陳元愷, 董彥非, 彭金京

(南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院, 江西 南昌 330063)

0 引言

可變后掠翼(或變后掠翼)是指在飛行過程中機(jī)翼后掠角可以隨飛機(jī)飛行高度、速度變化而改變的機(jī)翼。變后掠翼飛機(jī)最大的優(yōu)點在于飛行中可以通過改變機(jī)翼后掠角來改進(jìn)飛機(jī)升力、阻力特性,使飛機(jī)飛行性能在高速、低速都能得到優(yōu)化[1]。

變后掠翼飛機(jī)設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)之一是變后掠驅(qū)動機(jī)構(gòu)設(shè)計。傳統(tǒng)的大型、高速變后掠翼飛機(jī)主要使用液壓式驅(qū)動機(jī)構(gòu),存在質(zhì)量和體積龐大、結(jié)構(gòu)復(fù)雜的缺點,不僅加大飛機(jī)重量而且復(fù)雜的結(jié)構(gòu)降低了飛機(jī)的可靠性,增加了維護(hù)費用[2]。

變后掠翼技術(shù)本身同時具有極佳的高速和低速性能。其面對的主要問題是如何設(shè)計變后掠的驅(qū)動機(jī)構(gòu),使其在保證合理氣動中心的條件下簡化機(jī)構(gòu)、降低重量。

變后掠翼技術(shù)經(jīng)歷了20多年的沉寂之后,在材料科學(xué)技術(shù)以及智能控制技術(shù)得到飛速發(fā)展的背景下,近年來發(fā)展起來的幾項關(guān)鍵技術(shù)有望克服過去變后掠翼飛機(jī)結(jié)構(gòu)復(fù)雜笨重的缺點,充分發(fā)揮其優(yōu)勢[3]。主動氣動彈性技術(shù)可以大大降低機(jī)翼結(jié)構(gòu)剛度要求;智能材料結(jié)構(gòu)將驅(qū)動、傳感、控制和結(jié)構(gòu)融為一體,為結(jié)構(gòu)簡潔、重量輕、可靠性高的智能變形機(jī)翼設(shè)計提供了物質(zhì)基礎(chǔ)。隨控布局設(shè)計思想和主動控制技術(shù)的最新發(fā)展也為“變翼飛行”提供了相關(guān)技術(shù)支撐[4]。

此外,另辟蹊徑的自適應(yīng)彈性變后掠翼技術(shù)期望通過機(jī)翼彈性變后掠機(jī)構(gòu)設(shè)計,取消結(jié)構(gòu)復(fù)雜、質(zhì)量大的變后掠翼驅(qū)動裝置,達(dá)到自動根據(jù)飛行動壓變化引起的氣動阻力來驅(qū)動機(jī)翼后掠角變化[5]。因此,阻力特性分析是研究自適應(yīng)彈性變后掠翼技術(shù)的基礎(chǔ)。

變后掠翼飛機(jī)飛行過程中機(jī)翼所受阻力變化的主要因素是速度、迎角和后掠角[6]。要設(shè)計空氣動力驅(qū)動機(jī)構(gòu),必須分析清楚阻力與速度、迎角、后掠角之間的變化關(guān)系。本文針對空氣動力驅(qū)動方式(利用飛機(jī)飛行時機(jī)翼所受阻力作為驅(qū)動力,驅(qū)使機(jī)翼改變其后掠角),對變后掠翼身組合體阻力特性進(jìn)行計算分析。

1 模型的建立及近似理論分析

1.1 翼身組合體設(shè)計

模型采用的變后掠方式是旋轉(zhuǎn)變后掠,變后掠所帶來的影響包括造成氣動中心轉(zhuǎn)移,影響飛機(jī)的縱向和橫向穩(wěn)定性[6]。為了減小氣動中心轉(zhuǎn)移帶來的負(fù)面效應(yīng),模型機(jī)翼設(shè)計為內(nèi)翼、外翼兩段,內(nèi)翼與機(jī)身固聯(lián),不可轉(zhuǎn)動,外翼可以繞兩翼聯(lián)接的前緣轉(zhuǎn)動40°。圖1和圖2分別為翼身組合體平面示意圖和外翼后掠示意圖。

圖1 翼身組合體平面圖Fig.1 Plane of wing-body

圖2 外翼后掠示意圖Fig.2 Sweeping of outer wing

變后掠翼的重要特點是當(dāng)機(jī)翼外翼轉(zhuǎn)動時翼型參數(shù)發(fā)生變化,這種變化從滿足不同飛行狀態(tài)要求的觀點來看是有利的。例如,如果對于小后掠角機(jī)翼來說,采用相當(dāng)大的相對厚度和中等彎度的翼型(為了保證在亞臨界馬赫數(shù)下升阻比高、升力特性高，并使翼梢剖面大迎角時有必需的升力余量),而當(dāng)外翼后掠角增大時,由于剖面轉(zhuǎn)動,翼型的相對厚度和彎度明顯減小,這使跨聲速和超聲速飛行狀態(tài)下利于得到可接受的特性[7]。

本文采用catia對機(jī)翼機(jī)身建模,模型由三部分組成：機(jī)身、機(jī)翼固定的內(nèi)翼、可繞內(nèi)翼前緣最外端后掠的外翼。外翼前緣后掠角范圍為20°～ 60°,建立了如圖3所示的5個模型。

圖3 不同后掠角下的翼身組合體Fig.3 Wing-body at different sweep angles

1.2 近似理論分析

機(jī)翼阻力與升力的關(guān)系密切,在較大雷諾數(shù)下,機(jī)翼升力系數(shù)近似公式為[8]:

(1)

式中,B0=CL/αabs;αabs為絕對迎角;A為展弦比。

阻力系數(shù)近似公式為[8]:

(2)

式中,CDi為誘導(dǎo)阻力系數(shù);ki為機(jī)翼平面形狀修正系數(shù)。

在亞聲速、不考慮激波阻力的情況下[8]:

CD=CD0+CDi

(3)

式中,CD為機(jī)翼阻力系數(shù);CD0為翼型阻力系數(shù)。

在升力較大的情況下,后掠角的變化對機(jī)翼誘導(dǎo)阻力系數(shù)的影響比寄生阻力大,所以把后掠角變化對機(jī)翼總阻力的影響近似為對誘導(dǎo)阻力的影響[8]。

(4)

式中,Di為誘導(dǎo)阻力;L為升力;e近似為一個常數(shù);q∞為自由來流動壓;b0為展長;ΔΛ為后掠角變化量。總阻力對ΔΛ求偏導(dǎo)得:

(5)

令?Di/?ΔΛ=0,設(shè)計中后掠角可以從20°變化到60°,所以,0°≤ΔΛ≤40°, ΔΛ有唯一解:ΔΛ=0°。即60°的后掠角飛機(jī)模型總阻力最小;從20°的后掠角變化到60°的后掠角,總阻力減小。這個推論可以用于之后fluent計算結(jié)果的驗證。

2 阻力特性分析

本文采用流場分析軟件fluent對模型進(jìn)行仿真計算,模型建立之后導(dǎo)入gambit中進(jìn)行網(wǎng)格劃分,之后進(jìn)行fluent分析。流體模型采用S-A湍流模型,該模型是一個相對簡單的單方程模型,只求解一個有關(guān)渦粘性的輸運方程,計算量相對較小,常用于空氣動力學(xué)中飛行器的流場分析。

(1)不同后掠角下迎角對阻力的影響

圖4給出了Ma=0.4，Re=2.5×106時,不同后掠角下翼身組合體阻力系數(shù)隨迎角增大的曲線圖。從圖中可以看出,后掠角不變的情況下,阻力系數(shù)隨迎角增大而增大,隨著迎角的增大,阻力系數(shù)增大的速率變大;同一迎角下,大后掠角模型的阻力系數(shù)曲線始終在小后掠角阻力系數(shù)曲線下方,即隨著后掠角的增大,阻力系數(shù)增大。圖5給出了Ma=0.8,Re=4.5×106時,各后掠角下阻力系數(shù)隨迎角的變化關(guān)系。由圖5可以看出，其阻力系數(shù)曲線的變化規(guī)律與Ma=0.4時基本一致。與圖4相比,圖5中同一迎角下,不同后掠角阻力系數(shù)曲線之間的間隔更大。

圖4 Ma=0.4時迎角對阻力的影響Fig.4 Impact of AOA on wing-body drag when Ma=0.4

圖5 Ma=0.8時迎角對阻力的影響Fig.5 Impact of AOA on wing-body drag when Ma=0.8

(2)不同后掠角下馬赫數(shù)對阻力的影響

圖6給出了α=4°時不同后掠角下阻力系數(shù)與速度的變化關(guān)系。由圖6可以看出,Ma從0.4變化到0.7時，各個后掠角下阻力系數(shù)的增長都比較平緩,Ma從0.7增加到0.8后,20°,30°和40°后掠角下的阻力系數(shù)急劇上升,而50°和60°后掠角下阻力系數(shù)的增加保持平緩。圖7給出了α=8°時阻力系數(shù)的變化。由圖7可以看出,阻力系數(shù)變化規(guī)律與圖6基本一致。由于局部激波的產(chǎn)生,小后掠角下阻力系數(shù)在接近聲速時急劇上升，而大后掠角延緩了激波的生成,因而在50°和60°時阻力系數(shù)仍然保持平緩增加。

圖6 α=4°時Ma對阻力的影響Fig.6 Impact of Ma number on wing-body drag when α=4°

圖7 α=8°時Ma對阻力的影響Fig.7 Impact of Ma number on wing-body drag when α=8°

3 結(jié)論

總結(jié)對變后掠翼身組合體阻力特性的研究,得到以下結(jié)論:

(1)本文采用的分部式機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計可以兼顧變后掠所帶來的阻力收益以及氣動中心轉(zhuǎn)移帶來的負(fù)面效應(yīng)。計算結(jié)果與近似理論分析得出的推論相符合,因此本文fluent計算結(jié)果合理可信。

(2)亞聲速下迎角對阻力系數(shù)的影響較大,且隨著迎角的增大影響加大,阻力系數(shù)與迎角的變化曲線近似一條二次曲線,后掠角的增大可以使二次曲線整體下移,即后掠角的增大使阻力系數(shù)下降。

(3)馬赫數(shù)對阻力系數(shù)的影響分為兩段:在機(jī)翼局部激波產(chǎn)生之前,馬赫數(shù)對阻力系數(shù)影響不大,阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線近似為一條斜線;隨著馬赫數(shù)接近聲速,機(jī)翼出現(xiàn)局部激波,阻力系數(shù)劇增。增加后掠角可以有效地延緩激波的產(chǎn)生,在一定范圍內(nèi)(0°～8°迎角),后掠角越大,效果越明顯。

(4)在恒定迎角和恒定速度下,利用飛行阻力驅(qū)使機(jī)翼向后偏轉(zhuǎn),達(dá)到更大后掠角后,阻力將減小;隨著速度的增加,激波的產(chǎn)生使阻力急劇增長,阻力驅(qū)使機(jī)翼后掠的效果增強。在亞聲速范圍,阻力的變化趨勢與最佳后掠角所需驅(qū)動力基本一致;

激波產(chǎn)生后,阻力的變化趨勢大于最佳后掠角所需驅(qū)動力。合理設(shè)計彈性驅(qū)動機(jī)構(gòu),可以實現(xiàn)利用飛行阻力驅(qū)動機(jī)翼變后掠的目標(biāo)。

由于本文沒有對變后掠的連續(xù)過程進(jìn)行建模和分析,無法給出變形速率對阻力系數(shù)的影響。后續(xù)研究需要對變后掠機(jī)構(gòu)進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計,將機(jī)構(gòu)加入翼身組合體模型之中,研究變后掠動態(tài)過程中翼身組合體整體空氣動力特性。

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