李多，洪冠新

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京100191)

0 引言

An等［2］曾對變后掠翼飛機的變后掠過程進行了建模并對飛機的動態(tài)響應進行了數值計算。Ameri等［3］研究了翼尖形狀改變時變體飛機的動力學響應特性。文獻［4-5］研究了彈性變體飛機的建模與控制問題。Seigler等［6］對變體飛機的多體動力學建模及控制方法進行了理論分析。

本文通過CFD技術得到某種機翼可縱向滑移的變體飛機在變體過程中的氣動特性與焦點和重心位置，從而進一步分析機翼滑移速度對縱向氣動力和力矩系數的影響以及變體過程中的穩(wěn)定性，為設計類似機翼縱向滑移變體方式的變體飛機提供了參考依據。

1 算例飛機

1.1 飛機變體過程

此變體飛機為一構想模型，設計方向是為了能讓飛機適應低速和高速飛行狀態(tài)。飛機擁有兩種飛行狀態(tài):亞聲速Ma=0.9，超聲速Ma=1.3。亞聲速情況下飛機為常規(guī)布局，前部的機翼提供較大的升力，保證飛機的長時巡航。在需要超聲速飛行時，機翼連同發(fā)動機從機身前部滑向機身尾部，成為鴨翼式布局，機頭產生斜激波，整個機體在激波內，使阻力降至最小。

飛機變體加速過程為:飛機以Ma=0.9的速度平飛，機翼后移至尾部，加速至Ma=1.3。

1.2 飛機幾何參數

變體飛機為雙發(fā)腋窩進氣布局，機長為15 m，翼展為11.14 m。幾何參數如圖1所示。

圖1 飛機變體過程機翼位置變化圖Fig.1 Wing position in morphing process

圖1 中，0至6點為機翼滑移過程中的重心位置。機身重量和機翼重量為1∶1。亞聲速狀態(tài)下，機身重心在距機頭8.54 m處，機翼重心在距機頭5 m處，全機重心在距機頭6.77 m處;超聲速狀態(tài)下，全機重心在距機頭9.77 m處。飛機俯視圖投影面積51.54 m2，單側機翼面積7.45 m2。CATIA模型如圖2和圖3所示。

圖2 算例飛機低速外型圖Fig.2 Subsonic figuration of the aircraft

圖3 算例飛機高速外形圖Fig.3 Supersonic figuration of the aircraft

1.3 飛行環(huán)境空氣參數

巡航飛行高度為11 km，計算工況下的大氣參數為:溫度 216 K，聲速 295 m/s，氣壓 22 610 Pa，密度0.364 kg/m3，粘性系數1.418 ×10－5Pa˙s。

2 氣動力系數分析

本文采用流場分析軟件FLUENT對模型進行仿真分析，模型建立后導入網格繪制軟件ICEM中進行網格劃分，之后進行FLUENT分析。流體模型采用S-A湍流模型，該模型是相對簡單的單方程模型，只求解一個有關渦粘性的運輸方程，計算量相對較小，常用于空氣動力學中飛行器的流場分析。

第一，起訴主體制度。起訴主體制度是關于確定哪些人具有原告資格的制度，解決的是當發(fā)生侵害水資源公共利益的行為時，誰可以擔任原告的問題。在水資源保護公益訴訟主體制度中，需要進一步解決的問題包括：一是原告范圍，即《民事訴訟法》所規(guī)定的“法律規(guī)定的機關和有關組織”具體包括哪些主體；二是各主體的職責權限；三是各起訴主體行使起訴權的先后順序。

2.1 UDF動網格

算例的邊界條件選為壓力遠場條件，流體介質參數如1.3節(jié)定義，飛行迎角為3.5°。飛機網格利用UDF(User-Defined Function)設置為機翼分別以1 m/s，2 m/s，3 m/s從機頭滑向機尾，滑動距離為6 m。網格如圖4和圖5所示。機翼以不同速度滑動算例中，時間步長分別設為 0.025 s，0.05 s，0.05 s。

圖4 算例飛機低速外型網格Fig.4 Mesh of the aircraft in subsonic figuration

圖5 算例飛機高速外型網格Fig.5 Mesh of the aircraft in supersonic figuration

2.2 機翼滑移速度對升力系數、阻力系數的影響

圖6 和圖7給出了飛行高度為11 km，飛行速度Ma=0.9，迎角α=3.5°平飛時，飛機變體過程中升力系數CL和阻力系數CD隨機翼位置P的變化曲線。

從圖6中可以看出，變體開始時CL相同，變體過程中CL會有小幅度降低;機翼以1 m/s速度向后移動時，CL減小最慢;機翼以0.25 m/s速度向后移動時，CL減小較快。機翼滑動到距機頭3～5 m范圍內時，由于機身中部小翼面與機翼在垂直方向上重合，上下兩個機翼產生的總升力減小，CL下降加快。

變體過程結束時，機翼移至機身最后方，機身中部小機翼對主機翼附近流場產生影響，使得變體結束時的超聲速形態(tài)飛機的CL不能恢復到亞聲速形態(tài)的水平。

從圖7中可以看出，變體開始時CD相同，變體過程中CD逐漸減小;機翼以1 m/s速度向后移動時，CD減小最慢;機翼以0.25 m/s速度向后移動時，CD減小較快。

變體過程結束時，三種變體方式得到的CL和CD結果相近，此時流場還沒穩(wěn)定，若利用FLUENT繼續(xù)計算一段時間至流場穩(wěn)定，CL和CD都將趨于一致。

圖6 變體過程中升力系數曲線Fig.6 CL curves in morphing process

圖7 變體過程中阻力系數曲線Fig.7 CD curves in morphing process

2.3 機翼滑移速度對力矩系數的影響

圖8 給出了與上節(jié)相同的飛行條件下，飛機變體過程中俯仰力矩系數Cm隨機翼位置的變化曲線。變形過程中重心在變化，針對圖1中機翼的7個位置選出7個FLUENT算例計算結果，得到對應的Cm值。

從圖8中可以看出，變體過程中Cm先增大后減小，當機翼后移5.2 m時Cm變?yōu)榱?機翼后移3.5 m時Cm達到最大;當機翼后移到6 m時，Cm最小，此時為低頭力矩。變體過程中，不同的機翼滑移速度之間Cm差別不大。

圖8 變體過程中力矩系數曲線Fig.8 Cm curves in morphing process

3 焦點與縱向穩(wěn)定性

焦點是飛機迎角改變時升力增量的作用點，在計算過程中，力矩隨取矩點的位置近似線性變化。重心與焦點在機體坐標系z軸方向上的變化忽略。

使用同一套網格建立FLUENT算例，計算FLUENT算例來流迎角為3°和4°時的流場。在來流迎角為3°的算例計算結果中對機頭取矩，再對機尾取矩，得到一條直線，橫坐標為取矩點距機頭距離，縱坐標為力矩。同理，可從此套網格4°迎角計算結果中得到一條直線。兩條直線焦點橫坐標物理意義為迎角變化過程中，對此點取矩，力矩不變，即為焦點位置。

將飛機變體過程按時間平均分為6段，繪制7套網格，通過FLUENT計算每套網格在3°迎角和4°迎角時的流場，如表1所示。這里不利用動網格計算，因為動網格重繪得到的網格質量較低，計算結果不準確。飛機在變體過程中焦點位置與重心位置變化如圖9所示。

表1 變體過程中力矩系數計算結果Table 1 Cm results in morphing process

圖中，xag為重心位置距機頭距離;xac為焦點位置距機頭距離。從圖中可以看出，當機翼處在機身最前部時，焦點位置在重心位置之后，飛機處于穩(wěn)定飛行狀態(tài);機翼位于2.5 m時，焦點位置和重心位置重合，飛機處于臨界穩(wěn)定狀態(tài);2.5 m之后，飛機處于不穩(wěn)定飛行狀態(tài)。

4 仿真計算結果分析

(1)變體過程中，機翼滑移速度對氣動系數影響很小，機翼位置對氣動系數影響較大。

(2)阻力系數在變體過程中逐漸減小，達到了飛機變形減小阻力的目的。升力系數在變體過程中變化不大。變體過程中力矩系數先增大，飛機有抬頭趨勢，最后減小為負值，飛機有低頭趨勢。

(3)變體開始時飛機處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)，變體過程結束時飛機處于不穩(wěn)定飛行狀態(tài)，機翼滑至5/12時，飛機處于臨界穩(wěn)定狀態(tài)。

(4)將機身中部小機翼后移，焦點會隨之后移，可增加穩(wěn)定性;還可增大機翼相對機身的比重，重心曲線下移，使飛機處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)的時間和穩(wěn)定裕度增加。

5 結束語

本文針對某種機翼可縱向滑移的變體飛機的變體過程進行了氣動特性和焦點、重心位置的計算，分析研究了變體過程中飛機的運動趨勢與穩(wěn)定性。本文構想的飛機在超聲速外形下阻力低于亞聲速外形，可以適應低速和超聲速兩種飛行狀態(tài)，為設計類似機翼縱向滑移變體方式的變體飛機提供了參考依據。

［1］ Wilson J R.Morphing UAVs change the shape of warfare［J］.Aerospace America，2004，42(2):28-29.

［2］ An J G，Yan M，Zhou W B.Aircraft dynamic response to variable wing sweep geometry ［J］.Journal of Aircraft，1988，25(3):216-221.

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