賈文雋,華 欣，史繼拓，左晨熠

(1.空軍航空大學(xué) a.航空作戰(zhàn)勤務(wù)學(xué)院; b.教學(xué)考評(píng)中心， 長(zhǎng)春 130022；2.中國(guó)人民解放軍 95437 部隊(duì)，四川 南充 637000)

進(jìn)入本世紀(jì)以來，長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)應(yīng)用十分廣泛[1]。仿生機(jī)翼的應(yīng)用提高了機(jī)翼的氣動(dòng)效率[2-3]，大展弦比輕質(zhì)機(jī)翼的應(yīng)用使得機(jī)翼的升阻比提高，但同時(shí)機(jī)翼的柔性也會(huì)增大，機(jī)翼不再是線性化的小變形，嚴(yán)重影響了飛行性能[4]。

因此對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)彈性的研究被提上議程。

目前，研究氣動(dòng)彈性問題的方法主要有3種，即：風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，飛行試驗(yàn)和數(shù)值模擬[5]。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的成本過高，而且由于邊界效應(yīng)的干擾與真實(shí)流場(chǎng)有一定差距，使結(jié)果不準(zhǔn)確。飛行試驗(yàn)的危險(xiǎn)性較大,而數(shù)值模擬成本低廉，在計(jì)算條件設(shè)置上更加便捷，因此是氣動(dòng)彈性研究的首選方法[6]。數(shù)值模擬要將計(jì)算流體力學(xué)與計(jì)算結(jié)構(gòu)力學(xué)進(jìn)行耦合計(jì)算，即流固耦合計(jì)算[7-8]。

本文采用仿生海鷗翼型改進(jìn)的大展弦比機(jī)翼，采用格子玻爾茲曼流固耦合方法分析機(jī)翼的氣動(dòng)彈性特征，與普通的氣動(dòng)分析進(jìn)行對(duì)比，指出采用流固耦合分析方法研究氣動(dòng)彈性問題的必要性。進(jìn)一步對(duì)比了仿生機(jī)翼與標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼的氣動(dòng)性能，分析仿生機(jī)翼的優(yōu)勢(shì)和不足。

1 仿生機(jī)翼的構(gòu)建及網(wǎng)格劃分

鳥類飛行時(shí)具有低阻力、高升力的特性，將海鷗、長(zhǎng)耳鸮等典型鳥類的低阻力、高升力特性應(yīng)用到機(jī)翼設(shè)計(jì)上，對(duì)機(jī)翼翼型進(jìn)行仿生設(shè)計(jì)是提高飛機(jī)效率的有效方法[9]。哈爾濱工業(yè)大學(xué)的潘爾振對(duì)海鷗的飛行原理進(jìn)行了研究[10]，并針對(duì)需求設(shè)計(jì)出了仿生海鷗機(jī)翼，進(jìn)行了多款實(shí)物試飛?？紤]在低速領(lǐng)域，鳥類的飛行效率與人類設(shè)計(jì)的飛行器相比更加高效。

本文的計(jì)算對(duì)象是大展弦比仿海鷗構(gòu)型機(jī)翼,通過對(duì)海鷗翅翼樣本進(jìn)行逆向建模并優(yōu)化得到逆向翅翼模型[11-13]如圖1所示。

圖1 逆向翅翼模型示意圖

選取海鷗逆向翅翼模型展長(zhǎng)50%處的翼型為基本翼型，按照?qǐng)D1的俯視圖中線為放樣引導(dǎo)線對(duì)翼型放樣，在此基礎(chǔ)上在翼尖方向上添加了一段平直機(jī)翼，機(jī)翼模型如圖2所示，翼展構(gòu)型尺寸如圖3所示。

圖2 機(jī)翼模型

圖3 翼展構(gòu)型尺寸

2 計(jì)算域的確立

采用XFlow軟件分析流場(chǎng)，所建立的計(jì)算域是矩形區(qū)域，大小為12 m×4 m×6 m。邊界條件為機(jī)翼翼根所接觸壁面為自由滑移邊界條件，兩邊壁面為周期性邊界條件，前后分別為速度入口和壓力出口，速度方向垂直于入口邊界。為了協(xié)調(diào)計(jì)算準(zhǔn)確性和計(jì)算時(shí)間之間的關(guān)系，基于格子玻爾茲曼方法對(duì)機(jī)翼及流場(chǎng)進(jìn)行格子分布[14]，流體域設(shè)置為自適應(yīng)加密格子場(chǎng)，對(duì)流場(chǎng)遠(yuǎn)場(chǎng)端格子進(jìn)行稀疏分布，求解模型區(qū)域?qū)Ω褡臃植歼M(jìn)行加密，提高計(jì)算效率。流場(chǎng)及機(jī)翼加密分布如圖4所示。湍流模型選用LES-Wale模型[15]。

圖4 流場(chǎng)域格子分布

當(dāng)需要考慮氣動(dòng)彈性問題進(jìn)行流固耦合計(jì)算時(shí)，流場(chǎng)計(jì)算時(shí)間步設(shè)為0.000 8 s；結(jié)構(gòu)分析在Nastran中完成，時(shí)間步為0.005 s；XFlow和Nastran聯(lián)合起來基于Simxpert計(jì)算平臺(tái)進(jìn)行大展弦比仿生機(jī)翼流固耦合計(jì)算每0.002 s耦合1次，共計(jì)算5 s。

將仿生機(jī)翼模型進(jìn)行1∶10縮比，采用體網(wǎng)格的方式對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖5所示。

圖5 機(jī)翼網(wǎng)格劃分

3 仿生機(jī)翼無(wú)耦合與流固耦合計(jì)算分析

3.1 氣動(dòng)力對(duì)比分析

圖6～圖7表示在0°迎角下，速度載荷分別為：30 m/s、45 m/s、55 m/s時(shí)，大展弦比仿生機(jī)翼分別采用傳統(tǒng)無(wú)耦合CFD算法與流固耦合算法的氣動(dòng)升力、阻力。

圖6 升力圖

圖7 阻力圖

由上圖可知，無(wú)耦合算法與流固耦合法計(jì)算得的升力和阻力有著相似的變化趨勢(shì)，即隨著速度的增加，升力和阻力都增大。但兩種的算法的計(jì)算結(jié)果有一定的差異。就升力而言，無(wú)耦合算法所得的升力大小介于流固耦合算法的最大升力與最小升力之間；與最大升力相比偏差較小，偏差率在4%以內(nèi)，伴隨速度的增加偏差率上下浮動(dòng)，在速度為30m/s時(shí)偏差最大；與最小升力相比偏差較大，偏差率在10%～20%之間，伴隨速度的增加偏差率上下浮動(dòng)，在速度為30 m/s時(shí)偏差最大。流固耦合計(jì)算對(duì)阻力的結(jié)果影響較大，流固耦合的最大阻力和最小阻力均大于無(wú)耦合時(shí)的阻力，隨著速度的增加偏差率急劇增大，甚至超過了100%，分別在55 m/s和45 m/s達(dá)到最大值。氣動(dòng)力是機(jī)翼設(shè)計(jì)的一項(xiàng)重要指標(biāo)，然而傳統(tǒng)無(wú)耦合算法的結(jié)果與實(shí)際情況偏差較大，對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)性能分析和安全性造成了一定的影響，而流固耦合分析更貼近實(shí)際情況，為機(jī)翼的設(shè)計(jì)提供了很好的參考價(jià)值。

3.2 流場(chǎng)對(duì)比分析

為了分析氣動(dòng)力變化的的原因，并進(jìn)一步對(duì)比兩種計(jì)算方法的區(qū)別。在不同速度載荷下對(duì)翼面的壓力云圖進(jìn)行對(duì)比分析，如圖8～圖10所示。在流固耦合分析時(shí)，翼尖最大位移時(shí)刻為0.085 s，分析此時(shí)的壓力云圖。

圖8 V=30 m/s載荷下壓力云圖

圖9 V=45 m/s載荷下壓力云圖

圖10 V=55 m/s載荷下壓力云圖

由上圖可知，兩種算法下的翼面壓力圖有很多相似之處。當(dāng)速度載荷增大時(shí)，下翼面的正壓力值增大，上翼面的負(fù)壓力值減小，因此上下翼面的壓差增大，升力由此增大。在上翼面，從前緣到后緣，壓力呈逐漸增大的趨勢(shì)；而下翼面的壓力值從前緣到后緣壓力先增大后減小，升力的主要產(chǎn)生區(qū)是下翼面的后緣。

對(duì)比不同速度載荷下的FSI和NO-FSI翼面的壓力云圖，兩者翼面壓力分布的區(qū)域和大小類似，因此無(wú)耦合算法的升力值與流固耦合算法的升力值相差不大，介于最大升力和最小升力之間。但在V=30 m/s時(shí)，相比FSI,NO- FSI下翼面的壓力分布更為均勻；V=55 m/s時(shí)FSI下翼面前緣的負(fù)壓區(qū)面積增大，壓力值降低，差距較為明顯。

用流固耦合法分析氣動(dòng)彈性響應(yīng)問題時(shí)，機(jī)翼扭轉(zhuǎn)及彎曲使得機(jī)翼受到的氣動(dòng)載荷重新分布，機(jī)翼沿展向迎角發(fā)生改變，在機(jī)翼振蕩的過程中，機(jī)翼周圍流場(chǎng)產(chǎn)生了周期性改變[16]。機(jī)翼氣動(dòng)外形發(fā)生改變，使得初始設(shè)計(jì)出的機(jī)翼氣動(dòng)外形失效，引起升力偏差的同時(shí)增大機(jī)翼阻力，嚴(yán)重影響了飛行效率。因此對(duì)機(jī)翼流固耦合的研究有著重要的意義。

4 仿生機(jī)翼和標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼的流固耦合計(jì)算分析

構(gòu)建大展弦比標(biāo)準(zhǔn)平直機(jī)翼，翼型采用NACA0417翼型，尺寸與大展弦比仿生機(jī)翼大小相同。將標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼進(jìn)行1∶10縮放，機(jī)翼的形狀和網(wǎng)格劃分如圖11所示。

圖11 機(jī)翼網(wǎng)格劃分

對(duì)大展弦比標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼在30 m/s速度載荷下進(jìn)行流固耦合分析，計(jì)算環(huán)境與大展弦比仿生機(jī)翼流固耦合計(jì)算環(huán)境一致。

4.1 升阻力對(duì)比分析

對(duì)兩種機(jī)翼在1 s內(nèi)升阻比變化進(jìn)行整理，如圖12所示。

圖12 1 s內(nèi)升阻比變化及翼尖位移響應(yīng)曲線

仿生機(jī)翼與標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼升阻比極值對(duì)應(yīng)時(shí)間如表1所示。

表1 升阻比峰值時(shí)間點(diǎn) s

通過翼尖響應(yīng)曲線，兩組機(jī)翼升阻比最大時(shí)，對(duì)應(yīng)為機(jī)翼恢復(fù)原有構(gòu)型時(shí)刻。升阻比最小時(shí)，對(duì)應(yīng)為機(jī)翼最大上彎時(shí)刻。仿生機(jī)翼升阻比最小值為最大值的75.16%，標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼升阻比最小值為最大值的82.11%。相同速度載荷情況下，標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼最大升阻比為仿生機(jī)翼最大升阻比的46%。從翼尖位移響應(yīng)曲線可以得出，仿生機(jī)翼翼尖響應(yīng)衰減速度大于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼。

為了分析出機(jī)翼在氣動(dòng)彈性響應(yīng)過程中氣動(dòng)力變化的原因及仿生機(jī)翼構(gòu)型優(yōu)于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼的原因，對(duì)兩組機(jī)翼最大位移位置速度場(chǎng)、壓力場(chǎng)、翼載荷、應(yīng)力分布進(jìn)行分析。

4.2 流場(chǎng)對(duì)比分析

標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼最大位移為0.000 824 92 m，發(fā)生在0.060 s，仿生機(jī)翼最大位移為0.011 7 m，發(fā)生在0.085 s，此時(shí)標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼升阻比僅為仿生機(jī)翼的42.6%，機(jī)翼最大變形時(shí)，仿生機(jī)翼與標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼上翼面速度圖為圖13所示。

圖13 上翼面速度分布圖

從圖中可以看出相對(duì)于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼，仿生機(jī)翼前凸處產(chǎn)生沿展向速度，速度云圖表明仿生構(gòu)型使氣流發(fā)生偏折，分別向翼根和翼尖流動(dòng)。在機(jī)翼上彎時(shí)，在機(jī)翼翼展2/3處彎曲位置觀察到明顯的氣流阻滯，說明了仿海鷗構(gòu)型機(jī)翼對(duì)氣動(dòng)彈性彎曲的抑制作用。

觀察兩組機(jī)翼最大翼尖響應(yīng)時(shí)上下表面壓力分布，上翼面壓力相近，仿生機(jī)翼下翼面靜壓顯著大于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼靜壓，仿生機(jī)翼上下表面壓差更大，相同速度下提供了更大的升力。機(jī)翼彎曲時(shí)，在仿生機(jī)翼前凸處上下翼面壓差最大為機(jī)翼主升力區(qū)，仿生翼型特征具有明顯的增升作用。如圖14所示。

圖14 機(jī)翼下表面靜壓云圖

4.3 結(jié)構(gòu)響應(yīng)對(duì)比分析

在仿生機(jī)翼和標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼分別到達(dá)最大振幅時(shí)，根據(jù)機(jī)翼表面的外加載荷顯示，仿生機(jī)翼受載荷面積更大，與上一節(jié)中流場(chǎng)分析結(jié)果一致。在最大彎曲位置時(shí)，標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼外載荷主要集中在翼根處，仿生機(jī)翼沿翼展方向受載面更大，提高了有效機(jī)翼面積。標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼最大載荷為仿生機(jī)翼的80.5%，如圖15所示。

圖15 機(jī)翼上表面載荷云圖

在兩組機(jī)翼分別到達(dá)最大翼尖響應(yīng)時(shí)，應(yīng)力云圖顯示仿生機(jī)翼所受應(yīng)力相比標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼更加均勻，標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼應(yīng)力分布為翼根處應(yīng)力顯著大于其他區(qū)域，機(jī)翼局部受力過大，容易產(chǎn)生疲勞斷裂，仿生機(jī)翼展示了更好的構(gòu)型優(yōu)勢(shì)。仿生機(jī)翼結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力大于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力，表明基于仿生構(gòu)型的機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有待進(jìn)一步提高。如圖16所示。

圖16 機(jī)翼應(yīng)力云圖

綜上所述，相比于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼，仿生機(jī)翼有著更高的升阻比，為大展弦比機(jī)翼外形設(shè)計(jì)提供參考。仿生機(jī)翼上下翼面展向氣流對(duì)翼尖繞流有著抑制作用，抑制機(jī)翼的彎曲變形。相比于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼，仿生機(jī)翼表面的壓力分布更加均勻，但是最大應(yīng)力大于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼，因此應(yīng)對(duì)仿生機(jī)翼的內(nèi)部進(jìn)一步設(shè)計(jì)。

5 結(jié)論

1) 當(dāng)來流速度增大時(shí)，仿生機(jī)翼上翼面壓力減小、下翼面壓力增大，上下翼面壓差增大，升力、阻力增大。升力主要產(chǎn)生區(qū)在下翼面的后緣。

2) 相比于非耦合法，采用流固耦合法分析時(shí)，機(jī)翼的升力略有損失，阻力急劇增大，機(jī)翼產(chǎn)生了彎曲和扭轉(zhuǎn)變形，使原有的氣動(dòng)性能失效，機(jī)翼結(jié)構(gòu)破壞的可能性加大，影響飛行安全。

3) 在流固耦合分析時(shí)，相較于標(biāo)準(zhǔn)機(jī)翼，仿生機(jī)翼具有升阻比更大，抑制結(jié)構(gòu)變形等優(yōu)勢(shì)，但其最大應(yīng)力較大，還需要進(jìn)行內(nèi)部結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)。