林義彪, 馬貴春, 符文科, 王 迎

(中北大學(xué)機(jī)電工程學(xué)院, 太原 030051)

0 引言

近年來,智能可變形飛機(jī)已成為國內(nèi)外研究的熱點(diǎn),在飛機(jī)飛行的過程中,改變飛機(jī)的氣動外形,使飛機(jī)在各種環(huán)境下飛行都能保持最佳的氣動性能[1]。由于機(jī)翼前后緣的偏轉(zhuǎn)對機(jī)翼飛行氣動特性影響最大,因此,在機(jī)翼前后緣有目的做到無縫光滑連續(xù)改變機(jī)翼前后緣彎度,能夠很好提高飛機(jī)的飛行性能[2-4]。

早在1994年,密歇根大學(xué)Kota[5]教授在實現(xiàn)機(jī)翼前后緣變形研究中首次運(yùn)用了柔性機(jī)構(gòu)的設(shè)計思想,通過柔性機(jī)構(gòu)驅(qū)動器來實現(xiàn)機(jī)翼前后緣彎度的改變。后又提出“順從機(jī)構(gòu)”概念[6],即利用單點(diǎn)驅(qū)動各個金屬組成單元彈性變形使前、后緣發(fā)生連續(xù)無縫偏轉(zhuǎn)變形。東京大學(xué)Yokozeki和Sugiur[7-8]設(shè)計出瓦楞結(jié)構(gòu)的后緣連續(xù)無縫變形機(jī)翼,并進(jìn)行氣動分析,得出連續(xù)無縫變彎度翼型有更好的氣動性能。Nguyen等人設(shè)計一種高升力連續(xù)可變彎度后緣翼襟[9],并進(jìn)行風(fēng)洞試驗,得出該后緣翼襟能夠為運(yùn)輸機(jī)提供高升力性能。

在國內(nèi),西北工業(yè)大學(xué)的楊智春教授對柔性后緣自適應(yīng)機(jī)翼進(jìn)行了概念設(shè)計[10-11],提出了以曲線逼近原理為基礎(chǔ),對可變后緣彎度轉(zhuǎn)軸點(diǎn)布局進(jìn)行優(yōu)化翼肋機(jī)構(gòu)的設(shè)計方法,得出圓弧型柔性后緣是最佳的方案。中國航天空氣動力技術(shù)研究院陳錢[12-13]等對可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型進(jìn)行氣動特性分析及實驗研究,得出可連續(xù)光滑偏轉(zhuǎn)后緣的變彎度翼型的流場分離特性和氣動性能優(yōu)于傳統(tǒng)主翼——簡單襟翼翼型。

目前國內(nèi)外對后緣可變彎度研究主要放在設(shè)計優(yōu)化方面,或低速狀態(tài)下氣動特性研究。文中在跨聲速狀態(tài)下,對后緣可變彎度不同彎度翼型進(jìn)行氣動特性分析,對可變彎度機(jī)翼應(yīng)用到實際飛行中具有一定的參考價值和實際應(yīng)用價值。

1 跨聲速翼型氣動特性理論分析

當(dāng)來流馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)(Ma∞>Macr),翼型表面上將出現(xiàn)局部超音速區(qū)和激波,這就變?yōu)榭缏曀倭鲃印Ｓ捎谠诳缫羲僦邪植考げ?且其流動是混合型的,就使得跨音速流動較亞音速流和超音速流要復(fù)雜得多,給理論分析和實驗研究帶來較大的困難。

由等熵流壓強(qiáng)公式可得翼型表面某點(diǎn)Ma、p與來流Ma∞、p∞之比[14],即:

(1)

當(dāng)p=pcr時,有Ma=1,Ma∞=Macr,由此得到臨界壓強(qiáng)系Cpcr數(shù)[14]為:

(2)

此為等熵流動中臨界壓強(qiáng)系數(shù)Cpcr與臨界馬赫數(shù)Macr的關(guān)系式。實際計算時,是按翼型最低壓力點(diǎn)的壓強(qiáng)系數(shù)求得,可按卡門錢學(xué)森公式求出[14],即:

(3)

在跨音速中,超臨界翼型能夠很好的提高飛機(jī)飛行的臨界馬赫數(shù)和阻力發(fā)散馬赫數(shù),提高飛機(jī)的高亞聲速巡航速度。文中以超臨界翼型DFVLR R-4為基礎(chǔ),進(jìn)行后緣彎度連續(xù)變化得到不同后緣彎度翼型,并通過對其進(jìn)行跨聲速下氣動力數(shù)值研究,通過翼型數(shù)值計算及壓力圖,分析其在跨聲速的升阻特性以及抖動特性分析。

2 基于超臨界翼型后緣可變彎度模型和與數(shù)值計算方法

2.1 臨界翼型后緣可變彎度模型

NASA對VCCTEF進(jìn)行了初步優(yōu)化設(shè)計,得出用后緣中弧線作為拋物線軌跡變彎度的布局在改善巡航升阻比和壓力分布方面是最優(yōu)的[15]。以基本超臨界翼型DFVLR R-4翼型為基本翼型,在后緣為30%弦長,向下分別偏轉(zhuǎn)1°、2°、3°,得到3種可偏轉(zhuǎn)翼型。圖1中BA為DFVLR R-4翼型,Va-1為后緣向下偏轉(zhuǎn)1°,Va-2為后緣向下偏轉(zhuǎn)2°,Va-3為后緣向下偏轉(zhuǎn)3°。

圖1 超臨界翼型后緣變彎度示意圖

2.2 數(shù)值計算方法

對翼型后緣彎度變化結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析,并依據(jù)求解雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程的CFD計算,本實驗采用C-H結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,對面壁邊界進(jìn)行網(wǎng)格加密,網(wǎng)格如圖2所示。通過有限體積法離散差分方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)模型,二階迎風(fēng)離散格式。

圖2 翼型變彎度的CFD網(wǎng)格模型

3 數(shù)值分析

3.1 可變翼型變彎度升阻特性分析

對超臨界翼型后緣可變彎度在跨聲速中氣動特性分析,首先要確定4種翼型的臨界馬赫數(shù)。圖3是攻角為0°時基本翼型與3種變彎度翼型的臨界馬赫數(shù)變換趨勢。從圖3知基本翼型臨界馬赫數(shù)為0.686。Va-1翼型的臨界馬赫數(shù)為0.665,降低0.021個馬赫數(shù);Va-2翼型臨界馬赫數(shù)為0.642,降低了0.044個馬赫數(shù);Va-3臨界馬赫數(shù)為0.625,降低了0.061個馬赫數(shù)。由此可知超臨界翼型后緣彎度少量舵偏,就會降低翼型的臨界馬赫數(shù),這對提高飛行器在跨聲速中的巡航馬赫數(shù)是不利的。

圖3 翼型變彎度的臨界馬赫數(shù)

圖4為4種翼型的升力系數(shù)隨著來流馬赫數(shù)增加的分布趨勢。由圖可知升力系數(shù)隨著來流馬赫數(shù)的增加呈現(xiàn)上升趨勢,當(dāng)來流馬赫數(shù)繼續(xù)增大時升力系數(shù)急劇下降,這是由于激波失速引起的。隨著后緣彎度變化的增加,引起激波失速的來流馬赫數(shù)提前;在來流馬赫數(shù)相同情況下,隨著后緣彎度系數(shù)的增加,升力系數(shù)提高。該翼型與某遠(yuǎn)程寬體客機(jī)機(jī)翼翼型相似,根據(jù)三維機(jī)翼巡航馬赫數(shù),按照后掠翼理論三維轉(zhuǎn)換為二維后,得到該超臨界翼型的設(shè)計馬赫數(shù)為0.721。在來流馬赫數(shù)為0.721Ma,Va-1翼型升力系數(shù)提高了21.12%,Va-2翼型升力系數(shù)提高了39.43%,Va-3翼型升力系數(shù)提高了47.74%,但Va-3翼型在0.711Ma已達(dá)到激波失速,在0.721Ma雖然升力系數(shù)大大提高,但翼型抖動性增加,不利于機(jī)翼在跨聲速中的飛行。

圖4 不同后緣彎度翼型的升力系數(shù)分布

結(jié)合4種翼型的壓力分布圖來分析后緣可變彎度的升阻特性,如圖5為4種翼型的壓力系數(shù)分布,可以看出,當(dāng)來流馬赫數(shù)Ma∞>Macr,隨著后緣彎度增加,翼型壓力系數(shù)增大,其相應(yīng)阻力系數(shù)增加;下表面壓力系數(shù)圍成的面積增加,此時表現(xiàn)為可變形機(jī)翼后緣彎度增加其升力系數(shù)增加。

當(dāng)來流馬赫數(shù)Ma∞=0.681,Va-3翼型較Va-2翼型激波前移,Va-2較Va-1翼型激波前移(Ma∞=0.681未達(dá)到BA翼型的臨界馬赫數(shù))。來流馬赫數(shù)Ma∞=0.701,Va-3翼型較Va-2翼型激波后移,且強(qiáng)度增大,翼型上表面壓力系數(shù)出現(xiàn)抖動,其表現(xiàn)為阻力系數(shù)開始增大,升阻比開始下降;而Va-2翼型較Va-1翼型激波前移,Va-2較BA翼型激波前移。來流馬赫數(shù)Ma∞=0.721,Va-3翼型較Va-2翼型激波后移,Va-2翼型較Va-1翼型激波后移且強(qiáng)度增加,Va-2較BA翼型激波前移,升阻特性變化趨勢與上相同。來流馬赫數(shù)Ma∞=0.741,隨著后緣彎度的增加,其激波后移,激波強(qiáng)度增加,升阻比已開始下降。

圖5 不同后緣彎度翼型的壓力系數(shù)分布

由此得出,在一定的來流馬赫數(shù)范圍內(nèi)(Macr

如圖6為阻力系數(shù)隨著來流馬赫數(shù)的變化情況,由圖可知在臨界馬赫數(shù)之前(Ma∞Macr),阻力系數(shù)開始增加,由后緣彎度變化對阻力系數(shù)的影響趨勢可以看到阻力發(fā)散特性的變化,其影響趨勢與圖5所示4種翼型壓力系數(shù)分布是相對應(yīng)的。由圖5可知當(dāng)來流馬赫數(shù)Ma∞=0.741,超臨界翼型隨著后緣彎度的增加,其激波后移,且激波強(qiáng)度增加,其阻力發(fā)散馬赫數(shù)提前,阻力發(fā)散馬赫數(shù)變差。

圖6 不同翼型后緣彎度下的阻力系數(shù)分布

如圖7為4種翼型的升阻比隨來流馬赫數(shù)增加變化情況,其影響趨勢與可以由圖5所示4種翼型相應(yīng)的壓力系數(shù)分布圖來解釋。來流馬赫數(shù)M∞達(dá)到二維翼型的設(shè)計馬赫數(shù)0.721時,Va-1翼型升阻比提高9.2%,Va-2翼型升阻比提高5.4%,Va-3翼型升阻比減少5.3%。根據(jù)圖6所示4種翼型的壓力系數(shù)分布在Ma∞=0.721,Va-2翼型與Va-3翼型其激波強(qiáng)度大大提高,且后移,翼型抖動性提高,不利于在Ma∞=0.721時巡航;Va-1激波增強(qiáng)不大,且前移,對機(jī)翼抖動性影響不大。由此可知,二維翼形的設(shè)計馬赫數(shù)為0.721Ma,后緣可變彎度在1°之內(nèi),對機(jī)翼的跨聲速飛行是有利的。

圖7 不同后緣彎度翼型的升阻比分布

3.2 可變后緣彎度的失速迎角特性分析

在二維翼型設(shè)計馬赫數(shù)為0.721Ma,即來流馬赫數(shù)Ma∞=0.721,4種翼型的其他條件相同。圖8為4種翼型的升力系數(shù)隨攻角的變化分布情況,由圖可知隨著翼型后緣彎度的增加,在相同攻角下其升力系數(shù)增加,隨著攻角增加最大升力系數(shù)增加,隨著升力系數(shù)增加引起的高速抖振特性得到改善。升力系數(shù)分布與圖9在來流馬赫數(shù)Ma∞=0.721,攻角α=3.7°,4種翼型的壓力系數(shù)分布圖知,4種翼型達(dá)到失速迎角后,隨著翼型后緣彎度的增加,翼型上表面激波前移,使超臨界翼型表面抖動性能得到改善。

圖8 Ma=0.721可變后緣彎度翼型在不同攻角下的升力系數(shù)分布

圖9 Ma=0.721,α=3.7°不同后緣彎度翼型的壓力系數(shù)分布

4 結(jié)論

通過對超臨界翼型后緣可變彎度在跨聲速中氣動特性進(jìn)行數(shù)值分析,得出以下結(jié)論:

1)隨著超臨界翼型后緣彎度增加,其臨界馬赫數(shù)增加,引起激波失速的來流馬赫數(shù)提前,且阻力發(fā)散特性變差,不利于飛機(jī)在跨聲速中飛行。

2)在相同來流馬赫數(shù)情況下,隨著后緣彎度的增加,其升力系數(shù)得到大大提升;翼型變化量在1°時,在跨聲速中的氣動特性較好,翼型升力系數(shù)提高了21.12%,并阻比提高9.2%。

3)在來流馬赫數(shù)數(shù)Ma∞=0.721,

隨著翼型后緣

彎度的增加,在相同攻角下其升力系數(shù)提高,最大升力系數(shù)提高,具有較好的失速迎角特性,抖動性能得到改善。

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