前后掠翼鴨式布局中鴨翼渦的流動機理

張冬, 胡孟權(quán), 王旭, 吳章沅

(空軍工程大學 航空航天工程學院, 陜西 西安 710038)

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前后掠翼鴨式布局中鴨翼渦的流動機理

張冬, 胡孟權(quán), 王旭, 吳章沅

(空軍工程大學 航空航天工程學院, 陜西 西安 710038)

摘要:基于前后掠鴨式布局的簡化模型,通過求解雷諾平均N-S方程,模擬了前后掠鴨式布局的繞流結(jié)構(gòu),得到了不同布局下鴨翼的升力系數(shù)曲線。通過空間流線圖,分析了單獨鴨翼漩渦的發(fā)展特點,以及不同布局中鴨翼渦與機翼前緣渦的干擾機理。結(jié)果表明:在后掠翼鴨式布局中,鴨翼渦在大迎角時受到機翼前緣渦的有利干擾,增大了鴨翼的升力系數(shù),提高了失速迎角;在前掠翼鴨式布局中,鴨翼的最大升力系數(shù)有所提高,失速迎角基本保持不變。

關(guān)鍵詞:鴨式布局; 鴨翼渦; 流動機理

0引言

近距耦合鴨式布局渦系之間可以產(chǎn)生有利干擾,提高布局的升力系數(shù)和失速迎角[1-4]。現(xiàn)代戰(zhàn)斗機追求機動性和敏捷性,尤其是大迎角和過失速機動能力,近距耦合鴨式布局是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機經(jīng)常采用的先進布局之一。

瑞典的Behrbohm[5]在20世紀60年代中期研究發(fā)現(xiàn), 近距耦合鴨式布局的鴨翼渦可對機翼前緣渦產(chǎn)生有利干擾, 從而增加布局的升力系數(shù), 并提高布局的失速迎角,SAAB-37飛機的設計就成功運用了該研究成果。此后,許多戰(zhàn)斗機采用近距耦合鴨式布局,如瑞典的JAS-39、法國的幻影和陣風等,都屬于后掠翼鴨式布局;美國的X-29和俄羅斯的Su-47則是前掠翼鴨式布局中的典型代表。

在近距耦合鴨式布局中,鴨翼兼有氣動增升部件及操縱面雙重功能[6],鴨翼的氣動特性對主機翼以及整機的性能有著十分重要的影響。對氣動布局中的鴨翼氣動特性進行深入分析,有助于充分利用鴨翼帶來的氣動收益。在前后掠翼鴨式布局中,由于機翼的流動存在不同的特點,鴨翼渦受到機翼前緣渦的干擾也有所不同,對這兩種布局下鴨翼渦流動機理的研究是十分必要的。對于復雜渦系的干擾分析,實驗研究有很大的難度,而數(shù)值仿真及其后處理則有著獨特的優(yōu)勢,本文通過數(shù)值計算,研究了前后掠鴨式布局中鴨翼渦的發(fā)展過程,分析了機翼前緣渦對鴨翼渦的干擾作用。

1計算模型和網(wǎng)格

由于本文主要研究鴨翼渦的流動機理以及機翼對鴨翼流動的干擾,為方便分析,計算采用平板模型(C代表單獨鴨翼,BC代表后掠翼鴨式布局, BSC代表帶邊條的后掠翼鴨式布局, FC代表前掠翼鴨式布局,FSC代表帶邊條的前掠翼鴨式布局),模型厚度4 mm,迎風面邊緣皆倒角45°,從而在小迎角下就能產(chǎn)生穩(wěn)定的漩渦。鴨翼與機翼共面,鴨翼前緣后掠角56°,后緣后掠角25°,鴨翼翼根弦長4 mm,翼尖弦長24 mm,展長100 mm。保持前后掠機翼的翼面積、展弦比、根梢比和1/4弦線后掠角相同,邊條后掠70°,圖1為不同鴨翼布局的平面示意圖。

圖1　不同鴨翼布局平面示意圖Fig.1　Diagram of different canard configurations

由于模型的幾何對稱性,本文在計算時采用半模,并采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,圖2為BSC和FSC布局的網(wǎng)格分布。網(wǎng)格劃分時,邊界層內(nèi)第1層網(wǎng)格高度控制為機翼平均氣動弦長的10-6,y+值在0～1之間,以滿足飛機表面粘性邊界層的計算要求[7],從而保證能夠模擬邊界層內(nèi)的流動特征。各模型網(wǎng)格數(shù)量控制在1.5×106～3.0×106。

圖2　BSC和FSC布局網(wǎng)格分布Fig.2　Surface mesh of BSC and FSC configuration

2計算方法

數(shù)值模擬的控制方程采用三維Navier-Stokes方程。在直角坐標系中,無熱源的三維Navier-Stokes方程守恒形式為[8]:

式中:w為狀態(tài)矢量;f為無粘(對流)通矢量項;fv為粘性(耗散)通矢量項。

湍流模型選用SST (Shear-Stress Transport)k-ω模型,考慮了低雷諾數(shù)和剪切流,加入了橫向耗散導數(shù)項,并在定義湍流粘度時考慮了湍流剪切應力的輸運過程,適合有逆壓梯度的流動計算[9]。

采用有限體積法對控制方程進行離散,對流項選用二階迎風差分格式[10]。遠場條件為壓力遠場,對稱面為對稱邊界條件,物面為無滑移壁面條件,計算殘差收斂精度為10-5。

3計算結(jié)果及分析

3.1不同鴨翼的升力系數(shù)

圖3給出了不同布局下鴨翼氣動升力系數(shù)的計算結(jié)果。可以看出:后掠翼鴨式布局能大幅提高鴨翼最大升力系數(shù),并延遲失速,尤其是帶邊條后掠翼鴨式布局,不僅能大幅提高最大升力系數(shù),還能使失速后鴨翼的升力系數(shù)下降變得平緩,極大地改善了鴨翼的失速特性,這是因為大迎角下鴨翼渦與機翼前緣渦之間存在著有利干擾;對于前掠翼鴨式布局,鴨翼的最大升力系數(shù)有少量提高,失速迎角基本不變,失速后升力系數(shù)下降緩慢;在帶邊條的后掠翼鴨式布局中,鴨翼的最大升力系數(shù)和失速迎角都有明顯提高,這說明在大迎角下,鴨翼渦、邊條渦和機翼前緣渦之間的有利干擾更加明顯。

圖3　升力系數(shù)曲線Fig.3　Lift coefficient curves

3.2單獨鴨翼布局

對于在中小迎角下的單獨鴨翼,鴨翼渦隨著迎角的增加而增強,對翼面的控制范圍也逐漸擴大,升力系數(shù)隨迎角增加呈線性增長;當迎角繼續(xù)增加,鴨翼渦渦核開始從后向前破裂,渦核破裂后的漩渦能量下降,但漩渦在不斷擴大,對翼面的控制區(qū)域也相應擴大,所以升力系數(shù)隨迎角增加有緩慢的增長;當迎角進一步增加,鴨翼渦渦核破裂至前緣,鴨翼渦對翼面的控制作用達到最大,升力系數(shù)達到最高點;當迎角繼續(xù)增加,鴨翼渦外側(cè)氣流能量下降,對翼面的控制能力減弱,升力系數(shù)下降,鴨翼進入失速狀態(tài);進一步增加迎角情況下,鴨翼渦外側(cè)氣流破散,氣流出現(xiàn)大規(guī)模倒流,升力系數(shù)明顯下降,失速進一步惡化。

圖4給出了不同迎角下鴨翼渦的發(fā)展變化。為方便對比,本文所有布局都采用相同的壓力云圖,圖例分布如圖4左側(cè)所示,后面的壓力云圖都采用相同的圖例分布。

圖4　鴨翼空間流線圖Fig.4　Streamlines of canard

可以看出:迎角10°時,鴨翼渦渦核開始從后緣破裂;當迎角15°時,渦核破裂至鴨翼中部;當迎角達到21°時,渦核破裂至前緣,升力系數(shù)達到最大;繼續(xù)增大迎角至23°,鴨翼渦破裂,鴨翼進入失速狀態(tài)。

3.3后掠翼鴨式布局

圖5　BC布局的空間流線圖Fig.5　Streamlines of BC configuration

圖5為BC布局的空間流線圖。圖5(a)給出了迎角23°時的情況,可以看到BC布局中的鴨翼渦和機翼前緣渦都保持穩(wěn)定狀態(tài),而此時單獨鴨翼和單獨后掠機翼的漩渦早已破裂,如圖5(b)所示。當迎角繼續(xù)增加,兩渦能量減小,漩渦破裂,鴨翼出現(xiàn)明顯失速,如圖5(c)所示,在25°迎角時,鴨翼渦和機翼前緣渦都已破裂。

圖6為機翼70%翼根弦長位置上的截面流線圖。可以看出：鴨翼渦與機翼前緣渦相互切洗,且有卷繞的趨勢,所以兩渦能量得到加強,漩渦變得穩(wěn)定。

圖6　截面流線圖Fig.6　Streamlines on cross section

3.4帶邊條后掠翼鴨式布局

圖7為不同迎角下BSC布局的空間流線圖。可以看出：在25°迎角時,邊條渦和機翼前緣渦相互卷并,卷并后的漩渦能量得到增強,變得更加穩(wěn)定,與鴨翼渦的有利誘導作用更加明顯。一方面,鴨翼渦控制著卷并后的漩渦向機翼前緣破裂的速度減慢,使之變得更加穩(wěn)定;另一方面,卷并后的漩渦對鴨翼渦形成有利干擾,使鴨翼渦變得穩(wěn)定不易破裂,并在很大迎角范圍仍可保持較大的升力系數(shù),且無明顯失速。在28°迎角時,鴨翼渦依然比較穩(wěn)定,還未破裂,只是能量有所減小,升力系數(shù)稍有下降,但沒有出現(xiàn)明顯失速,直到30°迎角時,鴨翼渦才開始破裂。

圖7　BSC布局的空間流線圖Fig.7　Streamlines of BSC configuration

3.5前掠翼鴨式布局

對于FC布局,機翼前緣渦對鴨翼渦存在兩方面的作用,圖8給出了15°迎角時FC布局和單獨鴨翼及機翼的空間流線圖。可以看出:FC布局中的機翼前緣渦和鴨翼渦呈一定角度發(fā)展,鴨翼渦對機翼前緣渦產(chǎn)生外推和擠壓作用,機翼前緣渦不能正常發(fā)展,對翼根處的控制作用降低;反過來,機翼前緣渦的上洗作用也阻礙著鴨翼渦的向后流動,形成兩渦之間的不利干擾。

圖8　FC布局和單獨部件的空間流線圖Fig.8　Streamlines of FC and single canard and wing configuration

圖9為15°迎角時FC布局中機翼20% 翼根弦長位置上的截面流線圖。可以看出:此時鴨翼渦繞至機翼前緣渦上方,由于兩渦旋轉(zhuǎn)方向相反,相互切洗,能量有所增強,形成兩渦之間的有利干擾。

圖9　截面流線圖Fig.9　Streamlines on cross section

圖10為不同迎角下FC布局的空間流線圖。可以看出:21°迎角時,鴨翼升力系數(shù)達到最大,鴨翼渦渦核已經(jīng)破裂至前緣且渦核出現(xiàn)倒流,而單獨鴨翼渦依然保持穩(wěn)定,渦核沒有出現(xiàn)倒流,這是因為鴨翼渦在發(fā)展的過程中遇到機翼前緣渦的不利干擾,但當鴨翼渦繞到機翼前緣渦上方時,兩渦相互切洗,使得鴨翼渦外側(cè)氣流能量有所提高,所以整個鴨翼渦并沒有迅速破裂,還在一定程度上保持穩(wěn)定;迎角增大到23°時,鴨翼渦外側(cè)氣流能量降低,整個鴨翼渦破裂,升力系數(shù)下降。

圖10　FC布局的空間流線圖Fig.10　Streamlines of FC configuration

3.6帶邊條后掠翼鴨式布局

對于FSC布局,鴨翼渦也受到兩方面的影響:一方面鴨翼渦外側(cè)氣流受到邊條渦的卷繞,能量有所提高;另一方面從鴨翼渦渦核發(fā)展來的氣流受到機翼前緣渦及繞機翼前緣渦流動的氣流的上洗作用,阻礙鴨翼渦的發(fā)展,導致鴨翼渦能量下降。兩方面的共同作用使得鴨翼渦最大升力系數(shù)有所提高,而失速迎角基本保持不變。

圖11為不同迎角下FSC布局的空間流線圖。可以看出:21°迎角時,鴨翼升力系數(shù)最大,邊條卷繞著鴨翼渦外側(cè)氣流,增大了鴨翼渦能量,而鴨翼渦中心的氣流則受到后面氣流上洗的不利影響;迎角增大到23°時,鴨翼渦渦核出現(xiàn)倒流,升力系數(shù)開始下降。

4結(jié)束語

本文通過數(shù)值計算,對比研究了前后掠鴨式布局中鴨翼渦的發(fā)展過程,分析了機翼前緣渦對鴨翼渦的干擾作用,得到以下結(jié)論:

(1)在后掠翼鴨式布局中,鴨翼渦在大迎角時受到機翼前緣渦的有利干擾,增大了鴨翼的升力系數(shù),提高了失速迎角,尤其是帶邊條后掠翼鴨式布局的效果非常明顯。

(2)在前掠翼鴨式布局中,鴨翼渦在大迎角時受到有利和不利兩方面的干擾,鴨翼的最大升力系數(shù)有所提高,失速迎角基本不變。

參考文獻：

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(編輯：崔立峰)

Flow mechanism of canard vortex over forward and backward-swept wing configurations

ZHANG Dong, HU Meng-quan, WANG Xu, WU Zhang-yuan

(Aeronautics and Astronautics Engineering College, AFEU, Xi’an 710038, China)

Abstract:Based on simplified models of forward and backward-swept wing configuration, numerical investigation on the vortical structure was carried out by solving Reynolds averaged Navier-Stokes (N-S) equations, and obtained the lift coefficient curves of canard on different configurations. The characteristics of the vortex over single canard and the vortex interaction mechanisms of canard vortex and main wing vortex were analyzed by streamlines. The analysis indicates that the main wing vortex would perform a favorable impact on the canard vortex at high AOA region for backward-swept wing configuration,which enhanced the lift coefficient and increased stall angle of attack. The lift coefficient is also enhanced for forward-swept wing configuration, while the stall angle of attack remains unchanged.

Key words:canard configuration; canard vortex; flow mechanism

中圖分類號：V211.3

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)01-0036-04

作者簡介:張冬(1990-)，男，四川遂寧人，碩士，研究方向為飛行器設計及氣動仿真。

基金項目:國家自然科學基金資助(11402301)；航空科學基金資助(20110596007)

收稿日期:2015-05-25;

修訂日期:2015-09-21; 網(wǎng)絡出版時間:2015-09-29 12:56