彭金京，董彥非，2，陳元愷

(1.南昌航空大學(xué) 飛行器工程學(xué)院，江西 南昌330063;2.西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，陜西 西安710077)

0 引言

現(xiàn)代飛機(jī)的發(fā)明源于人類對(duì)鳥(niǎo)類飛行的認(rèn)識(shí)，然而用于產(chǎn)生升力的飛機(jī)機(jī)翼卻無(wú)法像鳥(niǎo)類的翅膀那樣自由地伸展和舞動(dòng)，所以也不能像鳥(niǎo)一樣適應(yīng)各種飛行狀態(tài)。早在1901年，德國(guó)的航空先驅(qū)古斯塔夫˙韋斯科普夫設(shè)計(jì)的“禿鷹21”采用單翼面布局，翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)源于蝙蝠，設(shè)計(jì)出了可折疊仿生翼型［1］。若干年來(lái)，人類從仿生學(xué)出發(fā)，在智能可變形飛行器領(lǐng)域進(jìn)行了不懈的探索［2-3］。然而由于受到多學(xué)科的技術(shù)限制，可變形飛行器的研究一度陷入低潮。近些年來(lái)，隨著空天領(lǐng)域?qū)Χ喙δ?、高效能飛行器需求的增強(qiáng)［4］和仿生飛行與智能材料結(jié)構(gòu)研究的發(fā)展［5-6］，以及材料、傳感、計(jì)算機(jī)、氣動(dòng)、控制等科學(xué)技術(shù)的高速發(fā)展，現(xiàn)代變形飛機(jī)的研究又迅速成為空天技術(shù)創(chuàng)新領(lǐng)域的熱點(diǎn)。現(xiàn)代變形飛機(jī)采用智能變形技術(shù)，可以解決不同設(shè)計(jì)點(diǎn)氣動(dòng)布局的矛盾，改善多功能性，針對(duì)飛行各階段的不同要求改變機(jī)翼的形狀，隨馬赫數(shù)、迎角、大氣擾動(dòng)和機(jī)動(dòng)飛行等飛行條件的改變而自動(dòng)通過(guò)機(jī)翼內(nèi)部的聯(lián)動(dòng)機(jī)構(gòu)改變機(jī)翼后掠角、翼展和機(jī)翼翼型，并采用智能蒙皮組件以保持翼面變化的光滑連續(xù)性，使之適應(yīng)不同的飛行狀態(tài)，達(dá)到實(shí)時(shí)最優(yōu)性能。

研究“變后掠”的具體變形方式對(duì)氣動(dòng)特性的影響，有利于現(xiàn)代變形飛機(jī)的概念設(shè)計(jì)。傳統(tǒng)變后掠翼飛機(jī)的變后掠技術(shù)采用“旋轉(zhuǎn)變后掠”方式，機(jī)翼通過(guò)翼根處轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)而改變后掠角。然而這種方式在變后掠過(guò)程中機(jī)翼的翼型發(fā)生變化，且翼尖并非沿流向。一般而言，機(jī)翼設(shè)計(jì)方法是在某一特定飛行狀態(tài)下優(yōu)化出的機(jī)翼形狀，因此翼型的改變對(duì)飛機(jī)飛行氣動(dòng)特性的改善不利，并且為了其氣動(dòng)特性，甚至須使用類似氣囊的部件來(lái)補(bǔ)充機(jī)翼小后掠角時(shí)后緣缺失的部分。因此，本文采用一種新的變后掠方式——“剪切式變后掠”［7］為研究對(duì)象，通過(guò)數(shù)值模擬其在飛行包線內(nèi)的流場(chǎng)，計(jì)算出氣動(dòng)數(shù)據(jù)，從而分析其在寬廣速域內(nèi)的氣動(dòng)特性，為實(shí)現(xiàn)飛機(jī)在不同飛行狀態(tài)下保持最優(yōu)性能奠定基礎(chǔ)［8-9］。

1 飛機(jī)外翼段剪切式變后掠設(shè)計(jì)

“剪切式變后掠”的方式與傳統(tǒng)的“旋轉(zhuǎn)變后掠”方式不同，飛機(jī)在飛行過(guò)程中，若改變飛行任務(wù)狀態(tài)，機(jī)翼則自適應(yīng)改變機(jī)翼后掠角，將機(jī)翼各展向位置的翼剖面進(jìn)行線性規(guī)律的流向平移，越靠近翼尖平移量越大，類似于材料力學(xué)中的“剪切變形”，可實(shí)現(xiàn)后掠角的變化，并且翼尖沿流向，擾流場(chǎng)結(jié)構(gòu)影響小;機(jī)翼內(nèi)部的智能材料驅(qū)動(dòng)肋板中植入智能驅(qū)動(dòng)元件來(lái)改變機(jī)翼剖面，從而適應(yīng)不同飛行任務(wù)狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。圖1給出了“剪切式變后掠”方式示意圖。

圖1 剪切式變后掠方式示意圖Fig.1 Schematic diagram of shearing variable-sweep airfoil mode

為了減少因機(jī)翼后掠帶來(lái)的氣動(dòng)中心改變而產(chǎn)生的氣動(dòng)中心移動(dòng)導(dǎo)致的負(fù)面作用，試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼采用內(nèi)外翼兩段式結(jié)構(gòu)，內(nèi)翼約為機(jī)翼半展長(zhǎng)的30%，與機(jī)身固定，外翼繞內(nèi)翼剪切變后掠，從而獲得較好的性能［8-9］。

根據(jù)總體需求分析可知，地面最大后掠角為60°，飛行過(guò)程中外翼段后掠角從0°改變?yōu)?5°;內(nèi)翼段翼型采用NACA64-215，外翼段翼型采用NACA64-110，內(nèi)翼段前緣后掠角固定為 12°［10］。

2 飛機(jī)變后掠機(jī)翼準(zhǔn)定常擾流數(shù)值模擬方法

本文采用三角函數(shù)規(guī)律的變后掠方式:

式中:λ為t時(shí)刻的后掠角;λ1為最小后掠角;λ2為最大后掠角;T為運(yùn)動(dòng)周期。

模擬計(jì)算中采用可壓縮流動(dòng) Reynolds平均Navier-Stokes方程［10-11］:

式中:τtij為雷諾應(yīng)力;μt為渦粘性系數(shù)。

本文模型在近壁處采用Wilcox k-ω模型，邊界層邊緣和自由剪切層采用k-ε模型(k-ω形式)，其間通過(guò)一個(gè)混合函數(shù)來(lái)過(guò)渡。k-ω湍流模型主要求解湍動(dòng)能k及其比耗散率ω的對(duì)流輸運(yùn)方程，對(duì)于SST k-ω雙方程模型，其湍動(dòng)能輸運(yùn)方程為［12］:

式中:ρ為平均流密度;k為湍動(dòng)能;β*為模型常數(shù)，取0.09;ω為湍流比耗散率。

湍流比耗散率方程為:

式中:Pω為生成項(xiàng)。

雷諾應(yīng)力的渦粘性τtij模型為:

式中:Sij為平均速度應(yīng)變率張量;δij為克羅內(nèi)爾算子。

湍流比耗散率ω與湍動(dòng)能k及平均流密度ρ一起，可通過(guò)下式得到渦粘性系數(shù):

式(5)和式(6)由近壁處的Wilcox k-ω模型輸運(yùn)方程及邊界層邊緣和自由剪切層的k-ε模型輸運(yùn)方程混合而成，這個(gè)混合函數(shù)關(guān)系式為:

式(9)中還包含以下混合函數(shù)關(guān)系:

3 ANSYS數(shù)值仿真氣動(dòng)特性分析

本文針對(duì)圖1所示的“剪切式變后掠”方式進(jìn)行計(jì)算，對(duì)于機(jī)翼準(zhǔn)定常變后掠的情形，可以直接計(jì)算若干固定后掠角布局的氣動(dòng)特性。4種后掠角布局如圖2所示。

圖2 后掠角布局Fig.2 Sweepback layout

在ANSYS數(shù)值仿真分析時(shí)，自由來(lái)流馬赫數(shù)范圍設(shè)定為0.4～1.2;內(nèi)邊界采用無(wú)滑移壁面條件，外邊界采用自由流邊界條件;計(jì)算網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)與非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，近壁區(qū)域采用三棱柱網(wǎng)格，其余區(qū)域?yàn)樗拿骟w網(wǎng)格，并且對(duì)局部網(wǎng)格進(jìn)行了加密處理，網(wǎng)格單元數(shù)為70萬(wàn)左右。圖3給出了Ma分別為0.4，0.8和1.2時(shí)，4種布局方式下迎角對(duì)升阻比的影響。

圖3 迎角對(duì)升阻比的影響Fig.3 Influence of angle of attack on lift-to-drag ratio

從圖3中可以看出，對(duì)于4種不同后掠角布局，在低馬赫數(shù)時(shí)后掠角為0°和15°的升阻比較大，氣動(dòng)特性更好;而在跨聲速和超聲速時(shí)，后掠角較大的30°和45°升阻比在多數(shù)迎角范圍內(nèi)較大，氣動(dòng)特性更好?？梢?jiàn)在跨聲速和超聲速時(shí)大后掠角有益于飛機(jī)的氣動(dòng)特性，這對(duì)于高速巡航的飛行器而言，是一種優(yōu)勢(shì)。

分析飛行器不同后掠角布局的氣動(dòng)特性還需要分析其跨聲速域飛行的情形。圖4給出了4°迎角時(shí)4種不同后掠角布局在不同馬赫數(shù)下的氣動(dòng)特性。由圖4可知，大后掠角的翼身組合體在寬廣速域內(nèi)優(yōu)于小后掠角的翼身組合體，既體現(xiàn)在升阻比，也體現(xiàn)在阻力系數(shù)。對(duì)于小后掠角(λ≤30°)布局，在亞聲速(Ma≤0.7)時(shí)，有著比大后掠角(λ=45°)更優(yōu)的升阻比，對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)也更優(yōu)。這種氣動(dòng)特性對(duì)可變后掠飛行器具有一定意義:低速起飛和著陸時(shí)，飛行器采用0°后掠角布局，此時(shí)有著較大的升力特性和較大的升阻比;而在低亞聲速時(shí)，后掠角以準(zhǔn)定常方式增大;在跨聲速和超聲速機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，飛行器采用“剪切變后掠”45°后掠角布局，此時(shí)不但有著高的氣動(dòng)效率，而且還有低阻力特性。這種現(xiàn)象產(chǎn)生的原因主要是飛機(jī)在跨聲速和超聲速階段飛行時(shí)產(chǎn)生的激波阻力急劇上升，而大后掠角有效地延遲了激波的生成，并且“剪切變后掠”方式的翼尖沿流向，相對(duì)于“旋轉(zhuǎn)變后掠”有效地減少了翼尖渦和擾流，對(duì)于提高升力和減少阻力是極為有利的。因此，根據(jù)本文分析計(jì)算，并考慮實(shí)際機(jī)翼設(shè)計(jì)中的工程問(wèn)題，得出機(jī)翼最優(yōu)后掠角變化規(guī)律如圖5所示。

圖4 不同馬赫數(shù)下的氣動(dòng)特性(α=4°)Fig.4 Aerodynamic characteristics at different Mach numbers(α =4°)

圖5 機(jī)翼后掠角變化規(guī)律Fig.5 Changing rules of wing sweepback

4 結(jié)論

總結(jié)本文對(duì)“剪切式變后掠”方式的氣動(dòng)特性的研究分析，得到以下結(jié)論:

(1)“剪切式變后掠”方式可以有效地兼顧飛行器不同飛行狀態(tài)下較優(yōu)的氣動(dòng)特性，而采用分段式機(jī)翼可以有效地減小變后掠帶來(lái)的氣動(dòng)中心后移的負(fù)面影響。

(2)在亞聲速階段，4種不同布局的阻力系數(shù)增加緩慢;而在跨聲速階段，由于產(chǎn)生了局部激波，阻力系數(shù)劇增，此時(shí)大后掠角有效地延緩激波的產(chǎn)生。相對(duì)于小后掠角布局的翼身組合體，大后掠角布局翼身組合體的阻力系數(shù)增加較為緩慢，從而使得升阻比更優(yōu)，這對(duì)需要高亞聲速和超聲速飛行的飛行器而言，有一定的工程應(yīng)用價(jià)值。

(3)與傳統(tǒng)的“旋轉(zhuǎn)變后掠”方式相比，“剪切變后掠”方式翼尖方向沿流向，對(duì)流動(dòng)分離和翼尖渦的產(chǎn)生有著積極的影響。

(4)“剪切變后掠”方式對(duì)飛機(jī)變后掠部件的結(jié)構(gòu)、蒙皮、驅(qū)動(dòng)、控制方面提出了較高的要求和較大挑戰(zhàn)，因此，在后續(xù)的研究中需要對(duì)飛機(jī)變后掠機(jī)構(gòu)的應(yīng)力進(jìn)行詳細(xì)的分析，使得“剪切變后掠”方式更具有研究和實(shí)踐意義。

本文研究結(jié)論是基于指定高度下的數(shù)值仿真結(jié)果得到的，未來(lái)有待通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行實(shí)踐驗(yàn)證;同時(shí)，需要進(jìn)一步研究飛行高度的影響，以得到更全面的結(jié)論。

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