張笑民,王福新,孫衛(wèi)平,祁 洋
(1.上海交通大學(xué) 船舶海洋與建筑工程學(xué)院,上海 200240;2.上海交通大學(xué) 航空航天學(xué)院,上海 200240;3.中航工業(yè)第六零五研究所,湖北 荊州 417000)
隨著航空技術(shù)的發(fā)展和環(huán)保壓力的增大,對飛行器經(jīng)濟(jì)性的要求越來越高,在歐盟2020航空技術(shù)前瞻報(bào)告中提出了各種經(jīng)濟(jì)環(huán)保指標(biāo)要求,發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率,CO2和NOx排放等等[1]。減阻正是達(dá)到這一目標(biāo)的重要手段,且氣動(dòng)設(shè)計(jì)減阻是當(dāng)前飛行器實(shí)現(xiàn)減阻的主要措施[2-3]。因此,本文針對上單翼飛機(jī)起落架整流罩,從氣動(dòng)修形設(shè)計(jì)的角度提出一些減阻設(shè)計(jì)的思路。
像傳統(tǒng)的大型客機(jī)翼身整流罩不但用于封裝起落架,而且可以調(diào)節(jié)翼身結(jié)合處的氣流,減小機(jī)翼和機(jī)身的相互干擾,從而減小阻力[4-5]。而上單翼飛機(jī)特別是水陸兩棲飛機(jī),其起落架整流罩一般體積較大,且是為了將無法完全收入機(jī)身的起落架包裹住,它自身不但有型阻,而且還對機(jī)翼下表面產(chǎn)生了巨大干擾,降低了機(jī)翼的氣動(dòng)效率,因此,上單翼飛機(jī)起落架整流罩對整機(jī)的氣動(dòng)性能產(chǎn)生的是不利影響,特別是當(dāng)起落架鼓包形狀的設(shè)計(jì)并不是很好時(shí),效果更明顯。
本文針對某型上單翼飛機(jī)起落架整流罩,首先對比了有無整流罩構(gòu)型的氣動(dòng)特性,揭示了起落架整流罩對翼身組合體氣動(dòng)性能影響的原因,并在此基礎(chǔ)上確定原始整流罩的減阻空間。然后采用了一種適用于復(fù)雜三維曲面的成形方法——NURBS[6]參數(shù)化方法,用于整流罩的修形設(shè)計(jì),該方法可以保證成形曲面的光順性,且可以盡可能采用較少的變量表達(dá)復(fù)雜的外形。目前NURBS方法在翼型、機(jī)翼的參數(shù)化中有所應(yīng)用,且有一定的有效性和精確度[7-11],但鮮用于像起落架整流罩這種外形十分不規(guī)則的復(fù)雜曲面[12-16]。
為驗(yàn)證本文數(shù)值求解方法的可靠性,對DLR-F6翼身組合體標(biāo)準(zhǔn)模型,采用兩套不同粗細(xì)的多塊對接結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格(1010萬和580萬),應(yīng)用SST湍流模型進(jìn)行粘性繞流數(shù)值模擬的驗(yàn)證,計(jì)算條件為Ma=0.75,Re=3.0×106。
計(jì)算結(jié)果及風(fēng)洞試驗(yàn)值如圖1所示??梢钥闯觯?xì)網(wǎng)格極曲線計(jì)算和實(shí)驗(yàn)結(jié)果基本吻合。因此本文所采用的數(shù)值求解技術(shù),包括控制方程、網(wǎng)格生成技術(shù)、湍流模型及求解器的設(shè)置等對三維復(fù)雜流場的計(jì)算有很好的精度,能夠準(zhǔn)確的預(yù)測飛機(jī)的氣動(dòng)特性。
如圖2所示,起落架整流罩位于機(jī)翼下方,“懸掛”于機(jī)身側(cè)面,體積較大。為了了解起落架整流罩對翼身組合體氣動(dòng)特性的影響及明確整流罩修形方向,有必要首先對原始有無整流罩構(gòu)型進(jìn)行氣動(dòng)特性對比分析,計(jì)算條件見表1。
圖1 極曲線Fig.1 Polar curve
圖2 起落架整流罩Fig.2 Landing gear fairing
表1 計(jì)算條件Table 1 Design conditions
采用ICEM劃分全六面體多塊對接網(wǎng)格,為了減小有無整流罩構(gòu)型對比時(shí)網(wǎng)格差異帶來的影響,采用類似拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)和網(wǎng)格分布,網(wǎng)格數(shù)目均為1100萬。有整流罩網(wǎng)格如圖3所示。
圖3 有整流罩網(wǎng)格Fig.3 Mesh of configuration with fairing
從表2可以看出,有整流罩的阻力僅比無整流罩的阻力大了約7個(gè)Counts,表明在原始整流罩基礎(chǔ)上進(jìn)行修形減阻空間并不是很大。另外,起落架整流罩對機(jī)翼造成了巨大干擾,使得機(jī)翼阻力增大了約11個(gè)Counts,這是有整流罩構(gòu)型阻力大的主要原因。
從圖4可以看出,整流罩對于機(jī)翼下表面壓力分布影響很大,主要表現(xiàn)為:機(jī)翼翼根區(qū)剖面的壓力分布形態(tài)發(fā)生巨大的變化,基本影響了整個(gè)內(nèi)段翼下表面,機(jī)翼表面的等壓線在翼根區(qū)出現(xiàn)彎曲,降低了機(jī)翼的氣動(dòng)效率。另外,整流罩后段壓力等值線混亂,壓力梯度較大,表明該區(qū)域可能有潛在的修形效果。
表2 有無整流罩氣動(dòng)特性對比Table 2 Aerodynamic characteristics comparison of configuration with fairing and without fairing
從圖5可以看出,無整流罩機(jī)身附近流線有向機(jī)身后下方匯合的趨勢,而整流罩將該流線分割為兩股,上方的一股以渦的形態(tài)從整流罩后方拖出,使得原先無整流罩時(shí)該處流線應(yīng)往機(jī)身后下方流去,而此時(shí)卻有可能與機(jī)翼后方的渦攪動(dòng)在一起。
2.2.1 整流罩修形
要對原始整流罩進(jìn)行多種自由、靈活、光滑的修形,需要一種良好的參數(shù)化建模方法,不但可以精確表達(dá)出想要的外形,而且使得建模簡便而快速?;贑ATIA的NURBS方法通過調(diào)節(jié)控制點(diǎn)位置的方法,改變截面線和引導(dǎo)線的形狀,從而實(shí)現(xiàn)多截面成形曲面的外形變化。
圖5 有無整流罩總壓流線圖Fig.5 Total pressure and streamlines comparison of configuration with faring and without fairing
該方法簡單直觀,控制點(diǎn)位置之間可實(shí)現(xiàn)無耦合關(guān)系,容易得到各種幅度的變形。
本文采用沿機(jī)身方向的五個(gè)控制截面,兩根引導(dǎo)線多截面成型,如圖6所示。
圖6 控制截面與引導(dǎo)線Fig.6 Control sections and guide curves
整流罩的修形要考慮起落架的約束,本文綜合考察多種整流罩變形帶來的影響,大部分變形對整機(jī)的氣動(dòng)特性并不敏感,效果不大。而主要對整流罩后段修形有一定的效果。具體表現(xiàn)在延伸整流罩后段,使得整流罩與機(jī)身的過渡坡度更加平緩。
修形得到的最好的延伸變形,其各組分阻力變化如表4所示。從表4中可以看到修形后起落架整流罩本身的“負(fù)阻”效應(yīng)減小了,但機(jī)翼和機(jī)身的阻力都有所減小,最終總阻力減小了約1.9個(gè)Counts。其中機(jī)翼和機(jī)身阻力減小的原因是修形后整流罩改善了原來的整流罩后方的氣流,使得升力提高,固定升力系數(shù)后總阻力減小。表5是修形前后摩阻、壓阻變化??梢钥吹奖M管延長整流罩后摩阻略微增加,但有效的降低了壓阻,最終導(dǎo)致總阻力減小,實(shí)現(xiàn)減阻目標(biāo)。
表4 修形前后各部件阻力(單位:Count=0.0001)Table 4 Drag of each component before and after shape modification
表5 修形前后摩阻、壓阻Table 5 Friction and pressure drag of each component before and after shape modification
圖7的壓力等值線顯示,修形后的整流罩后段的壓力梯度大大減小,減小了氣流分離。
圖7 修形前后壓力分布對比Fig.7 Comparison of pressure distribution around thefairing before and after shape modification
從圖8中可以看到,修形后的整流罩后方氣流更加整齊均勻,且后方的渦整體下移,有與機(jī)身下方的渦混合的趨勢,這與無整流罩的流場特征更為接近。
2.2.2 釋放起落架約束的整流罩修形
考慮起落架約束的修形對氣動(dòng)特性的影響較小,對此釋放起落架空間約束,往機(jī)身軸線方向“壓縮”整流罩約一半幅度,如圖9所示,來進(jìn)一步確定整流罩對整機(jī)氣動(dòng)特性的影響。
圖8 修形前后總壓流線對比Fig.8 Total pressure and streamlines comparison before and after shape modification
圖9 壓縮后的整流罩Fig.9 Compressed fairing
計(jì)算結(jié)果表明,固定升力系數(shù)后,構(gòu)型總阻力290.67個(gè)Counts,相比原始構(gòu)型阻力減小約3.4個(gè)Counts,其中機(jī)翼阻力減小為190.2個(gè)Counts,比原始構(gòu)型機(jī)翼阻力減小了約4個(gè)Counts。因此主要減阻貢獻(xiàn)是整流罩的壓縮導(dǎo)致對機(jī)翼的干擾減小,如圖10所示,并對比圖4可以看到整流罩壓縮后機(jī)翼下表面的壓力分布扭曲范圍和程度降低。
圖10 壓縮整流罩壓力分布Fig.10 Wing pressure distribution based on compressed fairing
因此,在整流罩本身氣動(dòng)外形較良好的情況下,整流罩對整個(gè)構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響主要反映在對機(jī)翼的干擾上。
本文針對某型上單翼飛機(jī)的起落架整流罩進(jìn)行了減阻研究。通過有無整流罩氣動(dòng)特性對比,研究該型起落架整流罩的氣動(dòng)特點(diǎn),并確定減阻空間。在減阻空間不大的情況下,通過延長整流罩后端的方式修形減阻1.9個(gè)Counts,占減阻空間的27% ;進(jìn)一步研究表明,若將部分起落架埋入機(jī)身,減阻可達(dá)到3.4個(gè)Counts。同時(shí)結(jié)果表明該型上單翼飛機(jī)起落架整流罩本身氣動(dòng)外形較良好,整流罩對整個(gè)構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響主要反映在對機(jī)翼的干擾上,而并不是整流罩本身外形氣動(dòng)特性的影響。
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