呂吉嬋, 董彥非, 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)

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中低空高度下變后掠翼的最佳變后掠規(guī)律

呂吉嬋1, 董彥非2, 陳元愷1

(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)

摘要:為尋找到可變后掠翼飛機(jī)的最佳變后掠規(guī)律,利用CATIA生成不同后掠角模型,使用Fluent模擬不同高度的環(huán)境并利用遺傳算法得出最佳的變后掠規(guī)律,最后將計(jì)算數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合分析。研究結(jié)果表明,在不同高度下,最佳變后掠規(guī)律大體趨勢(shì)相似,但5 000 m時(shí)優(yōu)勢(shì)略明顯。這個(gè)結(jié)論為今后可變機(jī)翼無(wú)人機(jī)的設(shè)計(jì)提供了一定的依據(jù)。

關(guān)鍵詞:可變后掠翼; 變后掠規(guī)律 ;Fluent 遺傳算法

0引言

變后掠翼飛機(jī)通過機(jī)翼變化,可在不同條件下始終保持最佳的飛行狀態(tài),這對(duì)于改善高速飛機(jī)的亞、跨聲速飛行和起飛著陸非常有意義而備受追捧[1]。對(duì)于后掠機(jī)翼的飛機(jī)布局,由于其后掠角在飛行中可以控制,所以能滿足對(duì)現(xiàn)代超聲速多狀態(tài)飛機(jī)的一系列相互矛盾的要求[2]。變后掠翼飛機(jī)的研究在國(guó)內(nèi)發(fā)展比較緩慢，究其原因,一是其可靠性、安全性和維護(hù)性差的問題一直沒有得到很好的解決;二是由于“翼身融合”的升力體和邊條翼使得飛機(jī)的機(jī)翼和翼身沒有明顯區(qū)別,無(wú)法形成真正的可變后掠翼[3-6]。

所謂最佳變后掠規(guī)律是對(duì)于不同的影響因素中使飛機(jī)性能滿足一個(gè)線性變化的規(guī)律[7]。影響變后掠規(guī)律的因素較多,本文探究中低空高度變化對(duì)變后掠翼最佳變后掠規(guī)律的影響研究思路是:建立不同的翼身組合體后掠模型,利用CFD氣動(dòng)計(jì)算在4 000 m,5 000 m和6 000 m高度下的氣動(dòng)特性;用遺傳算法求得變后掠翼飛機(jī)的最佳變后掠規(guī)律,分析不同高度下的飛機(jī)性能;再用origin軟件對(duì)計(jì)算的數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合,得出更為普遍的最佳后掠角規(guī)律,為今后可變后掠翼的研究提供數(shù)據(jù)支持。

1模型建立和氣動(dòng)特性分析

1.1模型的建立

與翼身融合體相比較,采用翼身組合體后掠有一定的劣勢(shì),但本文考慮到在同等模型下,不同高度的飛機(jī)氣動(dòng)性能的比較,模型的建立就不需要太復(fù)雜。因?yàn)槟Ｐ褪窃诳缏曀俚沫h(huán)境下模擬,所以翼型的選擇為NACA2412,其展開位置的相對(duì)厚度為8%～10%,相對(duì)彎度為1.5%～2.2%,可達(dá)到變后掠過程中機(jī)翼彎度較小，整體為跨聲速飛機(jī)機(jī)翼翼端的布局[8]。模型參數(shù)如表1所示。其中,χ為飛機(jī)后掠角;c為機(jī)翼弦長(zhǎng);S和b分別為變后掠機(jī)翼的面積和展長(zhǎng)。圖1為后掠角20°～60°的5個(gè)CATIA模型的截圖。

表1　模型的基本參數(shù)

圖1　模型截圖Fig.1　Model establishment

1.2氣動(dòng)特性分析

模型整合導(dǎo)入GAMBIT劃分網(wǎng)格,然后利用流場(chǎng)分析軟件Fluent,建立分層的計(jì)算域并指定邊界條件,采用密度基耦合顯式求解器來(lái)解可壓縮流動(dòng);對(duì)來(lái)流采用遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件;湍流模型選擇Spalart-Allmaras模型[9]。圖2為高度5 000 m,馬赫數(shù)0.4時(shí)升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨迎角的變化。在Fluent計(jì)算中,以氣壓為101 325 Pa,溫度為300°F作為基準(zhǔn),高度的改變使得氣壓和溫度隨之變化,表2為不同高度下的溫度和氣壓值。

圖2　升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角的變化Fig.2　　　　Variations of lift force and drag force coefficient　　　with the angle of attack

H/mT/°Fp/Pa4000262.15616405000255.65540206000249.1547181

由圖2(a)可知,對(duì)于升力系數(shù),不同后掠角因?yàn)檎瓜冶鹊臏p小,降低了整個(gè)機(jī)翼的效率而導(dǎo)致整體的升力系數(shù)降低。對(duì)于不同的后掠角給定α在0°～10°的范圍時(shí),升力系數(shù)隨后掠角的增大而減小。隨著迎角增大,升力系數(shù)隨后掠角的增大而增大,雖然各后掠角相比較變化不是很明顯,但就整個(gè)升阻比而言,卻不可忽視。

由圖2(b)可知,在α<5°的范圍內(nèi),阻力系數(shù)的變化比較平緩,主要的阻力來(lái)源于誘導(dǎo)阻力;在α≥5°后,阻力系數(shù)的增加非常明顯,這是因?yàn)槟Σ磷枇静蛔?機(jī)翼表面氣流分離壓差阻力急劇增大,致使阻力增大。

不同的迎角下,后掠角從20°到40°的過程中,滿足展弦比大而誘導(dǎo)阻力小的規(guī)律;α在-5°～10°范圍內(nèi),50°后掠角與60°后掠角相比,后掠角增大而其阻力減小;當(dāng)α≥10°時(shí),其后掠角的變化對(duì)阻力系數(shù)影響不太大,其原因可能是后掠角繼續(xù)增大,從而造成底部阻力明顯增大。

以上變化趨勢(shì)可以推廣到4 000 m和6 000 m高度。

2不同高度下最大升阻比及最佳變后

掠規(guī)律的對(duì)比

2.1最大升阻比

運(yùn)用遺傳算法對(duì)最大升阻比進(jìn)行了分析,采用Matlab計(jì)算的步驟如下:(1)生成一個(gè)不同高度下的升阻比文件,為后面主函數(shù)調(diào)用,選取不同馬赫數(shù)下求得的最佳升阻比所對(duì)應(yīng)的后掠角和迎角;(2)運(yùn)行Matlab主函數(shù)程序;(3)由于高度的改變引起升阻比發(fā)生改變。本文選取的升阻比文件中馬赫數(shù)間隔為0.5,允許誤差在±10-5的前提下,求得對(duì)應(yīng)的升阻比最優(yōu)解,以及所對(duì)應(yīng)的后掠角和迎角;(4)將Matlab計(jì)算出的升阻比數(shù)據(jù)代入圖形程序,運(yùn)行繪制圖形。

圖3為由Matlab計(jì)算出在Ma=0.4時(shí),不同高度下的迎角和后掠角對(duì)于升阻比的影響。

圖3　不同高度下的升阻比曲線Fig.3　Curves of lift drag ratio at different heights

圖中凸起的部分是最大升阻比出現(xiàn)的區(qū)域,最大升阻比隨后掠角的增大而減小,這是由于最大升阻比基本上顯現(xiàn)于中等迎角也就是在5°附近,而升力系數(shù)是隨后掠角的增大而減小的(見圖2),但是相應(yīng)的阻力系數(shù)卻增加平緩,沒有什么變化。通過分析不同的馬赫數(shù),以上結(jié)論大體適用。

2.2最佳變后掠規(guī)律

結(jié)合不同的馬赫數(shù)、迎角、可變后掠角,通過Matlab計(jì)算后的數(shù)據(jù)使用origin將圖形放在一起進(jìn)行比較,得出高度為4 000 m,5 000 m,6 000 m時(shí)的最佳變后掠規(guī)律如圖4所示。

圖4　三種高度下的最佳變后掠規(guī)律Fig.4　The optimal variable sweep rules in three heights

由圖可知,飛機(jī)的飛行性能與飛行速度、高度、后掠角等因素有關(guān)。理論依據(jù)如下:

某項(xiàng)性能Pi可以寫為:

如能實(shí)現(xiàn)

則函數(shù)關(guān)系[7]

就是對(duì)性能Pi的最佳規(guī)律。因?yàn)閷?duì)于不同的影響因素就會(huì)有不同的性能P。由圖4可以看出,小馬赫數(shù)下,無(wú)論高度如何,小后掠角的優(yōu)勢(shì)比較明顯,而且此時(shí)高度對(duì)于性能的影響不是很明顯。綜合分析得出:

(1)不同高度下的最佳變后掠趨勢(shì)相似。

(2)在后掠角處于20°,馬赫數(shù)為0.4～0.6時(shí),不同高度下的飛機(jī)性能基本保持一致;在后掠角處于20°～55.5°之間,Ma≥0.7時(shí),可以明顯看到,隨著馬赫數(shù)的增加,其大后掠角的優(yōu)勢(shì)極其明顯,這種狀態(tài)一直保持到后掠角為60°,馬赫數(shù)為0.9以后。

(3)5 000 m高度飛行時(shí)其性能優(yōu)于其他高度,這與飛機(jī)飛行包線的變化圖有差異,原因應(yīng)該是本文計(jì)算中5 000 m出現(xiàn)壞點(diǎn)的幾率很多,遺傳算法優(yōu)化后,使其性能變優(yōu)。

由于三種高度的變化規(guī)律有共同趨勢(shì),為了簡(jiǎn)化變后掠機(jī)構(gòu)的設(shè)計(jì),將此數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合,得到一個(gè)更普及的變后掠翼的最佳變后掠規(guī)律,如圖5所示。此規(guī)律直接明了地展示了在不同馬赫數(shù)下的最佳變后掠角。

圖5　擬合的最佳變后掠規(guī)律Fig.5　Fitted optimum variable sweep rules

3結(jié)論

(1)在不同的高度飛行時(shí),一些氣動(dòng)特性具有共性。本文以5 000 m為代表,是因?yàn)樵诤笃诘淖罴炎兒舐右?guī)律中,經(jīng)計(jì)算發(fā)現(xiàn)其大展弦比相比其他高度有一定的優(yōu)勢(shì)。

(2)在最大升阻比的對(duì)比過程中,分別計(jì)算了不同馬赫數(shù)下的最大升阻比分布,發(fā)現(xiàn)雖然升力系數(shù)與阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的改變有很大不同,但對(duì)于最大升阻比的分布基本處于迎角為5°附近,這一分布的確認(rèn),對(duì)于后期的工作很有幫助。

(3)5 000 m高度可能由于自身計(jì)算的壞點(diǎn)過多,造成相比較4 000 m和6 000 m沒有形成遞增趨勢(shì)。

(4)所選取的影響性能P的因素不同,決定著最后不同的最佳變后掠規(guī)律,在以后的工作中,可以

從其他角度出發(fā)研究變后掠的最佳規(guī)律。

本文的研究為后續(xù)對(duì)變后掠機(jī)構(gòu)進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì)提供了一些參考,由于現(xiàn)階段考慮的是中低空高度,后續(xù)還會(huì)繼續(xù)中高空等高度的研究,為減輕可變后掠翼繁重的變后掠機(jī)構(gòu),希望能根據(jù)最佳變后掠規(guī)律來(lái)分析確定自動(dòng)操縱的規(guī)律,使可變后掠翼飛機(jī)能有更好的未來(lái)。

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(編輯：方春玲)

Rules of the optimal variable sweep wing in low and medium height

LYU JI-chan1, DONG Yan-fei2, CHEN Yuan-kai1

(1.School of Aircraft Engineering, Nanchang Hangkong University, Nanchang 330063, China;2.School of Aircraft, Xi’an Aeronautical University, Xi’an 710077, China)

Abstract:To look for optimal variable sweep rules of variable sweep aircraft, models with different swept angle was built with CATIA, environment of different altitudes was simulated with Fluent, the optimal variable sweep rules was obtained by using the environment application genetic algorithm, and the computed data was fitted. Analysis results show that the tendency of optimal variable sweep rules are similar atdifferent altitudes, and the one at 5 000 meters is better.This result provides basis for the design of variable sweep wing UAV in the future.

Key words:variable sweep wing; rules of variable sweep wing; Fluent genetic algorithm

中圖分類號(hào)：V211.4

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-0853(2016)02-0024-04

作者簡(jiǎn)介:呂吉嬋(1987-)，女，陜西西安人，碩士，研究方向?yàn)轱w行器空氣動(dòng)力學(xué)。

基金項(xiàng)目:航空科學(xué)基金資助(2011ZA56001)

收稿日期:2015-06-23;

修訂日期:2015-11-04; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-01-10 14:13