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      水陸兩棲飛機方向舵附面層控制研究

      2019-03-06 00:43:10孫衛(wèi)平溫慶彭新春
      航空工程進展 2019年1期
      關鍵詞:附面層方向舵偏度

      孫衛(wèi)平,溫慶,彭新春

      (中航通飛研究院有限公司 總體部,珠海 519040)

      0 引 言

      起降速度是影響水陸兩棲飛機抗浪能力的重要因素,采用多種增升手段降低起降速度之后,需要相應提高方向舵的操縱能力。一種可能的方法是提高方向舵的可用偏度,但是舵面在大偏度時極容易發(fā)生氣流分離,因此需要應用流動控制技術(shù)消除方向舵大偏度的分離[1-3]。

      流動分離控制是學術(shù)界和航空界關注的重點研究方向之一,有關主動流動控制的概念、方法和應用的研究更在近年來發(fā)展成了一個獨立的學科分支。主動流動控制的方法很多,吹氣/吸氣式附面層控制方法是其中之一[1]。

      吹氣/吸氣式附面層控制是指利用吹氣或吸氣的方法,增加附面層的能量,改變壓力分布,延遲流動分離,從而達到增升效果。近年來,國外對吹氣/吸氣式附面層控制開展了大量的研究。A.Sohankara等[4]、G.Lubinsky等[5]和V.Uruba等[6]分別在方柱和后臺階模型上開展了吹氣/吸氣對分離流動控制的機理研究;M.Burnazzi等[7]研究了吹氣和吸氣共同作用時的襟翼增升效果,并分析了機翼前緣下垂的影響;L.Huang等[8]、Y.Kianoosh等[9]分別研究了對NACA0012翼型吹氣和吸氣的控制效果;A.Carnarius等[10]對二維多段翼型非定常吹氣進行了模擬,研究了吹氣動量系數(shù)對升力特性的影響;Y.Kianoosh等[11]在原二維研究的基礎上開展了三維機翼的吹氣控制研究。日本新明和公司研制的US-1及其改性型號US-2采用吹氣式附面層控制技術(shù)以后,抗浪能力達到3 m,出勤率達到95%,在此項技術(shù)的工程應用上達到了世界領先水平[12]?;谒憙蓷w機高抗浪性的迫切需要,我國近幾年也在逐步開展相關研究,目前大多是對增升裝置開展研究分析。孫衛(wèi)平等[13-14]對水陸兩棲飛機的增升裝置開展了吹氣式附面層控制優(yōu)化設計;郝璇等[15]以飛翼布局的艦載飛行器為研究對象,開展了增升裝置的吹氣附面層控制研究;溫慶等[16]開展了吹氣襟翼附面層控制的試驗結(jié)果和CFD模擬對比計算,分析了計算誤差產(chǎn)生的原因。

      目前吹氣/吸氣式附面層控制研究模型主要為機翼,應用在尾翼舵面上的研究很少,且基本沒有考慮兩段翼之間的縫道間隙影響。本文將吹氣式附面層控制技術(shù)應用到垂尾上,考慮方向舵與垂尾安定面之間的縫道,更加貼近工程實際情況;應用附面層控制以后,方向舵采用較大的偏度,研究其失速較早的特性,并提出解決途徑,以增強附面層控制方案的實用性。

      1 數(shù)值模擬方法

      1.1 計算模型

      二維模型是從國內(nèi)某大型水陸兩棲飛機的垂尾上截取的,截取位置位于50%展長處,翼型為NACA0012翼型,弦長為4.8 m,舵面相對弦長35%,設計最大舵面偏度45°。吹氣縫位于垂尾安定面后緣,寬度2 mm,在舵面偏度30°時,吹氣縫法線與舵面相切。

      計算網(wǎng)格采用四邊形網(wǎng)格,總共7.8萬網(wǎng)格單元。網(wǎng)格及吹氣縫位置示意圖如圖1所示。

      圖1 安定面后緣吹氣模型

      1.2 計算方法及條件

      吹氣縫的邊界條件采用壓力入口,入口條件按照相對總壓PC的形式給定。在附面層控制實際應用中,吹氣壓比RP(吹氣總壓/環(huán)境靜壓)是一個比較重要的參數(shù),因此在設置邊界條件時,參考總壓根據(jù)壓比來確定。吹氣縫相對總壓計算公式為

      PC=RPPa-Pa

      (1)

      式中:Pa為大氣環(huán)境靜壓。

      從式(1)可以看出:在給定大氣環(huán)境的情況下,吹氣縫相對總壓與吹氣縫壓比直接相關。

      內(nèi)吹式附面層控制的吹氣強度用吹氣動量系數(shù)Cμ表示[15]:

      Cμ=MVj/qS

      (2)

      式中:M為吹氣質(zhì)量流量;Vj為高壓氣體等熵膨脹到大氣時的吹氣速度;q為自由來流動壓;S為吹氣控制的翼面面積。

      吹氣質(zhì)量流量和吹氣速度計算公式為[17]

      (3)

      (4)

      式中:At為吹氣縫面積(m2);k為氣體比熱比,空氣為1.4;R為氣體常數(shù),空氣為287 J/(kgK);T0為吹氣總溫(K);P0為吹氣總壓(Pa)。

      數(shù)值模擬時吹氣參考總壓設置在吹氣縫處。吹氣出口設為Pressure Inlet邊界條件(由于吹氣縫流出的空氣進入了解算的流場區(qū)域,采用入口邊界條件),利用給定出口的總壓來模擬射流作用。這種做法不僅可以減少網(wǎng)格數(shù)量,而且可以消除吹氣縫道引起的總壓損失[16]。

      附面層控制的相似參數(shù)為吹氣動量系數(shù)[2],在吹氣縫尺寸一定的條件下,吹氣動量系數(shù)只受吹氣壓比和來流速度影響。無論改變壓比或是來流動壓均可以改變吹氣動量系數(shù)。本文計算采用固定風速變壓比的方法改變吹氣動量系數(shù),壓比與吹氣動量系數(shù)的對應表如表1所示(模擬的大氣參數(shù)為:高度H=0 km;溫度T=283.15 K)。

      流場求解控制方程為雷諾平均N-S方程。選用分離式方法(pressure based)求解,并采用SIMPLEC算法。由于流場中的主流速度為低馬赫數(shù)不可壓流動,但是吹氣氣流為高馬赫數(shù)可壓縮流,在計算時選用的流體介質(zhì)為完全氣體(ideal gas,即為滿足氣體狀態(tài)方程的空氣)。壓力項采用二階迎風格式離散,對流項采用三階MUSCL格式離散,粘性項采用一階迎風格式離散,湍流模型采用transition-SST模型。

      2 安定面吹氣方案優(yōu)化設計

      2.1 縫道擋板方案設計

      首先計算方向舵最大偏度45°、迎角0°的狀態(tài)(二維模擬按迎角描述,相對飛機為側(cè)滑角),計算結(jié)果如圖2~圖3所示,可以看出:在吹氣動量系數(shù)0.04時,方向舵仍存在大范圍的氣流分離,即附面層控制沒有產(chǎn)生明顯的作用;在吹氣動量系數(shù)0.05時,才消除了方向舵上的分離,需用吹氣動量系數(shù)明顯偏大。主要原因是小吹氣動量時,迎風一側(cè)的高壓氣流經(jīng)過縫道流向低壓背風面,使吹氣氣流向下偏轉(zhuǎn),不能附著在舵面上,一直到吹氣動量系數(shù)0.05時才能附著。

      圖2 Cμ=0.04時的壓力分布和流線圖

      圖3 Cμ=0.05時的壓力分布和流線圖

      為了解決上述問題,采用以下方案:

      (1) 改變吹氣縫的吹氣角度;

      (2) 將吹氣縫移動至艙內(nèi);

      (3) 設計縫道擋板,阻擋縫道氣流沖擊。

      計算結(jié)果表明,縫道擋板方案取得了很好的吹氣效果,其他方案效果較差。吹氣動量系數(shù)為0.02時,縫道有擋板和無擋板的局部吹氣流場圖如圖4~圖5所示。

      圖4 Cμ=0.02時縫道無擋板吹氣效果圖

      圖5 Cμ=0.02時縫道有擋板時吹氣效果圖

      從圖4~圖5可以看出:縫道擋板阻止了氣流沖擊,在吹氣動量系數(shù)0.02時,吹氣氣流由于柯恩達效應附著在舵面上,提高了舵面的效率。

      縫道有擋板的全局流場如圖6~圖7所示,可以看出:有擋板的狀態(tài)在吹氣動量系數(shù)0.01時,方向舵還存在一定的分離,Cμ=0.02時已完全消除了分離。

      圖6 Cμ=0.01時縫道有擋板壓力分布和流線圖

      圖7 Cμ=0.02時縫道有擋板壓力分布和流線圖

      舵面偏度45°時,有/無縫道擋板方案、不同吹氣動量系數(shù)的升力系數(shù)對比如圖8所示,可以看出:無縫道擋板方案,直到吹氣動量系數(shù)達到0.05時,升力系數(shù)才急劇增加到有擋板方案狀態(tài);而有擋板狀態(tài),吹氣動量系數(shù)0.02以前急劇增加,達到0.02以后緩慢增加。

      圖8 有/無縫道擋板吹氣動量系數(shù)對升力的影響

      綜上所述,采用縫道擋板以后,較小的吹氣動量系數(shù)即可產(chǎn)生很好的吹氣效果,提高了吹氣效率。

      2.2 組合吹氣研究

      上述研究均是在側(cè)滑角0°狀態(tài)(對于二維分析為0°迎角)下進行的,但是飛機在飛行過程中,尤其是發(fā)動機故障狀態(tài),會產(chǎn)生較大的側(cè)滑角,因此還需要研究垂尾在不同側(cè)滑角時的氣動力特性。方向舵45°,吹氣動量系數(shù)分別為0.02和0.03時不同迎角的氣動力數(shù)據(jù)如圖9所示,可以看出:由于舵面偏度較大,采用安定面后緣吹氣以后,失速迎角較小,對于方向舵來說,可能會造成飛機抗側(cè)滑能力不足。

      圖9 舵面偏度45°不同吹氣動量系數(shù)時的升力曲線

      隨著迎角增加,方向舵開始在后緣分離。吹氣以后,后緣的分離情況又與無吹氣情況或吹氣能量不足時有所不同,常規(guī)的無吹氣狀態(tài)或者吹氣能量不足時,分離渦緊貼壁面,而吹氣以后由于吹氣增加了壁面附面層的能量,避免了分離,但是在遠離壁面處出現(xiàn)了分離渦,其詳細流線圖如圖10所示。

      圖10 舵面分離流線(迎角-10°)

      由于吹氣能量比較大,在舵面表面形成了貼體的高速氣體壁面,該氣體壁面有兩個作用:阻礙了受逆壓梯度引起的壁面分離;對略遠壁面氣流產(chǎn)生氣流引射,提高能量,抵抗分離。隨著迎角的進一步增加,近壁面由于氣流能量較大,仍能夠抵抗氣流分離,但是在略遠離壁面處,由于逆壓梯度逐漸增強,開始逐漸產(chǎn)生分離渦。方向舵未分離時,舵面附近的逆壓情況如圖11所示。

      圖11 背風面逆壓梯度

      安定面后緣吹氣可以使方向舵在很大偏度時仍能保持操縱能力,但安定面后緣吹氣并不能提高失速迎角。采用前后組合吹氣可以明顯提高失速迎角和吹氣效率,甚至在超環(huán)量范圍內(nèi)都是有利的[17]。前后組合吹氣是指除了前述安定面后緣吹氣以外,在安定面頭部再增加一個吹氣位置。頭部吹氣模型如圖12所示。吹氣縫位于弦長3%處,縫高2 mm,計算狀態(tài)如表2所示。

      圖12 增加的頭部吹氣

      狀態(tài)壓力/Pa前吹氣后吹氣19 00025 500212 80025 500325 50025 500425 50012 800

      從表2可以看出:狀態(tài)1~狀態(tài)3的頭部吹氣壓力逐漸增加,位于安定面后緣的后部吹氣壓力不變,狀態(tài)2和狀態(tài)4的前后壓力互換。

      迎角為-14°時,狀態(tài)2和狀態(tài)4的計算對比如圖13所示,可以看出:由于位于安定面后緣的后部吹氣壓較小,吹氣氣流不能附著在舵面上,頭部吹氣也不能提高效率,表明頭部吹氣起作用的前提條件是后部氣流能夠附著。

      (b) 狀態(tài)4

      排除狀態(tài)4由于后部吹氣壓力較小引起的舵面分離,狀態(tài)1~狀態(tài)3均為后部吹氣壓力固定,變化頭部吹氣壓力的情況,計算結(jié)果如圖14所示,可以看出:在后部吹氣能夠使舵面氣流附著的條件下,頭部只需要很少的吹氣量,便可顯著地提高失速迎角和增升效果,且隨著頭部吹氣動量系數(shù)的增加而增強。

      圖14 組合吹氣效果對比

      僅后緣有足夠的吹氣動量系數(shù)條件下,舵面可以避免分離,但是隨著迎角增加,遠離壁面的區(qū)域仍舊產(chǎn)生明顯的分離渦,造成舵面效率下降,而增加了頭部吹氣以后,可以增加遠離舵面區(qū)域的氣流能量,抵抗逆壓梯度,消除分離。因此,安定面頭部和安定面后緣的組合吹氣可以顯著提高失速迎角,效果明顯優(yōu)于單獨安定面后緣吹氣,失速迎角可以提高8°左右。

      2.3 舵面偏度影響研究

      為了考核方向舵采用附面層控制以后的舵效增量,計算方向舵面偏度15°、25°、35°、45°四個狀態(tài)的氣動力,由于15°狀態(tài)未涉及舵面分離,只計算無吹氣狀態(tài)的結(jié)果,如表3和圖15所示。

      表3 Cy計算結(jié)果

      圖15 不同舵面偏度的計算結(jié)果

      從表3和圖15可以看出:未采用附面層控制時,方向舵舵面偏度在25°~30°之間,升力系數(shù)不超過-2;采用附面層控制以后,舵面偏度可以增加至45°,升力系數(shù)接近-4,操縱能力增加1倍左右。

      3 結(jié) 論

      (1) 采用安定面后緣吹氣時,舵面與安定面的縫道嚴重影響吹氣效果,必須采取措施將舵面縫道封死,防止縫道的高速氣流影響吹氣氣流的附著。采用縫道擋板以后,臨界吹氣動量系數(shù)由0.05降至0.02。

      (2) 安定面后緣吹氣可以明顯提高吹氣效果,但是由于舵偏角較大,吹氣只能控制舵面壁面附近流場不發(fā)生分離,略遠離舵面壁面的流場在逆壓梯度的作用下,隨著迎角增加極易發(fā)生分離,失速迎角較小。

      (3) 采用安定面頭部和安定面后緣組合吹氣方式,可以使失速迎角提高8°左右。

      (4) 采用附面層控制以后,方向舵操縱能力增加1倍左右。

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