張鋒 宋銳紅
摘? ?要:基于理論估算,CFD分析和風(fēng)洞試驗,在桁桿系統(tǒng)總體布局的基礎(chǔ)上,通過優(yōu)化主桁桿剖面,確定小翼尺寸、安裝位置,解決了桁桿系統(tǒng)氣動優(yōu)化設(shè)計中的主要參數(shù)選擇。獲得了滿足系統(tǒng)需求的總體氣動外形,通過飛行試驗對設(shè)計進行了檢驗。
關(guān)鍵詞:噴水試驗機? 桁桿剖面? 小翼? 計算流體力學(xué)
中圖分類號:V216.8? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻標識碼:A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號:1674-098X(2019)05(c)-0024-06
結(jié)冰飛行試驗是飛機定型試飛的高風(fēng)險科目之一,傳統(tǒng)的結(jié)冰飛行試驗需要苛刻的氣象條件,ARJ-21飛機為了適航取證不得不遠赴北美進行自然結(jié)冰試驗,說明我們不具備可控的結(jié)冰飛行試驗條件。因此,研制不受氣象條件限制,可重復(fù)使用的結(jié)冰噴水試驗機,模擬結(jié)冰氣象微條件,對提升我國軍、民機防/除冰設(shè)計和定型試飛具有現(xiàn)實意義。
美國在20世紀50年代后期開始研究結(jié)冰噴水試驗機,距今已成功應(yīng)用于多種軍、民型號飛機的結(jié)冰飛行試驗和冰風(fēng)洞的驗證試驗[1]。本文研究的結(jié)冰噴水試驗機以運8飛機為載機平臺,在艙內(nèi)加裝結(jié)冰試驗裝置,在機身外圍加裝桁桿系統(tǒng),通過小翼操縱桁桿系統(tǒng)的縱向運動,待桁桿系統(tǒng)穩(wěn)定在工作位置后,打開艙內(nèi)的結(jié)冰試驗裝置,在桁桿系統(tǒng)的噴頭后方形成人工模擬結(jié)冰微環(huán)境,為被試飛機提供結(jié)冰試驗所需的氣象環(huán)境,加快型號研制周期,縮減試飛成本,見圖1[2]。
在試驗機的研制過程中,桁桿系統(tǒng)的氣動布局設(shè)計不僅關(guān)系到桁桿系統(tǒng)能否正常收放,是否滿足結(jié)冰噴水的試驗要求,同時對載機的飛行性能、飛行品質(zhì)以及飛行安全有著較大的影響,成為改項目研制中的重點難點之一。
1? 桁桿系統(tǒng)總體布局設(shè)計
噴水試驗機桁桿系統(tǒng)為單自由度桁桿系統(tǒng),主要由主桁桿、支撐桿、噴頭和小翼組成,總體布局如圖2所示。支撐桿為結(jié)構(gòu)強度設(shè)計所附加,噴頭為成品件,主桁桿和小翼為本次優(yōu)化設(shè)計的主要對象。經(jīng)分析,主要設(shè)計目標、限制條件和設(shè)計參數(shù)如下。
1.1 設(shè)計目標
(1)桁桿系統(tǒng)對載機的氣動特性影響盡可能小;
(2)小翼有足夠的操縱效率實現(xiàn)桁桿系統(tǒng)的正常收放;
(3)桁桿系統(tǒng)下放角度30°~40°。
1.2 設(shè)計限制
(1)桁桿系統(tǒng)的尺寸、布局應(yīng)與載機幾何協(xié)調(diào);
(2)主桁桿剖面厚度不小于240mm,以保證內(nèi)部管路、線路的空間需求。
1.3 設(shè)計參數(shù)
(1)主桁桿剖面形狀;
(2)小翼尺寸、安裝位置。
2? 主桁桿剖面優(yōu)化設(shè)計
噴水試驗機主桁桿類似硬桿式加油機的加油桿[2],具有典型的二元特性,其剖面形式的選擇不僅決定了整個桁桿的氣動特性,而且對載機的飛行性能及品質(zhì)有著不可忽略的影響。
2.1 待選剖面
橢圓剖面由于具有二階光順、保凸性好、結(jié)構(gòu)簡單等優(yōu)點,是飛機整流外形常用的剖面形式,Kwon、Chitta、Benazza等對橢圓翼型升阻特性進行了數(shù)值計算研究[3-5]。翼型剖面也是氣動整流常用的剖面外形,當此剖面的長細比較小時會產(chǎn)生嚴重的氣流分離,甚至?xí)霈F(xiàn)升力線斜率反號的特殊現(xiàn)象[6]。變參數(shù)橢圓剖面位于橢圓剖面與翼型剖面之間,由于后緣較飽滿,可能具有相對較好的氣動特能。
分別選取翼型剖面,變參數(shù)橢圓剖面和橢圓剖面進行對比計算分析,其中翼型剖面采用NACA 0070翼型[7];橢圓剖面短軸/長軸比例為0.7;變參數(shù)橢圓剖面以30%為最大厚度點,前后分別使用Rho=0.414和0.35的二次曲線銜接而成,最大相對厚度保持70%。三種剖面厚度均為240mm,弦長約340mm,主桁桿長度8300mm,三種剖面形式見圖3。
通過CFD計算確定三種剖面桁桿的氣動特性。
計算狀態(tài):高度H=4km,速度Vb=400km/h
計算構(gòu)型:主桁桿處于工作位置。
2.2 計算結(jié)果
圖4為主桁桿處于工作位置時,三種剖面形式的側(cè)力/阻力特性。圖5為三種剖面形式的流線圖。
橢圓剖面桁桿的側(cè)力隨側(cè)滑角的增大明顯大于翼型和變參數(shù)橢圓剖面,這對單自由度噴水試驗機設(shè)計而言,對整個桁桿系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計非常不利;主桁桿在工作位置時,橢圓剖面桁桿的阻力最大,翼型剖面次之,變參數(shù)橢圓剖面桁桿的阻力最小;無側(cè)滑時翼型、變參數(shù)橢圓和橢圓剖面的氣流分離點分別在55%、75%和80%弦長,變參數(shù)橢圓剖面具有較小的氣流分離區(qū),產(chǎn)生振動的風(fēng)險相對較小。
在剖面弦長和厚度相同的基礎(chǔ)上,橢圓剖面、變參數(shù)橢圓剖面相對翼型剖面,其截面積和有效厚度有不同程度的增加,對于結(jié)構(gòu)設(shè)計有利。
綜合以上分析,變參數(shù)橢圓剖面具有綜合較優(yōu)的氣動和結(jié)構(gòu)特性,可作為主桁桿剖面的優(yōu)先選項。
3? 小翼尺寸及位置設(shè)計
小翼控制桁桿系統(tǒng)的收放運動,經(jīng)分析,在桁桿系統(tǒng)的收放過程中,當桁桿系統(tǒng)處于工作位置時,在氣動力的作用下,桁桿系統(tǒng)產(chǎn)生一個較大的上升旋轉(zhuǎn)力矩,需要小翼產(chǎn)生足夠的負升力來平衡該上升力矩。這就要求小翼擁有足夠的舵效,來實現(xiàn)桁桿系統(tǒng)的正常收放。
3.1 小翼舵效研究
小翼舵效主要由其升力和安裝位置決定,小翼的升力通過桁桿作用在桁桿系統(tǒng)的轉(zhuǎn)軸處,產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)力矩,以操縱桁桿系統(tǒng)的收放。同飛機俯仰力矩規(guī)定,小翼產(chǎn)生使飛機抬頭,桁桿系統(tǒng)下放的力矩為正。經(jīng)分析研究,公式(1)為小翼相對桁桿系統(tǒng)轉(zhuǎn)軸的舵面效率,由于升力產(chǎn)生使桁桿系統(tǒng)上收的力矩,故公式(1)為負值。
(1)
其中:CLa小翼的升力線斜率;
ρ小翼處的密度(對于低速不可壓流動,);
kq小翼區(qū)域速度阻滯系數(shù);
小翼的面積;
L小翼25%氣動弦長距離桁桿系統(tǒng)轉(zhuǎn)軸的距離;
θ桁桿系統(tǒng)下放角度,θ=-18°~40°;
S機翼參考面積;
Ca機翼平均氣動弦長;
小翼為三維翼面,其流動特性不同于翼型剖面,存在展向流動,升力系數(shù)可通過公式(2)進行估算。
(2)
其中:小翼翼型的升力線斜率;
AR小翼展弦比,AR=4.5;
e效率因子,其典型值0.6~0.95之間,此處取0.8。
3.2 小翼尺寸及位置設(shè)計
經(jīng)CFD計算,在低速情況下,無小翼的桁桿系統(tǒng)處于工作位置(約35°)時,其旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)大約為-0.015,若平衡該力矩所需小翼的偏角為10°,則小翼的設(shè)計舵效應(yīng)為-0.0015。
假設(shè)小翼采用經(jīng)典的NA0012翼型,展弦比AR=4.5,展長b∈(1.5~3m),距離桁桿系統(tǒng)轉(zhuǎn)軸長度L∈(5~8m),根據(jù)公式(1),估算各種組合情況下小翼舵效如圖6所示。根據(jù)圖6的理論估算值,綜合考慮小翼舵效和桁桿系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計的相容性,取展長b=2.8m,弦長c=0.6m,安裝位置L=7.25m,作為小翼尺寸及位置的初始設(shè)計值,此時小翼舵效約為-0.0015。
4? CFD計算分析
4.1 計算模型
為減小網(wǎng)格量,提高計算效率,計算模型采用半模形式,計算網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,各網(wǎng)格模型均采用相同的參數(shù)設(shè)置,生成10層棱柱網(wǎng)格模擬飛機和桁桿系統(tǒng)的附面層,飛機第一層附面層網(wǎng)格高度為飛機平均氣動弦長的10-4量級,桁桿系統(tǒng)第一層附面層網(wǎng)格高度為小翼平均氣動弦長的10-4量級,相鄰兩層附面層厚度的比例為1.2,網(wǎng)格量大約為750萬。
桁桿系統(tǒng)模擬5個下放角度,分別為-18°,-9°,0°,20°,40°,在每個角度下,小翼角度分別設(shè)置為±12°,±6°,0°,共生成25套網(wǎng)格,圖7為桁桿系統(tǒng)下放角度θ=0°,小翼偏角δw=0°時的網(wǎng)格模型。
4.2 計算結(jié)果
圖8為飛行Ma=0.5,桁桿系統(tǒng)不同下沉角度時,其俯仰力矩系數(shù)隨小翼偏角的變化曲線。由計算結(jié)果可知:
(1)桁桿系統(tǒng)在不同角度下,其俯仰力矩系數(shù)隨小翼偏角的增加而較小,桁桿系統(tǒng)穩(wěn)定性較好。
(2)桁桿系統(tǒng)在-18°~20°的范圍內(nèi),小翼有足夠的效率操縱桁桿系統(tǒng)。
(3)假設(shè)小翼的失速迎角為15°,通過外插延伸,可知該小翼可使桁桿系統(tǒng)最大下放到約-35°。
(4)當桁桿系統(tǒng)在收起狀態(tài)(θ=18°),小翼δw=-18°時,由于機身干擾,小翼上翼面處的流道變窄,小翼上翼面的壓力增量小于自由流中的理論增量,致使此時小翼的負升力增量小于自由流中的理論增量,這一負升力增量的減小降低了桁桿系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。
(5)當桁桿系統(tǒng)平行與機身水平線(θ=0°)時,由于機身干擾使小翼處的氣流產(chǎn)生較大的上洗,增加了此處小翼的實際迎角,當δw=12°時,小翼上翼面出現(xiàn)氣流分離,此時升力增量小于自由流中的理論升力增量,使得此時桁桿系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量減小。圖9為此時小翼上翼面氣流的分離情況。
5? 風(fēng)洞試驗驗證
5.1 試驗方法
為保證試驗數(shù)據(jù)的準確可信,模型采用反裝“增量法”安裝。反裝可避免風(fēng)洞支架對桁桿系統(tǒng)的干擾,使飛機腹部及桁桿系統(tǒng)處在無干擾影響的氣流中。“增量法”可避免整體模型支架扣除的誤差、模型其它方面帶來的誤差及試驗數(shù)據(jù)全量的修正誤差。
流場觀察試驗采用“絲線法”。
試驗風(fēng)速:測力試驗v≈70m/s,流場觀察試驗v≈40m/s。
試驗雷諾數(shù):Re≈1.02×106。
模型支撐方式:前后兩點支撐。
5.2 主桁桿選型
圖11為主桁桿選型方案的阻力增量,試驗結(jié)果表明,桁桿系統(tǒng)下沉21°和42°時,變參數(shù)橢圓剖面桁桿相對翼型剖面桁桿減阻0.0007~0.0010,性能較優(yōu),與CFD計算分析趨勢一致。
5.3 桁桿收放角度試驗
(1)桁桿下沉30°,小翼偏角-15°,正常飛行迎角αw=4°~12°時,桁桿系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)CR>0,并留有適當?shù)挠嗔?,可以實現(xiàn)下沉操縱;
(2)根據(jù)數(shù)據(jù)分析,小翼偏角-15°時,桁桿系統(tǒng)能夠下沉到36°,所以下沉限制偏角確定為36°。
6? 飛行試驗問題及解決辦法
(1)架次1:鎖止機構(gòu)開鎖后,桁桿系統(tǒng)未正常下放。
原因分析:桁桿系統(tǒng)在收起狀態(tài),小翼預(yù)設(shè)角度δw=0°(平行與桁桿系統(tǒng)),根據(jù)CFD計算分析,此時桁桿系統(tǒng)的氣動合力產(chǎn)生一個使其上收的力矩,在未操縱小翼的情況下,無法實現(xiàn)正常下放。
(2)架次2:桁桿系統(tǒng)正常收放,實現(xiàn)了噴水作業(yè)與最大下放角度驗證。
2015年12月28日,15:06:48秒,試驗機實現(xiàn)了持續(xù)約4min的噴水作業(yè),此時桁桿下放角度θ=23°,小翼偏角δw=-13°。
2015年12月28日,15:14:45秒,桁桿系統(tǒng)實現(xiàn)了持續(xù)大約20s的最大下沉角度驗證,此時桁桿下放角度穩(wěn)定在θ=32°,小翼偏角δw=-15°。
7? 結(jié)語
試驗機在氣動優(yōu)化設(shè)計過程中準確把握了桁桿系統(tǒng)特殊布局的技術(shù)特點,通過理論分析、CFD計算和風(fēng)洞試驗相結(jié)合的方式,解決了桁桿系統(tǒng)氣動優(yōu)化設(shè)計的主要參數(shù)選擇。主要結(jié)論如下。
(1)變參數(shù)橢圓剖面具有綜合較優(yōu)的氣動和結(jié)構(gòu)特性,選定為主桁桿的剖面形式。
(2)通過理論分析小翼舵效、結(jié)合CFD計算,確定了小翼的尺寸及位置。
(3)通過CFD計算和風(fēng)洞試驗,分析驗證了桁桿剖面的選型和桁桿系統(tǒng)的收放特性,為桁桿系統(tǒng)的飛行控制設(shè)計提供原始數(shù)據(jù)輸入。
(4)通過飛行試驗驗證了桁桿系統(tǒng)的設(shè)計,為進一步發(fā)展三自由度的噴水試驗機奠定了堅實的基礎(chǔ)。
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