力系数云图和流场情况，结果如图6所示。由图可见，腹部襟翼组合中的两组腹部襟翼之间存在严重干扰，导致腹部襟翼后方压力相比于只有一组腹部襟翼时更低，从而降低了增升效果，增大了阻力。由于飞行器后方压力下降，因此飞行器抬头力矩增加，从而俯仰力矩系数增量增大。表明，若安装多组腹部襟翼，则需要更大的空间以避免腹部襟翼之间的相互干扰。对于本文飞行器而言，安装一组腹部襟翼即能获得较好的增升效果。

图5 腹部襟翼不同组合对应气动力增量随迎角的变化Fig.5 Variations of aerodynamic force increments with angle of attack for different belly-flap combinations

图6 迎角为5°时y=0.07 m剖面压力云图和流线(不同腹部襟翼组合)Fig.6 Pressure contours and streamlines on profile of y=0.07 m，α=5°(different belly-flap configuration)

2.2 腹部襟翼偏度选型

图7给出4个安装位置上腹部襟翼偏转示意图，每个位置上的腹部襟翼均包含5个典型角度，分别为15°、30°、45°、60°和75°。

以腹部襟翼关闭状态作为基准，计算当腹部襟翼位于重心后40%平均气动弦长时，5个典型角度对应的气动力增量，结果如图8所示。由图可见，5个典型角度下，气动力系数增量随迎角的变化趋势基本相似。迎角保持不变时，随着腹部襟翼偏转角度的增大，升力系数和阻力系数增量呈现出准线性增大趋势；而俯仰力矩系数增量呈现出非单调变化。

图9为迎角为5°时，腹部襟翼不同位置对应气动力增量随偏转角度的变化。由图9(a)可见，在不同安装位置上，升力系数增量随腹部襟翼偏转角度增大都呈现出准线性增长，并且增长趋势相似。阻力系数随腹部襟翼偏转角度增大也呈现出准线性增长，并且不同位置的增长趋势相似(图9(b))。由图9(c)可见，在重心后20%和30%处，俯仰力矩系数增量随着腹部襟翼偏转角度增大而增大；在重心后40%和50%处，俯仰力矩系数增量随着腹部襟翼偏转角度增大而减小。

图7 腹部襟翼偏转角度示意图Fig.7 Diagram of belly-flap deflection angles

图8 腹部襟翼不同偏角对应气动力增量随迎角的变化Fig.8 Variations of aerodynamic force increments with angle of attack for different belly-flap deflection angles

图9 迎角为5°时腹部襟翼不同位置对应气动力增量随偏转角度的变化Fig.9 Variations of aerodynamic force increments with angle of deflection for different belly-flap positions when α=5°

图10给出迎角为5°时，=0.07 m剖面的压力云图和流线图。由图可见，随着腹部襟翼偏转角度增大，腹部襟翼前方压力逐渐上升，并且向下气流逐渐加强；而后方气流分离加剧，压力降低。因此，随着角度增大，腹部襟翼前方压力上升引起的升力系数增量逐渐被腹部襟翼后分离气流引起的负面效应抵消，从而升力增加逐渐减慢。而与此同时，随着腹部襟翼前后压差逐渐增大，阻力也逐渐增大。对于俯仰力矩来说，随着腹部襟翼偏转角度不断增大，一方面，由于腹部襟翼前至重心后的压力不断增强，并且腹部襟翼前向下气流增强，造成飞行器的低头力矩增量不断加强；另一方面，重心前的压力也在持续增强，并且腹部襟翼后方的压力逐渐下降，导致飞行器抬头力矩增量不断增强。在两种相反的作用机制下，飞行器整体力矩特性呈现非单调变化特征，而最终力矩特性取决于腹部襟翼与重心的相对位置。通过以上分析，综合考虑增升效果以及力矩变化可控性，选取重心后40%作为最终构型。

2.3 腹部襟翼对升降舵舵效的影响

当腹部襟翼的安装位置为重心后40%时，气动力增量随迎角变化缓慢(图4)，选取5°作为升降舵效研究的参考迎角。以升降舵向下偏转为正，分别取升降舵偏角为-30°、-15°、0°、15°、30°，计算腹部襟翼打开和关闭状态下每个升降舵偏角对应的气动力，并以升降舵偏角为0°作为基准给出气动力增量随舵偏角的变化情况，如图11所示。由图可见，在5°迎角时，腹部襟翼无论是打开还是关闭状态，气动力增量均随着升降舵偏转呈准线性变化趋势。计算结果表明，当腹部襟翼打开时，升力系数对升降舵偏角的导数与升降舵效分别从腹部襟翼关闭时的0.006/(°)、-0.001 45/(°)变为0.005 4/(°)、-0.001 36/(°)。因此，当腹部襟翼打开时，升降舵舵效约降低6%。尽管如此，升降舵仅需要偏转约1°即可将腹部襟翼造成的附加力矩配平(参见图8(b))。

图12给出腹部襟翼打开和关闭两种状态下飞行器下表面的流场分布。对比图12(a)和图12(b)可见，当腹部襟翼打开时，腹部襟翼后方将出现较大面积气流分离区域。分离气流流经升降舵下表面，导致该处总压损失，从而造成升降舵舵效降低。从腹部襟翼造成分离流场的形态来看，腹部襟翼安装位置越靠后，宽度越宽，分离气流对升降舵下表面的影响面积以及对升降舵舵效的影响越大。

图10 迎角为5°时y=0.07 m剖面压力云图和流线(不同襟翼偏转角)Fig.10 Pressure contours and streamlines on profile of y=0.07 m，α=5°(different flap deflection angles)

图11 迎角为5°时气动力随着升降舵偏角的变化Fig.11 Variations of aerodynamic force increments with angle of elevator when α=5°

2.4 腹部襟翼对地面效应的影响

选取5°和10°迎角，采取镜像法对地面效应进行模拟计算，模拟离地高度取为起落架主轮最低点到地板的垂直距离。令=，模拟为0.015、0.03、0.15、0.3、0.9、1.5、2.1和3时的气动力，并将腹部襟翼打开和关闭状态下的气动力分别减去相同状态下无地面效应时的气动力，得到地面效应引起的气动力增量随离地高度的变化规律，如图13所示。

由图13可见，在腹部襟翼关闭状态下，5°和10°迎角时，地面效应引起的升力系数增量都为正，表明地面效应导致升力系数增大；当相同时，迎角为5°地面效应造成的俯仰力矩系数增量大于10°时的结果，表明地面效应将导致飞行器纵向静稳定度增强。气动力增量在小于1时较明显，随着逐渐增大，气动力增量趋于零，这与前人的结果一致。腹部襟翼打开状态下，地面效应引起的升力系数增量比腹部襟翼关闭时更大，表明腹部襟翼具有增强地面效应增升量的作用；当迎角为5°时，地面效应引起的俯仰力矩增量小于相同的腹部襟关闭状态时，而当迎角为10°时，地面效应引起的俯仰力矩增量大于腹部襟翼关闭时，这表明腹部襟翼打开降低了地面效应造成的纵向静稳定性。

为进一步研究腹部襟翼打开对地面效应的影响，图14给出距离对称面0.07 m剖面的压力云图以及流线图。对比图14(a)和图14(b)可知，当迎角为5°时，腹部襟翼打开状态下，其前方的压力比腹部襟翼关闭状态有所增加，并且气流被地面阻挡，从而导致升力系数增量比腹部襟翼关闭状态时更大。而腹部襟翼前方压力增大区域主要位于重心之后，因此，俯仰力矩系数增量小于腹部襟翼关闭状态下。当迎角为10°时，腹部襟翼打开导致重心前压力上升较大，从而导致俯仰力矩增量比关闭状态下更大(见图14(c)和图14(d))。