特殊布局高亚声速层流无人验证机基本翼气动力协调设计

李杰，张恒，杨钊

1. 西北工业大学 航空学院，西安 710072

2. 清华大学 航天航空学院，北京 100084

绿色节能、减排降噪是未来民机的主要发展方向。层流设计技术能够有效减少燃油消耗和污染物排放，降低航线运营成本，实现更为清洁高效的能源利用，为碳达峰/碳中和目标的顺利达成提供有力支撑[1-2]。作为一种前沿气动力设计技术，翼面层流实现的有效性、可靠性和成熟度都需要进行系统全面的验证评估。目前较为可靠的试验测试手段主要包括地面风洞和空中试飞两方面。其中风洞试验是定性获取层流特征数据、评估基本气动特性的有效方法[3-4]。但是，高亚声速条件下翼面层流不稳定性显著，对雷诺数效应和外界扰动高度敏感[5]；而风洞试验环境的来流品质、模型尺度和噪声振动等重要影响因素都与真实飞行条件有所区别；使得风洞试验确定的转捩位置、流动形态以及阻力变化量等关键结果与实际飞行试验仍然存在一定差异。

飞行试验对新技术效能的验证能力显著优于数值模拟和地面试验，是关键气动性能的决定性判断依据，也是有效揭示真实飞行条件下复杂流动现象、深入剖析流动演化机理的重要方法手段[6]。国外在飞机翼面的自然层流(Nature Laminar Flow, NLF)、主动层流控制(Laminar Flow Control, LFC)及混合层流控制(Hybrid Laminar Flow Control, HLFC)[7-8]等领域已经开展了大量试飞验证工作，至少基于30余型验证机平台开展了近百项层流飞行试验，为亚声速/高亚声速条件下的层流流动机理分析、设计技术验证及分析方法发展奠定了坚实基础。

常规层流飞行验证方案通过对现有载人飞机型号进行局部改装，在机翼或垂尾上采用层流翼段、翼套或前缘系统等措施实现局部层流。其中的典型代表是美国基于飞机能源效率(Aircraft Energy Efficiency, ACEE)计划和后继的环境责任航空(Environmentally Responsible Aviation, ERA)计划开展的一系列飞行试验研究[9]，包括F-111高亚声速层流翼套试验、波音757HLFC前缘翼盒试验、737/787翼梢小翼及垂尾层流验证、“湾流”NLF翼套试验等[10]。欧洲也相继开展了以法国达索Falcon-50/空客A320层流翼套为代表的一系列飞行试验。在最近开展的“洁净天空”联合技术计划中，层流飞行验证项目仍然基于空客A340-300试验机平台开展，通过外翼段的重新设计、制造和改装，达到验证不同理念层流设计技术的目的[11]。

载机平台本体的技术成熟和验证适用是基于局部改装措施开展层流飞行试验的前提条件。但是，我国现有的飞机型号在翼面几何特征/层流区域可用范围/典型飞行工况等方面还难以和当前层流技术的验证需求直接匹配，层流翼套设计、翼面改装测试、试验系统配置和飞行科目训练等项目都需要较长的周期和成本，严重制约了基于试验机改装开展飞行验证的可行性。针对上述诸多瓶颈问题及约束，航空工业第一飞机设计研究院创新性地提出了一种特殊布局无人验证机设计方案[12]，在此基础上完成了国内外首创的高亚声速层流无人验证平台研制工作，其主要优势和效益突出地体现于下列方面：

1) 为验证目标量身定制、针对性明确。载人验证机的设计制造均围绕其原本的既定飞行任务，不可避免地与试验验证目标之间存在固有偏差。而无人验证平台的研制出发点是根据层流技术试验特定需求确定的研究目标和技术指标，在此前提下开展针对性、专门性的总体、气动、结构、动力等设计工作，能够最大限度地实现相对理想的验证条件。

2) 节约飞行试验成本、性价比良好。不同于载人验证机改装过程繁琐、试验费用昂贵的特点，无人验证平台量级规模小、设计周期短、研制成本低、完成单架次飞行试验的效率高，所需的费用较为低廉，对地面维护和支持的要求相对简易，从而具备显著的效费比优势。

3) 与试验工况匹配、安全系数高。载人验证机的试验改装必然会影响本体气动性能，偏离原有设计状态，并且需要规划特定的飞行科目，从而造成潜在的安全风险。无人验证平台从根源上避免了试飞员的人身安全问题，能够实现飞行性能与试验工况的高度匹配，因而具备较高的安全性和可靠性。

4) 易于模块化改装、通用性广泛。在采用模块化设计思路的前提下，无人验证平台不仅能够同时完成NLF、LFC和HLFC的效能验证，还可以开展试验段几何参数变化影响分析等研究，对于表面光洁度、粗糙度、污染物等特殊影响因素也具备验证能力，并且可以进一步应用于其他翼型气动力设计技术的飞行试验验证工作。

气动力设计的协调匹配是使得上述优势和效益最大化的必由之路。作为飞行试验平台，无人验证机首先应当在特定试验工况下保证良好的巡航点气动特性，确保试验测量的有效性、可靠性和稳定性；其次应当保证低速特性和边界特性良好，确保起降过程的飞行安全。

研究团队提出的高亚声速层流无人验证机方案采用内侧等直层流试验段[12]-外侧后掠基本翼相结合的特殊气动布局形式，由于两者的设计目标、气动特性和流动特征存在根本差异，同时还需兼顾不同速度条件下的综合飞行特性。基本翼的气动力设计能否在较为宽泛的工况下匹配试验验证目标，实现稳定飞行、安全起降，满足验证机整体飞行特性良好的要求，是决定设计方案成败的关键因素。就上述首创的无人验证平台气动布局形式而言，气动特性协调设计的内涵包括两个层次，即基本翼与试验段在在巡航点满足层流试验需求、整体飞行特性最优方面的协调匹配及基本翼自身的高低速气动特性协调匹配。具体包括以下方面：

1) 验证机内侧试验段的高亚声速验证条件直接决定了外侧基本翼的设计工况。基本翼的气动力设计应当在此前提下满足全机整体巡航特性良好这一基本要求。

2) 为了匹配试验雷诺数需求、降低当地流动三维效应影响，内侧试验段展弦比较小、参考面积较大，导致试验工况下全机升力系数相对较低。基本翼应当在此条件下具备良好的巡航效率，降低发动机工作压力，满足飞行试验对航时航程、飞行高度的需求。

3) 飞行试验涵盖的来流参数变化范围较为宽泛，应当尽量降低基本翼激波强度，使气动特性充分稳定，从而避免潜在的激波振荡等不利干扰，保证不同工况试验品质良好。

4) 验证机采用的涡喷发动机几何尺寸相对较大，基本翼气动力设计需要充分考虑翼吊短舱的近距耦合效应，尽量降低发动机安装对当地流动的不利干扰。

5) 在保证高速气动特性良好的同时，外侧基本翼低速失速点应大于内侧试验段，失速特性及分离流动发展过程应较为和缓，从而保证失速临界迎角附近升力可用、力矩安定性良好，同时避免副翼区域失效，保证滚转操纵能力。

6) 验证机低速增升不采用前缘装置，依靠单段后缘襟翼，增升效率有限，要求基本翼具备良好的升力特性。

综上所述，该特殊布局层流验证机的气动力设计存在诸多不同于常规翼吊布局的限制因素和设计需求，影响特征相互耦合，是典型的强约束、多目标综合协调设计问题，相关的气动力协调设计技术需要深入研究。

针对上述特殊布局层流验证机设计需求及约束，从基本翼翼型设计和配置的角度开展气动力协调设计研究。在大尺寸翼吊短舱的影响下完成了近似无激波的压力分布形态设计，保证了巡航点附近良好的气动力稳健性，实现了低速失速特性和分离形态的有效控制，为层流验证机研制提供基准方案，也为类似布局的双机身飞行器气动力设计提供参考。

1 验证机基本翼气动力设计原理

特殊气动布局无人验证机采用内侧等直层流试验段和外侧后掠高亚声速机翼相结合的总体方案，具备双机身、双垂尾及高平尾特征，外翼翼吊四台涡喷发动机，主要任务载荷为层流试验测试系统。通过在自由来流马赫数Ma=0.6～0.8、层流试验段当地雷诺数Re=1.0×107～2.0×107、全机升力系数CL=0.1～0.3范围内开展飞行试验验证，以期在试验段上表面实现20%～40%弦长的稳定自然层流区域，完成相应特性参数的测量，并确认高亚声速/高雷诺数等条件下NLF和HLFC的实际效能。

图1给出了该验证机三维构型，表1列举的几何特征参数表明基本翼具备中等后掠角/展弦比/根梢比特点，与飞行条件匹配良好。从试验需求的马赫数和升力系数范围来看，基本翼具备采用巡航点无激波基本压力分布形态-近椭圆环量分布的可能性，从而在最大程度上降低激波阻力和诱导阻力，充分提高巡航点附近气动效率。通过合理的压力梯度设计，能够有效提升无激波压力分布形态的稳定性，增强抗扰动能力，避免偏离设计状态时出现强激波或二次激波等非预期特征[13-14]。

表1 基本翼几何参数

图1 特殊布局高亚声速层流验证机三维构型

由于翼吊发动机短舱/挂架对基本翼当地高亚声速流动的影响机制体现在局部加/减速效应引起的流动通道特性变化[15]，可以认为短舱/挂架的引入是对基准流场的某种特殊扰动形式。而在特定马赫数下，短舱/挂架对基准压力分布形态的大致影响是可以预知的，具体表现为流道收缩对翼面前缘附近流场的加速效应，进而产生对上下表面压力峰的激励作用。因此，在基本翼压力分布设计阶段，可以预留一定的前缘吸力峰变化余量，使得压力梯度具备顺压形态，则能够在短舱/挂架安装条件下获得峰值适中、梯度和缓、接近平台的良好压力分布特征[16]。此外，如果基本翼的压力分布特征在较为宽泛的升力系数/马赫数范围内基本稳定，则能够进一步削弱短舱/挂架造成的不利干扰，改善基本翼-发动机一体化构型的综合气动特性[17]。

发动机短舱影响下的低速失速特性取决于基本翼的分离流动性质。实现良好失速特性设计的关键是对分离起始迎角、起始位置、基本形态和发展状况进行有效控制。考虑到验证机增升装置缺少缝翼，对前缘压力峰值的控制能力有限，增升构型分离特性的设计意图同样应当在基本翼设计上予以体现。从低速失速和缓性及操稳安全性要求出发，为了避免分离起始于副翼区域，导致临界迎角附近滚转操纵能力丧失，应使得分离始发位置位于翼根附近，且分离区域沿展向和弦向逐渐发展[18-19]。

由于中等后掠角基本翼分离特征很大程度上取决于各控制剖面，因此通过翼型失速特性的合理调整和配置，可以实现分离特性的有效控制。即通过前缘特征设计控制翼型失速迎角，结合几何扭转调节翼面分离发展梯次，拓展翼梢/翼根之间的失速迎角及最大升力系数差量，从而保证发动机短舱影响下分离始发位置接近翼根，并且发展变化趋势和缓可控[20]。

2 验证机基本翼气动力高低速协调设计

考虑到层流验证机内外翼在部件层面的相对独立性，选取外侧基本翼-单侧机身构造翼身组合体模型，能够在很大程度上继承和应用现有的思路、方法和工具开展高速气动力设计[21]。基本翼的气动力高低速协调设计基于全速势-附面层修正分析工具[22]，图2给出了气动特性等效分析模型示意图，X、Y、Z为三维长度。

图2 基本翼气动特性全速势等效分析模型

基本翼翼型气动力设计基于3轮迭代过程，基于12%、40%、70%、100%这4个展向站位控制剖面开展。图3给出了迭代过程中不同站位翼型几何形状的对比情况，此处x为二维弦向长度。原始翼型从高速环量分布和低速最大升力系数出发，对巡航点压力分布特性和低速分离特征考虑相对不足；第1轮改进翼型通过调整弯度分布的弦向和展向分布特征，控制前缘半径沿展向的变化规律，兼顾了基本翼巡航点附近的无激波特性和低速失速分离形态。第2轮改进翼型考虑了发动机短舱对巡航点附近压力分布形态的影响，对前缘形状进行了精细修形，同时结合后加载手段降低前缘压力峰值，进一步抑制巡航点附近可能的激波增长现象，提高无激波压力分布形态的稳定性，同时能够保证低速可用升力系数。

图3 基本翼各控制剖面几何形状对比

图4给出了基本翼各控制剖面站位及相应的扭转角分布情况。原始构型翼梢气动扭转较小，难以满足控制低速分离形态的要求，因此将翼梢负扭转角增加到4°，期望结合几何扭转进一步抑制潜在的翼梢分离趋势。由于翼根-翼梢配置翼型弯度梯次较大，能够确保巡航点附近良好的环量分布特性。

图4 基本翼各控制剖面站位及扭转角分布

综合考虑几何构型和来流马赫数与验证机设计状态的近似程度，采用DLR-F4翼身组合体标模[23]校核全速势设计工具。评估条件选取为自由来流马赫数Ma=0.75，基于平均气动弦长的雷诺数Re=3.0×106，来流迎角α=0.93°。图5给出了机翼展向典型站位压力分布Cp计算结果与风洞试验数据的对比情况，表明设计工具能够捕捉Ma=0.75附近翼面压力分布的关键特征，获得的激波强度和位置准确，能够为气动力设计提供可靠的评判依据。

翼身组合体构型巡航点的全速势分析评估基于Ma=0.70，部件升力系数CL=0.09开展。表2给出了总阻力系数CD、诱阻系数CDi、波阻系数CDw及俯仰力矩系数Cm的对比情况，通过两轮改进设计，基本翼巡航点阻力降低2.4 counts，减阻4.15%，巡航迎角降低1°，低头力矩增量仅为0.01左右。表明即使在升力系数远低于常规翼身组合体高亚声速设计点(CL=0.5)的条件下，基本翼升阻比仍然可以达到16以上。图6和图7给出了巡航点附近的压力分布云图及15%～90% 4个展向站位的压力形态对比情况。相对原始构型，两轮改进构型均基于和缓的压力梯度实现了无激波气动力设计，等压线分布均匀，消除了原始构型20%弦长附近存在的显著压力峰，中外翼激波强度得到了有效抑制。相对于一轮构型，二轮构型前缘压力峰值进一步降低，体现了显著的后加载特征，预先考虑了发动机短舱安装对前缘压力峰的激励作用。从图8给出的巡航点附近环量分布及升力分布对比情况来看，虽然两轮改进构型中内侧翼型弯度相对原始构型均有所降低，且翼梢扭转程度较大，但环量分布形态反而更贴近标准椭圆，进一步降低了巡航点诱阻，充分挖掘了基本翼的减阻潜力。

图6 巡航点附近基本翼压力分布对比

图7 巡航点附近基本翼展向各站位压力分布对比

图8 巡航点附近基本翼升力分布及环量分布对比

表2 基本翼巡航点气动特性对比

通过对巡航点附近一定马赫数/升力系数范围内的气动特性进行分析，检验基本翼设计结果对来流速度大小和方向变化的敏感程度，其中升力系数CL变化范围为0.07～0.11，马赫数Ma变化范围为0.65～0.75。图9和图10给出了二轮构型压力分布形态对马赫数/升力系数的敏感性分析结果，表明在计算分析涉及的马赫数/升力系数范围内，基本翼均能维持接近无激波的压力分布形态，压力峰值/梯度等关键特征都较为类似，各站位变化规律较为一致，针对22%以上的升力系数变化量及14%以上的马赫数变化量具备良好的稳定性。压力形态随升力系数的变化规律表现为前缘附近峰值不断增长；随马赫数的变化规律则表现为30%弦长附近平台特征逐渐显现。表3和表4分别给出了基本翼巡航点附近气动特性关于升力系数和马赫数的敏感性分析结果，确认了巡航点附近良好的无激波特性，表明基本翼升阻特性和力矩特性随马赫数的变化均较小，随升力系数的变化是可预期的，总体而言气动特性具备良好的稳定性。

表3 基本翼气动特性巡航点升力系数敏感性

表4 基本翼气动特性巡航点马赫数敏感性

图9 巡航点附近基本翼压力分布升力系数敏感性

图10 巡航点附近基本翼压力分布马赫数敏感性

基本翼各控制剖面翼型低速气动特性全速势分析评估基于来流马赫数Ma=0.20，飞行雷诺数Re=5.0×106开展。图11给出了低速升力特性的对比情况，图12表征了各控制剖面翼型失速迎角及最大升力系数沿机翼展向的分布情况。原始构型各站位翼型失速迎角集中在16°附近，量值沿展向向外逐渐降低，三维构型中外侧起始分离的可能性较高，难以保证良好的失速分离形态。

图11 基本翼各控制剖面低速升力特性对比

图12 基本翼各控制剖面低速失速迎角和最大升力系数对比

由于全机构型大尺寸短舱对后方翼面下洗效应明显，对当地分离起到一定抑制作用，同时后掠影响下的翼梢边界层累积效应突出，两者综合效应极易导致中外侧翼面在失速临界迎角附近产生后缘分离现象。因此在基本翼设计阶段，应当预留较大的内外侧失速迎角差量，结合足够的气动扭转，才能确保分离发展变化过程具备合理的迎角梯次。相对于原始构型，两轮改进构型翼根翼型失速迎角约为11°，大于层流试验段翼型分离起始迎角，保证了良好的升力线性段特性。失速迎角量值沿展向向外逐渐增加，与翼梢翼型之间存在5°～6°左右的差量，结合6°左右的几何扭转角配置，能够充分保证基本翼低速大迎角状态下分离起始于翼根附近、且沿展向发展变化过程较为和缓的设计意图。相对一轮构型，二轮构型各站位升力线性段平移量约为0.15左右，能够进一步提升三维构型的可用升力系数。

3 验证机基本翼高低速气动特性校核分析

3.1 气动特性校核分析方法

结合数值模拟方法和风洞测力试验，针对图13 所示的验证机三维全机带短舱构型开展高低速气动特性校核分析，基本翼采用二轮构型设计方案。在有限体积法基础上，对三维可压缩非定常Navier-Stokes(N-S)方程进行求解，求解器的可靠性在前期研究工作中已经得到了有效验证[24-25]。无黏通量项离散采用三阶迎风通量差分分裂格式，黏性通量项离散采用二阶中心差分格式。时间推进采用二阶隐式近似因子分解方法。

虽然基本翼后掠效应相对明显，当地流动在不同速度下均体现全湍特征，但是试验段层流特性在巡航点附近较为显著，计算分析评估应当体现上述特点，从而在定升力系数前提下准确反映巡航点来流迎角。因此采用γ-Re-θ转捩模型[26]校核基本翼巡航点压力分布。而由于内外翼在低速大迎角条件下均体现湍流分离特征，采用Spalart-Allmaras(S-A)全湍模型校核基本翼低速失速分离形态。

计算网格基于多块结构化思路生成，半模计算。全场采用H型拓扑结构，物面附近生成O型拓扑，网格总量1.6×107，近壁面首层网格高度5×10-6m，以保证y+不大于1。计算域为60c×20c×20c的长方体区域，远场给定无反射边界条件，物面采用无滑移、绝热和法向零压力梯度条件。图13给出了构型表面网格分布情况。

图13 验证机三维全机计算构型及网格

本研究未规划基本翼高速测压试验，测力数据仍有待修正，因此仅提供低速气动力试验结果进行校核分析。低速测力试验基于航空工业空气动力研究院FL-8单回路闭口风洞，试验段长度5.5 m，截面尺寸3.5 m×2.5 m，最大风速75 m/s。采用图14所示的1∶3.25缩比模型，增升装置和舵面可偏转。试验马赫数Ma=0.20，雷诺数约为Re=1.5×106。采用腹撑式天平测力，通过对称天平试验消除测量影响。

图14 低速风洞试验模型

3.2 高速压力分布形态校核分析

图15给出了验证机全机带短舱构型巡航点(Ma=0.70，CL=0.19，Re=1.19×107)的压力分布形态，表明在大尺寸翼吊短舱的影响下，基本翼压力分布形态良好，等压线平直，较好地体现了接近无激波的压力分布特征，没有出现非预期的强激波和显著的二次激波。从图16给出的设计阶段翼身组合体构型和校核阶段全机带短舱构型基本翼压力分布形态的对比情况来看，由于短舱/机身的双重影响，当地流道急剧收缩，导致全机构型40%和50%半展长站位上表面前缘压力峰相对翼身组合体构型有一定抬升，压力分布形态由顺压梯度变化为和缓的逆压梯度，没有强激波产生，实现了大尺寸短舱影响下构造基本翼巡航点压力平台特征的意图。鉴于四发短舱的近距耦合翼吊布局形式，机翼下表面前缘流道收缩程度更强，加速效应较上表面更为显著，导致内侧翼面压力峰值前移，60%～80%半展长站位出现前缘局部负压峰值。而对于短舱安装效应较为微弱的90%半展长站位而言，不同构型/方法获得的压力分布形态高度一致，同时校核了全速势-附面层方法作为气动力设计工具的可用性和N-S方法作为校核工具的准确性。

图15 验证机全机带短舱构型巡航点压力分布

图16 设计阶段翼身组合体构型和校核阶段全机带短舱构型基本翼巡航点压力分布形态对比

3.3 低速气动特性校核分析

图17给出了不同构型低速升力/俯仰力矩特性与风洞试验结果的对比情况，数值模拟基于近地飞行雷诺数Re=5.0×106，高于试验雷诺数，但是计算分析结果仍然能够在很大程度上反映气动力的基本变化特征。基于数值模拟方法获得的气动力结果在线性段与试验值基本一致，也能够大致刻画失速点附近升力/力矩的变化趋势。一轮构型线性段气动特性与原始构型基本一致，升力线斜率相对较低，力矩非线性段的变化特性相对和缓。二轮构型线性段升力系数较上轮提升0.05，同时线性段低头力矩增量仅为0.015左右，表明基本翼气动力设计在实现失速点之前力矩变化和缓性的同时提升了升力效率。整体来看，气动力设计结果在失速临界迎角附近能够产生较大的低头力矩，不存在中立安定或力矩上仰现象，有效保证了低速构型最大升力系数的可用性。

图17 低速升力/俯仰力矩特性对比

图18给出了不同构型低速失速临界迎角附近的分离形态。原始构型分离起始于翼面中内侧，影响区域相对较大，外侧短舱后方分离强度很高，并且副翼区后缘分离趋势明显，表明此时存在横侧操稳特性降低的风险，临界迎角附近不可用。一轮构型起始分离区域位于内侧短舱与机身之间，外侧短舱后方仅有局部潜在分离，有效抑制了原始构型外侧短舱后方及翼梢附近的流动分离现象，但内侧分离发展相对迅速。二轮构型在此基础上进一步降低了内侧分离强度，使得分离发展变化更为和缓，能够避免过失速状态下可能的断崖式升力损失，分离流动的起始位置、梯次顺序及影响区域均能够体现低速气动特性的设计意图。

图18 低速失速分离形态对比

综合上述数值模拟及风洞试验结果，现阶段层流验证机基本翼气动力设计方案在巡航升阻特性和压力分布特性良好的前提下，有效保证了低速升力特性、分离始发位置及发展梯次顺序，实现了与试验验证需求及高低速气动特性的双重协调匹配。

4 结 论

1) 基于全速势-附面层修正方法开展基本翼气动力迭代设计、数值模拟方法校核全机构型高低速气动特性的设计思路合理有效，能够实现复杂气动构型的高低速协调设计。

2) 在气动布局形式与巡航点状态匹配的前提下，结合基本翼压力梯度-后加载设计方法，能够有效提升高亚声速条件下翼面无激波压力分布形态的稳定性，增强抗扰动能力，避免偏离设计状态时出现非预期的激波特征。并且能够降低短舱/挂架造成的不利干扰，提高基本翼-发动机一体化构型的综合气动特性。

3) 在基本翼压力分布设计阶段，通过预留适当的前缘吸力峰变化余量，使得压力梯度具备顺压形态，能够在大尺寸短舱安装条件下获得峰值适中、梯度和缓、接近平台的良好压力分布特征。

4) 通过基本翼控制剖面失速特性的设计和配置，可以实现全机构型翼面分离始发位置的有效控制。从而保证发动机短舱影响下翼面分离始发位置接近翼根，分离区域发展变化趋势和缓可控，确保失速临界迎角附近升力可用。

致 谢

航空工业第一飞机设计院段卓毅研究员在论文完成过程中给予了诸多建设性意见，在此表示衷心感谢。