王年華, 趙旭, 李曉東, 郭漢青

(西北工業(yè)大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

當前一些無人機使用火箭助飛,零長發(fā)射,傘降回收,因環(huán)境干擾,其起降具有不定因素,尤其是艦載無人機,容易掉入水中,不僅消耗火箭且不能實現(xiàn)懸停[1],針對這一情況,Rutherford和其他學者提出了兼具垂直起降性能和高速巡航性能的概念飛行器——旋轉鴨翼/機翼飛行器(Canard Rotor/Wing, CRW)[2-3],國內(nèi)學者也提出翼尖噴氣驅動旋轉機翼的方案[4]。

旋轉機翼飛機在起飛時可由旋翼旋轉提供拉力,在到達巡航高度后,鎖定旋翼充當固定翼的主機翼[5],因此既能保持垂直起降,懸停的優(yōu)勢,又能保證固定翼飛機巡航狀態(tài)高升阻比性能的要求。旋轉機翼的這一特點決定了其只能使用特殊的前后對稱翼型。常見的前后對稱翼型主要有菱形翼、六邊形翼、圓弧翼及橢圓翼,這些翼型中,有些已經(jīng)應用在旋轉機翼上。探索氣動特性優(yōu)良的亞音速前后對稱翼型,對旋翼的研究具有重要意義。

針對旋轉機翼翼型設計,文獻[6]提出相對厚度為16%的橢圓翼型,并做了相關數(shù)值計算和試驗驗證,研究了橢圓翼型的低速氣動特性。由于橢圓翼型沒有彎度,導致翼型升阻特性不夠理想。因此,本文初步設計了若干具有彎度的上凸下凹的前后對稱翼型,并用數(shù)值計算方法篩選出升阻特性較好的翼型。在西北工業(yè)大學低湍流度風洞進行了低速風洞試驗,對新設計的翼型在不同工況下的壓力分布和氣動特性進行了測量,并與數(shù)值結果進行了對比和分析。

1 上凸下凹前后對稱翼型的初步設計

本文在傳統(tǒng)翼型的基礎上,將其最大厚度以前部分以左右對稱的形式處理,構造出上凸下凹前后對稱翼型?？紤]旋翼沿展向各截面Ma和Re不同,選取Ma=0.03、0.15、0.4及0.6的4個主要工作截面綜合考慮旋轉機翼的氣動特性。采用翼型分析軟件DesignFOIL[7]進行初步篩選,獲得了若干翼型,再采用CFD軟件Fluent[8]進行準確的性能預測,并分析了翼型氣動性能隨厚度、彎度、彎度分布、厚度分布以及前緣半徑等幾何參數(shù)的影響。通過對基本翼型幾何形狀(彎度、厚度等)的不斷修正來尋求目標函數(shù)(如升阻比)的極限值,以求得在不同工況下氣動性能最佳的翼型。篩選部分結果如表1所示。

表1 上凸下凹前后對稱翼型的Fluent計算結果

根據(jù)結果選定前后對稱翼型GOE-10-12,該翼型最大相對厚度10%,最大相對彎度12%,前緣半徑0.54%,如圖 1所示。

圖1 翼型GOE-10-12幾何形狀

2 風洞試驗方法與設備

為了驗證數(shù)值模擬的準確性,對優(yōu)選翼型制作模型,進行了低速翼型的升、阻力測量試驗。

2.1 試驗方法

采用跨風洞左右壁的二元測壓實驗模型進行試驗,在模型翼展中部3個剖面開靜壓孔,測量翼型表面的壓力分布,用以計算翼型的升力,在模型后緣0.8c處安裝總壓排管,測量模型尾跡區(qū)的總壓分布和靜壓,用以計算翼型的阻力。

2.2 試驗模型和設備

試驗模型為全木質(zhì)模型,展長0.38 m,弦長0.3 m。在模型中心位置,繞翼型上下表面開有60個測壓孔。試驗風洞為西北工業(yè)大學低湍流度風洞(LTWT),風洞試驗段的湍流度在0.02%～0.3%的范圍內(nèi)可調(diào)整。本次吹風試驗在LTWT風洞的二元試驗段中進行,二元試驗段長寬高分別為2.8 m ×0.4 m×1.0 m。當試驗段的中心流速為8 m/s、15 m/s和30 m/s時,湍流度分別約為0.03%、0.025%和0.02%。

尾耙管采用91根文德利型總壓管和4根靜壓管, 可根據(jù)試驗的具體情況進行移動;風洞采用DSY104電子掃描微壓測量系統(tǒng)共有192個壓力測量通道,量程分別為160通道±2.5 kPa、32通道±7.5 kPa,測壓精度小于±0.2%FS,掃描速率50 000點/s。

3 試驗結果與數(shù)值計算結果對比分析

由于風洞條件限制,選定3種風速(V=20 m/s、30m/s、40m/s,對應雷諾數(shù)Re分別為4.11×105、6.16×105和8.22×105)進行試驗,并用數(shù)值模擬重新計算了對應工況下的升力和阻力。

數(shù)值模擬模型設置情況:計算網(wǎng)格為400×200的O型結構網(wǎng)格,翼型局部網(wǎng)格如圖2所示,邊界層網(wǎng)格加密,且第一層網(wǎng)格厚度為弦長的 10-5。湍流模型采用Realizablek-ε模型,該模型是兩方程的標準k-ε模型針對強旋流,彎曲壁面流動或彎曲流線流動的改進模型,適合充分發(fā)展的湍流模擬[7]。邊界條件為無限遠場,求解流動采用一階迎風格式。

圖2 翼型O型網(wǎng)格局部放大圖

3.1 升力系數(shù)、阻力系數(shù)試驗值與數(shù)值計算比較

圖3至5分別給出了3種不同風速下的升力系數(shù)和阻力系數(shù)的計算值與試驗值的比較,從圖中可以看出,3種工況下,升力系數(shù)試驗值和計算值在迎角8°之前存在一定誤差,在8°以后兩者吻合較好。試驗測得的升力系數(shù)曲線在迎角較小時呈線性增加,6°達到最大值1.4～1.6(40 m/s時是4°),接著升力系數(shù)略微減小(減小了0.1～0.2),出現(xiàn)平緩失速,10°后升力系數(shù)又隨迎角增加逐漸增大,恢復到最大值,且試驗獲得的升力系數(shù)絕大多數(shù)均大于計算值,這顯示出該翼型良好的升力特性和失速特性。此外注意到試驗值在迎角等于0°時,翼型在3種風速下的升力系數(shù)均大于1.0,體現(xiàn)出上凸下凹前后對稱翼型不同于常規(guī)翼型的升力特性。

阻力系數(shù)的對比表明,3種風速下,試驗值分別在迎角為0°～10°,0°～7°和1°～6°時小于計算值,其他迎角下大于計算值。2種方法的誤差分析見3.3節(jié)。試驗獲得的3種風速下的最大升阻比分別為59、76、79,對應迎角為4°～6°;數(shù)值計算獲得的最大升阻比在35～40左右,對應迎角為4°,可見試驗獲得的升阻比高于數(shù)值計算結果。

圖3 風速20 m/s時升力和阻力系數(shù) 圖4 風速30 m/s時升力和阻力系數(shù) 圖5 風速40 m/s時升力和阻力系數(shù)

3.2 壓力分布的對比

圖6至8給出了40 m/s工況下3種迎角下試驗和數(shù)值計算獲得的翼型壓力分布的對比,從圖中可以看出,在迎角為4°時,二者存在較大誤差,隨著迎角增大,吻合程度更好,8°迎角及12°迎角均吻合較好,從壓力分布的吻合程度上也可以看出小迎角時升力系數(shù)計算值和試驗值誤差較大,而大迎角時誤差相對較小。

圖6 風速40 m/s,迎角4°時壓力分布對比 圖7 風速40 m/s,迎角8°時壓力分布對比 圖8 風速40 m/s,迎角12°時壓力分布對比

3.3 誤差分析

風洞試驗誤差[8]來源主要有以下幾個方面:①模型采用泡桐木加工,加工精度和木材剛度會導致模型幾何形狀與設計翼型存在偏差,另外模型測壓孔與翼型表面不能保證高精度垂直和翼型表面粗糙度影響也可能導致誤差;②由于測量采用較低風速,測量段略微的風速波動都會產(chǎn)生較大的相對誤差,而且湍流度對低速試驗的影響大;③二元攻角機構調(diào)整翼型迎角時也存在一定誤差;④壓力傳感器的精度會帶來測量誤差。

數(shù)值計算誤差來源主要有以下幾個方面:①網(wǎng)格對計算的精度影響較大,可采用更細的網(wǎng)格應用于更強大的計算平臺上,提高計算精度;②無論在何迎角,繞翼型的流動都有漩渦的存在(如圖9所示),且漩渦位置隨迎角的增大由后緣沿上翼面向前移動,由于漩渦的存在使得上述定常模型計算得到的結果可能出現(xiàn)一定的出入;③用全湍流模型去模擬整個繞翼型的流場也會造成數(shù)值計算上的誤差,實際流動中存在轉捩問題,這在數(shù)值模擬中并未考慮。小迎角時誤差較大,可以考慮小迎角時采用其他湍流模型,如S-A;④數(shù)值計算過程中加入的人工粘性項可能使計算所得升力偏小,阻力偏大,導致升阻比偏小。

圖9 風速40 m/s迎角12°數(shù)值計算獲得的流線圖

4 結 論

1) 本文初步設計了上凸下凹前后對稱翼型,可為兼顧垂直起降和高性能巡航的旋轉機翼飛行器翼型的選擇提供參考,但在翼型的設計及優(yōu)化方法上仍有待深入研究;

2) 本文對于新設計的翼型進行了詳細的數(shù)值計算及風洞試驗,分析了試驗結果及試驗結果與數(shù)值結果產(chǎn)生誤差的原因;

3) 在本文的試驗條件下,新設計的翼型最大升力系數(shù)cl,max在迎角6°～10°之間可達到1.4～1.6,最小阻力系數(shù)cd,min在迎角2°～4°之間可達到0.02～0.03,失速迎角在6°左右,失速平緩。最佳設計迎角在4°～6°之間,此時升力系數(shù)cl在1.3～1.5之間,升阻比在59～79之間;

4) 本文只研究了翼型在低速情況下的氣動特性,對于由該翼型設計的旋轉機翼的氣動特性有待進一步研究。

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