变后掠翼身组合体阻力特性分析

陈元恺, 董彦非, 彭金京

(南昌航空大学 飞行器工程学院, 江西 南昌 330063)

0 引言

可变后掠翼(或变后掠翼)是指在飞行过程中机翼后掠角可以随飞机飞行高度、速度变化而改变的机翼。变后掠翼飞机最大的优点在于飞行中可以通过改变机翼后掠角来改进飞机升力、阻力特性,使飞机飞行性能在高速、低速都能得到优化[1]。

变后掠翼飞机设计的关键技术之一是变后掠驱动机构设计。传统的大型、高速变后掠翼飞机主要使用液压式驱动机构,存在质量和体积庞大、结构复杂的缺点,不仅加大飞机重量而且复杂的结构降低了飞机的可靠性,增加了维护费用[2]。

变后掠翼技术本身同时具有极佳的高速和低速性能。其面对的主要问题是如何设计变后掠的驱动机构,使其在保证合理气动中心的条件下简化机构、降低重量。

变后掠翼技术经历了20多年的沉寂之后,在材料科学技术以及智能控制技术得到飞速发展的背景下,近年来发展起来的几项关键技术有望克服过去变后掠翼飞机结构复杂笨重的缺点,充分发挥其优势[3]。主动气动弹性技术可以大大降低机翼结构刚度要求;智能材料结构将驱动、传感、控制和结构融为一体,为结构简洁、重量轻、可靠性高的智能变形机翼设计提供了物质基础。随控布局设计思想和主动控制技术的最新发展也为“变翼飞行”提供了相关技术支撑[4]。

此外,另辟蹊径的自适应弹性变后掠翼技术期望通过机翼弹性变后掠机构设计,取消结构复杂、质量大的变后掠翼驱动装置,达到自动根据飞行动压变化引起的气动阻力来驱动机翼后掠角变化[5]。因此,阻力特性分析是研究自适应弹性变后掠翼技术的基础。

变后掠翼飞机飞行过程中机翼所受阻力变化的主要因素是速度、迎角和后掠角[6]。要设计空气动力驱动机构,必须分析清楚阻力与速度、迎角、后掠角之间的变化关系。本文针对空气动力驱动方式(利用飞机飞行时机翼所受阻力作为驱动力,驱使机翼改变其后掠角),对变后掠翼身组合体阻力特性进行计算分析。

1 模型的建立及近似理论分析

1.1 翼身组合体设计

模型采用的变后掠方式是旋转变后掠,变后掠所带来的影响包括造成气动中心转移,影响飞机的纵向和横向稳定性[6]。为了减小气动中心转移带来的负面效应,模型机翼设计为内翼、外翼两段,内翼与机身固联,不可转动,外翼可以绕两翼联接的前缘转动40°。图1和图2分别为翼身组合体平面示意图和外翼后掠示意图。

图1 翼身组合体平面图Fig.1 Plane of wing-body

图2 外翼后掠示意图Fig.2 Sweeping of outer wing

变后掠翼的重要特点是当机翼外翼转动时翼型参数发生变化,这种变化从满足不同飞行状态要求的观点来看是有利的。例如,如果对于小后掠角机翼来说,采用相当大的相对厚度和中等弯度的翼型(为了保证在亚临界马赫数下升阻比高、升力特性高，并使翼梢剖面大迎角时有必需的升力余量),而当外翼后掠角增大时,由于剖面转动,翼型的相对厚度和弯度明显减小,这使跨声速和超声速飞行状态下利于得到可接受的特性[7]。

本文采用catia对机翼机身建模,模型由三部分组成：机身、机翼固定的内翼、可绕内翼前缘最外端后掠的外翼。外翼前缘后掠角范围为20°～ 60°,建立了如图3所示的5个模型。

图3 不同后掠角下的翼身组合体Fig.3 Wing-body at different sweep angles

1.2 近似理论分析

机翼阻力与升力的关系密切,在较大雷诺数下,机翼升力系数近似公式为[8]:

(1)

式中,B0=CL/αabs;αabs为绝对迎角;A为展弦比。

阻力系数近似公式为[8]:

(2)

式中,CDi为诱导阻力系数;ki为机翼平面形状修正系数。

在亚声速、不考虑激波阻力的情况下[8]:

CD=CD0+CDi

(3)

式中,CD为机翼阻力系数;CD0为翼型阻力系数。

在升力较大的情况下,后掠角的变化对机翼诱导阻力系数的影响比寄生阻力大,所以把后掠角变化对机翼总阻力的影响近似为对诱导阻力的影响[8]。

(4)

式中,Di为诱导阻力;L为升力;e近似为一个常数;q∞为自由来流动压;b0为展长;ΔΛ为后掠角变化量。总阻力对ΔΛ求偏导得:

(5)

令∂Di/∂ΔΛ=0,设计中后掠角可以从20°变化到60°,所以,0°≤ΔΛ≤40°, ΔΛ有唯一解:ΔΛ=0°。即60°的后掠角飞机模型总阻力最小;从20°的后掠角变化到60°的后掠角,总阻力减小。这个推论可以用于之后fluent计算结果的验证。

2 阻力特性分析

本文采用流场分析软件fluent对模型进行仿真计算,模型建立之后导入gambit中进行网格划分,之后进行fluent分析。流体模型采用S-A湍流模型,该模型是一个相对简单的单方程模型,只求解一个有关涡粘性的输运方程,计算量相对较小,常用于空气动力学中飞行器的流场分析。

(1)不同后掠角下迎角对阻力的影响

图4给出了Ma=0.4，Re=2.5×106时,不同后掠角下翼身组合体阻力系数随迎角增大的曲线图。从图中可以看出,后掠角不变的情况下,阻力系数随迎角增大而增大,随着迎角的增大,阻力系数增大的速率变大;同一迎角下,大后掠角模型的阻力系数曲线始终在小后掠角阻力系数曲线下方,即随着后掠角的增大,阻力系数增大。图5给出了Ma=0.8,Re=4.5×106时,各后掠角下阻力系数随迎角的变化关系。由图5可以看出，其阻力系数曲线的变化规律与Ma=0.4时基本一致。与图4相比,图5中同一迎角下,不同后掠角阻力系数曲线之间的间隔更大。

图4 Ma=0.4时迎角对阻力的影响Fig.4 Impact of AOA on wing-body drag when Ma=0.4

图5 Ma=0.8时迎角对阻力的影响Fig.5 Impact of AOA on wing-body drag when Ma=0.8

(2)不同后掠角下马赫数对阻力的影响

图6给出了α=4°时不同后掠角下阻力系数与速度的变化关系。由图6可以看出,Ma从0.4变化到0.7时，各个后掠角下阻力系数的增长都比较平缓,Ma从0.7增加到0.8后,20°,30°和40°后掠角下的阻力系数急剧上升,而50°和60°后掠角下阻力系数的增加保持平缓。图7给出了α=8°时阻力系数的变化。由图7可以看出,阻力系数变化规律与图6基本一致。由于局部激波的产生,小后掠角下阻力系数在接近声速时急剧上升，而大后掠角延缓了激波的生成,因而在50°和60°时阻力系数仍然保持平缓增加。

图6 α=4°时Ma对阻力的影响Fig.6 Impact of Ma number on wing-body drag when α=4°

图7 α=8°时Ma对阻力的影响Fig.7 Impact of Ma number on wing-body drag when α=8°

3 结论

总结对变后掠翼身组合体阻力特性的研究,得到以下结论:

(1)本文采用的分部式机翼结构设计可以兼顾变后掠所带来的阻力收益以及气动中心转移带来的负面效应。计算结果与近似理论分析得出的推论相符合,因此本文fluent计算结果合理可信。

(2)亚声速下迎角对阻力系数的影响较大,且随着迎角的增大影响加大,阻力系数与迎角的变化曲线近似一条二次曲线,后掠角的增大可以使二次曲线整体下移,即后掠角的增大使阻力系数下降。

(3)马赫数对阻力系数的影响分为两段:在机翼局部激波产生之前,马赫数对阻力系数影响不大,阻力系数随马赫数变化曲线近似为一条斜线;随着马赫数接近声速,机翼出现局部激波,阻力系数剧增。增加后掠角可以有效地延缓激波的产生,在一定范围内(0°～8°迎角),后掠角越大,效果越明显。

(4)在恒定迎角和恒定速度下,利用飞行阻力驱使机翼向后偏转,达到更大后掠角后,阻力将减小;随着速度的增加,激波的产生使阻力急剧增长,阻力驱使机翼后掠的效果增强。在亚声速范围,阻力的变化趋势与最佳后掠角所需驱动力基本一致;

激波产生后,阻力的变化趋势大于最佳后掠角所需驱动力。合理设计弹性驱动机构,可以实现利用飞行阻力驱动机翼变后掠的目标。

由于本文没有对变后掠的连续过程进行建模和分析,无法给出变形速率对阻力系数的影响。后续研究需要对变后掠机构进行详细设计,将机构加入翼身组合体模型之中,研究变后掠动态过程中翼身组合体整体空气动力特性。

参考文献：

[1] Suleman A,Moniz P A.Active aeroelastic aircraft structures[C]//Bretta N,Robert L S III.European Conference on Computational Mechanics:Solids,Structures and Coupled Problems in Engineering.Lisbon:Springer,2006:596-604.

[2] 比施根斯T C.超声速飞机空气动力学和飞行力学[M].郭桢,译.上海:上海交通大学出版社,2009:85-95.

[3] Gerald Andersen,David Cowan,David Piatak.Aeroelastic modeling,analysis and testing of a morphing wing structure[R].AIAA-2007-1734,2007.

[4] 吴俊.变形翼分布式协同控制技术研究[D].南京:南京航空航天大学,2011.

[5] Michael Love,Scott Zink,Ron Stroud,et al.Impact of actuation concepts on morphing aircraft structures[R].AIAA-2004-1724,2004.

[6] Deepak S Ramrkahyani, George A Lesieutre. Aircraft structural morphing using tendon actuated compliant cellular trusses[R].AIAA-2004-1728,2004.

[7] Michael Amprikidis,Jonathan Cooper,Chris Rogerson,et al.On the use of adaptive internal structures for wing shape control[R].AIAA-2005-2042,2005.

[8] 方宝瑞.飞机气动布局设计[M].北京:航空工业出版社,1997:363-368.