董永濤, 王正平

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

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飛翼布局飛機(jī)起降階段縱向大迎角氣動(dòng)增穩(wěn)研究

董永濤, 王正平

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

摘要:針對(duì)某中等展弦比高速飛翼布局飛機(jī),利用CFD計(jì)算方法,研究了一套新型舵面組合對(duì)飛機(jī)起降任務(wù)階段縱向氣動(dòng)力特性的影響，并對(duì)該飛翼布局飛機(jī)不同舵面組合進(jìn)行了數(shù)值模擬。仿真結(jié)果表明,采用該舵面組合在飛機(jī)的起降階段可以有效改善其縱向氣動(dòng)力特性和操穩(wěn)特性。

關(guān)鍵詞:飛翼; 舵面組合; 縱向氣動(dòng)力特性; 增穩(wěn)

0引言

飛翼布局飛機(jī)翼身融合為一體,通常可以達(dá)到很高的升阻比[1]。但飛翼布局飛機(jī)由于取消了尾翼,其操縱面只能裝在機(jī)翼上,全機(jī)的焦點(diǎn)靠前,從而導(dǎo)致了飛機(jī)縱向穩(wěn)定性的降低甚至不穩(wěn)定。通常情況下飛翼布局飛機(jī)的機(jī)身弦向相對(duì)于展向較短,導(dǎo)致升降舵的操縱力臂較短,從而導(dǎo)致縱向操縱效率較低。針對(duì)這些問(wèn)題,一般的解決方案是采用后掠機(jī)翼,這樣可以增大升降舵的力臂;或者采用反彎翼型并帶有一定的幾何負(fù)扭轉(zhuǎn),以犧牲一定的升阻比為代價(jià)使得零升力矩大于零,在巡航迎角附近使得俯仰力矩為零,即實(shí)現(xiàn)自配平[1]。

對(duì)于飛翼布局飛機(jī)而言,其設(shè)計(jì)難點(diǎn)在于如何使飛機(jī)在保持靜穩(wěn)定范圍內(nèi)獲得最大升阻比。對(duì)于一般飛翼布局飛機(jī)來(lái)說(shuō),隨著迎角的增加機(jī)翼后緣上方產(chǎn)生氣流分離,使焦點(diǎn)前移,在其升阻比還未達(dá)到最大值時(shí)其力矩曲線就已經(jīng)出現(xiàn)了非線性上翹,靜穩(wěn)定范圍過(guò)窄就無(wú)法利用較高的升阻比,這不但很大程度上限制了飛機(jī)機(jī)動(dòng)性能的發(fā)揮,而且可能危及飛行安全[2]。所以,縱向穩(wěn)定性問(wèn)題就成為飛翼布局飛機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵氣動(dòng)力問(wèn)題。目前,解決飛機(jī)穩(wěn)定性的方案主要有:采用飛控或者矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的控制技術(shù)來(lái)彌補(bǔ)穩(wěn)定性的不足;從氣動(dòng)力布局的角度來(lái)增加飛機(jī)的穩(wěn)定性范圍[3]。很明顯,后一種方案不但可靠性好而且成本低,在飛機(jī)設(shè)計(jì)中得到了廣泛應(yīng)用。

本文研究的內(nèi)容就是從氣動(dòng)力布局的角度出發(fā),在某中等展弦比飛翼布局飛機(jī)的起降階段,采用新型組合舵面推遲力矩出現(xiàn)非線性上翹時(shí)的迎角,延長(zhǎng)力矩特性的線性范圍,從而達(dá)到能利用較大的升力系數(shù)的問(wèn)題,即增加了縱向穩(wěn)定性的范圍。

1仿真模型

由于邊條產(chǎn)生的前緣渦對(duì)基本翼有干擾,并且舵面打開(kāi)后,流經(jīng)舵面之后的氣流發(fā)生分離,并脫落出較強(qiáng)的渦,流態(tài)很復(fù)雜,為準(zhǔn)確模擬流場(chǎng)的復(fù)雜流態(tài),保證研究結(jié)果可信,構(gòu)造合適的比較精密的網(wǎng)格成為本文研究的關(guān)鍵[4]。本文采用的是ICEM構(gòu)建的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,雖然構(gòu)建過(guò)程復(fù)雜,耗時(shí)較長(zhǎng),但在重要部位和小尺寸部分加密過(guò)程中容易調(diào)整,并且能加快計(jì)算收斂的速度。

由于在大迎角下模型表面會(huì)發(fā)生大面積的氣流分離,所以應(yīng)選擇合適的能適用于求解大分離流場(chǎng)的湍流模型。本文所采用的湍流模型為剪切壓力傳輸(SST)k-ω模型,該模型充分考慮了邊界層內(nèi)的流動(dòng)[5]。由于本文的計(jì)算雷諾數(shù)為4.09×106,計(jì)算表明,壁面函數(shù)中的y+取30時(shí)能夠更精確地模擬較大分離的流動(dòng)[6]。

飛翼布局飛機(jī)的常規(guī)舵面配置是外側(cè)舵面采用開(kāi)裂式阻力方向舵,中間舵面是副翼,內(nèi)側(cè)舵面是升降舵。本文研究的某中等展弦比飛翼布局飛機(jī),采用的是外側(cè)和中間舵面都是阻力方向舵,內(nèi)側(cè)是升降舵的布局形式。

由于本文僅研究新型舵面組合在飛機(jī)起降時(shí)的縱向氣動(dòng)力特性,馬赫數(shù)為0.2,飛翼布局飛機(jī)兩側(cè)的阻力方向舵同時(shí)打開(kāi),內(nèi)側(cè)升降舵不偏轉(zhuǎn),為節(jié)省計(jì)算時(shí)間,故僅選用半模且在不考慮升降舵的情況下進(jìn)行仿真計(jì)算。為了進(jìn)一步說(shuō)明該組合舵面對(duì)裸機(jī)氣動(dòng)特性的影響,本文分別對(duì)僅開(kāi)外側(cè)阻力方向舵、僅開(kāi)中間阻力方向舵和同時(shí)打開(kāi)組合舵面的情況進(jìn)行仿真分析。具體布局如圖1所示。

圖1　計(jì)算模型及其局部圖Fig.1　Calculation model and local complements

2仿真結(jié)果與分析

2.1不打開(kāi)任何舵面的縱向氣動(dòng)力特性

圖2為飛翼布局飛機(jī)在迎角分別為2°,10°,20°時(shí)邊條翼產(chǎn)生氣流擾動(dòng)的流線圖?？梢钥闯?隨著迎角的增大,邊條翼產(chǎn)生的前緣渦的擾流就越大,對(duì)機(jī)翼的影響范圍也越來(lái)越大。

圖2　邊條翼產(chǎn)生氣流擾動(dòng)的流線圖Fig.2　Streamline of air disturbance of strake wing

圖3為文獻(xiàn)[6]中某型飛翼布局飛機(jī)實(shí)驗(yàn)所得的升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨迎角變化的曲線。該飛翼布局飛機(jī)在小迎角范圍內(nèi)(5°以?xún)?nèi)),升力系數(shù)與迎角近似呈線性關(guān)系,線性段斜率約為2.26;最大失速迎角約為32°,最大升力系數(shù)約為1.18,其最大升阻比達(dá)到了16。

圖3　某型飛翼布局飛機(jī)的氣動(dòng)特性Fig.3　Aerodynamic characteristics of a flying wing aircraft

圖4給出了本文飛翼布局飛機(jī)在不打開(kāi)任何舵面情況下計(jì)算所得的氣動(dòng)特性曲線。可以看出:當(dāng)迎角小于4°時(shí),升力系數(shù)隨迎角線性上升,線性段斜率約為6.95;當(dāng)迎角在4°～20°時(shí),升力系數(shù)非線性上升;在大迎角(大于20°)時(shí),由于邊條翼產(chǎn)生的前緣渦的干擾,升力系數(shù)曲線沒(méi)有出現(xiàn)類(lèi)似于圖3中由于失速導(dǎo)致升力系數(shù)下降的情況,反而在有利干擾的情況下使得升力系數(shù)繼續(xù)上升,其最大升力系數(shù)為1.09;當(dāng)迎角為6°時(shí)達(dá)到最大升阻比14.19;保持飛機(jī)靜穩(wěn)定的最大迎角約為8°。

由于本文飛翼構(gòu)型的氣動(dòng)布局與文獻(xiàn)[6]中的氣動(dòng)布局相似,對(duì)比文獻(xiàn)[6]的試驗(yàn)結(jié)果可以看出,本文的仿真結(jié)果具有較高的可信度。

圖4　本文飛翼布局飛機(jī)的氣動(dòng)特性Fig.4　Aerodynamic characteristics of the flying wing aircraft

由于飛翼布局飛機(jī)主要在中小迎角下飛行,本文飛翼構(gòu)型的升力線斜率明顯高于文獻(xiàn)[6]中的結(jié)果,充分說(shuō)明本文的飛翼構(gòu)型具有一定的優(yōu)勢(shì)。

2.2僅開(kāi)外側(cè)阻力方向舵的縱向氣動(dòng)力特性

因?yàn)樵擄w翼布局飛機(jī)在不打開(kāi)任何舵面時(shí),8°迎角以后出現(xiàn)靜不穩(wěn)定情況,所以本文在單獨(dú)研究最外側(cè)與中間阻力方向舵對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)特性影響時(shí),只研究迎角為10°,12°,14°時(shí)的氣動(dòng)特性情況。本文研究了外側(cè)、內(nèi)側(cè)阻力方向舵上下各開(kāi)10°,20°,30°時(shí)對(duì)該飛翼縱向穩(wěn)定性的影響,如圖5所示。圖中:1代表外側(cè)舵面;CL-1-10表示外側(cè)舵面上下各開(kāi)10°時(shí)的全機(jī)升力系數(shù);CL表示不打開(kāi)任何舵面時(shí)的升力系數(shù)。

圖5　外側(cè)阻力方向舵對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響Fig.5　Influence on aerodynamic characteristics of aircraft only with outer drag rudder

由圖5可知:隨迎角的增加,升力系數(shù)有較為明顯的增大,但不同舵開(kāi)角的升力系數(shù)在小迎角范圍內(nèi)基本一致;阻力系數(shù)略有增加,舵開(kāi)角越大阻力系數(shù)增加得越多;當(dāng)外側(cè)阻力方向舵的上下舵開(kāi)角達(dá)到20°以上時(shí),該飛翼保持靜穩(wěn)定的最大迎角達(dá)到了12°;隨舵開(kāi)角的增加,該飛翼保持靜穩(wěn)定臨界迎角時(shí)的俯仰力矩系數(shù)有所減小。

圖6為該飛翼構(gòu)型10°迎角時(shí)，外側(cè)阻力方向舵舵面不同張角情況下某截面的壓力系數(shù)分布?？梢钥闯?阻力方向舵張開(kāi)后,下舵面向下偏轉(zhuǎn),相當(dāng)于增大了翼型的彎度,從而增大了升力;上舵面向上偏轉(zhuǎn),相當(dāng)于減小了翼型的彎度,從而產(chǎn)生負(fù)升力。從圖6還可以分析得出,正負(fù)升力互相抵消后升力還是增加了,這會(huì)對(duì)全機(jī)產(chǎn)生一個(gè)低頭力矩,使得該飛翼構(gòu)型飛機(jī)的穩(wěn)定臨界迎角變大。

圖6　外側(cè)舵面某截面處的壓力系數(shù)分布Fig.6　Pressure coefficient at one section of outer drag rudder

2.3僅開(kāi)中間阻力方向舵的縱向氣動(dòng)力特性

僅開(kāi)機(jī)翼中間阻力方向舵的縱向氣動(dòng)力特性如圖7所示。圖中，2代表中間舵面?？梢钥闯?隨著迎角的增加,升力系數(shù)有所增加;隨迎角和舵開(kāi)角的增加,阻力系數(shù)略有增加;隨著迎角的增加,俯仰力矩系數(shù)有所增加。

圖7　僅開(kāi)中間阻力方向舵的全機(jī)氣動(dòng)特性Fig.7　Aerodynamic characteristics of aircraft only with middle drag rudder

圖8為中間阻力方向舵舵面不同張角情況下，某截面處的壓力系數(shù)分布。可以看出：舵面張開(kāi)后,與外側(cè)阻力舵類(lèi)似,也能增加機(jī)翼后緣的升力,但是由于內(nèi)側(cè)阻力方向舵到飛翼質(zhì)心的力矩較短,因此其所產(chǎn)生的低頭力矩效果不及外側(cè)阻力舵的效果。

圖8　中間舵面某截面處的壓力系數(shù)分布Fig.8　Pressure coefficient at one section of middle drag rudder

2.4打開(kāi)外側(cè)和中間阻力方向舵縱向氣動(dòng)力特性

由以上仿真結(jié)果可知:在大迎角時(shí)單獨(dú)打開(kāi)外側(cè)和中間阻力方向舵都能使得升力系數(shù)和阻力系數(shù)增加,僅開(kāi)外側(cè)阻力方向舵可以增大使該飛翼保持靜穩(wěn)定的最大迎角,但是卻減小了臨界迎角時(shí)的俯仰力矩系數(shù);僅開(kāi)中間阻力方向舵時(shí)增大了臨界迎角時(shí)的俯仰力矩系數(shù)。為滿(mǎn)足在阻力增加不太大的情況下盡可能地提高升力系數(shù),增大臨界迎角。本文研究了外側(cè)阻力方向舵上下舵面各開(kāi)30°,以及該舵面下中間阻力方向舵上下舵面各開(kāi)10°和20°的組合舵面情況下的全機(jī)氣動(dòng)特性,如圖9所示。

圖9　組合舵面情況的全機(jī)氣動(dòng)特性Fig.9　Aerodynamic characteristics of aircraft 　with combination of drag rudders

由圖9可知:阻力方向舵打開(kāi)后,小迎角時(shí)對(duì)升力系數(shù)的影響不明顯,但是當(dāng)迎角增大到一定程度時(shí),阻力方向舵的打開(kāi)會(huì)使得升力系數(shù)增加,上下翼面造成的綜合影響使得升力系數(shù)總體增加;當(dāng)外側(cè)阻力舵張角一定時(shí),隨中間阻力舵張角的增加,增加了飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定特性,這與文獻(xiàn)[3,7]中關(guān)于阻力方向舵改善了縱向靜穩(wěn)定性的結(jié)論是一致的,其原因在于隨著舵面張角的增大,飛機(jī)的焦點(diǎn)位置逐漸向后移動(dòng),從而減小了飛機(jī)的低頭力矩。

圖10給出了外側(cè)舵張角為30°和中間舵張角為20°情況下，隨迎角變化產(chǎn)生的升力增量和力矩增量?？梢钥闯?在小迎角時(shí),中間舵和外側(cè)舵的升力增量都很小;但到了大迎角范圍,外側(cè)舵產(chǎn)生的升力增量越來(lái)越大,產(chǎn)生的低頭力矩增量也越來(lái)越大。

圖10　外側(cè)舵面與中間舵面產(chǎn)生的升力　系數(shù)增量和縱向力矩系數(shù)增量Fig.10　Lift coefficient and longitudinal moment coefficient increment of outer and middle drag rudder

3結(jié)論

本文通過(guò)對(duì)新型舵面組合進(jìn)行研究分析,從改變氣動(dòng)力布局的角度有效改善了該飛翼起降階段的氣動(dòng)力特性和操穩(wěn)特性,對(duì)飛翼布局飛機(jī)舵面的設(shè)計(jì)具有一定的借鑒意義。對(duì)于本文的飛翼布局,可以得到以下結(jié)論:

(1)采用新型組合舵面在該飛翼布局飛機(jī)起降時(shí)有效提高了可用升力系數(shù),從0.463提高到0.761,增幅高達(dá)63.36%。但同時(shí)也略微提高了阻力系數(shù),使得升阻比有所降低,從14.19降低到9.35。

(2)拓寬了飛翼布局飛機(jī)保持靜穩(wěn)定飛行時(shí)的迎角范圍,從8°提高到12°,同時(shí)也提高了臨界迎角前的縱向靜穩(wěn)定度,從而改善了該飛翼布局飛機(jī)起降階段和大迎角機(jī)動(dòng)時(shí)的操穩(wěn)特性。

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(編輯：崔立峰)

Aerodynamic stability augmentation at longitudinal high AOA of flying wing aircraft during taking-off and landing

DONG Yong-tao, WANG Zheng-ping

(School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

Abstract:A method of CFD was adopted to study the influence on longitudinal aerodynamic by a set of new composite rudder surface for a medium aspect and high speed tailless aircraft. Numerical simulation was carried out for different rudder models, the results showed that the new composite rudder surface can effectively improve the aircraft longitudinal aerodynamic characteristics and control stability during taking-off and landing phase.

Key words:flying wing aircraft; composite rudder; longitudinal aerodynamic characteristics; stability augmentation

中圖分類(lèi)號(hào)：V211.3

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1002-0853(2016)01-0031-05

作者簡(jiǎn)介:董永濤(1988-)，男，河南開(kāi)封人，碩士研究生，研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)。

收稿日期:2015-06-09;

修訂日期:2015-08-20; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2015-09-25 15:23