先进飞行器气动布局追求高气动特性和宽飞行范围，单一气动布局无法满足高性能要求。变掠角飞机可以通过改变机翼掠角来保证飞行全阶段具有最佳气动特性，如美国的F-14和F-111战斗机等[1]。与后掠翼飞机相比，前掠翼飞机具备亚跨音速诱导阻力相对较小、升力线斜率较高和失速迎角较大等优势[2]。俄罗斯SR-10高亚音速教练机采用了前掠翼布局，机翼前掠角为10°，飞行马赫数达0.85[3]；Su-47金雕超音速战斗机大攻角机动能力强，机翼前掠角为20°[4]。美国X-29A战斗机0.9飞行马赫数下飞机升力系数0.92，机翼翼型为相对厚度约5%的超临界翼型，机翼前掠角为29.3°[5]。
与单翼布局相比，串翼布局[ 6-8]的前翼和后翼面积基本相同且均为升力面，有利于保持机体空中均衡，可以不用配置平尾。阿联酋军用长航时无人机“联合40”[ 7]即采用了串置式直机翼+S形机身+螺桨发动机的总体布局，无平尾，后翼低于前翼，通过前翼襟翼实现俯仰控制，通过立尾提供航行稳定和偏航控制，最大巡航速度55.56 m/s。文献[9-10]对单前掠翼模型的纵向气动流场特性受前掠角和飞行速度的影响做了数值研究，文献[11]对单前掠翼身组合模型的低亚音速气动流动机理做了数值分析。文献[6,8,12]对串置式前掠翼模型低速和高速气动力和流场特性进行了数值计算，但建模和计算未考虑前掠角变化的影响。为了探索串置式前掠翼气动特性受前掠角变化的影响规律，基于一种串置式前掠翼翼身组合体基本模型[8,12]，构建不同前掠角模型，通过数值计算分析其纵向气动力和流场变化特性，其中远场来流马赫数为0.8，迎角变化范围0°～+40°。
1 几何模型
1.1 模型参数
机身为尖头胖尾旋成体以减少高速飞行激波阻力，长度为1.2 m。每个机翼展长均为0.79 m,平面面积均为0.078 m2，翼型为高速薄翼型NACA64A005(最大相对厚度位置距前缘40%)，翼根弦长均为141.05 mm，翼梢弦长均为112.8 mm，前翼根后缘到后翼根后缘水平距离176.31 mm且后翼下置20 mm。
为了得到不同前掠角的机翼几何模型，采用UG软件进行建模，利用三角函数关系在UG中移动翼梢相对翼根的位置，确定不同的机翼前掠角χ(前缘前掠角，前、后翼均按同值考虑)，机翼展长和面积等几何参数保持不变。在10°～40°范围，做出4种不同前掠角(10°、20°、30°、40°)的机翼与机身的组合模型。前掠角一般也不宜过大，过大将会使机翼根部结构承载过重[2]。
1.2 几何建模
从PROFILI软件中选中翼型，导入AUTOCAD软件中，确定翼型坐标原点在前翼翼根前缘点处，根据不同前掠角用三角函数关系在AUTOCAD中确定前翼翼梢和翼根投影相对位置。图1为机翼30°前掠角时前翼翼梢和翼根剖面投影的相对位置关系。
图1 前翼根梢投影相对位置关系示意图
在UG软件中进入建模模式，将图1以dxf格式导入。选中前翼翼梢输入距离为机翼半展长394.95 mm，选择通过曲线组命令及选择前翼翼根，在添加新集处选择前翼翼梢，完成前翼生成。通过移动和复制命令等，将前翼移动复制为后翼。因不考虑侧滑角，故可采用半几何模型。在机翼上画出机身草图，将机身草图旋转180°，完成30°前掠角时翼身组合半模型的几何实体建模，如图2所示。与此类似，再做出另外3种机翼前掠角时翼身组合体半模型。其中，模型坐标原点均位于前翼翼根前缘点处，X轴平行于机身纵对称面并指向机尾方向。
图2 机翼前掠角30°时翼身组合半模型
2 计算流域模型
2.1 模型拓补修复
将半模型的几何实体模型导入ICEM CFD软件[13]中，进行拓补修复，调整公差为0.009。
2.2 建立计算外流域
在ICEM CFD软件中，选择盒体形状创建几何模型外流域，坐标系原点位于前翼翼根前缘点处，选择建模尺寸单位为m。外流域大小根据经验比例[8,10，12]选取形状为长16.1 m、高7 m、宽3 m的长方体，其中对称面上一个边界角点位置坐标为(-7，-3.5，0)。
2.3 定义PART和边界条件类型
在ICEM CFD软件中，点击创建PART。外流域入口边界类型定义为INLET，出口边界为OUTLET，对称面为SYM，侧面远场为FAR-FIELD，同时对前翼和后翼、机身的头、中、尾也予以命名。
2.4 定义并生成非结构化网格
设定全局网格比例因子为1，最大单元值为0.8，壳网格单元均为三角形非结构化单元。设置边界线网格节点参数值。通过计算命令生成边界面非结构化壳网格，生成的模型表面壳网格如图3所示。
图3 模型表面非结构壳网格
在模型表面周围设置三棱柱边界层网格，层数为20，沿表面当地法向单元网格高度增长率为1.1，第一层网格高度1.393×10-5m。通过密度盒功能，定义机翼后缘尾迹流加密区以及改变机翼表面和流域边界节点数目，可实现对流域网格总数量的变化和控制，供网格计算无关性或独立性验证模型使用。通过选择四面体混合体网格类型，生成空间流域非结构化体网格模型。模型表面周围流场加密网格如图4所示。
图4 模型表面周围流场加密网格
3 数值计算与分析
3.1 控制方程和计算设置
对于定常可压缩三维气体粘性绕流，忽略气流质量力，采用完全湍流雷诺时均化流动质量、动量和能量控制方程以及完全气体状态控制方程。根据来流特征雷诺数和流域网格模型等具体情况，选择湍流封闭方程模型，同时合理设置各内外边界条件或具体数值。
应用FLUENT流体分析软件[14]，选择3D和双精度计算模式，对导入的网格模型分别进行数值计算。选择基于压强方法和隐式算法，设置计算操作压强为零，拟选湍流补充模型为S-A一方程模型。采用压力-速度耦合SIMPLEC方法和格林-高斯节点梯度法，方程数值离散格式均为二阶迎风格式，亚松弛因子均设定在0.3以下以提高收敛稳定性(迭代收敛时间相应加长)。在流域进口、出口和侧面远场边界条件中，设置标准大气条件下气流马赫数值为0.8和流动方向单位矢量3个分量值(不同迎角对应不同值)。离散方程迭代计算收敛控制精度除连续方程按默认设置10-3外，其余均按10-4设定。同时设置几何模型的升力和阻力系数为迭代监控参数，注意其单位力方向矢量分量不同迎角时的正确设定。另外设置流域进口质量加权马赫数也为监控参数，以确认来流马赫数为目标值。设定模型流场特征参考值，初始化全流场，设置迭代计算步数，进行流场数值解算。
3.2 计算网格独立性验证和Y+分布
基于30°机翼前掠角的几何模型，生成了4种数量的网格模型，在迎角10°工况下分别进行数值计算，有关结果如表1所示。后处理提取模型表面Y+分布，其值在0.3～9。
表1 网格独立性数值计算结果
模型升力系数模型阻力系数模型升阻比网格数量0.769 40.188 84.07465万0.736 20.152 24.837100万0.744 60.151 64.912135万0.743 00.151 34.911168万
根据表中结果和比较，兼顾迭代计算精度和消耗时间，拟对各前掠角，均采用135万左右网格数量的网格模型，且可以采用S-A湍流补充模型，开展不同攻角下流场特性的数值计算研究。
3.3 计算结果与分析
1) 模型升力系数变化特性
图5为翼身组合模型升力系数计算曲线。可以看出，0°迎角时升力基本为0，在迎角达到20°之前，不同前掠角几何模型的升力系数随迎角的变化趋势均相同，但前掠角20°模型的升力值一直保持最大。在迎角超过20°之后，随迎角增加，升力系数有增有减，前掠角20°模型的升力在30°迎角时到达最大值，而后明显进入失速状态。前掠角40°模型的升力在40°迎角时到达最大值，且还未失速，大迎角气动特性良好。
图5 升力系数计算曲线
2) 模型阻力系数变化特性
图6为翼身组合模型阻力系数计算曲线。可以看出，0°迎角时阻力并不为0，在迎角达到20°之前，不同前掠角几何模型的阻力系数随迎角的变化基本一致。在迎角超过20°之后，随迎角增加，各阻力系数不断增大，并且前掠角20°模型的阻力基本保持为最大，前掠角40°模型的阻力系数在40°迎角时为最大。
图6 阻力系数计算曲线
3) 模型升阻比特性
升阻比是反映飞行性能与巡航效率的一个重要参数，图7是翼身组合模型升阻比计算曲线。可以看出，升阻比随迎角增加均先增大后减小，在迎角10°左右时均达到最大值，迎角20°以后各升阻比几乎相同。前掠角20°模型的升阻比为最大为5.18,且保持最大的迎角范围也较宽， SU-47战斗机采用的机翼前掠角为20°[4]。其次是前掠角40°模型，其最大升阻比为4.95。
图7 升阻比计算曲线
4) 模型流场特征
前掠角20°模型在10°迎角时模型流场特性的有关图形如图8所示。
图8 前掠角20°模型10°迎角时流场特征
从图8(a)看出，远场气流马赫数保持设定目标值0.8，在前翼前缘上表面附近区域出现了明显局部超音速绕流，计算清晰捕获到局部激波及其后翼面激波诱导分离流动，后翼局部激波较弱且未出现翼面流动分离，整个流场为跨音速流动。同时从翼剖面上表面(吸力面)绕流压强系分布曲线也可清楚看到，见图8(b)，局部激波效应使当地气流压强迅速升高，且前翼对模型整体升力的贡献明显高于后翼。从图8(c)和图8(d)看出，靠近机身壁面处流速很小，但流速很快沿当地法向方向增大为主流区速度，计算捕获到壁面附近粘性附面层和尾迹区效应。随自由来流在模型上的绕流发展，前翼吸力面旋涡强度明显大于后翼，前翼翼梢集中涡卷并后翼翼梢涡而形成当地脱体尾迹涡，如图8(e)所示。
4 结论
1) 前掠角是串置式前掠翼构型亚音速气动特性的重要影响因素。在失速迎角范围之内，通过改变前掠角能够获得前掠翼布局合适的气动性能。
2) 串置前掠翼模型在前掠角20°时，在迎角0°～30°之间呈现出高升力系数和高升阻比，最大升阻比为5.18，对应迎角为10°。前掠角40°模型的升力在40°迎角时达到最大值且未失速，大迎角气动特性良好。
3) 亚音速自由来流在模型周围的流动发展为跨音速流场，计算清晰捕获到翼面当地激波和激波诱导流动分离以及壁面附近粘性附面层流动，网格模型构建和湍流模型选用合理。
4) 前翼和后翼之间的相互作用使两者对模型整体升力的贡献有所差异，对串置翼前翼和后翼掠角变化不同等对气动特性的影响还有待分析研究。
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