基于CFD的最优变后掠规律研究

陈元恺, 董彦非, 郭子昂, 赵振平

(1.上海航空测控技术研究所 故障诊断与健康管理技术航空科技重点实验室, 上海 201601;2.西安航空学院 飞行器学院,陕西 西安 710077)



基于CFD的最优变后掠规律研究

陈元恺1, 董彦非2, 郭子昂1, 赵振平1

(1.上海航空测控技术研究所 故障诊断与健康管理技术航空科技重点实验室, 上海 201601;2.西安航空学院 飞行器学院,陕西 西安 710077)

为了探寻变后掠翼飞行器最佳后掠角的变化规律,基于计算流体力学计算技术,对变后掠翼身组合体进行了气动计算,结合遗传算法对计算结果进行全局寻优,探索最优变后掠规律。首先基于变后掠飞行器设计的要求与方法,建立了“旋转式”变后掠翼身组合体三维模型;其次通过在宽广速域绕流流场的CFD数值模拟,得到了气动数据;最后结合遗传算法对气动数据进行全局寻优,得出了升阻比最佳的后掠角变化规律。仿真结果表明,采用遗传算法对变后掠飞机最佳后掠角进行全局寻优,可以得到合理的最佳后掠角变化规律曲线:在亚声速速域内随着速度的增大,为了降低诱导阻力,提高升阻比,最优后掠角平缓增大;在跨声速速域内,为了延缓激波阻力的形成,最优后掠角急剧上升。

最优变后掠规律; 变后掠翼; 翼身组合体;CFD; 遗传算法

0　引言

变后掠翼技术是指飞机在不同飞行状态下通过改变机翼后掠角来改进气动性能(增升、减阻),达到使飞机兼顾高速和低速飞行性能、大幅提升飞机的经济效益和作战性能的技术,在二十世纪六七十年代飞机设计中得到了广泛运用[1]。

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的升阻特性,使飞机的飞行性能在高速和低速都能得到优化[2-3]。变几何形状机翼的飞机布局,其后掠角在飞行中可以控制,能保证满足对现代超声速多状态飞机的一系列相互矛盾的要求[4-7]。

变后掠翼飞机也存在以下主要问题:首先机翼后掠角的改变带来了升阻特性的变化,采用什么样的后掠角变化规律,使得气动特性增益在不同飞行状态下最大化;其次变后掠翼由于结构复杂带来很多问题。为了支持机翼后掠角可变,机翼必须由可变动机构组成,增加了机身重量,机翼悬挂点减少,负载减少,灵活度减少。增加了机构的复杂度与固件的数量,可靠性大幅降低,同时生产复杂度和维护费用急剧增加[8-10]。针对变后掠翼技术遇到的瓶颈,美国国防高级研究计划局(DAPRA)2003年启动了“变体飞机结构”项目,旨在研制出新型的可变后掠翼飞行器。新概念下的变体飞行器机翼在重量上不超过传统的机翼[11]。

针对变后掠技术中的关键部分技术研究的现状,为了探索变后掠飞行器变形前后气动特性，寻找最佳后掠角变化规律,也为设计出结构简易、质量较小的自适应弹性变后掠机构提供技术基础,本文采用理论分析与仿真计算相结合的手段,在可变后掠角翼身组合体方面开展了研究。

1　模型的建立及CFD数值模拟

1.1模型的建立

为了探索变后掠翼机理及最佳变后掠规律,本文采用前期研究较为成熟的“旋转式”变后掠来建立变后掠翼身组合体模型[12-14]。“旋转式”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。

基于以上考虑,变后掠机翼的外翼布局采用高升力和高速特性,并且采用在跨声速飞机机翼翼端布局中的翼型。外翼在展开位置的相对厚度可以取8%～10%,相对弯度取1.5%～2.2%,以便在收起位置机翼弯度较小。翼身组合体模型包括: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°,主翼固定段翼型选取NACA2418、外翼可后掠翼段翼型选取NACA2412。建立了如图1所示的χ=20°,χ=40°和χ=60°三个模型。表1为各个模型的基本几何参数。

图1　不同后掠角下的翼身组合体Fig.1　Wing-body under different sweep angles

参数模型1模型2模型3bA/m0.2720.2720.272S/m20.9220.8930.862L/m3.2072.7912.152

1.2CFD数值模拟

采用流场分析软件Fluent对模型进行仿真计算,模型建立后导入Gambit中进行网格划分,之后再进行Fluent数值模拟。数值计算采用雷诺平均Navier-Stokes方程及Spalart-Allmaras单方程湍流模型的计算方法。雷诺平均数值模拟方法计算量相对较小,且能够提供翼身组合体表面主要旋涡分布等微观流场信息,故采用雷诺平均数值模拟方法[15]。用标准k-ε模型、RNGk-ε模型、k-ω模型、S-A模型等多种湍流模型计算对比发现,S-A模型对本文中翼身组合体周围边界层的流动计算最为准确,较为适合变后掠翼身组合体的数值仿真计算。

外边界(压力远场)采用自由流边界条件,内边界(翼型壁面)采用了无滑移固壁边界条件。计算时选用Simple算法,采用网格进行比较研究可以保证计算结果的网格无关性。

对三个不同后掠角翼身组合体模型，分别计算了高度为1 km、7个飞行迎角α(-4°,0°,4°,8°,12°,16°,20°)下4种来流速度V(Ma=0.4,0.6,0.8,1.0)时的升力和阻力系数,得到不同情况下的升阻比如表2～表5所示。

表2　Ma=0.4时不同迎角下各模型的升阻比

表3　Ma=0.6时不同迎角下各模型的升阻比

表4　Ma=0.8时不同迎角下各模型的升阻比

表5　Ma=1.0时不同迎角下各模型的升阻比

2　变后掠规律

2.1数值模拟结果预处理

通过数值模拟,计算出了翼身组合体模型在1 km高度、某些飞行状态下(Ma,α,χ组合)的气动特性。

为了增加数据样本容量、对最优变后掠规律进行全局寻优,允许误差在10-5的前提下,选用Hermite插值方法分别对f1(0.4,α,χ),f2(0.6,α,χ),f3(0.8,α,χ)和f4(1.0,α,χ)进行插值,α插值范围为[-5°,20°],插值间隔为1°,χ插值范围为[20°,60°],插值间隔为10°。利用Matlab对插值进行结果处理,结果如图2～图5所示。

图2　Ma=0.4时的升阻比变化Fig.2　Variation of L/D ratio when Ma=0.4

图3　Ma=0.6时的升阻比变化Fig.3　Variation of L/D ratio when Ma=0.6

图4　Ma=0.8时的升阻比变化Fig.4　Variation of L/D ratio when Ma=0.8

2.2最佳后掠角的SGA全局寻优

采用SGA对函数Ki=f(Mai,αi,χi)寻优,其中αi∈[-4°,20°],χi∈[20°,60°],寻找最佳的αi和χi组合,使得Mai=0.45,0.50,0.55,0.60,0.65,0.70,0.75,0.80,0.85,0.90,0.95,1.00时升阻比最大。假定种群大小为100,进化代数100,交叉概率0.75,变异概率0.02。计算结果如图6所示。

图6　最优后掠角和最优迎角与马赫数的关系Fig.6　Optimal sweep angle and optimal AOA versus Mach

2.3寻优结果分析及验证

寻优结果表明,在1 km高度下,随着速度的增加,翼身组合体最佳后掠角增大,在亚声速范围内(Ma=0.40～0.75),最佳后掠角从20°平缓增加到42°,亚声速范围内(Ma=0.75～1.00),最佳后掠角急剧上升,在Ma=0.9时,最佳后掠角达到翼身组合体模型的最大后掠角设计上限60°。最佳迎角与速度的关系呈类三角函数形式,在Ma=0.40下最佳迎角处于波峰8°,亚声速范围内(Ma=0.40～0.65)最佳迎角的下降较为平缓,随着速度的增加(Ma=0.65～1.00),最佳迎角减小的速率增大,在Ma=1.0时达到波谷0.8°。由于采用SGA寻优时的约束条件为Kmax,而在亚声速下,升力与阻力同时随着速度增大而增大,后掠角的增大可以降低有效分速度,进而降低诱导阻力,提高升阻比。当翼身组合体速度达到临界马赫数时,激波阻力的生成使阻力急剧上升,此时后掠角的增大有效延缓了激波的形成,显著提升了升阻比,因此最佳后掠角在Ma=0.75～1.00区间急剧上升。

对比寻优所得最优变后掠规律与美军F-14变后掠战斗机后掠角规律[11]可知,在亚声速范围内,F-14后掠角增长不大,这是因为后掠角的增大虽然可以提供气动增益,然而由于机翼偏转所带来的焦点转移极大地影响了飞机的稳定性,同时增大了飞行员的操纵难度,F-14的设计折中考虑了气动增益和飞机稳定性,减小了亚声速时F-14后掠角的增量来保证其横纵向稳定性。而本文对翼身组合体后掠角的寻优基于气动最优,不考虑操稳性能,为了降低诱导阻力,提高升阻比,在亚声速速域内后掠角的增长保持平缓;在跨声速范围内,后掠角增大所带来的气动增益最为显著,F-14的设计主要考虑了气动性能,在此速域内,变后掠翼身组合体最优后掠角变化规律与F-14后掠角的变化规律一致,验证了寻优结果合理可靠。

3　结束语

本文对旋转式变后掠翼身组合体进行了三维建模，基于CFD对模型的气动性能进行了数值模拟，并利用SGA对最佳后掠角进行了全局寻优。结果表明:以提升变后掠翼飞机气动性能为目的,采用遗传算法对变后掠飞机最佳后掠角进行全局寻优,可以得到合理可信的最佳后掠角变化规律曲线。

本文在探究最优变后掠规律时未对高度变量化的影响进行研究,下一步可具体分析高度因素对最优变后掠规律的影响，对变后掠翼身组合体风动模型进行吹风试验,进一步对最优变后掠规律验证优化,并在此基础上设计自适应变后掠驱动机构。

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(编辑：姚妙慧)

Optimal variable sweep law study based on CFD

CHEN Yuan-kai1, DONG Yan-fei2, GUO Zi-ang1, ZHAO Zhen-ping1

(1.Key Laboratory of Aviation Technology for Fault Diagnosis and Health Management Research,AVICShanghaiAeroMersurement-ControllingInstitute,Shanghai201601,China;2.SchoolofAircraft,Xi’anAeronauticalUniversity,Xi’an710077,China)

To look for the variation law for optimum sweep angle of variable sweepwing aircraft, aerodynamic calculation to variable sweepwing-body is done based on CFD to explore the law of optimal variable sweep. Genetic algorithm is used to optimize the calculation results in the global scope. Firstly according to variable sweep aircraft design requirements and procedures, rotating variable sweepwing-body model is built; then CFD numerical simulation in broad speed flow field was conducted and calculation results were got; Finally, genetic algorithm is used to optimize the calculation results in the global scope, get best sweep variation whenL/Dis maximum. Results show: when speed increase in the subsonic range, the optimal sweep angle smoothly increase to reduce induced drag and improve lift to drag ratio; while in the transonic range, the optimal sweep angle increase rapidly to slow the formation of shockwave drag.

optimal variable sweep law; variable sweep; wing-body; CFD; genetic algorithm

2015-10-14;

2016-06-05; 网络出版时间:2016-06-06 11:15

航空科学基金资助(2011ZA56001)

陈元恺(1989-)，男，江西信丰人，助理工程师，硕士，主要从事计算流体力学、飞机结构设计研究。

V211.4

A

1002-0853(2016)05-0017-04