多控制面同向偏轉(zhuǎn)對前掠翼靜氣彈特性影響研究

趙?，|，蘇新兵，張鈞奕，王 振

(空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院， 西安 710038)

1 引言

現(xiàn)代軍用戰(zhàn)斗機(jī)對超音速機(jī)動性以及低速大迎角飛行性能的要求越來越高[1]，以超音速機(jī)動、超音速巡航以及過失速機(jī)動性為代表的性能指標(biāo)具有響應(yīng)快速，有效規(guī)避來襲導(dǎo)彈，占據(jù)有利格斗位置等重要的戰(zhàn)術(shù)價值[2-3]。鴨翼耦合前掠翼的氣動布局具有深遠(yuǎn)發(fā)展前景，非常適合翼身聯(lián)動結(jié)構(gòu)位于機(jī)體后部的變前掠翼飛行器[4]，同時前掠翼氣動布局大迎角過失速性能優(yōu)越，而鴨式氣動布局又非常適合超音速飛行器的設(shè)計(jì)，變前掠翼飛行器可以融合鴨翼和前掠翼布局的優(yōu)勢，同時兼顧超音速和亞音速的飛行性能，是未來無人戰(zhàn)斗機(jī)(UCAV)可以采用的優(yōu)秀氣動布局[5]。但由于前掠翼表面特殊的壓力分布使其具有氣動彈性發(fā)散的固有缺陷[6-7]，加之現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)復(fù)合材料的大量應(yīng)用而導(dǎo)致機(jī)翼結(jié)構(gòu)柔性不斷增大[8-9]，使變前掠翼無人機(jī)氣動布局投入實(shí)際工程應(yīng)用仍有困難。

目前，在滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度條件的要求下，對機(jī)翼進(jìn)行合理的設(shè)計(jì)和加裝控制面，通過多個前、后緣控制面協(xié)調(diào)偏轉(zhuǎn)使機(jī)翼獲得理想彈性形變的主動氣動彈性機(jī)翼技術(shù)是控制柔性機(jī)翼靜氣彈發(fā)散的一種有效方式[10-11]。國內(nèi)學(xué)者近年也開展了相應(yīng)研究，西北工業(yè)大學(xué)張偉偉，葉正寅等人采用CFD/CSD耦合計(jì)算方法針對多種布局飛行器的氣動彈性特性和非線性氣動彈性響應(yīng)展開計(jì)算并采用操縱面抑制彈性形變[12-13]。北京航空航天大學(xué)楊超，程磊，吳志剛等人針對大展弦比多控制面彈性機(jī)翼分別從頻域和時域進(jìn)行陣風(fēng)響應(yīng)分析，結(jié)果表明多控制面的陣風(fēng)減緩效果優(yōu)于單控制面且可以有效減小彈性機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力[14-15]。上述研究主要針對大展弦比后掠機(jī)翼的氣動彈性特性和抑制彈性變形進(jìn)行研究且收效明顯。但目前針對前掠機(jī)翼的靜氣彈主動抑制研究較少，空軍工程大學(xué)馬斌麟，王寧等人就單組控制面對前掠翼飛行器靜氣動彈性的影響進(jìn)行了相關(guān)研究，且表明機(jī)翼外側(cè)單組控制面同向偏轉(zhuǎn)(前緣和后緣均下偏)的氣動特性更好并可在中等迎角范圍內(nèi)有效降低扭轉(zhuǎn)變形，但對于彎扭變形抑制效果較差[16-17]。這是由于單組控制面的面積較小且位于靠近機(jī)翼外側(cè)的翼梢處，因而對靠近翼根處的流場控制能力較弱，而鴨翼耦合前掠翼氣動布局在靠近機(jī)翼根部的流場更為復(fù)雜重要[18-19]。

為進(jìn)一步提高前掠翼氣動性能并減小其彈性變形，本文考慮內(nèi)外側(cè)設(shè)計(jì)多組控制面進(jìn)行聯(lián)合偏轉(zhuǎn)，即在翼根前后緣也布置控制面，研究前掠機(jī)翼前后緣多組控制面同向組合偏轉(zhuǎn)對其靜氣彈特性的影響規(guī)律。

2 計(jì)算模型

圖1為本文所構(gòu)建的鴨翼耦合前掠機(jī)翼數(shù)字模型示意圖，主機(jī)翼為前掠翼(前緣掠角θWL為40°，后緣掠角θWT為52°)其半翼展lW為300 mm，翼根弦長CWR為225 mm，根梢比為2.5，平均空氣動力弦長為167 mm。鴨翼為梯形后掠翼構(gòu)型，在垂直距離上高出主機(jī)翼50 mm，其半翼展lCW為162 mm，翼根弦長CCWR為158 mm，根梢比為3.2。主機(jī)翼和鴨翼均采用NACA64A01翼型。

圖1 數(shù)字幾何模型示意圖Fig.1 Schematic diagram of digital geometric model

內(nèi)側(cè)控制面展向長度bIC為90 mm，距離主翼根部距離d1為110 mm，外側(cè)控制面展向長度bOC為60 mm，距離內(nèi)側(cè)控制面距離d2為30 mm。前緣控制面的弦向長度CLC為7 mm，后緣控制面弦向長度CTC為18 mm，其中間位置的截面如圖1所示。計(jì)算模型分別為只有外側(cè)控制面可偏轉(zhuǎn)的單組控制面模型SCS(single control surface)和內(nèi)外側(cè)控制面均可偏轉(zhuǎn)的多組控制面模型MCS(multiple control surface)。參考美國AFW工程的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[20]，本文計(jì)算分析時內(nèi)外側(cè)控制面均采用同向偏轉(zhuǎn)方式且偏轉(zhuǎn)角度均為10°(內(nèi)外側(cè)控制面反向偏轉(zhuǎn)問題另做分析)，其示意圖如圖1中的A-A截面和B-B截面。

采用多面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對幾何模型流場進(jìn)行剖分，對主機(jī)翼表面附近和內(nèi)外側(cè)控制面前后緣分別進(jìn)行不同程度的加密處理，近壁面設(shè)置總厚度為1.5 mm，共15層棱柱層網(wǎng)格，劃分后得到流場網(wǎng)格數(shù)量在320萬左右。主機(jī)翼結(jié)構(gòu)采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行劃分，網(wǎng)格數(shù)量級為30萬。圖2為流體計(jì)算域和結(jié)構(gòu)計(jì)算域網(wǎng)格示意圖。

圖2 流體計(jì)算域和結(jié)構(gòu)計(jì)算域網(wǎng)格示意圖Fig.2 Schematic diagram of fluid computational domain grid and structural computational domain grid

整體計(jì)算域入口的來流馬赫數(shù)為0.6，雷諾數(shù)為2.32×106。遠(yuǎn)場設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場，固體壁面無滑移，收斂條件為CFD計(jì)算殘差小于10-5、節(jié)點(diǎn)位移殘差小于10-3。為了簡化研究，將機(jī)體和鴨翼均設(shè)置為剛性，即不考慮其彈性變形，前掠機(jī)翼與機(jī)身主體完全固支。機(jī)翼主體結(jié)構(gòu)為各向異性復(fù)合材料，其材料屬性參數(shù)為E1=0.89 GPa，E2=1.54 GPa，ν=0.31，G=2.60 GPa，ρ1=381.98 kg/m3，機(jī)翼前后緣控制面均采用各向同性鋁合金材料，其材料屬性參數(shù)為E=72 GPa，ν=0.34，ρ2=2 700 kg/m3。E1表示機(jī)體坐標(biāo)系中沿X和Z方向上的彈性模量，E2表示機(jī)體坐標(biāo)系中沿Y方向上的彈性模量，ν為泊松比，G為剪切彈性模量。

3 計(jì)算方法及驗(yàn)證

關(guān)于柔性機(jī)翼幾何非線性氣動彈性的研究方法已近較為成熟，相較于片條理論或面元法，采用CFD/CSD耦合算法分析彈性機(jī)翼靜氣彈性特的計(jì)算規(guī)模較大，但能夠保證更高的精度[21-22]。本文采用CFD/CSD松耦合算法，在每個時間步的末尾進(jìn)行數(shù)據(jù)交換。采用CFD方法計(jì)算機(jī)翼的氣動特性，湍流模型選用標(biāo)準(zhǔn)k-ωSST模型，在笛卡爾坐標(biāo)系中，守恒型積分形式的N-S方程為

(1)

式中:Q為解向量；FΙ為無粘矢通量項(xiàng)；FV為粘性矢通量項(xiàng)；Ω為控制體；S為控制體表面；n為邊界的外法向量。結(jié)構(gòu)計(jì)算采用氣動力線性理論[23]：

消落帶的環(huán)境治理和生態(tài)修復(fù)是一項(xiàng)系統(tǒng)而又復(fù)雜的工作，如何在保障河岸安全性與泄洪需求的前提下，盡可能增強(qiáng)河岸的滲透性，構(gòu)建穩(wěn)定的生態(tài)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)消落帶的自我調(diào)節(jié)和修復(fù)，還需要研究者們長期的探索和實(shí)踐。

(2)

通過HIRENASD翼身組合體模型對本文所采用的靜氣彈計(jì)算方法的合理性進(jìn)行驗(yàn)證[24]，該模型為大展弦比后掠機(jī)翼，采用了超臨界翼型，其半翼展長b為1 225.71 mm。同樣采用多面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對幾何模型流場進(jìn)行剖分，近壁面設(shè)置總厚度為1.5 mm，共有15層棱柱層網(wǎng)格，劃分后流體域的網(wǎng)格總數(shù)量在490萬。對主機(jī)翼結(jié)構(gòu)采用四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行劃分，網(wǎng)格總數(shù)為165萬。圖3為HIRENASD驗(yàn)證模型的流體計(jì)算域和結(jié)構(gòu)計(jì)算域網(wǎng)格示意圖。

圖3 HIRENASD模型網(wǎng)格示意圖Fig.3 Grid diagram of HIRENASD model

驗(yàn)證算例入口處的來流馬赫數(shù)為0.8，雷諾數(shù)為2.35×106，迎角為α=2°，q/E=4.8×10-7，其中q為動壓，E為機(jī)翼結(jié)構(gòu)的楊氏彈性模量。圖4給出了耦合計(jì)算后驗(yàn)證模型上下表面壓力系數(shù)分布云圖以及沿機(jī)翼展向位置186.32 mm，η=y/b=0.14和757.5 mm，η=y/b=0.59處數(shù)值仿真計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值。

圖4 HIRENASD模型驗(yàn)證結(jié)果Fig.4 Validation results of HIRENASD model

由圖4中可知壓力系數(shù)的數(shù)值計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測量值吻合度良好，超臨界機(jī)翼上下表面的激波位置正確。因此本文所采用的計(jì)算方法精度可以滿足要求。

4 結(jié)果與分析

4.1 氣動特性

基于CFD/CSD松耦合算法計(jì)算得到MCS模型和SCS模型的氣動特性如圖5所示。

由圖5(a)中可知，對于剛性機(jī)翼，MCS模型的升力系數(shù)相較于SCS模型始終增大，在整個迎角范圍內(nèi)升力系數(shù)平均增大2.81%，SCS模型和MCS模型的失速迎角均在36°左右。對于彈性機(jī)翼，MCS模型的升力系數(shù)比SCS模型有明顯提高，在α=12°時，達(dá)到最大增幅為9.26%，在整個迎角范圍平均增大3.41%，這是多組控制面同向偏轉(zhuǎn)后增大了翼型的彎度以及流場疊加的效果。且彈性機(jī)翼的失速迎角增大至45°左右，增大了前掠翼大迎角過失速性能，在中、小迎角范圍內(nèi)彈性機(jī)翼的升力系數(shù)同樣大于剛性機(jī)翼。

由圖5(b)可知，不論是剛性機(jī)翼還是彈性機(jī)翼，MCS模型和SCS模型阻力系數(shù)均在失速迎角附近發(fā)生變化，但其數(shù)值變化均很小。對于剛性模型，即在α<36°時，MCS模型的阻力系數(shù)相較于SCS模型較小，在α>36°時，MCS模型阻力系數(shù)相較于SCS模型增大；而對于彈性模型，在α<45°時，MCS模型的阻力系數(shù)相較于SCS模型減小，在α>45°時，MCS模型的阻力系數(shù)相較于SCS模型增大。

由圖5(d)中可知，MCS模型相較于SCS模型的俯仰力矩系數(shù)減小，即MCS模型的低頭力矩增大。而對于剛性機(jī)翼，在整個迎角范圍內(nèi)MCS模型的俯仰力矩系數(shù)相較于SCS模型平均減小3.30%。對于彈性機(jī)翼，MCS模型的俯仰力矩系數(shù)變化量更大，其整體的俯仰力矩系數(shù)平均減小4.74%，低頭力矩增大有利于飛行器縱向靜穩(wěn)定性。

圖5 計(jì)算模型的氣動特性曲線Fig.5 Aerodynamic parameters of calculation model

4.2 彈性變形特性

圖6給出了SCS和MCS模型翼梢處前緣點(diǎn)和后緣點(diǎn)的縱向變形及其扭轉(zhuǎn)角(翼型弦線與水平線的夾角)隨迎角的變化曲線。

由圖6(a)可知，在整個迎角范圍內(nèi)翼梢位移變化趨勢與升力系數(shù)變化趨勢基本一致，在α<8°時急劇增大，到達(dá)失速迎角后略有減小。MCS模型相對于SCS模型的翼梢前后緣變形位移均減小，其平均變化幅度分別為4.13%和2.25%。前掠翼的彎曲變形與氣動載荷有關(guān)，相比之下MCS模型的翼尖部位氣動載荷更小，因此多組控制面聯(lián)合偏轉(zhuǎn)時對于抑制機(jī)翼彎曲變形的效果較好。

圖6 計(jì)算模型的彈性變形Fig.6 Elastic deformation of calculation model

由圖6(b)可知，MCS模型相較于SCS模型的翼梢扭轉(zhuǎn)角減小，其抑制扭轉(zhuǎn)變形的效果較好，且變化的幅度較為均勻。在整個迎角范圍內(nèi)，其扭轉(zhuǎn)角度平均減小6.35%。同時由于前掠翼自身的負(fù)扭轉(zhuǎn)效應(yīng)，MCS模型相較于SCS模型翼梢扭轉(zhuǎn)角的減小可等效為其零升迎角的減小幅度變小，因此其升力系數(shù)也更大，同時阻力系數(shù)增大的幅度變小從而獲得了較高的升阻比。

圖7給出了迎角α=20°時，SCS和MCS模型的耦合彈性變形云圖。

圖7 彈性計(jì)算模型的耦合彈性變形云圖Fig.7 Coupled elastic deformation nephogram of elastic computing model

從圖7中可以看出2種模型均有不同程度的彎扭耦合變形。MCS模型的彈性變形量較小，其前緣點(diǎn)的位移為 76.5 mm，后緣點(diǎn)位移為51.4 mm；翼梢扭轉(zhuǎn)角為14°；SCS模型的彈性變形量較大，其前緣點(diǎn)位移為79.2 mm，后緣點(diǎn)位移為53.2 mm，翼梢扭轉(zhuǎn)角為16°；可見MCS模型相較于SCS模型的扭轉(zhuǎn)變形和彎曲變形程度均明顯減小。

4.3 流動機(jī)理分析

圖8給出了MCS和SCS彈性機(jī)翼模型沿展向位置位于B-B和A-A截面處不同迎角時機(jī)翼表面的壓力系數(shù)曲線。

圖8 機(jī)翼沿展向剖面壓力系數(shù)曲線Fig.8 Pressure coefficient distribution in spanwise section

由圖8中B-B截面的壓力系數(shù)曲線可以看出，由于內(nèi)側(cè)控制面的面積比較大，同向偏轉(zhuǎn)后增加了前掠機(jī)翼翼型的彎度，從而改善了翼根處的流場，因此前掠機(jī)翼內(nèi)側(cè)的升力明顯增加。在α=8°時MCS模型機(jī)翼內(nèi)側(cè)的上表面壓力系數(shù)減小，即吸力增大；在α=20°時MCS模型機(jī)翼內(nèi)側(cè)上表面壓力系數(shù)的減小程度變小，但與SCS模型機(jī)翼內(nèi)側(cè)的上表面壓力系數(shù)幾乎一致。同時由于MCS模型機(jī)翼內(nèi)側(cè)后緣的控制面下偏使翼根處下表面的壓力系數(shù)增大，因此MCS模型相比于SCS模型機(jī)翼內(nèi)側(cè)的整體升力增大。在前掠機(jī)翼外側(cè)的A-A截面上，MCS模型相較于SCS模型其機(jī)翼下表面的壓力系數(shù)分布幾乎保持一致，而機(jī)翼上表面的壓力系數(shù)增大即吸力減小，機(jī)翼外側(cè)的整體升力減小，從而有效降低了翼尖部位的氣動載荷，因此可在一定程度上有效抑制前掠翼的彎扭變形。

圖9分別給出了迎角α=8°時，MCS和SCS模型在彈性機(jī)翼狀態(tài)下位于C-C截面處渦量云圖和流線分布圖。

圖9 彈性模型渦量圖和流線圖Fig.9 Vorticity and streamline diagram of elastic model

由圖9可以看出，機(jī)翼表面旋渦主要由鴨翼引起的脫體渦和前掠翼的翼尖自由渦、附著渦耦合疊加而構(gòu)成[25]。從圖中看出相較于SCS模型，MCS模型因前后控制面同向偏轉(zhuǎn)后增大了翼根附近翼型的彎度改善了翼根流場，附著渦在鴨翼脫體渦的切洗誘導(dǎo)下向翼尖位置偏離使渦流對機(jī)翼根部的影響范圍減小、強(qiáng)度減弱。由于附著渦與翼尖渦屬于同一渦管，因此MCS模型機(jī)翼外側(cè)翼尖渦強(qiáng)度同樣減弱，誘導(dǎo)阻力減小，在小于失速迎角時MCS模型具有更小的阻力系數(shù)，而大于失速迎角后由于MCS模型內(nèi)側(cè)控制面偏轉(zhuǎn)后增加翼型的彎曲度略早出現(xiàn)氣流分離而導(dǎo)致壓差阻力增加開始占據(jù)主導(dǎo)地位，此時阻力系數(shù)略大。旋渦的耦合使翼尖處旋渦強(qiáng)度減小，致使機(jī)翼翼尖處上表面流速變小，壓力增大，翼尖處升力減小，可減小翼尖的彎曲變形和扭轉(zhuǎn)變形。

5 結(jié)論

1)相比于剛性機(jī)翼，在同一迎角下彈性機(jī)翼的2種模型狀態(tài)由于發(fā)生彈性變形，具有更大的升力系數(shù)，更大的失速迎角且在中小迎角范圍出現(xiàn)明顯的升力系數(shù)的提升，阻力系數(shù)也明顯增加。

2)對于鴨翼耦合前掠翼氣動布局，多組控制面同向偏轉(zhuǎn)后比機(jī)翼外側(cè)單組控制面同向偏轉(zhuǎn)后的升阻特性、俯仰特性都有一定提升，機(jī)翼彎曲變形也有較大程度的改善。

3)鴨翼耦合前掠翼氣動布局的機(jī)翼彎扭變形與其氣動載荷有關(guān)，相較于翼根部位，翼尖更容易發(fā)生變形，通過加裝內(nèi)側(cè)控制面并使其同向偏轉(zhuǎn)后改善了機(jī)翼根部流場的流場分布，減小了翼尖部位的氣動載荷，從而對抑制前掠翼的彎扭變形起到積極的作用。