王琦, 林玉祥, 丁厚安, 張燕海

(南昌航空大學 飛行器工程學院, 江西 南昌 330063)

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帶升力風扇飛翼布局開口機翼氣動特性研究

王琦, 林玉祥, 丁厚安, 張燕海

(南昌航空大學 飛行器工程學院, 江西 南昌 330063)

為獲得帶升力風扇飛翼布局飛機因開口對機翼氣動特性的影響規(guī)律,對平飛狀態(tài)下開口機翼的氣動特性進行三維氣動仿真,分析升力系數、阻力系數和力矩系數隨來流速度和迎角變化的特性。結果表明:隨著來流速度增大,阻力和力矩呈上升趨勢;來流速度一定時,隨著迎角加大,升力系數增大,阻力系數先減小后增大;隨著迎角增大,力矩系數先減小后增大再減小,且一直產生低頭力矩。

升力風扇; 飛翼布局; 開口機翼; 氣動特性

0　引言

飛翼布局為典型的翼身融合布局[1-2]。相比于常規(guī)布局,飛翼布局有很多優(yōu)勢[3]:一是由于沒有常規(guī)飛機布局的尾翼,飛翼布局明顯減少了飛機重量[4],全機重量更加合理地沿翼展分布;二是飛翼布局具有良好的氣動特性,從氣動外形看,翼身融合為一體,整架飛機是一個升力面,大大增加了升力[5];三是飛翼布局有效減小了飛機的雷達反射面積,提高了隱身性[6]。飛翼布局是高空長航時無人機采用的氣動布局形式之一[7-8]。

升力風扇是一種具有特殊作用的涵道風扇系統(tǒng),應用于升力風扇概念垂直起降飛機,可實現超短距離/垂直起降,其主要工作狀態(tài)下的軸向來流速度可視為0[9]。升力風扇垂直起降飛機(Lift-fan VTOL)在飛行性能、場地實用性和可靠性方面具有凈升力效率高、低耗油率、高速特性好、無熱噴流、噴流速度小、低聲噪、無外露旋轉部件以及在狹小場地起降安全性高等優(yōu)勢[10-11]。

帶升力風扇飛機的基本飛行過程分為垂直起降、過渡飛行和平飛3個階段。在平飛階段,機翼重心處的開口會對其氣動特性產生較大影響[12-13]。

本文采用CFD方法,分析帶有兩個升力風扇的雙涵道飛翼布局無人機在平飛階段開口機翼的氣動特性,并與完整機翼進行對比,為帶升力風扇飛翼布局飛機動力學建模及機翼開口結構優(yōu)化設計提供理論依據。

1　CFD氣動計算

1.1帶升力風扇飛翼布局無人機參數

本文研究的帶升力風扇飛翼布局無人機如圖1所示。無人機翼型為MH113,機翼展長為1 m,安裝升力風扇處涵道開口直徑為520 mm,翼根和翼梢處翼型弦長分別為980 mm和260 mm[13];飛機重心位于兩升力風扇的中心位置。

圖1　帶升力風扇飛翼布局飛機Fig.1　Flying wing configuration aircraft with lift-fan

1.2開口機翼的氣動計算

由于本文只針對開口機翼的氣動特性進行研究,并且飛機完全對稱,所以首先對模型進行簡化,取消機身、升力風扇以及翼梢小翼。簡化后的計算模型如圖2所示。然后對機翼進行網格劃分,開口機翼的結構網格數約為200萬,完整機翼的結構網格約為180萬,設置流場域為長方體流場。機翼網格如圖3所示。

圖2　簡化的計算模型Fig.2　Simplified calculation model

圖3　機翼的網格劃分Fig.3　Mesh demarcation of the wing

本文采用FLUENT6.3.26進行前期處理、中期求解以及后期數據處理,通過ProfiliV2計算得到雷諾數為1.27×107,流體設為理想氣體;湍流模型為N-S方程的k-ε標準模型;壓力和速度的耦合采用SIMPLE算法,并采用單階精度;遠場壓力設為進出口邊界條件;機翼迎角為-9°～18°。

2　計算結果及分析

2.1開口機翼的氣動特性

在平飛狀態(tài)下,開口機翼在-9°～18°迎角范圍內,不同來流速度下的氣動特性如圖4所示。

圖4　開口機翼平飛狀態(tài)下的氣動特性Fig.4　Aerodynamics characteristics of opening wing in level flight condition

從圖4中可以看出:在相同速度下,升力系數隨迎角的增大而增大,當α>-2°時,機翼產生正升力，阻力系數呈先降后升的趨勢;當α>-3°時,阻力系數呈上升趨勢,俯仰力矩系數呈先降后升再降的趨勢,迎角-5°和6°為兩個拐點位置;當迎角一定時,升力系數(α>-2°時)、阻力系數和俯仰力矩系數均隨來流速度的增加而增加。

2.2開口機翼與完整機翼的氣動特性對比

在平飛狀態(tài)Ma=0.6時,對開口機翼與完整機翼的氣動特性進行對比,結果如圖5所示。

圖5　開口機翼與完整機翼的氣動特性對比Fig.5　Aerodynamics characteristics comparison between opening wing and complete wing

由圖5可以看出:

(1)迎角相同時,開口機翼產生的升力均小于完整機翼,且在α<-2°時產生負升力。

(2)開口機翼和完整機翼均在α=-3°附近產生最小阻力;開口機翼的阻力系數隨迎角的變化趨勢比完整機翼較緩;當α<12°時,開口機翼產生的阻力大于完整機翼,而α>12°后小于完整機翼。

(3)開口機翼俯仰力矩隨迎角的變化不大,且均為低頭力矩;完整機翼的俯仰力矩系數隨著迎角的增大而減小,且當α>9°時,產生抬頭力矩。

(4)開口機翼升阻比總體隨迎角加大呈上升趨勢,當α>-2°后均為正值,只有當迎角達到15°后才出現一定的下降趨勢;完整機翼升阻比均為正值,在α=3°時出現拐點,升阻比由升轉降,但均大于開口機翼。

3　流場分析

開口機翼在以Ma=0.6平飛狀態(tài)下,迎角分別為-6°,0°,6°,12°和18°時的機翼上下表面壓力分布如圖6所示。圖中,左側為機翼上表面;右側為機翼下表面。

圖6　開口機翼上下表面壓力分布圖Fig.6　Upper and lower surface pressure distribution on opening wing

由圖6可以看出:隨著迎角增大,開口處靠近機翼前緣部分壓力基本保持不變,靠近機翼后緣部分壓力不斷增大;機翼上表面壓力不斷減小,并且高壓部分逐步向機翼前緣移動;機翼下表面壓力不斷增大,并且高壓區(qū)也逐步向機翼前緣移動;在機翼上表面翼梢處出現了低壓區(qū),且呈擴大趨勢。

α=0°時,開口機翼的流場軌跡如圖7所示。可以看出:機翼開口處出現上下兩個渦;在機翼開口處的尾流中也產生了渦,且尾流速度明顯低于未開口處機翼尾流速度。

圖7　α=0°時開口機翼的流場軌跡Fig.7　Flow path of opening wings when α=0°

為了更加清楚地觀察開口處的流場,給出了沿機翼翼展方向350 mm剖面處的速度矢量圖、流場壓力分布云圖和渦量等值線圖,如圖8所示。

從圖8中可以看出:機翼開口處和機翼尾流均產生了較大的渦,對機翼產生較大的阻力;開口機翼的前半部分產生負升力,后半部分產生正升力;因為氣動中心位于機翼開口之間,所以開口機翼只產生低頭力矩。

4　結論

(1)開口機翼的升力系數、阻力系數、力矩系數和升阻比均隨來流速度的增大而增大。

(2)由于開口造成機翼面積減小,其升力特性明顯下降,且在α<-2°時,開口機翼不會產生正升力。

(3)由于開口處產生了氣流干擾,使得阻力系數加大;但正是由于干擾流場的存在,使得阻力系數隨迎角增大而上升的趨勢減緩。當α>12°時,開口機翼的阻力反而小于完整機翼,即開口機翼在大迎角下具有更好的阻力特性。

(4)由于機翼開口損失部分機翼面積,并且開口處機翼尾流產生了渦，造成較大的阻力,開口機翼的升阻比總是小于完整機翼,且變化比較平緩。

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(編輯：李怡)

Study on aerodynamic characteristics of lift-fan aircraft openings with flying wing configuration

WANG Qi, LIN Yu-xiang, DING Hou-an, ZHANG Yan-hai

(School of Aircraft Engineering, Nanchang Hangkong University, Nanchang 330063, China)

In order to obtain the effect laws of the openings on the aerodynamic characteristics of the flying wing configuration aircraft with lift-fan, the three-dimensional aerodynamics characteristics simulation of the opening wing was proceeded in level flight condition, and the characteristics of lift coefficient, drag coefficient and moment coefficient changing with the flow velocity and angle of attacked were analyzed. Results show that the drag coefficient and moment coefficient are on the rise with the increasing of the velocity. Under the same flow velocity, with the increasing of angle of attack, the lift coefficients increase, the drag coefficients are decreased firstly and then increased; the moment coefficients are decreased firstly and then increased and decreased, and always produce down moment.

lift-fan; flying wing configuration; opening wing; aerodynamic characteristics

2015-09-08;

2015-12-01; 網絡出版時間:2016-02-29 16:38

江西省自然科學基金資助(20142BAB206026)

王琦(1963-)，男，浙江東陽人，教授，博士，主要研究方向為飛機總體設計與結構優(yōu)化、飛行控制。

V211.41

A

1002-0853(2016)04-0029-04