陳 錢，白 鵬，李 鋒

（中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074）

0 引 言

現(xiàn)代可變形飛行器是近年來(lái)迅速興起的一類新飛行器［1］。隨著飛行環(huán)境與任務(wù)的變化，現(xiàn)代可變形飛行器能如鳥類等飛行生物一樣靈活改變自身形狀與尺寸，獲得實(shí)時(shí)最優(yōu)性能。

在飛行器發(fā)展過(guò)程中，外形可變的飛行器普遍存在，“外形可變”這一方法被越來(lái)越有效地應(yīng)用［2］。通過(guò)機(jī)翼扭轉(zhuǎn)來(lái)進(jìn)行操縱的飛機(jī)Wright Flyer、最早帶有副翼操縱面的飛機(jī)June Bug，最早帶有襟翼增升裝置的飛機(jī)S.E.－4、最早的可收放起落架的飛機(jī)Boeing Monomail、后掠角可變的飛機(jī)F－111和F－14、機(jī)身前端可彎折的飛機(jī)Concorde，都可視為具有代表性的傳統(tǒng)可變形飛行器。隨著仿生飛行與智能材料結(jié)構(gòu)研究的進(jìn)展，以及空天領(lǐng)域?qū)Χ喙δ芨咝茱w行器需求的增強(qiáng)，研究者開始以一種新思維來(lái)研究“外形變化”，研究中特別遵循“飛行器應(yīng)具有更多元的使命執(zhí)行力與更優(yōu)越的系統(tǒng)級(jí)綜合性能”這一準(zhǔn)則［3］，由此開始了現(xiàn)代可變形飛行器研究。經(jīng)過(guò)一系列大型項(xiàng)目［4－8］的推動(dòng)，以及大學(xué)學(xué)術(shù)小組、政府研究機(jī)構(gòu)、企業(yè)技術(shù)部門的大規(guī)模的獨(dú)立與合作研究（例如，“Morphing”項(xiàng)目中包括了20所以上的大學(xué)［9］），逐漸加深了對(duì)“變形”的認(rèn)識(shí)，使可變形飛行器研究進(jìn)入了快速發(fā)展階段。目前，小尺度局部變形、中尺度分布變形、大尺度全局變形均已成為研究熱點(diǎn)。小尺度局部變形是通過(guò)射流等方式實(shí)現(xiàn)“虛擬形狀變化”［10－11］，或通過(guò)柔性材料結(jié)構(gòu)與精密作動(dòng)裝置等方式實(shí)現(xiàn)“實(shí)際形狀變化”［12］，從而對(duì)飛行器局部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生有利影響，進(jìn)而提高飛行器性能。中尺度分布變形則通過(guò)改變翼型彎度、厚度、弦長(zhǎng)等方式，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)特性改進(jìn)［13－14］和控制效率提升［6－7］。大尺度全局變形研究中概念創(chuàng)新十分關(guān)鍵，如已有的折疊翼概念［8，15］、蝙蝠翼概念［2，16］、變后掠變展長(zhǎng)概念［17］，均致力于實(shí)現(xiàn)全飛行周期的綜合收益。

本文研究大尺度全局變形的具體實(shí)現(xiàn)方式對(duì)氣動(dòng)特性的影響。已有研究表明，變形的具體實(shí)現(xiàn)方式的不同將引起飛行器氣動(dòng)特性的顯著差異。細(xì)致研究此差異的表現(xiàn)形式和內(nèi)在機(jī)理，對(duì)于可變形飛行器的概念設(shè)計(jì)至關(guān)重要。因而，本文以變后掠翼身組合體為研究對(duì)象，通過(guò)數(shù)值模擬其在寬廣速域的繞流流場(chǎng)，分析其氣動(dòng)特性，探索飛行器在不同變后掠方式下的氣動(dòng)特性差異及其形成機(jī)理。

1 可變形飛行器機(jī)翼的變后掠方式

為了實(shí)現(xiàn)上述研究目的，設(shè)計(jì)了如圖1所示的變后掠翼身組合體氣動(dòng)布局。圖中可見，此翼身組合體的機(jī)翼能以兩種方式實(shí)現(xiàn)后掠角的變化。其中，圖1（a）與圖1（b）之間的變化稱為“旋轉(zhuǎn)變后掠”，因其通過(guò)機(jī)翼繞機(jī)身內(nèi)部轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)而實(shí)現(xiàn)后掠角變化；圖1（a）與1（c）之間的變化稱為“剪切變后掠”，因其通過(guò)將機(jī)翼各展向位置的翼型進(jìn)行不同程度的流向平移，越靠近翼尖平移量越大，“類似”材料力學(xué)中的剪切變形。

兩種變后掠方式使得各自的“有后掠”布局（即圖1所示布局二和布局三）具有不同特點(diǎn)。就圖1（b）和1（c）的兩種布局而言，主要不同點(diǎn)在于：（1）前者翼尖并非沿流向，后者翼尖沿流向；（2）在變后掠過(guò)程中，前者翼型變化，后者翼型不變；（3）前者比后者展弦比略??；（4）前者比后者翼面積略大；（5）前者的“翼身結(jié)合處”尺度大于后者的。這五個(gè)方面的不同點(diǎn)，形成了兩種變后掠方式氣動(dòng)特性差異的主要可能起因，其中，翼尖方向影響繞流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)（諸如流動(dòng)分離、翼尖渦等），翼型影響所有氣動(dòng)特性，展弦比在較大程度上影響誘導(dǎo)阻力進(jìn)而影響總阻力，翼面積影響所有氣動(dòng)力大小，“翼身結(jié)合處”尺度影響機(jī)翼與機(jī)身之間相互干擾的程度。

圖1 變后掠翼身組合體氣動(dòng)布局Fig.1 Aerodynamic configurations of variable－sweep wing－body

2 可變形飛行器機(jī)翼準(zhǔn)定常變后掠繞流數(shù)值模擬方法

本文計(jì)算中采用可壓縮流動(dòng)Reynolds平均Navier－Stokes方程［18］：

其中，帶上標(biāo)“－”的量為Reynolds平均量，帶上標(biāo)“～”的量為Favre平均量［18］，τij為雷諾應(yīng)力，μT為渦粘性系數(shù)，二者關(guān)系為［18］：

式中，k為湍流脈動(dòng)動(dòng)能（即湍動(dòng)能），其與湍流比耗散率ω及平均流密度ˉρ一起，可通過(guò)下式得到渦粘性系數(shù)［19］：

而k和ω則通過(guò)以下兩個(gè)輸運(yùn)方程與平均量關(guān)聯(lián)［19］：

式（6）和（7）（即SST模型輸運(yùn)方程）由原始的kω模型輸運(yùn)方程和標(biāo)準(zhǔn)的k－ε模型輸運(yùn)方程混合而成［19］，混合函數(shù)關(guān)系式為［19］：

式（5）中亦包含混合函數(shù)關(guān)系式［19］：

對(duì)于可變形飛行器機(jī)翼準(zhǔn)定常變后掠的情形，可以直接計(jì)算若干固定布局的氣動(dòng)特性。本文針對(duì)圖1所示的翼身組合體布局進(jìn)行計(jì)算。自由來(lái)流馬赫數(shù)范圍為0.3～0.95。外邊界采用自由流邊界條件，內(nèi)邊界采用無(wú)滑移固壁邊界條件。

計(jì)算網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)與非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，由近壁區(qū)域三棱柱網(wǎng)格與其余區(qū)域四面體網(wǎng)格組成，并對(duì)局部網(wǎng)格進(jìn)行了加密，網(wǎng)格單元數(shù)為80萬(wàn)左右。

當(dāng)?shù)交咀兞亢屯牧髯兞康臍埐畋茸畛醯鷷r(shí)的殘差小3個(gè)數(shù)量級(jí)，且升力系數(shù)和阻力系數(shù)等流場(chǎng)全局量的值與1000步前的值之間差別小于0.01%時(shí)，認(rèn)為收斂到定常狀態(tài)數(shù)值解。

3 兩種變后掠方式氣動(dòng)特性與機(jī)理

3.1 氣動(dòng)特性差異

考察圖1所示變后掠翼身組合體三種布局之間的氣動(dòng)特性差異，可通過(guò)在低速和亞聲速（跨聲速）速域內(nèi)選取典型自由來(lái)流速度，計(jì)算三種布局的升阻特性。

圖2 M∞為0.3時(shí)翼身組合體三種布局的氣動(dòng)特性Fig.2 Aerodynamic characteristics of three wingbody configurations in M∞＝0.3

圖2給出了M∞為0.3時(shí)三種布局的氣動(dòng)特性。對(duì)于兩種60°后掠角布局，“剪切變后掠”比“旋轉(zhuǎn)變后掠”的升阻比更優(yōu)，既體現(xiàn)在最大升阻比方面，也體現(xiàn)在大部分攻角所對(duì)應(yīng)的升阻比方面。觀察升力系數(shù)和阻力系數(shù)曲線，可見“剪切變后掠”比“旋轉(zhuǎn)變后掠”的這兩種系數(shù)值均低，特別是阻力系數(shù)的這種差異主導(dǎo)了升阻比的上述差異。當(dāng)然，更有意義的是比較兩種60°后掠角布局在較高速度飛行時(shí)的氣動(dòng)特性。圖3給出了M∞為0.8時(shí)兩種布局的升阻比。在較大的攻角范圍內(nèi)，“剪切變后掠”比“旋轉(zhuǎn)變后掠”的升阻比大，特別是最大升阻比。這對(duì)于在高速下巡航的飛行器而言，是一種優(yōu)勢(shì)。

圖3 M∞為0.8時(shí)翼身組合體兩種布局的升阻比Fig.3 Lift－to－drag ratio of two wing－body configurations at M∞＝0.8

再來(lái)分析兩種變后掠方式的翼身組合體跨速域飛行的情形。

圖4給出了4°攻角時(shí)三種布局在不同馬赫數(shù)下的氣動(dòng)特性。之所以選擇4°攻角進(jìn)行計(jì)算，是因?yàn)?°攻角是較典型的一種攻角，最大升阻比在其附近取得［20］。

圖4 翼身組合體三種布局4°攻角時(shí)的跨速域氣動(dòng)特性Fig.4 Aerodynamic characteristics under different speeds of three wing－body configurations at 4°angle of attack

由圖4可知，對(duì)于兩種60°后掠角布局，“剪切變后掠”在寬廣速域內(nèi)均優(yōu)于“旋轉(zhuǎn)變后掠”，既體現(xiàn)在升阻比，也體現(xiàn)在阻力系數(shù)。對(duì)于0°后掠角布局，在自由來(lái)流馬赫數(shù)小于0.7時(shí)具有比60°后掠角布局更優(yōu)的升阻比，對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)也更優(yōu)。這些特性對(duì)可變形飛行器變速度變后掠飛行具有一定的意義：低速起飛和著陸時(shí)，可變形飛行器采用0°后掠角布局，此時(shí)既具有高升力特性又具有高氣動(dòng)效率；低亞聲速加速飛行時(shí)，后掠角逐漸以準(zhǔn)定常方式增大；高亞聲速巡航時(shí)，可變形飛行器采用“剪切變后掠”60°后掠角布局，此時(shí)既具有高氣動(dòng)效率又具有低阻力特性。

3.2 氣動(dòng)特性差異形成機(jī)理

變后掠翼身組合體“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”的氣動(dòng)特性差異，可從兩方面分析其形成機(jī)理：一是機(jī)翼本身對(duì)氣動(dòng)特性差異的貢獻(xiàn)，二是機(jī)翼干擾機(jī)身從而對(duì)氣動(dòng)特性差異的貢獻(xiàn)。

圖5給出了變后掠翼身組合體兩種變后掠方式單獨(dú)機(jī)翼在自由來(lái)流馬赫數(shù)為0.8時(shí)的升阻比。可見，單獨(dú)機(jī)翼“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”之間的升阻比差異與圖3中翼身組合體機(jī)翼“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”之間的升阻比差異具有相同規(guī)律，且單獨(dú)機(jī)翼的此種規(guī)律更顯著。圖6給出了變后掠翼身組合體兩種變后掠方式單獨(dú)機(jī)翼在自由來(lái)流馬赫數(shù)為0.8時(shí)距離中截面0.5m處截面的流線與速度云圖，圖7為距離中截面0.8m的情形?？梢?，“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”導(dǎo)致的流場(chǎng)迥異?！靶D(zhuǎn)變后掠”導(dǎo)致翼尖并非沿流向，進(jìn)而使流向截面出現(xiàn)大規(guī)模分離流動(dòng)（見圖6a，圖7a）；“旋轉(zhuǎn)變后掠”導(dǎo)致翼型變化（圖6a，圖7a中翼型均已不是原始翼型，而變?yōu)闃O其特殊的翼型），變化后的特殊翼型優(yōu)于原始翼型的可能性甚微。

圖5 M∞為0.8時(shí)兩種變后掠方式單獨(dú)機(jī)翼的升阻比Fig.5 Lift－to－drag ratio of the single wing of two wing－body configurations at M∞ ＝0.8

圖7 機(jī)翼距中截面0.8m處截面的流線與速度云圖Fig.7 Streamline and velocity contour of a section of wing 0.8mfrom middle section

圖8給出了自由來(lái)流馬赫數(shù)為0.8時(shí)翼身組合體三種布局的機(jī)身截面的壓力系數(shù)分布。圖中所示的四個(gè)不同展向位置的機(jī)身截面，距對(duì)稱面0.26m的截面最靠近機(jī)翼，而距對(duì)稱面0.01m的截面最遠(yuǎn)離機(jī)翼。首先，圖中可見三種布局同一截面的壓力系數(shù)分布存在差異，由此表明機(jī)翼對(duì)機(jī)身存在干擾；其次，距離機(jī)翼越遠(yuǎn)的截面，這種差異越小，但直到十分接近對(duì)稱面的截面，這種差異仍然存在，由此表明機(jī)翼對(duì)機(jī)身的干擾不容忽視；再次，考察“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”兩種布局，在距對(duì)稱面0.26m的截面，二者的壓力系數(shù)分布呈現(xiàn)顯著差異，注意到此截面與“翼身結(jié)合處”十分接近，“旋轉(zhuǎn)變后掠”布局“翼身結(jié)合處”尺度較大，而“剪切變后掠”布局“翼身結(jié)合處”尺度較小，這種尺度差異影響機(jī)身外側(cè)流場(chǎng)，“剪切變后掠”布局機(jī)身外側(cè)可能存在諸如“翼尖渦”的“機(jī)身外側(cè)渦”，而“旋轉(zhuǎn)變后掠”布局因機(jī)身外側(cè)完全與機(jī)翼結(jié)合故不存在此流動(dòng)結(jié)構(gòu)，這種差異顯然體現(xiàn)在壓力系數(shù)上。

圖8 M∞為0.8時(shí)翼身組合體三種布局機(jī)身截面壓力系數(shù)Fig.8 Pressure coefficient of body section of three wing－body configurations at M∞ ＝0.8

4 結(jié) 論

總結(jié)本文對(duì)可變形飛行器機(jī)翼兩種變后掠方式及其氣動(dòng)特性機(jī)理的研究，得到以下結(jié)論：

（1）可變形飛行器機(jī)翼兩種典型變后掠方式（即“旋轉(zhuǎn)變后掠”與“剪切變后掠”）的幾何特征存在五個(gè)方面的差異，由此形成了二者氣動(dòng)特性差異的主要可能起因；

（2）翼身組合體“剪切變后掠”布局在寬速域內(nèi)均比“旋轉(zhuǎn)變后掠”布局具有更優(yōu)的升阻比和阻力，這對(duì)需要在高亞聲速巡航的飛行器而言，具有一定的工程實(shí)用意義；

（3）兩種變后掠方式所引起的氣動(dòng)特性差異，一是由于機(jī)翼本身對(duì)氣動(dòng)特性差異的貢獻(xiàn)，特別是翼尖附近流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響，二是由于機(jī)翼干擾機(jī)身從而對(duì)氣動(dòng)特性差異的貢獻(xiàn)，特別是機(jī)身外側(cè)附近的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的影響。

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