陳 錢，白 鵬，李 鋒

（中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074）

0 引 言

現(xiàn)代可變形飛行器是近年來迅速興起的一類新飛行器［1］。隨著飛行環(huán)境與任務(wù)的變化，現(xiàn)代可變形飛行器能如鳥類等飛行生物一樣靈活改變自身形狀與尺寸，獲得實時最優(yōu)性能。

在飛行器發(fā)展過程中，外形可變的飛行器普遍存在，“外形可變”這一方法被越來越有效地應(yīng)用［2］。通過機翼扭轉(zhuǎn)來進行操縱的飛機Wright Flyer、最早帶有副翼操縱面的飛機June Bug，最早帶有襟翼增升裝置的飛機S.E.－4、最早的可收放起落架的飛機Boeing Monomail、后掠角可變的飛機F－111和F－14、機身前端可彎折的飛機Concorde，都可視為具有代表性的傳統(tǒng)可變形飛行器。隨著仿生飛行與智能材料結(jié)構(gòu)研究的進展，以及空天領(lǐng)域?qū)Χ喙δ芨咝茱w行器需求的增強，研究者開始以一種新思維來研究“外形變化”，研究中特別遵循“飛行器應(yīng)具有更多元的使命執(zhí)行力與更優(yōu)越的系統(tǒng)級綜合性能”這一準(zhǔn)則［3］，由此開始了現(xiàn)代可變形飛行器研究。經(jīng)過一系列大型項目［4－8］的推動，以及大學(xué)學(xué)術(shù)小組、政府研究機構(gòu)、企業(yè)技術(shù)部門的大規(guī)模的獨立與合作研究（例如，“Morphing”項目中包括了20所以上的大學(xué)［9］），逐漸加深了對“變形”的認(rèn)識，使可變形飛行器研究進入了快速發(fā)展階段。目前，小尺度局部變形、中尺度分布變形、大尺度全局變形均已成為研究熱點。小尺度局部變形是通過射流等方式實現(xiàn)“虛擬形狀變化”［10－11］，或通過柔性材料結(jié)構(gòu)與精密作動裝置等方式實現(xiàn)“實際形狀變化”［12］，從而對飛行器局部流場結(jié)構(gòu)產(chǎn)生有利影響，進而提高飛行器性能。中尺度分布變形則通過改變翼型彎度、厚度、弦長等方式，實現(xiàn)氣動特性改進［13－14］和控制效率提升［6－7］。大尺度全局變形研究中概念創(chuàng)新十分關(guān)鍵，如已有的折疊翼概念［8，15］、蝙蝠翼概念［2，16］、變后掠變展長概念［17］，均致力于實現(xiàn)全飛行周期的綜合收益。

本文研究大尺度全局變形的具體實現(xiàn)方式對氣動特性的影響。已有研究表明，變形的具體實現(xiàn)方式的不同將引起飛行器氣動特性的顯著差異。細(xì)致研究此差異的表現(xiàn)形式和內(nèi)在機理，對于可變形飛行器的概念設(shè)計至關(guān)重要。因而，本文以變后掠翼身組合體為研究對象，通過數(shù)值模擬其在寬廣速域的繞流流場，分析其氣動特性，探索飛行器在不同變后掠方式下的氣動特性差異及其形成機理。

1 可變形飛行器機翼的變后掠方式

為了實現(xiàn)上述研究目的，設(shè)計了如圖1所示的變后掠翼身組合體氣動布局。圖中可見，此翼身組合體的機翼能以兩種方式實現(xiàn)后掠角的變化。其中，圖1（a）與圖1（b）之間的變化稱為“旋轉(zhuǎn)變后掠”，因其通過機翼繞機身內(nèi)部轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)而實現(xiàn)后掠角變化；圖1（a）與1（c）之間的變化稱為“剪切變后掠”，因其通過將機翼各展向位置的翼型進行不同程度的流向平移，越靠近翼尖平移量越大，“類似”材料力學(xué)中的剪切變形。

兩種變后掠方式使得各自的“有后掠”布局（即圖1所示布局二和布局三）具有不同特點。就圖1（b）和1（c）的兩種布局而言，主要不同點在于：（1）前者翼尖并非沿流向，后者翼尖沿流向；（2）在變后掠過程中，前者翼型變化，后者翼型不變；（3）前者比后者展弦比略小；（4）前者比后者翼面積略大；（5）前者的“翼身結(jié)合處”尺度大于后者的。這五個方面的不同點，形成了兩種變后掠方式氣動特性差異的主要可能起因，其中，翼尖方向影響繞流流場結(jié)構(gòu)（諸如流動分離、翼尖渦等），翼型影響所有氣動特性，展弦比在較大程度上影響誘導(dǎo)阻力進而影響總阻力，翼面積影響所有氣動力大小，“翼身結(jié)合處”尺度影響機翼與機身之間相互干擾的程度。

圖1 變后掠翼身組合體氣動布局Fig.1 Aerodynamic configurations of variable－sweep wing－body

2 可變形飛行器機翼準(zhǔn)定常變后掠繞流數(shù)值模擬方法

本文計算中采用可壓縮流動Reynolds平均Navier－Stokes方程［18］：

其中，帶上標(biāo)“－”的量為Reynolds平均量，帶上標(biāo)“～”的量為Favre平均量［18］，τij為雷諾應(yīng)力，μT為渦粘性系數(shù)，二者關(guān)系為［18］：

式中，k為湍流脈動動能（即湍動能），其與湍流比耗散率ω及平均流密度ˉρ一起，可通過下式得到渦粘性系數(shù)［19］：

而k和ω則通過以下兩個輸運方程與平均量關(guān)聯(lián)［19］：

式（6）和（7）（即SST模型輸運方程）由原始的kω模型輸運方程和標(biāo)準(zhǔn)的k－ε模型輸運方程混合而成［19］，混合函數(shù)關(guān)系式為［19］：

式（5）中亦包含混合函數(shù)關(guān)系式［19］：

對于可變形飛行器機翼準(zhǔn)定常變后掠的情形，可以直接計算若干固定布局的氣動特性。本文針對圖1所示的翼身組合體布局進行計算。自由來流馬赫數(shù)范圍為0.3～0.95。外邊界采用自由流邊界條件，內(nèi)邊界采用無滑移固壁邊界條件。

計算網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)與非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，由近壁區(qū)域三棱柱網(wǎng)格與其余區(qū)域四面體網(wǎng)格組成，并對局部網(wǎng)格進行了加密，網(wǎng)格單元數(shù)為80萬左右。

當(dāng)?shù)交咀兞亢屯牧髯兞康臍埐畋茸畛醯鷷r的殘差小3個數(shù)量級，且升力系數(shù)和阻力系數(shù)等流場全局量的值與1000步前的值之間差別小于0.01%時，認(rèn)為收斂到定常狀態(tài)數(shù)值解。

3 兩種變后掠方式氣動特性與機理

3.1 氣動特性差異

考察圖1所示變后掠翼身組合體三種布局之間的氣動特性差異，可通過在低速和亞聲速（跨聲速）速域內(nèi)選取典型自由來流速度，計算三種布局的升阻特性。

圖2 M∞為0.3時翼身組合體三種布局的氣動特性Fig.2 Aerodynamic characteristics of three wingbody configurations in M∞＝0.3

圖2給出了M∞為0.3時三種布局的氣動特性。對于兩種60°后掠角布局，“剪切變后掠”比“旋轉(zhuǎn)變后掠”的升阻比更優(yōu)，既體現(xiàn)在最大升阻比方面，也體現(xiàn)在大部分攻角所對應(yīng)的升阻比方面。觀察升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線，可見“剪切變后掠”比“旋轉(zhuǎn)變后掠”的這兩種系數(shù)值均低，特別是阻力系數(shù)的這種差異主導(dǎo)了升阻比的上述差異。當(dāng)然，更有意義的是比較兩種60°后掠角布局在較高速度飛行時的氣動特性。圖3給出了M∞為0.8時兩種布局的升阻比。在較大的攻角范圍內(nèi)，“剪切變后掠”比“旋轉(zhuǎn)變后掠”的升阻比大，特別是最大升阻比。這對于在高速下巡航的飛行器而言，是一種優(yōu)勢。

圖3 M∞為0.8時翼身組合體兩種布局的升阻比Fig.3 Lift－to－drag ratio of two wing－body configurations at M∞＝0.8

再來分析兩種變后掠方式的翼身組合體跨速域飛行的情形。

圖4給出了4°攻角時三種布局在不同馬赫數(shù)下的氣動特性。之所以選擇4°攻角進行計算，是因為4°攻角是較典型的一種攻角，最大升阻比在其附近取得［20］。

圖4 翼身組合體三種布局4°攻角時的跨速域氣動特性Fig.4 Aerodynamic characteristics under different speeds of three wing－body configurations at 4°angle of attack

由圖4可知，對于兩種60°后掠角布局，“剪切變后掠”在寬廣速域內(nèi)均優(yōu)于“旋轉(zhuǎn)變后掠”，既體現(xiàn)在升阻比，也體現(xiàn)在阻力系數(shù)。對于0°后掠角布局，在自由來流馬赫數(shù)小于0.7時具有比60°后掠角布局更優(yōu)的升阻比，對應(yīng)的升力系數(shù)也更優(yōu)。這些特性對可變形飛行器變速度變后掠飛行具有一定的意義：低速起飛和著陸時，可變形飛行器采用0°后掠角布局，此時既具有高升力特性又具有高氣動效率；低亞聲速加速飛行時，后掠角逐漸以準(zhǔn)定常方式增大；高亞聲速巡航時，可變形飛行器采用“剪切變后掠”60°后掠角布局，此時既具有高氣動效率又具有低阻力特性。

3.2 氣動特性差異形成機理

變后掠翼身組合體“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”的氣動特性差異，可從兩方面分析其形成機理：一是機翼本身對氣動特性差異的貢獻，二是機翼干擾機身從而對氣動特性差異的貢獻。

圖5給出了變后掠翼身組合體兩種變后掠方式單獨機翼在自由來流馬赫數(shù)為0.8時的升阻比。可見，單獨機翼“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”之間的升阻比差異與圖3中翼身組合體機翼“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”之間的升阻比差異具有相同規(guī)律，且單獨機翼的此種規(guī)律更顯著。圖6給出了變后掠翼身組合體兩種變后掠方式單獨機翼在自由來流馬赫數(shù)為0.8時距離中截面0.5m處截面的流線與速度云圖，圖7為距離中截面0.8m的情形?？梢姡靶D(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”導(dǎo)致的流場迥異?！靶D(zhuǎn)變后掠”導(dǎo)致翼尖并非沿流向，進而使流向截面出現(xiàn)大規(guī)模分離流動（見圖6a，圖7a）；“旋轉(zhuǎn)變后掠”導(dǎo)致翼型變化（圖6a，圖7a中翼型均已不是原始翼型，而變?yōu)闃O其特殊的翼型），變化后的特殊翼型優(yōu)于原始翼型的可能性甚微。

圖5 M∞為0.8時兩種變后掠方式單獨機翼的升阻比Fig.5 Lift－to－drag ratio of the single wing of two wing－body configurations at M∞ ＝0.8

圖7 機翼距中截面0.8m處截面的流線與速度云圖Fig.7 Streamline and velocity contour of a section of wing 0.8mfrom middle section

圖8給出了自由來流馬赫數(shù)為0.8時翼身組合體三種布局的機身截面的壓力系數(shù)分布。圖中所示的四個不同展向位置的機身截面，距對稱面0.26m的截面最靠近機翼，而距對稱面0.01m的截面最遠(yuǎn)離機翼。首先，圖中可見三種布局同一截面的壓力系數(shù)分布存在差異，由此表明機翼對機身存在干擾；其次，距離機翼越遠(yuǎn)的截面，這種差異越小，但直到十分接近對稱面的截面，這種差異仍然存在，由此表明機翼對機身的干擾不容忽視；再次，考察“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”兩種布局，在距對稱面0.26m的截面，二者的壓力系數(shù)分布呈現(xiàn)顯著差異，注意到此截面與“翼身結(jié)合處”十分接近，“旋轉(zhuǎn)變后掠”布局“翼身結(jié)合處”尺度較大，而“剪切變后掠”布局“翼身結(jié)合處”尺度較小，這種尺度差異影響機身外側(cè)流場，“剪切變后掠”布局機身外側(cè)可能存在諸如“翼尖渦”的“機身外側(cè)渦”，而“旋轉(zhuǎn)變后掠”布局因機身外側(cè)完全與機翼結(jié)合故不存在此流動結(jié)構(gòu)，這種差異顯然體現(xiàn)在壓力系數(shù)上。

圖8 M∞為0.8時翼身組合體三種布局機身截面壓力系數(shù)Fig.8 Pressure coefficient of body section of three wing－body configurations at M∞ ＝0.8

4 結(jié) 論

總結(jié)本文對可變形飛行器機翼兩種變后掠方式及其氣動特性機理的研究，得到以下結(jié)論：

（1）可變形飛行器機翼兩種典型變后掠方式（即“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”）的幾何特征存在五個方面的差異，由此形成了二者氣動特性差異的主要可能起因；

（2）翼身組合體“剪切變后掠”布局在寬速域內(nèi)均比“旋轉(zhuǎn)變后掠”布局具有更優(yōu)的升阻比和阻力，這對需要在高亞聲速巡航的飛行器而言，具有一定的工程實用意義；

（3）兩種變后掠方式所引起的氣動特性差異，一是由于機翼本身對氣動特性差異的貢獻，特別是翼尖附近流場結(jié)構(gòu)的影響，二是由于機翼干擾機身從而對氣動特性差異的貢獻，特別是機身外側(cè)附近的流場結(jié)構(gòu)的影響。

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