翼身相對厚度對小展弦比飛翼布局跨聲速氣動特性及流動機理的影響研究

李永紅，黃 勇，王義慶，蘇繼川，鐘世東

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心空氣動力學國家重點實驗室，四川綿陽 621000; 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000)

翼身相對厚度對小展弦比飛翼布局跨聲速氣動特性及流動機理的影響研究

李永紅1，2，*，黃 勇2，王義慶2，蘇繼川2，鐘世東2

(1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心空氣動力學國家重點實驗室，四川綿陽 621000; 2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000)

為研究翼身相對厚度對小展弦比飛翼布局氣動特性以及渦流特性的影響，基于已有試驗結果的翼身相對厚度為0.16的65°后掠小展弦比飛翼布局，在保持前緣半徑和外翼剖面形狀相同情況下，通過降低飛翼布局的翼身厚度使其翼身相對厚度為0.08，在馬赫數(shù)0.9條件下開展了翼身相對厚度影響的數(shù)值模擬研究。數(shù)值模擬結果表明，在相同迎角條件下，翼身相對厚度對飛翼布局前緣渦在翼面上形成的位置和渦強有較大的影響，翼身相對厚度較小時前緣渦形成的位置越靠近前緣;在前緣(約x/Cr=0.25之前)翼身相對厚度較小布局的渦核強度明顯高于翼身相對厚度較大布局，且在前緣渦破裂之前，翼身相對厚度較小布局渦核強度沿弦向變化較為平緩，升力線斜率下降迎角較翼身相對厚度較大布局推遲約8°。研究結果還表明跨聲速時，前緣渦的破裂主要與激波的干擾有關，當前緣渦穿過激波時，渦強和渦核軸向速度迅速降低，當渦核軸向速度降為0時，前緣渦破裂。

飛翼布局;翼身相對厚度;前緣渦;渦破裂;軸向速度

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

0 引 言

飛翼布局是僅由一塊單獨翼面構成的氣動布局形式，全機沒有平尾、垂尾、鴨翼等安定面，也沒有傳統(tǒng)意義上的機身，在外形上體現(xiàn)出平滑過渡、高度融合的幾何特征，可大大增強氣動效率和隱身性能。歐美國家近年來相繼推出了采用飛翼式氣動布局形式的無人作戰(zhàn)飛行器(UCAV)，如波音公司研發(fā)的X-45A/B/C以及X-45C的改進型“鬼怪鰩”技術驗證機、歐洲多國以法國為主聯(lián)合研制的“神經(jīng)元”無人攻擊機、英國的“雷神”無人攻擊機等。針對飛翼布局，歐美國家先后推出了多個具有標模意義的通用研究模型，如波音公司設計的UCAV1301/1302/1303飛翼系列、歐洲主導美國參與的NATO RTO AVT-161項目組提出的 SACCON通用飛翼研究布局以及NASA提出的65°VFE-2模型［1-3］，并進行了系統(tǒng)的風洞試驗與試驗技術研究、數(shù)值計算研究與驗證、流動機理與控制技術研究等，有效推動了歐美等國相關研究體系的建設和氣動力關鍵問題的解決，為其近年來相繼亮相的各種飛翼布局無人驗證機的設計和研制提供了重要的技術支撐。研究發(fā)現(xiàn)對于這類飛翼布局研究模型，在跨聲速條件下存在三個典型的流動狀態(tài)，在小迎角范圍飛翼布局上翼面以附著流為主;隨著迎角的增大，在上翼面會形成一對穩(wěn)定的前緣渦，使飛翼布局升力特性呈現(xiàn)非線性;當迎角達到某臨界值時，翼面上方的前緣渦渦核內(nèi)的軸向速度會突然降低，以至形成駐點，其后的一個有限區(qū)域內(nèi)是回流狀態(tài)，即所謂的前緣渦破裂，前緣渦的破裂使飛翼布局升力線斜率降低。

為了滿足國內(nèi)以融合體飛翼布局為代表的未來作戰(zhàn)飛機氣動力關鍵技術攻關以及設計和研制等方面的要求，開展了聯(lián)合攻關項目“風洞試驗技術”，以建立小展弦比飛翼標模體系及風洞試驗體系，建立的高速氣動外形為前緣后掠角65°，展弦比1.54的小展弦比飛翼標模布局。

前期在1.2 m跨、超聲速風洞對飛翼標模的氣動特性測力試驗研究表明，在馬赫數(shù)0.9條件下，迎角在16°左右，出現(xiàn)升力系數(shù)的突降和抬頭力矩的產(chǎn)生。而該迎角與相關文獻［3-5］中公布的類似65°后掠三角翼布局在跨聲速條件下升力下降迎角為23°左右的數(shù)值相差較大。與文獻［3-5］中公布的65°后掠三角翼布局翼身相對厚度較小不同的是小展弦比飛翼標?？紤]了為進氣系統(tǒng)以及內(nèi)埋武器布置所需的內(nèi)部空間，因而翼身具有一定的厚度。國內(nèi)外還未見公開的文獻對翼身厚度對飛翼布局氣動特性的影響方面進行介紹。

為研究翼身相對厚度對小展弦比飛翼布局氣動特性的影響，本文通過數(shù)值模擬方法，在馬赫數(shù)0.9，保持前緣半徑和外翼剖面形狀相同的情況下，研究了翼身相對厚度對飛翼標模氣動特性的影響，特別是對前緣渦破裂的影響;對不同翼身相對厚度小展弦比飛翼標模布局渦破裂的機理進行了分析，澄清了跨聲速范圍小展弦比飛翼標模升力下降迎角較小的問題，對類似飛翼布局飛行器的外形設計具有一定的指導意義。

1 幾何外形

小展弦比飛翼布局基本外形參數(shù)見圖1。其前緣后掠角為65°，后緣后掠角為±47°，平均氣動弦長9.56 m，力矩參考點距頭部長度為6.9 m，全長15.3 m，展長11.43 m。

圖1 小展弦比飛翼布局模型示意圖Fig.1 Basic geometry parameters of the model

圖2 兩種翼身相對厚度典型剖面形狀對比Fig.2 Typical cross-sectional shapes of the two configuration

通過保持前緣半徑和外翼剖面形狀不變，降低飛翼布局的翼身相對厚度開展翼身相對厚度對小展弦比飛翼布局氣動特性的影響。圖2所示為翼身相對厚度降低前、后外形典型剖面形狀的對比，可以看出兩種翼身相對厚度飛翼布局的前緣半徑和外翼剖面基本保持一致，圖中 Body-orig為翼身相對厚度為0.16(定義為厚飛翼布局);Body-thin為翼身相對厚度降低的飛翼布局，翼身相對厚度為0.08(定義為薄飛翼布局)。

2 數(shù)值方法及其檢驗

控制方程采用雷諾平均N-S方程，采用有限體積法進行空間離散，空間無粘通量采用ROE格式進行離散，粘性通量采用二階中心差分格式離散，時間項采用隱式LU-SGS方法求解。為了加快收斂速度，采用了局部時間步長和多重網(wǎng)格技術。湍流模型是兩方程k-ω SST模型?；谄骄鶜鈩酉议L的計算雷諾數(shù)與試驗雷諾數(shù)保持一致，M=0.9時，Re=8.75× 106。

首先，在M=0.9條件下對飛翼布局升力和俯仰力矩系數(shù)計算結果與試驗值進行了對比，如圖3所示。

圖3 M=0.9飛翼標模氣動特性計算結果和試驗值的對比Fig.3 Comparison of the CFD results with experimental data at M=0.9

從試驗結果中可以看出，飛翼布局的升力線斜率在α=16°時出現(xiàn)突降，并伴隨有抬頭力矩的產(chǎn)生。通過計算結果和試驗值的對比可以看出，在中小迎角范圍CFD計算數(shù)據(jù)與試驗值吻合較好，即使在α≥16°時，數(shù)值計算結果也模擬出了相同的趨勢(量值略有差異)，說明本文采用的數(shù)值方法對飛翼布局流場的模擬是可信的。

3 結果與分析

圖4給出了M=0.9時，兩種翼身相對厚度飛翼布局升力和俯仰力矩系數(shù)計算結果隨迎角變化的對比。從圖4中可以看出厚飛翼布局的升力線斜率在α=16°時出現(xiàn)突降，并伴隨有抬頭力矩的產(chǎn)生。而薄飛翼布局的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)在迎角12°至23°范圍維持了較好的線性趨勢，升力線斜率下降迎角較厚飛翼布局推遲約8°。

圖4 M=0.9兩種翼身相對厚度飛翼布局升力和俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化的對比Fig.4 Comparisons of lift and pitching moment coefficients versus incidence at M=0.9

在小迎角下(約6°左右)，上翼面形成前緣分離渦，并隨著迎角的增加前緣渦強度不斷增強是這類飛翼布局流場的特點。當迎角達到一定值時，旋渦從后緣開始破裂，并隨迎角的進一步增大，渦破裂位置不斷前移。渦破裂對飛翼布局氣動特性會產(chǎn)生重要影響［6-10］。

圖5所示為M=0.9、α=18°和25°時兩種翼身相對厚度飛翼布局上翼面渦流結構和壓力系數(shù)的對比，橫坐標為距模型頭部的軸向距離x與模型總長Cr的比。

從圖5中可以看出當α=18°時，對于薄飛翼布局來說幾乎在前緣(x/Cr=0)處即形成了穩(wěn)定的前緣渦。而由于翼身相對厚度的影響，厚飛翼布局前緣渦形成的起始點在弦向x/Cr=0.1(圖5(a)中a點)處，渦軸沿弦向逐漸抬起并向翼身方向內(nèi)偏，并且在x/Cr=0.7(圖5(a)中b點)位置前后，上翼面壓力系數(shù)突變，渦核迅速膨脹，最終在x/Cr=0.78(圖5(a)中c點)位置處前緣渦開始破裂。迎角增大到25°時，厚飛翼布局前緣渦破裂點迅速前移至x/Cr=0.63(圖5 (a)中d點)位置處。而薄飛翼布局在α=18°時，前緣渦形態(tài)無明顯變化，也無渦破裂情況發(fā)生，迎角增大到25°時，在x/Cr=0.81(圖5(b)中a點)位置處前緣渦開始破裂。前緣渦的破裂使飛翼布局渦升力降低，升力線斜率下降，這也解釋了圖4所示的薄飛翼布局升力和俯仰力矩系數(shù)在16°至23°迎角范圍維持較好的線性，而厚飛翼布局在16°出現(xiàn)了升力線斜率下降和抬頭力矩產(chǎn)生的原因。

圖5 M=0.9飛翼布局背風面旋渦流場結構和壓力系數(shù)Fig.5 Streamlines through vortex cores and pressure distributions at M=0.9

圖6給出了渦核處沿弦向的壓力系數(shù)和軸向速度分布?？梢钥闯鲈讦?18°、x/Cr＜0.25時兩種飛翼布局渦核處壓力系數(shù)沿弦向都迅速降低(前緣渦逐漸增強)。由于翼身對氣流的阻滯效應，薄飛翼布局渦吸力明顯大于厚飛翼布局，并且薄飛翼布局渦核強度沿弦向變化較為平緩。這說明翼身相對厚度對飛翼布局前緣渦在翼面上形成的位置以及渦強有較大的影響。在0.25＜x/Cr＜0.53時兩種布局沿渦核的壓力系數(shù)變化趨勢較為接近，此時厚飛翼布局的渦吸力略大于薄飛翼布局。

圖6 渦核處沿弦向的壓力系數(shù)和軸向速度分布Fig.6 Pressure coefficient and nondimensional axial velocity in the chordwise direction through the vortex cores

結合圖5的壓力系數(shù)云圖以及圖7渦核處沿弦向的馬赫數(shù)云圖可以看出在兩種飛翼布局背風面都存在壓力系數(shù)和馬赫數(shù)的突變，說明在飛翼布局背風面激波以及激波與前緣渦的相互作用是存在的。迎角為18°和25°時，對于厚飛翼布局來說，激波位置分別處于x/Cr=0.7和0.57附近(圖7(a)中a、b點);對于薄飛翼布局來說，激波位置分別處于x/Cr=0.85和0.75附近(圖7(b)中a、b點)。

當前緣渦穿過激波時，渦強和渦核軸向速度迅速降低，當渦核軸向速度降為0時，前緣渦破裂，渦破裂后翼面出現(xiàn)回流區(qū)。從圖6(b)可以看出，對于厚飛翼布局來說迎角18°和25°對應渦核軸向速度為0的弦向位置分別為x/Cr=0.78和0.63(對應圖6(b)中a和b點)，對于薄飛翼布局來說迎角25°對應渦核軸向速度為0的弦向位置分別為x/Cr=0.81(對應圖6(b)中c點)。與基于圖5中旋渦流場結構判斷的渦破裂位置基本一致。從渦破裂位置與激波位置的對比中可以看出，渦破裂位置距激波位置后6%Cr左右，表明跨聲速時，前緣渦的破裂主要與激波的干擾有關。在類似飛翼布局設計時應合理布置翼身厚度以推遲激波形成位置或減弱翼身上表面激波強度，對推遲渦破裂迎角、提高跨聲速升力線斜率下降迎角、提升飛翼布局氣動特性是有益的。

圖7 渦核處沿弦向的馬赫數(shù)云圖Fig.7 Mach number counters in the chordwise direction through the vortex cores

4 結 論

通過數(shù)值計算方法在M=0.9條件下對65°后掠小展弦比飛翼布局，在保持前緣半徑和外翼剖面形狀相同的情況下，對翼身相對厚度對小展弦比飛翼布局氣動特性——特別是前緣渦形成的位置、渦流強度、前緣渦破裂的影響進行了研究，分析了典型迎角下不同翼身相對厚度小展弦比飛翼布局流動特性的差異，得到如下結論:

(1)翼身相對厚度對飛翼布局前緣渦在翼面上形成的位置和渦強有較大的影響，翼身相對厚度較小時前緣渦形成的位置越靠近前緣;在前緣(約x/Cr=0.25之前)翼身相對厚度較小布局的渦核強度明顯高于翼身相對厚度較大布局，且在前緣渦破裂之前，翼身相對厚度較小布局渦核強度沿弦向變化較為平緩。

(2)跨聲速時，前緣渦的破裂主要與激波的干擾有關，在相同迎角條件下，厚飛翼布局上翼面激波位置較薄飛翼布局更為靠前，渦破裂迎角發(fā)生較早，薄飛翼布局較厚飛翼布局升力線斜率下降迎角推遲約8°。為推遲渦破裂迎角，提高跨聲速升力線斜率下降迎角，應合理布置飛翼布局的翼身厚度。

［1］ Liersch C M，Huber K C.Conceptual design and aerodynamic analyses of a generic UCAV configuration［R］.AIAA 2014-2001.

［2］ Woolvin S J.A conceptual design study of the 1303 UCAV configuration［R］.AIAA 2006-2991.

［3］ Fritz W.Numerical simulation of the peculiar subsonic flow-field about the VFE-2 delta-wing with rounded leading-edge［R］.AIAA 2008-0393.

［4］ Chu J，Luckring J M.Experimental surface pressure data obtained on 65°delta wing across Reynolds number and Mach number ranges［R］.NASA TM 4645，1996.

［5］ Jobe C E.Vortex breakdown location over 65 deg delta wings empiricism and experiment［J］.Aeronautical Journal，2004，108(7): 475-482.

［6］ Schiavetta L A.Shock effects in delta wing vortex breakdown［J］.Journal of Aircraft，2009，46(3):903-914.

［7］ Donohoe S R，Bannink W J.Surface reflective visualisations of shock-wave/vortex interactions above a delta wing［J］.AIAA Journal，1997，35(10):1568-1573.

［8］ Roman D，Allen J B，Liebeck R H.Aerodynamic design challenges of the blended-wing-body subsonic transport［R］.AIAA 2000-4335.

［9］ Ekaterinaris J A，Schiff L B.Vortical flows over delta wings and numerical prediction of vortex breakdown［R］.AIAA 1990-0102.

［10］ Vadyak J，Schuster D M.Navier-Stokes simulation of burst vortex flowfields for fighter aircraft at high incidence［J］.Journal of Aircraft，1991，28(10):638-645.

［11］Mitchell A M，Morton S，F(xiàn)orsythe J.Analysis ofdelta wing vortical substructures using detached-eddy simulation［R］.AIAA 2002-2968.

［12］Vassberg J C，DeHaan M A，Rivers M B，et al.Development of a common research model for applied CFD validation studies［R］.AIAA 2008-6919.

［13］Wang Guangxue，Deng Xiaogang，Liu Huayong，et al.Application of high-order scheme(WCNS)at high angles of incidence for delta wing［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2012，30(1):28-33.(in Chinese)

王光學，鄧小剛，劉化勇，等.高階精度格式WCNS在三角翼大攻角模擬中的應用研究［J］.空氣動力學學報，2012，30(1): 28-33.

［14］ Wang Yuntao，Zhang Yulun，Wang Guangxue，et al.Numerical study on flow structure over a delta wing［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2013，31(5):554-558.(in Chinese)

王運濤，張玉倫，王光學，等.三角翼布局氣動特性及流動機理研究［J］.空氣動力學學報，2013，31(5):554-558.

［15］Wang Guangxue，Deng Xiaogang，Wang Yuntao，et al.High-order numerical simulation of vortex breakdown on delta wing［J］.Chinese Jorunal of Computational Physics，2012，29(4):489-494.(in Chinese)

王光學，鄧小剛，王運濤，等.三角翼渦破裂的高精度數(shù)值模擬［J］.計算物理，2012，29(4):489-494.

［16］ Vadyak J，Schuster D M.Navier-Stokes simulation of burst vortex flowfields for fighter aircraft at high incidence［J］.Journal of Aircraft，1991，28(10):638-645.

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

李永紅*(1986-)，男，河南商丘人，助理工程師，研究方向:氣動布局設計.E-mail:lyhxj52@stu.xjtu.edu.cn

李永紅，黃勇，王義慶，等.翼身相對厚度對小展弦比飛翼布局跨聲速氣動特性及流動機理的影響研究［J］.空氣動力學學報，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.