剪切式變后掠翼氣動特性分析

彭金京，董彥非，2，陳元愷

(1.南昌航空大學 飛行器工程學院，江西 南昌330063;2.西安航空學院 飛行器學院，陜西 西安710077)

0 引言

現(xiàn)代飛機的發(fā)明源于人類對鳥類飛行的認識，然而用于產(chǎn)生升力的飛機機翼卻無法像鳥類的翅膀那樣自由地伸展和舞動，所以也不能像鳥一樣適應(yīng)各種飛行狀態(tài)。早在1901年，德國的航空先驅(qū)古斯塔夫˙韋斯科普夫設(shè)計的“禿鷹21”采用單翼面布局，翼面結(jié)構(gòu)設(shè)計源于蝙蝠，設(shè)計出了可折疊仿生翼型［1］。若干年來，人類從仿生學出發(fā)，在智能可變形飛行器領(lǐng)域進行了不懈的探索［2-3］。然而由于受到多學科的技術(shù)限制，可變形飛行器的研究一度陷入低潮。近些年來，隨著空天領(lǐng)域?qū)Χ喙δ堋⒏咝茱w行器需求的增強［4］和仿生飛行與智能材料結(jié)構(gòu)研究的發(fā)展［5-6］，以及材料、傳感、計算機、氣動、控制等科學技術(shù)的高速發(fā)展，現(xiàn)代變形飛機的研究又迅速成為空天技術(shù)創(chuàng)新領(lǐng)域的熱點。現(xiàn)代變形飛機采用智能變形技術(shù)，可以解決不同設(shè)計點氣動布局的矛盾，改善多功能性，針對飛行各階段的不同要求改變機翼的形狀，隨馬赫數(shù)、迎角、大氣擾動和機動飛行等飛行條件的改變而自動通過機翼內(nèi)部的聯(lián)動機構(gòu)改變機翼后掠角、翼展和機翼翼型，并采用智能蒙皮組件以保持翼面變化的光滑連續(xù)性，使之適應(yīng)不同的飛行狀態(tài)，達到實時最優(yōu)性能。

研究“變后掠”的具體變形方式對氣動特性的影響，有利于現(xiàn)代變形飛機的概念設(shè)計。傳統(tǒng)變后掠翼飛機的變后掠技術(shù)采用“旋轉(zhuǎn)變后掠”方式，機翼通過翼根處轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)而改變后掠角。然而這種方式在變后掠過程中機翼的翼型發(fā)生變化，且翼尖并非沿流向。一般而言，機翼設(shè)計方法是在某一特定飛行狀態(tài)下優(yōu)化出的機翼形狀，因此翼型的改變對飛機飛行氣動特性的改善不利，并且為了其氣動特性，甚至須使用類似氣囊的部件來補充機翼小后掠角時后緣缺失的部分。因此，本文采用一種新的變后掠方式——“剪切式變后掠”［7］為研究對象，通過數(shù)值模擬其在飛行包線內(nèi)的流場，計算出氣動數(shù)據(jù)，從而分析其在寬廣速域內(nèi)的氣動特性，為實現(xiàn)飛機在不同飛行狀態(tài)下保持最優(yōu)性能奠定基礎(chǔ)［8-9］。

1 飛機外翼段剪切式變后掠設(shè)計

“剪切式變后掠”的方式與傳統(tǒng)的“旋轉(zhuǎn)變后掠”方式不同，飛機在飛行過程中，若改變飛行任務(wù)狀態(tài)，機翼則自適應(yīng)改變機翼后掠角，將機翼各展向位置的翼剖面進行線性規(guī)律的流向平移，越靠近翼尖平移量越大，類似于材料力學中的“剪切變形”，可實現(xiàn)后掠角的變化，并且翼尖沿流向，擾流場結(jié)構(gòu)影響小;機翼內(nèi)部的智能材料驅(qū)動肋板中植入智能驅(qū)動元件來改變機翼剖面，從而適應(yīng)不同飛行任務(wù)狀態(tài)下的氣動特性。圖1給出了“剪切式變后掠”方式示意圖。

圖1 剪切式變后掠方式示意圖Fig.1 Schematic diagram of shearing variable-sweep airfoil mode

為了減少因機翼后掠帶來的氣動中心改變而產(chǎn)生的氣動中心移動導致的負面作用，試驗?zāi)Ｐ蜋C翼采用內(nèi)外翼兩段式結(jié)構(gòu)，內(nèi)翼約為機翼半展長的30%，與機身固定，外翼繞內(nèi)翼剪切變后掠，從而獲得較好的性能［8-9］。

根據(jù)總體需求分析可知，地面最大后掠角為60°，飛行過程中外翼段后掠角從0°改變?yōu)?5°;內(nèi)翼段翼型采用NACA64-215，外翼段翼型采用NACA64-110，內(nèi)翼段前緣后掠角固定為 12°［10］。

2 飛機變后掠機翼準定常擾流數(shù)值模擬方法

本文采用三角函數(shù)規(guī)律的變后掠方式:

式中:λ為t時刻的后掠角;λ1為最小后掠角;λ2為最大后掠角;T為運動周期。

模擬計算中采用可壓縮流動 Reynolds平均Navier-Stokes方程［10-11］:

式中:τtij為雷諾應(yīng)力;μt為渦粘性系數(shù)。

本文模型在近壁處采用Wilcox k-ω模型，邊界層邊緣和自由剪切層采用k-ε模型(k-ω形式)，其間通過一個混合函數(shù)來過渡。k-ω湍流模型主要求解湍動能k及其比耗散率ω的對流輸運方程，對于SST k-ω雙方程模型，其湍動能輸運方程為［12］:

式中:ρ為平均流密度;k為湍動能;β*為模型常數(shù)，取0.09;ω為湍流比耗散率。

湍流比耗散率方程為:

式中:Pω為生成項。

雷諾應(yīng)力的渦粘性τtij模型為:

式中:Sij為平均速度應(yīng)變率張量;δij為克羅內(nèi)爾算子。

湍流比耗散率ω與湍動能k及平均流密度ρ一起，可通過下式得到渦粘性系數(shù):

式(5)和式(6)由近壁處的Wilcox k-ω模型輸運方程及邊界層邊緣和自由剪切層的k-ε模型輸運方程混合而成，這個混合函數(shù)關(guān)系式為:

式(9)中還包含以下混合函數(shù)關(guān)系:

3 ANSYS數(shù)值仿真氣動特性分析

本文針對圖1所示的“剪切式變后掠”方式進行計算，對于機翼準定常變后掠的情形，可以直接計算若干固定后掠角布局的氣動特性。4種后掠角布局如圖2所示。

圖2 后掠角布局Fig.2 Sweepback layout

在ANSYS數(shù)值仿真分析時，自由來流馬赫數(shù)范圍設(shè)定為0.4～1.2;內(nèi)邊界采用無滑移壁面條件，外邊界采用自由流邊界條件;計算網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)與非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，近壁區(qū)域采用三棱柱網(wǎng)格，其余區(qū)域為四面體網(wǎng)格，并且對局部網(wǎng)格進行了加密處理，網(wǎng)格單元數(shù)為70萬左右。圖3給出了Ma分別為0.4，0.8和1.2時，4種布局方式下迎角對升阻比的影響。

圖3 迎角對升阻比的影響Fig.3 Influence of angle of attack on lift-to-drag ratio

從圖3中可以看出，對于4種不同后掠角布局，在低馬赫數(shù)時后掠角為0°和15°的升阻比較大，氣動特性更好;而在跨聲速和超聲速時，后掠角較大的30°和45°升阻比在多數(shù)迎角范圍內(nèi)較大，氣動特性更好。可見在跨聲速和超聲速時大后掠角有益于飛機的氣動特性，這對于高速巡航的飛行器而言，是一種優(yōu)勢。

分析飛行器不同后掠角布局的氣動特性還需要分析其跨聲速域飛行的情形。圖4給出了4°迎角時4種不同后掠角布局在不同馬赫數(shù)下的氣動特性。由圖4可知，大后掠角的翼身組合體在寬廣速域內(nèi)優(yōu)于小后掠角的翼身組合體，既體現(xiàn)在升阻比，也體現(xiàn)在阻力系數(shù)。對于小后掠角(λ≤30°)布局，在亞聲速(Ma≤0.7)時，有著比大后掠角(λ=45°)更優(yōu)的升阻比，對應(yīng)的升力系數(shù)也更優(yōu)。這種氣動特性對可變后掠飛行器具有一定意義:低速起飛和著陸時，飛行器采用0°后掠角布局，此時有著較大的升力特性和較大的升阻比;而在低亞聲速時，后掠角以準定常方式增大;在跨聲速和超聲速機動飛行時，飛行器采用“剪切變后掠”45°后掠角布局，此時不但有著高的氣動效率，而且還有低阻力特性。這種現(xiàn)象產(chǎn)生的原因主要是飛機在跨聲速和超聲速階段飛行時產(chǎn)生的激波阻力急劇上升，而大后掠角有效地延遲了激波的生成，并且“剪切變后掠”方式的翼尖沿流向，相對于“旋轉(zhuǎn)變后掠”有效地減少了翼尖渦和擾流，對于提高升力和減少阻力是極為有利的。因此，根據(jù)本文分析計算，并考慮實際機翼設(shè)計中的工程問題，得出機翼最優(yōu)后掠角變化規(guī)律如圖5所示。

圖4 不同馬赫數(shù)下的氣動特性(α=4°)Fig.4 Aerodynamic characteristics at different Mach numbers(α =4°)

圖5 機翼后掠角變化規(guī)律Fig.5 Changing rules of wing sweepback

4 結(jié)論

總結(jié)本文對“剪切式變后掠”方式的氣動特性的研究分析，得到以下結(jié)論:

(1)“剪切式變后掠”方式可以有效地兼顧飛行器不同飛行狀態(tài)下較優(yōu)的氣動特性，而采用分段式機翼可以有效地減小變后掠帶來的氣動中心后移的負面影響。

(2)在亞聲速階段，4種不同布局的阻力系數(shù)增加緩慢;而在跨聲速階段，由于產(chǎn)生了局部激波，阻力系數(shù)劇增，此時大后掠角有效地延緩激波的產(chǎn)生。相對于小后掠角布局的翼身組合體，大后掠角布局翼身組合體的阻力系數(shù)增加較為緩慢，從而使得升阻比更優(yōu)，這對需要高亞聲速和超聲速飛行的飛行器而言，有一定的工程應(yīng)用價值。

(3)與傳統(tǒng)的“旋轉(zhuǎn)變后掠”方式相比，“剪切變后掠”方式翼尖方向沿流向，對流動分離和翼尖渦的產(chǎn)生有著積極的影響。

(4)“剪切變后掠”方式對飛機變后掠部件的結(jié)構(gòu)、蒙皮、驅(qū)動、控制方面提出了較高的要求和較大挑戰(zhàn)，因此，在后續(xù)的研究中需要對飛機變后掠機構(gòu)的應(yīng)力進行詳細的分析，使得“剪切變后掠”方式更具有研究和實踐意義。

本文研究結(jié)論是基于指定高度下的數(shù)值仿真結(jié)果得到的，未來有待通過風洞試驗和飛行實踐驗證;同時，需要進一步研究飛行高度的影響，以得到更全面的結(jié)論。

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