楊黨國(guó),夏 欣,張征宇,何彬華

(1.空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川綿陽 621000;2.九洲科技集團(tuán),四川綿陽 621000)

0 引 言

大型飛機(jī)常采用大尺寸、大展弦比的后掠機(jī)翼,巡航狀態(tài)下機(jī)翼變形往往達(dá)到米級(jí),因此,在設(shè)計(jì)研制階段必須準(zhǔn)確預(yù)測(cè)機(jī)翼制造的型架外形與巡航外形間的差異,確保飛機(jī)飛行效率與安全。氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法是進(jìn)行大展弦比機(jī)翼等彈性結(jié)構(gòu)研制、預(yù)測(cè)型架外形與巡航外形差異的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)[1-2]。

為此,以F4模型為實(shí)例,耦合求解流體動(dòng)力學(xué)方程和結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程,獲得F4模型機(jī)翼在巡航狀態(tài)下的收斂外形,再通過基于響應(yīng)面法的優(yōu)化算法對(duì)收斂外形進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),得到6套不同機(jī)翼構(gòu)型的F4模型。鑒于光固化快速成型技術(shù)(SL)加工試驗(yàn)?zāi)Ｐ途哂兄芷诙?、成本低等?yōu)點(diǎn)[3-8],采用SL技術(shù)加工了6套不同機(jī)翼優(yōu)化構(gòu)型的F4模型,完成了氣動(dòng)力測(cè)量試驗(yàn),與國(guó)外試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比分析結(jié)果表明,采用的氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法基本可行。

1 風(fēng)洞試驗(yàn)方法

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

F4模型具有大展弦比機(jī)翼(機(jī)翼展弦比約為9.5)[9],相對(duì)F4標(biāo)模,試驗(yàn)輕質(zhì)F4模型縮比為1∶4,有效長(zhǎng)度L=0.298m,機(jī)翼全展長(zhǎng)B=0.293m,機(jī)身等直段的最大截面直徑D=0.037m。試驗(yàn)?zāi)Ｐ驼掌妶D1,模型風(fēng)洞試驗(yàn)照片見圖2。

圖1 不同機(jī)翼構(gòu)型F4模型Fig.1 F4 model with different wing configurations

圖2 F4模型風(fēng)洞試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.2 The photograph of F4 model in the test

1.2 設(shè)備與儀器

試驗(yàn)風(fēng)洞為中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的FL-21半回流暫沖式跨超聲速風(fēng)洞。試驗(yàn)段橫截面積為0.6m×0.6m,長(zhǎng)度為1.775m。運(yùn)行Ma數(shù)范圍為0.4～3.5。亞跨聲速試驗(yàn)時(shí),試驗(yàn)段上下壁板為開閉比22.5%的直孔壁板,兩側(cè)壁為實(shí)壁;超聲速時(shí),試驗(yàn)段四壁均為實(shí)壁[10]。采用尾支撐方式及型號(hào)為2N6-18A六分量應(yīng)變式天平,并采用2N6-18A-5號(hào)支桿。天平的測(cè)量精度為0.3%,不確定度為0.9%。

1.3 試驗(yàn)內(nèi)容與條件

試驗(yàn)主要研究不同機(jī)翼優(yōu)化構(gòu)型的輕質(zhì)F4模型縱向氣動(dòng)特性,試驗(yàn)條件見表1。

2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

參與試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理的相關(guān)參數(shù)見表2,試驗(yàn)數(shù)據(jù)修正了天平及支桿彈性角、平均氣流偏角、力矩參考點(diǎn)與天平校正中心不重合、模型自重對(duì)力和力矩的影響等[8]。

表1 試驗(yàn)條件Table 1 Test conditions

表2 相關(guān)參數(shù)Table 2 Relevant parameters

3 試驗(yàn)結(jié)果分析

圖3給出了Ma=0.6時(shí)不同機(jī)翼優(yōu)化構(gòu)型的輕質(zhì)F4模型升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化曲線。由圖可知不同機(jī)翼優(yōu)化構(gòu)型輕質(zhì)F4模型在同一迎角下的氣動(dòng)力量值上有差異,但氣動(dòng)力隨迎角變化趨勢(shì)基本一致,同文獻(xiàn)[9]的結(jié)果(特別是升力在-2≤α≤2范圍內(nèi)基本呈線性變化)基本吻合,說明該文獲得的不同機(jī)翼構(gòu)型的輕質(zhì)F4模型的氣動(dòng)特性基本正確。

表3給出了 Ma=0.6、0°迎角時(shí)不同機(jī)翼優(yōu)化構(gòu)型的輕質(zhì)F4模型升力系數(shù)和阻力系數(shù)的試驗(yàn)結(jié)果與國(guó)外試驗(yàn)結(jié)果(已進(jìn)行靜氣動(dòng)彈性修正)的對(duì)比關(guān)系。就升力特性而言,從表中可知,6套模型的升力系數(shù)均同國(guó)外試驗(yàn)結(jié)果較接近,其中6#模型與國(guó)外試驗(yàn)結(jié)果最接近,引起這種情況的主要原因可能是在設(shè)計(jì)過程中,6#模型機(jī)翼氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)解除了包含優(yōu)化設(shè)計(jì)解中對(duì)X坐標(biāo)和Z坐標(biāo)方向的局部最優(yōu)解外,還包含了Y坐標(biāo)方向上的優(yōu)化設(shè)計(jì)解,而其它模型的優(yōu)化設(shè)計(jì)解僅包含了在X坐標(biāo)和Z坐標(biāo)方向的局部最優(yōu)解;表明6#模型的氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)更符合氣動(dòng)載荷作用下實(shí)際過程中機(jī)翼變形的三維效果事實(shí)(X、Y和Z方向)。其他幾個(gè)模型中,因氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)與制造的5#模型的結(jié)構(gòu)構(gòu)型局部最優(yōu)解在X坐標(biāo)和Z坐標(biāo)方向與F4模型目標(biāo)氣動(dòng)設(shè)計(jì)外形差異最大,故其升力系數(shù)也較其他幾個(gè)模型接近國(guó)外試驗(yàn)結(jié)果,這為下一步進(jìn)行更精細(xì)的研究與局部最優(yōu)解中真解的搜索提供了思路和參考。

對(duì)阻力特性來說,6套模型的測(cè)量值都偏大,引起這種現(xiàn)象的最主要原因是采用的氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)方案主要考慮了升力對(duì)機(jī)翼變形的影響,未將阻力對(duì)結(jié)構(gòu)變形的影響作為一個(gè)設(shè)計(jì)約束(因?yàn)樽枇ο鄬?duì)升力來說,約小1個(gè)數(shù)量級(jí));其次,不同機(jī)翼構(gòu)型的輕質(zhì)F4模型升力特性的差異可能會(huì)導(dǎo)致誘導(dǎo)阻力存在差異,這也是阻力存在差異的一個(gè)影響因素;最后,目前阻力的仿真結(jié)果精度還不是很高,仍是國(guó)內(nèi)外的一個(gè)關(guān)鍵難題。因此,下一步的研究重點(diǎn)是綜合考慮升力與阻力為設(shè)計(jì)約束的氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法,以掌握精細(xì)化的大展弦比機(jī)翼構(gòu)型優(yōu)化和靜氣動(dòng)彈性修正方法。

此外,在試驗(yàn)過程中,2#和6#模型均進(jìn)行了馬赫數(shù)0.7、0.8、0.85的風(fēng)洞試驗(yàn),模型沒有被破壞,表明基于SL的光敏樹脂材料輕質(zhì)模型基本能夠滿足高亞聲速范圍內(nèi)的試驗(yàn)要求。

圖3 不同機(jī)翼優(yōu)化構(gòu)型的F4模型氣動(dòng)力系數(shù)Fig.3 Aerodynamic force coefficients of F4 models with different wing configurations

4 結(jié) 論

光固化快速成型的輕質(zhì)F4模型高亞聲速風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明,以升力為主要設(shè)計(jì)約束變量的氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合優(yōu)化設(shè)計(jì)方法基本可行,為下一步深入研究基于氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)耦合的彈性模型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法和模型靜氣動(dòng)彈性數(shù)據(jù)修正方法研究可提供參考和支持。

表3 不同機(jī)翼構(gòu)型輕質(zhì)F4模型氣動(dòng)力試驗(yàn)Table 3 The aerodynamic force coefficients of lightweight F4 model with different wing configurations obtained in the test

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