陳元愷, 董彥非, 彭金京

(南昌航空大學 飛行器工程學院, 江西 南昌 330063)

0 引言

可變后掠翼(或變后掠翼)是指在飛行過程中機翼后掠角可以隨飛機飛行高度、速度變化而改變的機翼。變后掠翼飛機最大的優(yōu)點在于飛行中可以通過改變機翼后掠角來改進飛機升力、阻力特性,使飛機飛行性能在高速、低速都能得到優(yōu)化[1]。

變后掠翼飛機設計的關鍵技術之一是變后掠驅動機構設計。傳統(tǒng)的大型、高速變后掠翼飛機主要使用液壓式驅動機構,存在質量和體積龐大、結構復雜的缺點,不僅加大飛機重量而且復雜的結構降低了飛機的可靠性,增加了維護費用[2]。

變后掠翼技術本身同時具有極佳的高速和低速性能。其面對的主要問題是如何設計變后掠的驅動機構,使其在保證合理氣動中心的條件下簡化機構、降低重量。

變后掠翼技術經(jīng)歷了20多年的沉寂之后,在材料科學技術以及智能控制技術得到飛速發(fā)展的背景下,近年來發(fā)展起來的幾項關鍵技術有望克服過去變后掠翼飛機結構復雜笨重的缺點,充分發(fā)揮其優(yōu)勢[3]。主動氣動彈性技術可以大大降低機翼結構剛度要求;智能材料結構將驅動、傳感、控制和結構融為一體,為結構簡潔、重量輕、可靠性高的智能變形機翼設計提供了物質基礎。隨控布局設計思想和主動控制技術的最新發(fā)展也為“變翼飛行”提供了相關技術支撐[4]。

此外,另辟蹊徑的自適應彈性變后掠翼技術期望通過機翼彈性變后掠機構設計,取消結構復雜、質量大的變后掠翼驅動裝置,達到自動根據(jù)飛行動壓變化引起的氣動阻力來驅動機翼后掠角變化[5]。因此,阻力特性分析是研究自適應彈性變后掠翼技術的基礎。

變后掠翼飛機飛行過程中機翼所受阻力變化的主要因素是速度、迎角和后掠角[6]。要設計空氣動力驅動機構,必須分析清楚阻力與速度、迎角、后掠角之間的變化關系。本文針對空氣動力驅動方式(利用飛機飛行時機翼所受阻力作為驅動力,驅使機翼改變其后掠角),對變后掠翼身組合體阻力特性進行計算分析。

1 模型的建立及近似理論分析

1.1 翼身組合體設計

模型采用的變后掠方式是旋轉變后掠,變后掠所帶來的影響包括造成氣動中心轉移,影響飛機的縱向和橫向穩(wěn)定性[6]。為了減小氣動中心轉移帶來的負面效應,模型機翼設計為內翼、外翼兩段,內翼與機身固聯(lián),不可轉動,外翼可以繞兩翼聯(lián)接的前緣轉動40°。圖1和圖2分別為翼身組合體平面示意圖和外翼后掠示意圖。

圖1 翼身組合體平面圖Fig.1 Plane of wing-body

圖2 外翼后掠示意圖Fig.2 Sweeping of outer wing

變后掠翼的重要特點是當機翼外翼轉動時翼型參數(shù)發(fā)生變化,這種變化從滿足不同飛行狀態(tài)要求的觀點來看是有利的。例如,如果對于小后掠角機翼來說,采用相當大的相對厚度和中等彎度的翼型(為了保證在亞臨界馬赫數(shù)下升阻比高、升力特性高，并使翼梢剖面大迎角時有必需的升力余量),而當外翼后掠角增大時,由于剖面轉動,翼型的相對厚度和彎度明顯減小,這使跨聲速和超聲速飛行狀態(tài)下利于得到可接受的特性[7]。

本文采用catia對機翼機身建模,模型由三部分組成：機身、機翼固定的內翼、可繞內翼前緣最外端后掠的外翼。外翼前緣后掠角范圍為20°～ 60°,建立了如圖3所示的5個模型。

圖3 不同后掠角下的翼身組合體Fig.3 Wing-body at different sweep angles

1.2 近似理論分析

機翼阻力與升力的關系密切,在較大雷諾數(shù)下,機翼升力系數(shù)近似公式為[8]:

(1)

式中,B0=CL/αabs;αabs為絕對迎角;A為展弦比。

阻力系數(shù)近似公式為[8]:

(2)

式中,CDi為誘導阻力系數(shù);ki為機翼平面形狀修正系數(shù)。

在亞聲速、不考慮激波阻力的情況下[8]:

CD=CD0+CDi

(3)

式中,CD為機翼阻力系數(shù);CD0為翼型阻力系數(shù)。

在升力較大的情況下,后掠角的變化對機翼誘導阻力系數(shù)的影響比寄生阻力大,所以把后掠角變化對機翼總阻力的影響近似為對誘導阻力的影響[8]。

(4)

式中,Di為誘導阻力;L為升力;e近似為一個常數(shù);q∞為自由來流動壓;b0為展長;ΔΛ為后掠角變化量?？傋枇Ζう笃珜У?

(5)

令?Di/?ΔΛ=0,設計中后掠角可以從20°變化到60°,所以,0°≤ΔΛ≤40°, ΔΛ有唯一解:ΔΛ=0°。即60°的后掠角飛機模型總阻力最小;從20°的后掠角變化到60°的后掠角,總阻力減小。這個推論可以用于之后fluent計算結果的驗證。

2 阻力特性分析

本文采用流場分析軟件fluent對模型進行仿真計算,模型建立之后導入gambit中進行網(wǎng)格劃分,之后進行fluent分析。流體模型采用S-A湍流模型,該模型是一個相對簡單的單方程模型,只求解一個有關渦粘性的輸運方程,計算量相對較小,常用于空氣動力學中飛行器的流場分析。

(1)不同后掠角下迎角對阻力的影響

圖4給出了Ma=0.4，Re=2.5×106時,不同后掠角下翼身組合體阻力系數(shù)隨迎角增大的曲線圖。從圖中可以看出,后掠角不變的情況下,阻力系數(shù)隨迎角增大而增大,隨著迎角的增大,阻力系數(shù)增大的速率變大;同一迎角下,大后掠角模型的阻力系數(shù)曲線始終在小后掠角阻力系數(shù)曲線下方,即隨著后掠角的增大,阻力系數(shù)增大。圖5給出了Ma=0.8,Re=4.5×106時,各后掠角下阻力系數(shù)隨迎角的變化關系。由圖5可以看出，其阻力系數(shù)曲線的變化規(guī)律與Ma=0.4時基本一致。與圖4相比,圖5中同一迎角下,不同后掠角阻力系數(shù)曲線之間的間隔更大。

圖4 Ma=0.4時迎角對阻力的影響Fig.4 Impact of AOA on wing-body drag when Ma=0.4

圖5 Ma=0.8時迎角對阻力的影響Fig.5 Impact of AOA on wing-body drag when Ma=0.8

(2)不同后掠角下馬赫數(shù)對阻力的影響

圖6給出了α=4°時不同后掠角下阻力系數(shù)與速度的變化關系。由圖6可以看出,Ma從0.4變化到0.7時，各個后掠角下阻力系數(shù)的增長都比較平緩,Ma從0.7增加到0.8后,20°,30°和40°后掠角下的阻力系數(shù)急劇上升,而50°和60°后掠角下阻力系數(shù)的增加保持平緩。圖7給出了α=8°時阻力系數(shù)的變化。由圖7可以看出,阻力系數(shù)變化規(guī)律與圖6基本一致。由于局部激波的產(chǎn)生,小后掠角下阻力系數(shù)在接近聲速時急劇上升，而大后掠角延緩了激波的生成,因而在50°和60°時阻力系數(shù)仍然保持平緩增加。

圖6 α=4°時Ma對阻力的影響Fig.6 Impact of Ma number on wing-body drag when α=4°

圖7 α=8°時Ma對阻力的影響Fig.7 Impact of Ma number on wing-body drag when α=8°

3 結論

總結對變后掠翼身組合體阻力特性的研究,得到以下結論:

(1)本文采用的分部式機翼結構設計可以兼顧變后掠所帶來的阻力收益以及氣動中心轉移帶來的負面效應。計算結果與近似理論分析得出的推論相符合,因此本文fluent計算結果合理可信。

(2)亞聲速下迎角對阻力系數(shù)的影響較大,且隨著迎角的增大影響加大,阻力系數(shù)與迎角的變化曲線近似一條二次曲線,后掠角的增大可以使二次曲線整體下移,即后掠角的增大使阻力系數(shù)下降。

(3)馬赫數(shù)對阻力系數(shù)的影響分為兩段:在機翼局部激波產(chǎn)生之前,馬赫數(shù)對阻力系數(shù)影響不大,阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化曲線近似為一條斜線;隨著馬赫數(shù)接近聲速,機翼出現(xiàn)局部激波,阻力系數(shù)劇增。增加后掠角可以有效地延緩激波的產(chǎn)生,在一定范圍內(0°～8°迎角),后掠角越大,效果越明顯。

(4)在恒定迎角和恒定速度下,利用飛行阻力驅使機翼向后偏轉,達到更大后掠角后,阻力將減小;隨著速度的增加,激波的產(chǎn)生使阻力急劇增長,阻力驅使機翼后掠的效果增強。在亞聲速范圍,阻力的變化趨勢與最佳后掠角所需驅動力基本一致;

激波產(chǎn)生后,阻力的變化趨勢大于最佳后掠角所需驅動力。合理設計彈性驅動機構,可以實現(xiàn)利用飛行阻力驅動機翼變后掠的目標。

由于本文沒有對變后掠的連續(xù)過程進行建模和分析,無法給出變形速率對阻力系數(shù)的影響。后續(xù)研究需要對變后掠機構進行詳細設計,將機構加入翼身組合體模型之中,研究變后掠動態(tài)過程中翼身組合體整體空氣動力特性。

參考文獻：

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