張東升 魏江鵬 文程祥

摘 要： 運(yùn)用Solidworks對某規(guī)格的前掠翼、平直翼和后掠翼進(jìn)行三維建模，利用CFD軟件，采用三維N?S方程及Spalart?Allmaras渦粘湍流模型對前掠翼、平直翼和后掠翼的空氣動力學(xué)特性進(jìn)行研究，每間隔2°計算迎角從0°～38°時的不同情況，對比分析各自的優(yōu)勢和不足，最后給出結(jié)論，為低速小型無人機(jī)的機(jī)翼布局選型提供了理論依據(jù)。計算結(jié)果表明低速飛行下平直翼布局升力系數(shù)較大，沒有氣流分離的情況，這種布局較為合理。

關(guān)鍵詞： 前掠翼； 平直翼； 后掠翼； 氣動分析； 失速； Solidworks

中圖分類號： TN876?34 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A 文章編號： 1004?373X（2018）08?0147?04

Abstract： Solidworks is used to build 3D models for forward swept wing， straight wing and backward swept wing of a certain specification. The CFD software， three dimensional N?S equation and Spalart?Allmaras eddy viscosity turbulence model are adopted to study the aerodynamic characteristics of forward swept wing， straight wing and backward swept wing. Angles of attack from 0° to 38° are calculated at an interval of every 2°， whose advantages and disadvantages are contrasted and analyzed so that the conclusion can be finally drawn to provide a theoretical basis for wing layout selection of a low?speed small UAV. The calculation results show that the lift coefficient of straight wing layout is larger at a low speed flight as there exists no air separation， and the straight wing layout is more reasonable.

Keywords： forward swept wing； straight wing； backward swept wing； aerodynamic analysis； stall； Solidworks

無人機(jī)可完成某些載人飛機(jī)無法完成的特殊任務(wù)，使得無人機(jī)的發(fā)展受到空前的關(guān)注，各個國家紛紛投入大量資源研制新型多功能無人機(jī) [1?3]。對于小型無人機(jī)等低速飛行的飛行器而言，機(jī)翼布局是一項值得研究的課題。現(xiàn)設(shè)計一款小型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)，同時具有旋翼與固定翼，為了確定固定翼布局，利用Fluent對不同機(jī)翼進(jìn)行空氣動力學(xué)仿真，進(jìn)一步探討機(jī)翼布局氣動特性[4?6]，通過對比結(jié)果選出合適的機(jī)翼布局。NACA翼型有著良好的升力特性[7]，本文將對基于NACA4415翼型的前掠翼、平直翼與后掠翼進(jìn)行升力特性對比，給出小型無人機(jī)機(jī)翼布局的設(shè)計參考，翼型如圖1所示。

1 模型的建立與網(wǎng)格劃分

機(jī)翼翼展均為1 600 mm，現(xiàn)取半個機(jī)翼進(jìn)行流體計算。翼根部弦長300 mm，翼尖部弦長200 mm，前掠翼前緣前掠角為17°，后掠翼前緣后掠角為7°。計算區(qū)域采用Gambit劃分的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，劃分網(wǎng)格時進(jìn)行了區(qū)域加密，對機(jī)翼周圍流場的網(wǎng)格進(jìn)一步加密。圖2為網(wǎng)格放大示意圖。

計算域的邊界包括來流入口、來流出口、翼型固壁、Interior和固壁邊界。計算域前部外邊界長度為機(jī)翼最大弦長的10倍，后部外邊界長度為最大弦長的20倍，厚度邊界為機(jī)翼最大厚度的20倍，軸向邊界為翼長的10倍。計算采用的邊界條件：固壁表面為無滑移條件[8]、進(jìn)口設(shè)置為pressure_far_field、出口設(shè)置為presssure_outlet、計算邊界由差值確定。

計算殘差收斂精度為10-3，來流馬赫數(shù)設(shè)置為0.08，雷諾數(shù)設(shè)置為4.997×105。計算基于RANS方法，采用二階迎風(fēng)格式作為空間離散格式，采用的隱式解法為二維穩(wěn)態(tài)分離解法，采用SIMPLE解法求解壓力?速度耦合[9?15]。

2 計算結(jié)果分析

氣動性能的計算結(jié)果隨著迎角的增加如圖3所示。

三種翼型的升力系數(shù)CL有著微小的的差距，整體趨勢相同，先增長再下降；三種翼型的阻力系數(shù)CD幾乎沒有差別，隨著迎角的增加持續(xù)增加。相同升力系數(shù)下，低于失速迎角，前掠翼阻力系數(shù)最大；高于失速迎角，前掠翼阻力系數(shù)最小，平直翼與后掠翼升阻比相似。

2.1 壓力分析

圖4為22°迎角下三種翼型在z方向不同位置翼剖面的上下表面靜壓分布曲線。由圖可以看出：在翼根z=50處，后掠翼上翼面吸力比前掠翼和平直翼稍大；在翼尖z=750處，則是前掠翼的吸力比較大。這是由于三種翼型氣流展向速度方向不一致，導(dǎo)致附面層在不同的位置堆積，產(chǎn)生氣流分離引起的差異。

2.2 切應(yīng)力分析

分析附面層氣流分離機(jī)理可知，越大的逆壓梯度，附面層分離越嚴(yán)重。此時壁面切應(yīng)力消失的點就是分離點，可以通過壁面切應(yīng)力的x分量是否為負(fù)來判斷。

圖5為三種翼型的三個z方向剖面壁面切應(yīng)力的x分量分布圖。由圖可以看出，平直翼沒有出現(xiàn)x分量為負(fù)值的情況，即沒有出現(xiàn)附面層分離現(xiàn)象，而前掠翼和后掠翼在翼身z=400剖面上出現(xiàn)了x分量為負(fù)的情況，說明上吸力面出現(xiàn)輕微的氣流分離情況。

2.3 失速分析

由圖3a）可見，當(dāng)此款前掠翼的來流迎角處于0°～22°區(qū)間內(nèi)時，翼型的升力系數(shù)一直增大，這是隨著翼型迎角的增大，翼型下表面受力增大，而上表面受力變小導(dǎo)致的；當(dāng)翼型來流迎角在22°之后，翼型的升力系數(shù)減小，這是由于22°為此規(guī)格翼型的失速迎角，當(dāng)來流迎角大于22°時，翼型上表面氣流脫離形成分離渦，引起翼型升力減小。同時由圖3a）可以看出平直翼的失速迎角為22°，后掠翼的時速迎角也為22°。計算結(jié)果與三種翼型的空氣動力學(xué)特性曲線吻合。

3 結(jié) 論

本文通過數(shù)值計算的方法，對機(jī)翼的三種布局，即前掠翼布局、平直翼布局和后掠翼布局的氣動特性進(jìn)行計算。分析三種機(jī)翼的氣動特性與流動機(jī)理，對機(jī)翼流場進(jìn)行研究之后可知：

1） 在低速飛行狀態(tài)下，平直翼與后掠翼的升力系數(shù)相似，比前掠翼稍大，在0°迎角下三種翼型升力系數(shù)相似，隨著迎角增大，平直翼與后掠翼的升力系數(shù)曲線貼合，始終大于前掠翼。

2） 三種翼型的時速迎角相同，均為22°，符合機(jī)翼迎角范圍。

3） 平直翼升力系數(shù)與后掠翼近似，但平直翼沒有氣流分離情況，平直翼布局更適合文中小型無人機(jī)。

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