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user: 4. 改进翼身融合体飞机气动外形方案二模型建立及数值计算 4.1. 改进模型的建立 根据第3节中对翼身融合体飞机初始模型的计算与分析，可以看出初始模型的升阻比偏低，初始模型中心体尤其是中心体后面部分对整机升力的贡献较小，飞机的俯仰特性不良低头力矩过大，针对初始模型以上的缺点为此本章做了一些改进措施，分别设计了带有涡流器、翼梢小翼、平尾、鸭翼的4个翼身融合体改进模型(图8、表3)。 4.2. 改进模型气动特性分析 经过改进过后的翼身融合体模型机翼参考面积发生变化，通过FLUENT计算流体力学软件得出经过 改进的4个翼身融合体模型在不同风速和迎角状态下的气动特性： 如图9所示5个曲线图分别表示初始模型A、涡流器改进模型B、翼梢小翼改进模型C、鸭翼改进模型D、以及平尾模型E在不同速度和迎角状态下的升阻比。 1、涡流器改进模型 图6. 初始模型在0˚迎角下模型下表面压力云图 图7. 初始模型在0˚迎角下模型上表面速度云图 图8. 初始A、扰流器B、翼梢小翼C、鸭翼D、平尾E改进模型 Table 3 Spoiler， winged winglets， duck wings， flat tail improved model parameter 翼身融合体 初始模型 涡流器 翼梢小翼 鸭翼 平尾 后掠角 30 30 30 30 30 翼面积 0.7 0.7 0.72 0.712 0.76 弦长 150 150 150 150 150 展长 700 700 700 700 700 展弦比 3.053 3.053 3.053 3.053 3.053 根稍比 1.67 1.67 1.67 1.67 1.67 表3. 扰流器、翼梢小翼、鸭翼、平尾改进模型参数 如图10所示，由涡流器改进模型在不同速度和迎角状态下的气动特性曲线可以看出当涡流器模型在迎角约小于4˚的时候，在各个速度下的升阻比比初始模型的升阻比有所提高，这是因为涡流器模型在负迎角或者小迎角范围内，花瓣式涡流器在迎面气流中产生了翼尖涡，由于花瓣式涡流器的6片花瓣展弦比较小，因此它产生的翼尖涡的强度相对较强。这种高能量的翼尖涡与其下游中心体的低能量边界层流动混合后，就把能量传递给了边界层，而且涡流器诱导的翼尖涡可以混合中心体上不同速度梯度的流体，以消除机翼表面的附面层堆积增厚，将外围的高能气体补充到附面层，使得中心体上表面处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在机体表面而没有分离。所以在迎角约小于4˚的时候涡流器模型的升阻比优于初始模型。 而当涡流器模型在迎角继续增加时，涡流器产生的翼尖涡距离中心体背面的低能附面层越来越远，这时候涡流器对升力的贡献越来越少，反而涡流器的阻力效应(包括涡流器诱导阻力和摩擦阻力)确增大了，并且随着翼身融合体模型的速度和迎角的增大，阻力产生的效应越明显，升阻比也减小。 2、翼梢小翼改进模型 本文中翼梢小翼改进模型在速度为30 m/s，迎角为2˚左右时具有最大的升阻比，最大升阻比值为10左右，由初始模型的压力云图和翼梢小翼模型的压力云图(图11)可以看出，初始模型在翼尖处的低压区(蓝色区域)比较大，这是由于当翼身融合体初始模型在飞行中，机翼下表面的气流会绕过机翼翼梢流向机翼 上翼面，形成强烈的机翼翼尖涡，带有高能量的涡流从机翼向后沿伸很长一段距离，减小了飞机的有效展弦比而增加了诱导阻力。 初始模型翼梢小翼的设计起到了阻挡机翼下表面的气流绕到上表面的作用，消弱翼身融合体主翼翼尖涡强度，使得翼身融合体飞机机翼有效展弦比增大。 翼梢小翼改进模型在翼尖处的低压区(蓝色区域)比初始模型要大，是因为翼梢小翼能产生翼尖涡，方向刚好与翼身融合体飞机机翼尖涡相反。在黏性耗散的作用下距离很近两股涡相互耗散抵消，这样就达到了减少翼身融合体飞机诱导阻力的目的。 上翼梢小翼的设计还可以使三元畸变流场产生小翼升力和推力方向上的分量。这样延迟了翼身融合体飞机翼尖气流的过早分离以提高其失速迎角 [ 11 ] [ 12 ] 。 气流流过翼身融合体飞机翼时先是急剧加速，压力变低，然后剧烈的压力恢复，进入变化很大的逆压梯度区，这会使得翼尖边界层提前分离，造成机翼翼尖失速。然而翼梢小翼的设计使得翼梢小翼产生的顺压场与机翼翼稍逆压场相混合，使压力分布变得相对平缓，减小了其逆压梯度。从翼梢小翼模型与初始模升阻比曲线图比较可以看出，设计的翼梢小翼延迟了机翼翼尖处的气流分离，提高翼身融合体飞机的失速迎角。 3、鸭翼模型 当鸭翼改进模型在负迎角和小迎角状态时，鸭翼模型的升阻比与初始模型相当，有时甚至不如初始模型的升阻比高，这是因为鸭翼的设计增加了翼身融合体飞机的浸润面积，使得整机的摩擦阻力增大，由初始模型和鸭翼改进模型在不同风速下的升阻比曲线关系图(图12)可以看出，模型在低速飞行的情况下更加明显。 除此之外，翼身融合体飞机由于其本身的相对厚度比较小，这为鸭翼的设计带来了巨大的挑战，通常鸭翼飞机如歼10、台风、阵风战斗机的鸭翼设计位置比飞机的主翼平面位置要高，本文中翼身融合体由于受到了飞机结构的限制，鸭翼比常规鸭翼布局飞机的位置要低一些，致使鸭翼产生的很大一部分鸭翼涡被浪费，甚至起到了负面作用。 所以综合上诉两点原因来看，在小迎角范围内，改进模型的鸭翼对升力的贡献不及鸭翼对阻力的贡献，所以鸭翼改进模型的升阻比不及初始模型。 当模型的速度和鸭翼迎角开始增大，例如鸭翼改进模型的在30 m/s的速度云图和压力云图可以看出，具有15˚偏转角的鸭翼产生的鸭翼涡使得翼身融合体背面的低压区变大，这是因为在速度和迎角增大时，鸭翼产生的鸭翼涡强度得到了增强，具有教高能量的鸭翼涡克服翼身融合体飞机背面的逆压梯度能力提高了此时鸭翼的作用相当与涡流发生器。 本文通过风洞测力和FLUENT计算流体力学软件显示的基础上对鸭翼对翼身融合体飞机增升及涡系 图9. 初始模型及其改进模型在不同速度和迎角下的升阻比 干扰机理进行初步探讨。 4、平尾改进模型 在初始翼身融合体上增加平尾的作用相当于气动舵面，增加了初始模型的纵向稳定性能，左右两片平尾同时向上偏转，可以使得飞机形成低头力矩，左右两片平尾同时向下偏转，可以使得飞机形成抬头力矩，这对于提高飞机的起降性能有明显的作用，当左右两片平尾差动可以形成滚转力矩和偏航力矩， 图10. 涡流器模型在30 m/s时的压力云图和速度云图及涡流器表面速度局部放大云图 图11. 翼梢小翼改进模型0˚迎角下速度云图、压力云图及等压线图 图12. 鸭翼改进模型0˚迎角下的速度及压力云图 这对于翼身融合体无人攻击机来说有重大的意义，但是由于平尾的设计，这样使得飞机的隐身性能受到影响，平尾对升力的贡献小与阻力，所以飞机的升阻比等气动特性下降(图13、图14)。 4.3. 结论 由FLUENT计算流体力学软件和风洞实验得出涡流器改进模型的迎角在大概小于4˚的范围内，随着 图13. 平尾改进模型0˚迎角下速度云图和压力云图 图14. 初始模型和平尾模型的俯仰特性 迎角的增大，升阻比也随着增大，并且在小迎角范围内，其升阻比优于初始模型；当迎角小于4˚的时候在18 m/s~30 m/s速度条件下，添加涡流器的翼身融合模型比常规翼身融合模型的升阻比要大，特别是在30 m/s的速度下表现更加明显。 翼梢小翼模型的设计使得翼身融合体机翼翼尖周围下表面的气流在绕到翼尖上表面被阻挡，这样使得飞机上面的低压区变大，减小了飞机的诱导阻力，另外翼梢小翼本身也对整机的升力有一定的贡献，这样使得整机的气动特性，尤其是升阻比得到了很大的提高，尤其是在速度为30 m/s迎角1.5˚左右时，升阻比达到了10左右，但是翼梢小翼的设计使得翼身融合体的隐身性能变差，所以在现有的军用翼身融合体飞机中基本没有翼梢小翼的设计。 本文结合以往鸭翼飞机的设计经验，设计了翼身融合体鸭翼模型，鸭翼的初始角度为6˚，所以在计算鸭翼的迎角时需要在飞机的迎下加上6˚。由鸭翼改进模型的升阻比随迎角的变化曲线可以看出改进鸭翼模型在速度较小的时候，鸭翼对翼身融合体飞机的升力贡献很小，主要靠鸭翼本身产生的升力，但鸭翼的设计也使得飞机的摩擦阻力和干扰阻力增加，致使飞机总的升阻比不如初始模型。但是随着模型的速度和迎角增大，当改进模型的迎角大约大于6˚即鸭翼的迎角大于12˚过后，鸭翼模型的升阻比开始优于初始模型，这说明鸭翼在大迎角状态下对飞机升力的贡献较大，当翼身融合体飞机起飞需要较大抬头力矩时，在主翼前面的鸭翼可以向上偏转在增大飞机抬头力矩的同时不需要增加飞机的配平阻力。 本文平尾的设计并不成功，使得飞机在10˚以内大多数速度情况下升阻比明显减小，飞机气动效率明显变差，在飞机在12˚迎角飞机接近失速迎角的情况下飞机的升阻比比初始模型要好。 但是由飞机的俯仰力矩系数随迎角的变化曲线可以看出飞机的俯仰特性明显增强，这说明平尾的设计使得翼身融合体飞机的操纵性有很大的提升。