基于空气动力学的变后掠翼翼身组合体变后掠规律基础研究

2017-09-12董彦非

重庆理工大学学报(自然科学) 2017年8期

关键词：组合体迎角马赫数

刘璐，董彦非

(西安航空学院，西安 710077)

基于空气动力学的变后掠翼翼身组合体变后掠规律基础研究

刘璐，董彦非

(西安航空学院，西安 710077)

变后掠翼技术能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。以寻求最佳变后掠规律为目标，基于CFD数值模拟方法设计并研究了一种翼身组合体模型的空气动力特性，为后期结合Matlab计算工具和标准遗传算法，求得指定高度下的最佳变后掠规律提供了有效的依据。

翼身组合体;CFD;变后掠

变后掠翼飞机不仅可以解决不同任务设计中有关气动布局的矛盾、改善飞行器的多功能性，还可以缩短起飞距离、增大航程，从而提高经济效益和作战性能[1]。在民用方面，针对飞机在各个阶段不同的布局形式，如巡航时采取增大展长或者增加翼型面积等措施都会对飞机的升阻比有一定程度的提高，最直接的经济效益就是节省了燃油[2]。传统的飞行器最优的功能和性能一般只是体现在完成一些特定的飞行任务或者是在所需求的飞行状态方面[3]。可变后掠翼飞机则能够满足更多的需求，后掠翼的改变不仅能使飞机在多种飞行状态下都保持最优的飞行，还能使其拥有常规的飞机所不具备的功能而执行一些常规飞机不能完成的任务[4]。

但是可变后掠翼飞机主要通过改变机翼的后掠角度，满足不同飞行状态的需求，在机翼变后掠的过程中，其气动中心会随着后掠角的改变而大幅度变化，由此会引发飞机整机操纵性能和稳定性能的重大改变[5-6]。因此需要对这种变化进行详细的计算和分析，采取措施满足设计要求。

对于不同状态下飞行的最佳后掠角的研究，是最大限度地满足平滑渐进地改变自身气动外形的要求，也就有可能解决气动中心变化引起的负面效应[7-8]。对于模型设计，则需具备简单、有代表性等特点，可以通过不同方位的分析，得到不同高度下的气动特性变化。

再利用算法寻优，得到可以推广的最佳变后掠规律，其最终的想法是找出各飞行状态下的最佳后掠角和飞行迎角。最佳变后掠规律的得出会涉及到后掠机构的设计，更为重要的是对变后掠机构的简化，在最佳变后掠规律的基础上设计变后掠驱动机构，使其在保证合理气动中心的条件下简化机构、降低质量[9-11]。

1 研究内容

由于探讨的是普遍适应的规律，选取最为基础的参数(见表1)，使数据更具说服力。与翼身融合体相比，翼身组合体后掠有一定的劣势，但考虑到是对同等模型下、不同高度的飞机的气动性和性能的比较，模型的建立就不需要太过于复杂。翼型采用后掠翼型NACA2412，其展开位置的相对厚度为8%～10%，相对弯度为1.5%～2.2%，机翼后掠角的变化范围为20°～60°。为简化计算过程，设在后掠角的范围内中间间隔角度为10°。本文基于CFD对模型的升力系数和阻力系数进行计算，分析了变后掠翼身组合体的气动特性分析。

表1 模型基本参数

模型建立后要模拟其在流场中的状态，利用GAMBIT对模型进行详细的网格划分，并设置合适的边界条件，在FLUENT中完成流场的模拟计算，然后将计算结果进行后处理，利用Origin软件对于数据进行直观地展示，从而清晰地看出升阻比在不同高度下的变化趋势。

考虑到翼身组合体的几何参数较多，所有因素的气动力建模非常复杂，因此本文根据以往翼身组合体实验数据分析，建立的翼身组合体模型仅由机身和机翼组成。因为模型是在跨声速的环境下模拟，所以翼型的选择为NACA2412。该翼型展开位置的相对厚度为12%，相对弯度为2%，最大弯度出现在0.4倍弦长处[12]。后掠角变化角度为20°、30°、40°、50°、60°。可达到变后掠过程中机翼弯度较小，整体为跨声速平凸翼型，如图1所示。

2 结论与分析

模拟条件为不同高度H(分别为2 000 m、4 000 m、6 000 m、8 000 m、10 000 m)，不同迎角α(分别为0°、1°、3°、5°、7°)，不同来流Ma(分别为0.4、0.6、0.8、1.0)下，基于CFD计算出5个模型相应的升、阻力系数，再将数据处理得到其升阻比。最后利用Origin软件绘制出图形。从图形中可以直观地看到所分析数据之间的差异和趋势，如图2所示。现以10 000 m高度下的图形为例，分别对模型在后棱角为20°、30°、40°、50°、60°的气动特性进行分析，其他高度的分析方法类似。

图1 5组翼身组合体模型

图2 10 000 m高度时不同马赫数下的升阻比

飞行的速度越大，升力系数阻力系数就越大，其原因是：同一迎角下，机翼上表面的气流速度随飞行的速度的增大而增大，压力则减小；机翼下表面的气流速度随飞行速度的增大而减小，压力则增大，这样，整个升力会随着增大。以10 000 m高度为例进行分析。

1) 根据图形得，在小于5°迎角的范围内，随着迎角的增大，升阻比也随着增大；当迎角超过5°时，无论速度如何，升阻比都有下降的趋势。相同马赫数下小后掠角模型的升阻比数值大于大后掠角模型的升阻比数值。原因在于随着迎角的增大，采用大后掠角布局机翼的阻力系数始终比小后掠角布局机翼的阻力系数要小。

2) 在不同马赫数下(Ma=0.4、Ma=0.6、Ma=0.8、Ma=1.0)，当Ma<0.6时，小后掠角模型的升阻比数值比大后掠角模型的升阻比数值更大，原因在于相同的来流速度下，对于小后掠角模型，来流分解到垂直于机翼方向的速度更大，而且大后掠角模型存在前缘升力较小不足的情况，因此小后掠角模型的升力系数大于大后掠角模型的升力系数。而5种后掠角布局的阻力系数相差不大，导致这一现象的原因可能是大后掠角展弦比较小，诱导阻力较大，导致总阻力并未下降。综合看出：在较小马赫数的情况下，小后掠角模型的升阻比曲线都分布于大后掠角模型的升阻比曲线上方。

3) 在不同速度下(Ma=0.4、Ma=0.6、Ma=0.8、Ma=1.0)，当Ma>0.6时，小后掠角模型的优势开始减弱，尤其是在迎角不断增大的过程中，升阻比的减小相当明显，原因在于随着马赫数的增大，升力系数也随之增大，使得局部流速超音速产生激波，导致飞行阻力急剧增加。而大后掠角由于可使垂直于机翼前缘的气流速度分量低于飞行速度，从而推迟了机翼面上激波的产生，即使出现激波，也有助于减弱激波强度，降低飞行阻力，从而导致在Ma为0.8和1.0的图形中，小后掠角模型的升阻比曲线开始慢慢下滑，而大后掠角模型的升阻比曲线不断攀升。

4) 从图上可以看出：当马赫数增大到0.8以后，小中大后掠角的升阻比曲线并不是完全颠倒呈现大中小的排布，而是缓慢的阶梯递进。这主要是因为：中大后掠角布局的最大升力系数会在马赫数为1.0附近出现，随后才下降，说明随着后掠角的增大，临界马赫数也会增加，达到1.0左右，这对飞机的气动性能非常有利。而对于阻力在大马赫数下小后掠角布局的阻力系数急剧增大，大后掠角布局的阻力系数增大幅度比较小，这样的情况都是非常缓慢的过程，因此在Ma=0.8时后掠角为30°模型的升阻比曲线与后掠角为20°模型的曲线相比，在5°迎角后30°模型的升阻比曲线位于20°模型以及其他模型的曲线之上。在Ma=1.0时，后掠角为30°和40°的2个模型的升阻比曲线位于20°模型以及其他模型的曲线之上。

5) 根据图形的显示，在不同高度下的升阻比与迎角的关系趋势大体相似，由此可以得知，参考模型的参数显示，在后掠角增加的同时，模型的翼型面积和展弦比也相应减小，很难单方面地判断升阻比在此情况下的关系。由图可知，在小迎角飞行时，只要不达到音速，大展弦比的机翼更能获得较优的升阻比，而当迎角增大，这种优势就明显减弱，甚至不存在。大展弦比的机翼更适合低速飞行，可以在相同的阻力下获得更好的升力值。

3 结束语

本文以10 000 m的高度为例，分析比较不同马赫数下的不同后掠角的飞机的气动特性，为后期利用标准遗传算法全局寻优、求得变后掠翼飞机的最佳升阻比对应的变后掠角和迎角规律提供了可靠的数据研究。

参考文献：

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(责任编辑林芳)

Basic Analysis of the Best Sweep Variation Rule About Variable Sweep Wing-Body Based on Aerodynamics

LIU Lu, DONG Yanfei

(Xi’an Aeronautical University, Xi’an 710077, China)

Sweep wing can provide excellent performance on both high and low speed, hence to improve the economic efficiency and operational performance during fight. This paper aims at finding the optimum variable-sweep rule under certain conditions. Therefore, CFD simulation methods were used to study the aerodynamic properties of a variable-sweep wing-body combination model. The data can provide basic research for following work. Matlab is used based on the standard genetic algorithm to analysis the optimal variable-sweep rule under certain height.

wing-body combination; CFD; variable-sweep law

(责任编辑林芳)

2017-02-26 基金项目：陕西省自然科学基金资助项目(2016JM1014)；陕西省教育厅基金资助项目(16JK1396)

刘璐(1992—)，女，博士，主要从事空气动力学及流体力学的研究，E-mail:624623804@qq.com。

刘璐，董彦非.基于空气动力学的变后掠翼翼身组合体变后掠规律基础研究[J].重庆理工大学学报(自然科学)，2017(8):76-80.

format：LIU Lu, DONG Yanfei.Basic Analysis of the Best Sweep Variation Rule About Variable Sweep Wing-Body Based on Aerodynamics[J].Journal of Chongqing University of Technology(Natural Science)，2017(8):76-80.

10.3969/j.issn.1674-8425(z).2017.08.012

V224

1674-8425(2017)08-0076-05

本文利用Excel可直接写函数表达式计算数据功能获得生成凸轮机构中推杆运动坐标，将其坐标导入SolidWorks作为推杆运动规律，结合SolidWorks的仿真与建模功能，

获得凸轮轮廓，从而得到凸轮三维建模，避免了手工或者编程计算凸轮坐标对任意运动规律均可很快获得设计结果。结果表明：凸轮轮廓曲线的数据可用于数控机床直接加工。本方法简化了凸轮设计过程，较大程度地降低了凸轮设计的难度和繁琐程度。

[1] 高常青，曹树坤，王潍，等.基于SolidWorks的盘形凸轮设计与运动仿真[J].现代制造技术与装备，2008(5)：60-62.

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