一種變形翼的氣動(dòng)特性數(shù)值模擬研究*

王賢勇,何小輝,雷娟棉,余少文

(1 江南工業(yè)集團(tuán)有限公司,湖南湘潭 411207; 2 北京理工大學(xué),北京 100081)

一種變形翼的氣動(dòng)特性數(shù)值模擬研究*

王賢勇1,2,何小輝1,雷娟棉2,余少文2

(1 江南工業(yè)集團(tuán)有限公司,湖南湘潭 411207; 2 北京理工大學(xué),北京 100081)

為研究可變形翼在動(dòng)態(tài)變形過(guò)程中的氣動(dòng)特性,文中利用數(shù)值模擬軟件FLUENT中的動(dòng)網(wǎng)格技術(shù),模擬了可變形翼在不同變形速度下的變展長(zhǎng)、變后掠和變翼型等變形過(guò)程的氣動(dòng)特性。結(jié)果顯示翼的不同變形方式和變形速度對(duì)翼的氣動(dòng)特性產(chǎn)生不同的影響,變展長(zhǎng)受變形速度的影響不大,而變后掠和變翼型對(duì)變形速度比較敏感。分析結(jié)果對(duì)可變形飛行器的研究具有重要的意義。

可變形翼;氣動(dòng)特性;變展長(zhǎng);變后掠;變翼型

0 引言

傳統(tǒng)的飛行器發(fā)展很快,但由于幾何形狀基本不變,所以只能完成一些單一的任務(wù)。然而技術(shù)的飛速發(fā)展使得我們對(duì)飛行器的多功能化要求也在不斷提高,因此可變形飛行器應(yīng)運(yùn)而生。可變形飛行器是一種全新概念的多用途、多形態(tài)飛行器,它能夠根據(jù)飛行環(huán)境和作戰(zhàn)任務(wù)等的需要進(jìn)行自適應(yīng)變形,以發(fā)揮飛行器最優(yōu)的飛行性能[1]。與現(xiàn)有飛行器改變控制面的傳統(tǒng)方法不同,它可以有效地實(shí)現(xiàn)外形的光滑連續(xù)變形。可變形飛行器的構(gòu)想主要來(lái)源于仿生,精髓是集成[2]。高新技術(shù)的基礎(chǔ)研究和技術(shù)的進(jìn)步,尤其是微電子、計(jì)算機(jī)與信息處理、隱身技術(shù)、復(fù)合材料以及航空航天等高新技術(shù)的快速發(fā)展,為可變形飛行器的研究奠定了基礎(chǔ)[3]。

文中采用數(shù)值模擬的方法,研究了可變形翼在變形過(guò)程中的氣動(dòng)特性,旨在探討可變形翼在連續(xù)變展長(zhǎng)、變后掠和變翼型過(guò)程中變形對(duì)自身氣動(dòng)特性的影響。

1 計(jì)算方法

文中求解的是定常和準(zhǔn)定常雷諾平均N-S方程組,用有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散,采用耦合解算技術(shù)進(jìn)行求解,并應(yīng)用多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。

1.1 基本方程

將積分形式的Navier-Stokes方程寫為:

(1)

式中:W、F和G定義為:

矢量M為源項(xiàng)。其中ρ、v、E和p分別為密度、速度、單位質(zhì)量的總能和流體壓力;τ為黏性應(yīng)力張量;q為熱流通量。E與H的關(guān)系為:

E=H-p/ρ

(2)

其中:

H=h+|v|2/2

(3)

1.2 湍流模型

湍流模型采用S-A模型:S-A(Spalart-Allmaras)模型是一個(gè)相對(duì)簡(jiǎn)單的一方程湍流模型,是為了涉及壁面約束流動(dòng)的航天應(yīng)用而特別設(shè)計(jì)的,對(duì)有逆壓梯度的邊界層顯出了良好的計(jì)算結(jié)果。

S-A模型不必計(jì)算與當(dāng)?shù)丶羟袑雍穸认嚓P(guān)的長(zhǎng)度尺度,而且在壁面附近不需要非常精細(xì)的網(wǎng)絡(luò),只需與代數(shù)模型相當(dāng)?shù)木W(wǎng)格即可,因此計(jì)算比較容易。此外,S-A模型中輸運(yùn)變量的近壁梯度遠(yuǎn)小于κ-ε模型中輸運(yùn)變量的梯度,這使得當(dāng)非層狀網(wǎng)格用于近壁時(shí)模型對(duì)數(shù)值誤差不太敏感。

S-A模型的輸運(yùn)方程:

(4)

1.3 動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)

可變形翼的變展長(zhǎng)、變后掠和變翼型等變形過(guò)程是連續(xù)的,為了使數(shù)值模擬更接近于真實(shí),在數(shù)值模擬的過(guò)程中,采用了動(dòng)網(wǎng)格技術(shù)使可變形翼的三維模型在計(jì)算過(guò)程中實(shí)現(xiàn)連續(xù)變形。

文中通過(guò)UDF調(diào)用網(wǎng)格變化的宏使得可變形翼的輪廓連續(xù)變化,同時(shí)采用兩種網(wǎng)格重構(gòu)方法(光順?lè)ê途植恐貥?gòu)法)對(duì)變形區(qū)域的網(wǎng)格進(jìn)行重構(gòu)。

2 變形翼機(jī)構(gòu)

為了驗(yàn)證可變形翼在翼型、后掠角(或前掠角)以及展長(zhǎng)三方面都可以實(shí)現(xiàn)主動(dòng)變形的可行性,文中設(shè)計(jì)出了一種可變形翼的變形機(jī)構(gòu)。

如圖1所示,弦向梁上下表面整齊布滿可任意伸縮的柱形結(jié)構(gòu),這種柱形結(jié)構(gòu)可以在程序的控制下以某種速度達(dá)到需要的長(zhǎng)度。

圖1 變形機(jī)構(gòu)單元結(jié)構(gòu)圖

如圖2所示,通過(guò)展向梁內(nèi)部伸縮機(jī)構(gòu)的動(dòng)作,使得展向梁?jiǎn)卧扉L(zhǎng)或收縮,從而實(shí)現(xiàn)可變形翼的展長(zhǎng)變化。

圖2 變展長(zhǎng)結(jié)構(gòu)圖

如圖3所示,通過(guò)控制變后掠液壓缸的伸縮,使得展向梁與弦向梁相對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng),從而實(shí)現(xiàn)可變形翼的后掠(或前掠)角的變化,且后掠(或前掠)角的變化量等于弦向梁和展向梁之間夾角的改變量。

圖3 變后掠結(jié)構(gòu)圖

如圖4所示,當(dāng)前后緣的弦向梁轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí),翼型就會(huì)出現(xiàn)相應(yīng)的彎度;當(dāng)弦向梁上的伸縮桿裝置依照程序伸縮時(shí),翼型就會(huì)有相應(yīng)的變形。

圖4 變翼型結(jié)構(gòu)圖

3 數(shù)值模擬

3.1 可變形翼變展長(zhǎng)的數(shù)值模擬

對(duì)如圖5所示的具有亞聲速翼型(NACA0012)的翼面進(jìn)行了展長(zhǎng)連續(xù)非定常變化過(guò)程繞流場(chǎng)的數(shù)值模擬[4],通過(guò)程序控制翼在模擬計(jì)算的過(guò)程中能夠以某一速度增加展長(zhǎng),這里采用的速度是0.035 m/s。計(jì)算域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格離散,在翼面展長(zhǎng)變化的非定常流場(chǎng)模擬過(guò)程中,通過(guò)網(wǎng)格的變形、重構(gòu)實(shí)現(xiàn)對(duì)動(dòng)態(tài)變化流場(chǎng)域的離散。

圖5 可變展長(zhǎng)的三維翼

圖6和圖7分別給出了三種不同馬赫數(shù)下翼面展長(zhǎng)逐漸增大時(shí)其升、阻力系數(shù)的變化曲線。由升力系數(shù)曲線可知,隨著展長(zhǎng)的連續(xù)增大,三種不同馬赫數(shù)下的升力值也在連續(xù)增大,這有兩個(gè)原因:一是由于展長(zhǎng)增加,弦長(zhǎng)不變,則展弦比增加,所以升力系數(shù)導(dǎo)數(shù)增加,從而升力系數(shù)增大;二是由于展長(zhǎng)增加,弦長(zhǎng)不變,翼面積增加,從而升力系數(shù)增大[5]。因此飛行器需要較大升力時(shí),可將展長(zhǎng)增大,比如飛行器在起飛階段時(shí),可將展長(zhǎng)增加到最大,從而可獲得較大的升力,減小了起飛距離,起飛后再將展長(zhǎng)相應(yīng)減小,從而減小阻力,降低能耗,增加航程。

圖6 升力系數(shù)隨展長(zhǎng)變化量的變化曲線

圖7 阻力系數(shù)隨展長(zhǎng)變化量的變化曲線

3.2 可變形翼變后掠角的數(shù)值模擬

可變后掠翼的飛行器很早就存在了,但是它們的翼都是剛性變形的,這樣就存在一個(gè)缺點(diǎn),即當(dāng)后掠角改變后,由平行于來(lái)流方向的平面切割翼所得到的翼型也發(fā)生了改變,從而使得對(duì)氣動(dòng)特性的控制變得更加復(fù)雜。

圖8 兩種不同變后掠方式的平面示意圖

文中采用的可變形翼的機(jī)構(gòu),是通過(guò)翼自身形狀的變化來(lái)改變后掠角的大小,且平行于來(lái)流方向的平面切割翼所得到的翼型并不發(fā)生變化(如圖8),從而對(duì)氣動(dòng)特性的控制大大簡(jiǎn)化[6]。

翼型采用的是六角形翼,后掠角最大為45°,來(lái)流Ma=1.5,攻角α=4°,變后掠采用兩種角速度,分別為ω=78.540 rad/s和ω=7.854 rad/s。在數(shù)值模擬計(jì)算過(guò)程中,通過(guò)程序來(lái)控制網(wǎng)格點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)(如圖9)。

圖9 翼面后掠角變化過(guò)程示意圖

(5)

θ0=ω×t

(6)

θ1=θ0+Δθ

(7)

(8)

(9)

z1=z

(10)

式中:dt為非定常數(shù)值模擬計(jì)算的時(shí)間步長(zhǎng);t為非定常數(shù)值模擬計(jì)算的總時(shí)間;x、y、z為翼上任意某一點(diǎn)的坐標(biāo)值,通過(guò)編程,利用式(8)、式(9)和式(10)來(lái)控制翼上網(wǎng)格點(diǎn)的坐標(biāo)變化,從而控制網(wǎng)格點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)。

圖10和圖11分別給出了翼面在兩種后掠角變化速度下,翼的升力系數(shù)變化曲線和阻力系數(shù)變化曲線。由圖10和圖11可以看出在變形較慢的情況下,升力和阻力隨著后掠角的增大變化較平滑,而在變化較快的情況下,變形開始和結(jié)束時(shí)升力和阻力都有明顯擾動(dòng),這是因?yàn)橐碓谧兒舐拥倪^(guò)程中會(huì)引起來(lái)流相對(duì)于翼的速度的變化,而且翼從一種外形變化到另外一種外形時(shí),建立相應(yīng)的流場(chǎng)也需要時(shí)間。

圖10 翼面升力系數(shù)隨后掠角變化量的變化曲線

圖11 翼面阻力系數(shù)隨后掠角變化量的變化曲線

翼的弦長(zhǎng)為1 m,展長(zhǎng)為3 m,在ω=78.54 rad/s和ω=7.854 rad/s兩種不同變形速度下,翼尖處速度分別為V1=235.62 m/s和V2=23.56 m/s,來(lái)流速度為V∞=510 m/s,V1/V∞=0.462,V2/V∞=0.046,顯然,V2相對(duì)來(lái)流速度較小,影響并不明顯,而V1的大小接近來(lái)流速度的一半,此時(shí)翼尖相對(duì)來(lái)流的瞬時(shí)速度為274.38 m/s,從翼尖到翼根,前緣速度是不斷減小的。且有:

(11)

式中:b為展長(zhǎng);l為當(dāng)前點(diǎn)到翼根的橫向距離。

因此,來(lái)流相對(duì)翼的整體速度明顯減小,于是翼在剛開始變形時(shí),升力和阻力會(huì)產(chǎn)生一個(gè)明顯下降的擾動(dòng),變形結(jié)束時(shí),升力和阻力又會(huì)有一個(gè)明顯回升的擾動(dòng),從整個(gè)過(guò)程來(lái)看,變化過(guò)程中的升、阻力相對(duì)于變化較慢的準(zhǔn)定長(zhǎng)狀態(tài)時(shí)的升、阻力是一個(gè)整體向下平移的效果。由此可見,變化速度較大時(shí),在變形開始和結(jié)束時(shí)的升、阻力會(huì)有明顯的擾動(dòng),從而會(huì)對(duì)飛行器飛行過(guò)程中的穩(wěn)定性帶來(lái)一定影響,若擾動(dòng)大到某個(gè)程度,甚至?xí)o飛行器帶來(lái)失速墜機(jī)的危險(xiǎn),而變形速度太慢又有可能達(dá)不到變形本身的目的,因此,飛行器在變形時(shí),選擇一個(gè)最佳的變形速度非常重要。

3.3 可變形翼變翼型的數(shù)值模擬

文中對(duì)翼型由亞聲速翼型(NACA0012)變?yōu)槌曀僖硇?雙弧形翼型)的過(guò)程進(jìn)行了非定常和準(zhǔn)定常數(shù)值模擬,其中來(lái)流馬赫數(shù)Ma=2.0,攻角α=4°,整個(gè)變形過(guò)程所用時(shí)間ΔT=0.1 s。

圖12 亞聲速翼型連續(xù)變?yōu)槌曀僖硇筒煌瑫r(shí)刻翼型圖

圖12給出了翼型從亞聲速的NACA0012翼型變?yōu)槌曀匐p弧形翼型的變形過(guò)程中不同時(shí)刻的翼型圖。圖13為翼型從NACA0012翼型變?yōu)殡p弧形翼型非定常模擬和準(zhǔn)定常模擬的升力系數(shù)變化曲線。從圖中可以看出,隨著翼型從亞聲速翼型到超聲速翼型的變化,翼型的升力系數(shù)總體呈增大趨勢(shì)。這是因?yàn)橐硇颓熬壆a(chǎn)生了激波,隨著翼型的變形,激波強(qiáng)度減弱,但是在攻角的影響下,上翼面激波強(qiáng)度的減弱速度快于下翼面激波強(qiáng)度的減弱速度,因此上翼面的壓力減小的更快,使得升力增大。

圖13 升力系數(shù)隨翼型變形的變化曲線(Ma=2.0,α=4°)

圖14給出了翼型從亞聲速翼型變?yōu)槌曀僖硇偷倪^(guò)程中,非定常模擬和準(zhǔn)定常模擬的阻力系數(shù)變化曲線。從圖14中可以看出,隨著翼型從亞聲速翼型到超聲速翼型的變化,翼型的阻力系數(shù)呈減小趨勢(shì)。無(wú)論是脫體激波還是貼體激波,激波強(qiáng)度都在減弱,激波阻力減小,而激波阻力對(duì)翼型阻力起決定性作用,因而阻力隨著激波阻力的減小而減小。

圖14 阻力系數(shù)隨翼型變形的變化曲線(Ma=2.0,α=4°)

從圖13、圖14中可以看出,翼型從亞聲速翼型變?yōu)槌曀僖硇偷倪^(guò)程中,非定常模擬的結(jié)果與準(zhǔn)定常模擬的結(jié)果基本一致;但非定常模擬的升力系數(shù)與非定常模擬的阻力系數(shù)相比波動(dòng)較大,因此升力系數(shù)受非定常變形的影響較明顯。

圖15 亞聲速翼型連續(xù)變彎度過(guò)程中不同時(shí)刻翼型圖

圖16給出了NACA0012翼型變彎度過(guò)程中非定常數(shù)值模擬和準(zhǔn)定常數(shù)值模擬計(jì)算得到的升力系數(shù)變化曲線。從圖16中可以看出,隨著翼型彎度的不斷增大,翼型的升力系數(shù)逐漸增大,升力特性變好。非定常變形得到的升力系數(shù)在變形的中前期比準(zhǔn)定常得到的升力系數(shù)小,但在變形快結(jié)束時(shí)與準(zhǔn)定常得到的升力系數(shù)趨于一致。

圖17給出了NACA0012翼型變彎度過(guò)程中非定常數(shù)值模擬和準(zhǔn)定常數(shù)值模擬計(jì)算得到的阻力系數(shù)變化曲線。從圖中可以看出,隨著翼型彎度的不斷增大,翼型的阻力系數(shù)逐漸增大,阻力特性變差。兩種變形方式下的阻力系數(shù)差別不明顯。

圖16 升力系數(shù)隨翼型彎度增大的變化曲線(Ma=0.6,α=4°)

圖17 阻力系數(shù)隨翼型彎度增大的變化曲線(Ma=0.6,α=4°)

從圖16、圖17中可以看出,NACA0012翼型彎度增大的過(guò)程中,非定常數(shù)值模擬得到的升力系數(shù)比準(zhǔn)定常數(shù)值模擬得到的升力系數(shù)要小;非定常數(shù)值模擬得到的阻力系數(shù)與準(zhǔn)定常模擬得到的阻力系數(shù)基本一致。由此可知,非定常模擬得到的氣動(dòng)特性比準(zhǔn)定常模擬得到的氣動(dòng)特性略差,翼型的變形速度對(duì)動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性有不可忽略的影響。

4 結(jié)論

總結(jié)上述計(jì)算結(jié)果可得:

1)隨著展長(zhǎng)的連續(xù)變大,翼的阻力系數(shù)和升力系數(shù)都在連續(xù)增加,且低速連續(xù)變形時(shí),可認(rèn)為是準(zhǔn)定常過(guò)程。

2)變后掠角變形對(duì)變形速度比較敏感,在較大速度下變形時(shí),變形開始和結(jié)束階段升、阻力會(huì)有較大的階躍式擾動(dòng),對(duì)飛行器的穩(wěn)定性有一定影響,因此,選用最佳的變形速度非常重要。

3)翼型做非定常變化時(shí),升力系數(shù)對(duì)變形速度較敏感,阻力系數(shù)變化不大。

4)翼的不同變形方式和變形速度對(duì)翼的氣動(dòng)特性產(chǎn)生不同的影響,通過(guò)對(duì)可變形翼的有效控制,得到合適的實(shí)時(shí)氣動(dòng)特性是可行的,對(duì)可變形飛行器的研究具有一定的參考價(jià)值。

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NumericalSimulationofAerodynamicCharacteristicsofaDeformableWing

WANG Xianyong1,2,HE Xiaohui1,LEI Juanmian2,YU Shaowen2

(1 Jiangnan Industries Group Co.Ltd,Hunan Xiangtan 411207,China; 2 Beijing Institute of Technology,Beijing 100081,China)

In order to study the aerodynamic characteristics of deformable wing in the process of dynamic deformation,the moving mesh technique in numerical simulation software FLUENT was used to simulate the aerodynamic characteristic of deformable wing at different deformation speed in different deformation process,such as variable span,variable sweep and variable airfoil.The results showed that different deformation mode and deformation speed of the wing had different impact on the aerodynamic characteristics of the wing,and variable span had little effect on deformation speed.The variable sweep and variable airfoil were sensitive to it.The analysis results were of great significance to the study of deformable aerocrafe.

deformable wing; aerodynamic characteristics; variable span; variable sweep; variable airfoil

10.15892/j.cnki.djzdxb.2017.02.029

2016-05-11

王賢勇(1984-),男,山東陽(yáng)谷人,工程師,碩士,研究方向:可變形飛行器。

V211.41

A