姜 文， 蘇新兵， 張鈞奕， 趙?，|， 王 振

(空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院， 西安, 710038)

鴨翼耦合前掠翼布局飛行器具有良好的低速操縱性能和大迎角失速特性，是未來殲擊機(jī)和攻擊轟炸機(jī)的優(yōu)選氣動(dòng)布局之一[1-2]。合理地布置鴨翼尺寸和相對(duì)位置可提高飛行器的低速操控性能，減小跨聲速階段的阻力并提升失速特性，降低超音速飛行時(shí)的噪音，但前掠翼靜氣動(dòng)彈性發(fā)散[3]的固有缺陷使得其投入工程應(yīng)用十分困難。主動(dòng)控制技術(shù)與多控制面相結(jié)合的主動(dòng)氣動(dòng)彈性機(jī)翼(active aeroelastic wing，AAW)[4-5]被認(rèn)為是抑制柔性機(jī)翼靜氣彈發(fā)散的有效方式之一。因此，研究多控制面對(duì)鴨翼-前掠翼飛行器靜氣動(dòng)彈性特性的影響規(guī)律具有重要意義。

對(duì)于柔性飛行器的氣動(dòng)彈性問題，國(guó)內(nèi)外學(xué)者開展了試驗(yàn)和仿真研究。研究人員通過彈性相似模型的風(fēng)洞試驗(yàn)開展了大展弦比彈性機(jī)翼的氣動(dòng)特性研究和陣風(fēng)減緩主動(dòng)控制律驗(yàn)證[6-7]，葉正寅等人采用CFD/CSD耦合計(jì)算方法針多種布局飛行器的氣動(dòng)彈性特性和非線性氣動(dòng)彈性響應(yīng)進(jìn)行了計(jì)算，并提出了采用操縱面抑制變形的技術(shù)[8-12]。

1 計(jì)算模型

本文選擇的鴨翼-前掠翼基本模型是以文獻(xiàn)[1]中的模型為基礎(chǔ)發(fā)展而來，見圖1。

圖1中機(jī)身整體呈橢圓柱形，機(jī)頭近似為斜錐體，機(jī)頭上部帶有水泡型座艙。主機(jī)翼為前掠翼，鴨翼為梯形后掠翼，截面均為NACA 64A010翼型，翼型后緣作切尖處理。前掠翼半展長(zhǎng)為300 mm，翼根長(zhǎng)度為224.80 mm，根稍比為2.50，主機(jī)翼前、后緣掠角分別為40°和52.20°，平均空氣動(dòng)力弦長(zhǎng)為167.00 mm。鴨翼半展長(zhǎng)為162.00 mm，翼根長(zhǎng)度為158.70 mm，根稍比為3.19，鴨翼在垂直高度上高出主機(jī)翼50.24 mm。

前、后緣控制面的偏轉(zhuǎn)角度如表1所示。此處約定前緣控制面上偏和后緣控制面下偏為正。

表1 前、后緣控制面偏轉(zhuǎn)角度 單位：(°)

入口的來流條件為Ma=0.6，Re=2.32×106，ρ=1.225 05 kg/m3，T=288.15 K，p=101.25 kPa。為簡(jiǎn)化研究，機(jī)體和鴨翼設(shè)置為剛性，不考慮變形。主機(jī)翼整體與機(jī)身完全固支，主體結(jié)構(gòu)為各向異性的復(fù)合材料，等效材料屬性為E1=0.89 GPa，E2=1.54 GPa，ν=0.31，G=2.60 GPa，ρ1=381.98 kg/m3，前、后緣控制面采用各向同性的鋁合金材料，材料屬性為E=72 GPa，ν=0.34，ρ2=2 700 kg/m3。E1表示機(jī)體坐標(biāo)系中X和Z方向上的彈性模量，E2表示機(jī)體坐標(biāo)系中Y方向上的彈性模量，ν為泊松比，G為剪切模量。

采用多面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行剖分，主機(jī)翼和前、后緣控制面分別進(jìn)行不同程度的局部加密處理，設(shè)置總厚度為1.50 mm的棱柱型近壁層。在計(jì)算時(shí)采用半模，劃分后得到流場(chǎng)的網(wǎng)格數(shù)量在300萬至350萬之間。主機(jī)翼結(jié)構(gòu)采用四面體網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格數(shù)量級(jí)為30萬，如圖2所示。遠(yuǎn)場(chǎng)設(shè)置為自由流，壁面為無滑移條件，收斂條件為殘差小于10-5。

圖2 計(jì)算流場(chǎng)和結(jié)構(gòu)模型網(wǎng)格

2 計(jì)算方法

本文采用CFD/CSD松耦合算法計(jì)算彈性機(jī)翼的氣動(dòng)特性和彈性變形，在一個(gè)時(shí)間步長(zhǎng)內(nèi)，分別對(duì)流體域和結(jié)構(gòu)域進(jìn)行計(jì)算，在時(shí)間步末進(jìn)行數(shù)據(jù)交換，流體域?qū)鈩?dòng)力負(fù)載傳給結(jié)構(gòu)域并作用于固體表面，而結(jié)構(gòu)域?qū)⑽灰苽鬟f給流場(chǎng)域并作為網(wǎng)格變形的輸入，直至氣動(dòng)力和變形達(dá)到收斂條件。

流體域計(jì)算時(shí)采用三維N-S方程[13]，在標(biāo)準(zhǔn)坐標(biāo)系中，三維N-S方程可表示為：

(1)

式中：Ω為控制體;Q為控制方程狀態(tài)矢量矩陣;G為無黏通矢量項(xiàng);FV為黏性通矢量項(xiàng);SK為控制體表面；S為SK的方向向量。湍流模型選用標(biāo)準(zhǔn)Spalart-Allmaras(S-A)模型[14]，S-A湍流模型在附著流動(dòng)和局部分離的情況下，與實(shí)驗(yàn)結(jié)果貼合較好，在保證計(jì)算精度的同時(shí)能減少達(dá)到收斂需要的迭代次數(shù)。

結(jié)構(gòu)計(jì)算采用線彈性靜力學(xué)理論。在不考慮慣性力作用時(shí)，網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)的位移變形量與所受氣動(dòng)載荷成正比。

計(jì)算時(shí)需要選定同一組表面作為數(shù)據(jù)交互界面[15]，由于氣動(dòng)計(jì)算網(wǎng)格和結(jié)構(gòu)有限元網(wǎng)格通常具有不同的拓?fù)浞绞胶头植济芏?，因此采用常體積轉(zhuǎn)換法[16]實(shí)現(xiàn)耦合界面的數(shù)據(jù)傳遞。

3 結(jié)果與分析

3.1 控制面單獨(dú)偏轉(zhuǎn)

基于CFD/CSD松耦合算法計(jì)算得到Ma=0.6時(shí)升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)等氣動(dòng)參數(shù)隨迎角的變化曲線，如圖3所示。

圖3 氣動(dòng)參數(shù)

由圖3可見，相比于剛性模型，在α<16°和α>28°時(shí)，彈性模型升力系數(shù)較大。彈性模型失速迎角增大了8°左右，最大升力系數(shù)增加了約14.21%。單個(gè)操縱面偏轉(zhuǎn)引起的阻力系數(shù)變化非常小，同一迎角下，彈性模型的阻力系數(shù)比剛性模型有顯著的增加。在α<12°時(shí)，彈性模型整體俯仰力矩較大，在12°<α<40°時(shí)，情況相反，在α>40°時(shí)，彈性模型和剛性模型俯仰力矩趨于相同。彈性模型與剛性模型相比，最大升阻比減小，且最大升阻比對(duì)應(yīng)的迎角也減小了約2°。各模型與對(duì)應(yīng)基準(zhǔn)模型的氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比情況如表2所示。

表2 各模型與對(duì)應(yīng)基準(zhǔn)模型的氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比

圖4給出的是翼梢位移和扭轉(zhuǎn)角隨迎角的變化曲線。

圖4 彈性變形位移和扭轉(zhuǎn)角

由圖4可知，F(xiàn)SW01和FSW02的翼梢前緣位移相較于基準(zhǔn)模型增大，而FSW03的減小。相比于基準(zhǔn)模型，F(xiàn)SW03的翼梢扭轉(zhuǎn)角減小，而FSW02在α<32°時(shí)翼梢扭轉(zhuǎn)角增大，在α>32°時(shí)基本保持一致。FSW01在α<32°時(shí)翼梢扭轉(zhuǎn)角減小，在α>32°時(shí)增大。因此，后緣控制面上偏對(duì)彎扭變形的抑制效果最佳；前緣控制面下偏僅在小迎角范圍對(duì)減小位移有效；后緣控制面下偏使得變形進(jìn)一步加劇。

圖5為α=8°時(shí)Y=261 mm(控制面的對(duì)稱面)截面處的壓力系數(shù)云圖。由圖5可知，前緣向下偏轉(zhuǎn)增大了截面彎度，氣流更不容易分離，前緣上表面吸力增加，而彈性變形使得有效迎角增大，低壓吸力區(qū)覆蓋范圍更廣，升力系數(shù)提高。后緣控制面向下偏轉(zhuǎn)增加了機(jī)翼的環(huán)量，改善了后緣流動(dòng)效果，整體升力增大，彈性變形特性惡化，進(jìn)一步使得焦點(diǎn)向前移動(dòng)，增大了低頭力矩。后緣控制面向上偏轉(zhuǎn)時(shí)，表面分離產(chǎn)生較早，吸力降低，后緣部位的下表面形成駐渦空腔，壓力減小，2種作用共同降低了整體升力，從而減小了變形。

圖5 α=8°、Y=261 mm截面處的壓力系數(shù)云圖

3.2 控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)

在相同條件下計(jì)算，得到控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時(shí)氣動(dòng)參數(shù)隨迎角的變化曲線，如圖6所示。由圖6可知，協(xié)同偏轉(zhuǎn)引起的參數(shù)變化更為顯著。

圖6 控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時(shí)的氣動(dòng)參數(shù)

各模型與對(duì)應(yīng)基準(zhǔn)模型的氣動(dòng)參數(shù)變化情況如表3所示。由表可知，同向偏轉(zhuǎn)比反向偏轉(zhuǎn)的氣動(dòng)特性更好。

表3 各模型與對(duì)應(yīng)基準(zhǔn)模型的氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比

根據(jù)圖7控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時(shí)的變形位移和扭轉(zhuǎn)角隨迎角的變化曲線可知，前、后緣控制面反向偏轉(zhuǎn)能明顯抑制彈性變形，而同向偏轉(zhuǎn)在大迎角區(qū)間能緩解扭轉(zhuǎn)，但加重了整體的彎曲程度。

前、后緣控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)引起的參數(shù)變化更為顯著，這是單個(gè)控制面偏轉(zhuǎn)作用效果疊加的作用。從圖8給出的α=24°時(shí)X=590 mm的截面流線可知，前、后緣控制面同向偏轉(zhuǎn)和反向偏轉(zhuǎn)時(shí)流場(chǎng)中主要有前緣渦、翼尖渦和機(jī)體渦，后緣渦的強(qiáng)度和范圍都比較小。同向偏轉(zhuǎn)比反向偏轉(zhuǎn)時(shí)翼尖渦位置更靠前，與前緣渦相互作用改善了流場(chǎng)環(huán)境，而后緣渦的強(qiáng)度也大于同向偏轉(zhuǎn)，增大了升力系數(shù)，因此變形位移也相對(duì)較大。

圖7 控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)時(shí)的變形位移和扭轉(zhuǎn)角

圖8 α=24°時(shí)X=590 mm截面處的流線圖

4 結(jié)論

1)相比于剛性機(jī)翼，同一迎角下彈性機(jī)翼具有更大的升力系數(shù)，彈性機(jī)翼的失速迎角更大且出現(xiàn)明顯的升力系數(shù)平臺(tái)。

2)控制面偏轉(zhuǎn)方式的變化對(duì)氣動(dòng)性能和彈性變形有不同影響。前緣控制面下偏和后緣控制面下偏都能增大彈性機(jī)翼的升力系數(shù)，最大分別增加2.60%和8.69%，后緣控制面下偏的效果更好，但前緣控制面下偏時(shí)的增大迎角范圍更大；后緣控制面上偏對(duì)彎扭變形的抑制效果最佳。

3)前、后緣控制面協(xié)同偏轉(zhuǎn)帶來的氣動(dòng)參數(shù)和位移增量比單個(gè)控制面偏轉(zhuǎn)時(shí)更加顯著，同向偏轉(zhuǎn)增大了升力系數(shù)；反向偏轉(zhuǎn)增大了彈性機(jī)翼的最大升阻比，且反向偏轉(zhuǎn)可在小迎角范圍內(nèi)降低彈性變形和扭轉(zhuǎn)的同時(shí)維持較高的升力系數(shù)。