陳元愷, 董彥非, 郭子昂, 趙振平

(1.上海航空測(cè)控技術(shù)研究所 故障診斷與健康管理技術(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 上海 201601;2.西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院,陜西 西安 710077)

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基于CFD的最優(yōu)變后掠規(guī)律研究

陳元愷1, 董彥非2, 郭子昂1, 趙振平1

(1.上海航空測(cè)控技術(shù)研究所 故障診斷與健康管理技術(shù)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 上海 201601;2.西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院,陜西 西安 710077)

為了探尋變后掠翼飛行器最佳后掠角的變化規(guī)律,基于計(jì)算流體力學(xué)計(jì)算技術(shù),對(duì)變后掠翼身組合體進(jìn)行了氣動(dòng)計(jì)算,結(jié)合遺傳算法對(duì)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行全局尋優(yōu),探索最優(yōu)變后掠規(guī)律。首先基于變后掠飛行器設(shè)計(jì)的要求與方法,建立了“旋轉(zhuǎn)式”變后掠翼身組合體三維模型;其次通過在寬廣速域繞流流場(chǎng)的CFD數(shù)值模擬,得到了氣動(dòng)數(shù)據(jù);最后結(jié)合遺傳算法對(duì)氣動(dòng)數(shù)據(jù)進(jìn)行全局尋優(yōu),得出了升阻比最佳的后掠角變化規(guī)律。仿真結(jié)果表明,采用遺傳算法對(duì)變后掠飛機(jī)最佳后掠角進(jìn)行全局尋優(yōu),可以得到合理的最佳后掠角變化規(guī)律曲線:在亞聲速速域內(nèi)隨著速度的增大,為了降低誘導(dǎo)阻力,提高升阻比,最優(yōu)后掠角平緩增大;在跨聲速速域內(nèi),為了延緩激波阻力的形成,最優(yōu)后掠角急劇上升。

最優(yōu)變后掠規(guī)律; 變后掠翼; 翼身組合體;CFD; 遺傳算法

0　引言

變后掠翼技術(shù)是指飛機(jī)在不同飛行狀態(tài)下通過改變機(jī)翼后掠角來改進(jìn)氣動(dòng)性能(增升、減阻),達(dá)到使飛機(jī)兼顧高速和低速飛行性能、大幅提升飛機(jī)的經(jīng)濟(jì)效益和作戰(zhàn)性能的技術(shù),在二十世紀(jì)六七十年代飛機(jī)設(shè)計(jì)中得到了廣泛運(yùn)用[1]。

變后掠翼飛機(jī)最大的優(yōu)點(diǎn)在于:飛行中可以通過改變機(jī)翼后掠角來改進(jìn)飛機(jī)的升阻特性,使飛機(jī)的飛行性能在高速和低速都能得到優(yōu)化[2-3]。變幾何形狀機(jī)翼的飛機(jī)布局,其后掠角在飛行中可以控制,能保證滿足對(duì)現(xiàn)代超聲速多狀態(tài)飛機(jī)的一系列相互矛盾的要求[4-7]。

變后掠翼飛機(jī)也存在以下主要問題:首先機(jī)翼后掠角的改變帶來了升阻特性的變化,采用什么樣的后掠角變化規(guī)律,使得氣動(dòng)特性增益在不同飛行狀態(tài)下最大化;其次變后掠翼由于結(jié)構(gòu)復(fù)雜帶來很多問題。為了支持機(jī)翼后掠角可變,機(jī)翼必須由可變動(dòng)機(jī)構(gòu)組成,增加了機(jī)身重量,機(jī)翼懸掛點(diǎn)減少,負(fù)載減少,靈活度減少。增加了機(jī)構(gòu)的復(fù)雜度與固件的數(shù)量,可靠性大幅降低,同時(shí)生產(chǎn)復(fù)雜度和維護(hù)費(fèi)用急劇增加[8-10]。針對(duì)變后掠翼技術(shù)遇到的瓶頸,美國國防高級(jí)研究計(jì)劃局(DAPRA)2003年啟動(dòng)了“變體飛機(jī)結(jié)構(gòu)”項(xiàng)目,旨在研制出新型的可變后掠翼飛行器。新概念下的變體飛行器機(jī)翼在重量上不超過傳統(tǒng)的機(jī)翼[11]。

針對(duì)變后掠技術(shù)中的關(guān)鍵部分技術(shù)研究的現(xiàn)狀,為了探索變后掠飛行器變形前后氣動(dòng)特性，尋找最佳后掠角變化規(guī)律,也為設(shè)計(jì)出結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)易、質(zhì)量較小的自適應(yīng)彈性變后掠機(jī)構(gòu)提供技術(shù)基礎(chǔ),本文采用理論分析與仿真計(jì)算相結(jié)合的手段,在可變后掠角翼身組合體方面開展了研究。

1　模型的建立及CFD數(shù)值模擬

1.1模型的建立

為了探索變后掠翼機(jī)理及最佳變后掠規(guī)律,本文采用前期研究較為成熟的“旋轉(zhuǎn)式”變后掠來建立變后掠翼身組合體模型[12-14]?！靶D(zhuǎn)式”變后掠翼的重要特點(diǎn)是當(dāng)機(jī)翼外翼轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)翼型參數(shù)發(fā)生變化,這種變化從滿足不同飛行狀態(tài)要求的觀點(diǎn)來看是有利的。

基于以上考慮,變后掠機(jī)翼的外翼布局采用高升力和高速特性,并且采用在跨聲速飛機(jī)機(jī)翼翼端布局中的翼型。外翼在展開位置的相對(duì)厚度可以取8%～10%,相對(duì)彎度取1.5%～2.2%,以便在收起位置機(jī)翼彎度較小。翼身組合體模型包括:機(jī)身、機(jī)翼固定的內(nèi)翼、可繞內(nèi)翼前緣最外端后掠的外翼,外翼前緣后掠角范圍為20°～ 60°,主翼固定段翼型選取NACA2418、外翼可后掠翼段翼型選取NACA2412。建立了如圖1所示的χ=20°,χ=40°和χ=60°三個(gè)模型。表1為各個(gè)模型的基本幾何參數(shù)。

圖1　不同后掠角下的翼身組合體Fig.1　Wing-body under different sweep angles

參數(shù)模型1模型2模型3bA/m0.2720.2720.272S/m20.9220.8930.862L/m3.2072.7912.152

1.2CFD數(shù)值模擬

采用流場(chǎng)分析軟件Fluent對(duì)模型進(jìn)行仿真計(jì)算,模型建立后導(dǎo)入Gambit中進(jìn)行網(wǎng)格劃分,之后再進(jìn)行Fluent數(shù)值模擬。數(shù)值計(jì)算采用雷諾平均Navier-Stokes方程及Spalart-Allmaras單方程湍流模型的計(jì)算方法。雷諾平均數(shù)值模擬方法計(jì)算量相對(duì)較小,且能夠提供翼身組合體表面主要旋渦分布等微觀流場(chǎng)信息,故采用雷諾平均數(shù)值模擬方法[15]。用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型、RNGk-ε模型、k-ω模型、S-A模型等多種湍流模型計(jì)算對(duì)比發(fā)現(xiàn),S-A模型對(duì)本文中翼身組合體周圍邊界層的流動(dòng)計(jì)算最為準(zhǔn)確,較為適合變后掠翼身組合體的數(shù)值仿真計(jì)算。

外邊界(壓力遠(yuǎn)場(chǎng))采用自由流邊界條件,內(nèi)邊界(翼型壁面)采用了無滑移固壁邊界條件。計(jì)算時(shí)選用Simple算法,采用網(wǎng)格進(jìn)行比較研究可以保證計(jì)算結(jié)果的網(wǎng)格無關(guān)性。

對(duì)三個(gè)不同后掠角翼身組合體模型，分別計(jì)算了高度為1 km、7個(gè)飛行迎角α(-4°,0°,4°,8°,12°,16°,20°)下4種來流速度V(Ma=0.4,0.6,0.8,1.0)時(shí)的升力和阻力系數(shù),得到不同情況下的升阻比如表2～表5所示。

表2　Ma=0.4時(shí)不同迎角下各模型的升阻比

表3　Ma=0.6時(shí)不同迎角下各模型的升阻比

表4　Ma=0.8時(shí)不同迎角下各模型的升阻比

表5　Ma=1.0時(shí)不同迎角下各模型的升阻比

2　變后掠規(guī)律

2.1數(shù)值模擬結(jié)果預(yù)處理

通過數(shù)值模擬,計(jì)算出了翼身組合體模型在1 km高度、某些飛行狀態(tài)下(Ma,α,χ組合)的氣動(dòng)特性。

為了增加數(shù)據(jù)樣本容量、對(duì)最優(yōu)變后掠規(guī)律進(jìn)行全局尋優(yōu),允許誤差在10-5的前提下,選用Hermite插值方法分別對(duì)f1(0.4,α,χ),f2(0.6,α,χ),f3(0.8,α,χ)和f4(1.0,α,χ)進(jìn)行插值,α插值范圍為[-5°,20°],插值間隔為1°,χ插值范圍為[20°,60°],插值間隔為10°。利用Matlab對(duì)插值進(jìn)行結(jié)果處理,結(jié)果如圖2～圖5所示。

圖2　Ma=0.4時(shí)的升阻比變化Fig.2　Variation of L/D ratio when Ma=0.4

圖3　Ma=0.6時(shí)的升阻比變化Fig.3　Variation of L/D ratio when Ma=0.6

圖4　Ma=0.8時(shí)的升阻比變化Fig.4　Variation of L/D ratio when Ma=0.8

2.2最佳后掠角的SGA全局尋優(yōu)

采用SGA對(duì)函數(shù)Ki=f(Mai,αi,χi)尋優(yōu),其中αi∈[-4°,20°],χi∈[20°,60°],尋找最佳的αi和χi組合,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時(shí)升阻比最大。假定種群大小為100,進(jìn)化代數(shù)100,交叉概率0.75,變異概率0.02。計(jì)算結(jié)果如圖6所示。

圖6　最優(yōu)后掠角和最優(yōu)迎角與馬赫數(shù)的關(guān)系Fig.6　Optimal sweep angle and optimal AOA versus Mach

2.3尋優(yōu)結(jié)果分析及驗(yàn)證

尋優(yōu)結(jié)果表明,在1 km高度下,隨著速度的增加,翼身組合體最佳后掠角增大,在亞聲速范圍內(nèi)(Ma=0.40～0.75),最佳后掠角從20°平緩增加到42°,亞聲速范圍內(nèi)(Ma=0.75～1.00),最佳后掠角急劇上升,在Ma=0.9時(shí),最佳后掠角達(dá)到翼身組合體模型的最大后掠角設(shè)計(jì)上限60°。最佳迎角與速度的關(guān)系呈類三角函數(shù)形式,在Ma=0.40下最佳迎角處于波峰8°,亞聲速范圍內(nèi)(Ma=0.40～0.65)最佳迎角的下降較為平緩,隨著速度的增加(Ma=0.65～1.00),最佳迎角減小的速率增大,在Ma=1.0時(shí)達(dá)到波谷0.8°。由于采用SGA尋優(yōu)時(shí)的約束條件為Kmax,而在亞聲速下,升力與阻力同時(shí)隨著速度增大而增大,后掠角的增大可以降低有效分速度,進(jìn)而降低誘導(dǎo)阻力,提高升阻比。當(dāng)翼身組合體速度達(dá)到臨界馬赫數(shù)時(shí),激波阻力的生成使阻力急劇上升,此時(shí)后掠角的增大有效延緩了激波的形成,顯著提升了升阻比,因此最佳后掠角在Ma=0.75～1.00區(qū)間急劇上升。

對(duì)比尋優(yōu)所得最優(yōu)變后掠規(guī)律與美軍F-14變后掠戰(zhàn)斗機(jī)后掠角規(guī)律[11]可知,在亞聲速范圍內(nèi),F-14后掠角增長(zhǎng)不大,這是因?yàn)楹舐咏堑脑龃箅m然可以提供氣動(dòng)增益,然而由于機(jī)翼偏轉(zhuǎn)所帶來的焦點(diǎn)轉(zhuǎn)移極大地影響了飛機(jī)的穩(wěn)定性,同時(shí)增大了飛行員的操縱難度,F-14的設(shè)計(jì)折中考慮了氣動(dòng)增益和飛機(jī)穩(wěn)定性,減小了亞聲速時(shí)F-14后掠角的增量來保證其橫縱向穩(wěn)定性。而本文對(duì)翼身組合體后掠角的尋優(yōu)基于氣動(dòng)最優(yōu),不考慮操穩(wěn)性能,為了降低誘導(dǎo)阻力,提高升阻比,在亞聲速速域內(nèi)后掠角的增長(zhǎng)保持平緩;在跨聲速范圍內(nèi),后掠角增大所帶來的氣動(dòng)增益最為顯著,F-14的設(shè)計(jì)主要考慮了氣動(dòng)性能,在此速域內(nèi),變后掠翼身組合體最優(yōu)后掠角變化規(guī)律與F-14后掠角的變化規(guī)律一致,驗(yàn)證了尋優(yōu)結(jié)果合理可靠。

3　結(jié)束語

本文對(duì)旋轉(zhuǎn)式變后掠翼身組合體進(jìn)行了三維建模，基于CFD對(duì)模型的氣動(dòng)性能進(jìn)行了數(shù)值模擬，并利用SGA對(duì)最佳后掠角進(jìn)行了全局尋優(yōu)。結(jié)果表明:以提升變后掠翼飛機(jī)氣動(dòng)性能為目的,采用遺傳算法對(duì)變后掠飛機(jī)最佳后掠角進(jìn)行全局尋優(yōu),可以得到合理可信的最佳后掠角變化規(guī)律曲線。

本文在探究最優(yōu)變后掠規(guī)律時(shí)未對(duì)高度變量化的影響進(jìn)行研究,下一步可具體分析高度因素對(duì)最優(yōu)變后掠規(guī)律的影響，對(duì)變后掠翼身組合體風(fēng)動(dòng)模型進(jìn)行吹風(fēng)試驗(yàn),進(jìn)一步對(duì)最優(yōu)變后掠規(guī)律驗(yàn)證優(yōu)化,并在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)自適應(yīng)變后掠驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。

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(編輯：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; 網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間:2016-06-06 11:15

航空科學(xué)基金資助(2011ZA56001)

陳元愷(1989-)，男，江西信豐人，助理工程師，碩士，主要從事計(jì)算流體力學(xué)、飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)研究。

V211.4

A

1002-0853(2016)05-0017-04