王賢勇,何小輝,雷娟棉,余少文

(1 江南工業(yè)集團有限公司,湖南湘潭 411207; 2 北京理工大學(xué),北京 100081)

一種變形翼的氣動特性數(shù)值模擬研究*

王賢勇1,2,何小輝1,雷娟棉2,余少文2

(1 江南工業(yè)集團有限公司,湖南湘潭 411207; 2 北京理工大學(xué),北京 100081)

為研究可變形翼在動態(tài)變形過程中的氣動特性,文中利用數(shù)值模擬軟件FLUENT中的動網(wǎng)格技術(shù),模擬了可變形翼在不同變形速度下的變展長、變后掠和變翼型等變形過程的氣動特性。結(jié)果顯示翼的不同變形方式和變形速度對翼的氣動特性產(chǎn)生不同的影響,變展長受變形速度的影響不大,而變后掠和變翼型對變形速度比較敏感。分析結(jié)果對可變形飛行器的研究具有重要的意義。

可變形翼;氣動特性;變展長;變后掠;變翼型

0 引言

傳統(tǒng)的飛行器發(fā)展很快,但由于幾何形狀基本不變,所以只能完成一些單一的任務(wù)。然而技術(shù)的飛速發(fā)展使得我們對飛行器的多功能化要求也在不斷提高,因此可變形飛行器應(yīng)運而生?？勺冃物w行器是一種全新概念的多用途、多形態(tài)飛行器,它能夠根據(jù)飛行環(huán)境和作戰(zhàn)任務(wù)等的需要進行自適應(yīng)變形,以發(fā)揮飛行器最優(yōu)的飛行性能[1]。與現(xiàn)有飛行器改變控制面的傳統(tǒng)方法不同,它可以有效地實現(xiàn)外形的光滑連續(xù)變形?？勺冃物w行器的構(gòu)想主要來源于仿生,精髓是集成[2]。高新技術(shù)的基礎(chǔ)研究和技術(shù)的進步,尤其是微電子、計算機與信息處理、隱身技術(shù)、復(fù)合材料以及航空航天等高新技術(shù)的快速發(fā)展,為可變形飛行器的研究奠定了基礎(chǔ)[3]。

文中采用數(shù)值模擬的方法,研究了可變形翼在變形過程中的氣動特性,旨在探討可變形翼在連續(xù)變展長、變后掠和變翼型過程中變形對自身氣動特性的影響。

1 計算方法

文中求解的是定常和準(zhǔn)定常雷諾平均N-S方程組,用有限體積法對控制方程進行離散,采用耦合解算技術(shù)進行求解,并應(yīng)用多重網(wǎng)格技術(shù)加速收斂。

1.1 基本方程

將積分形式的Navier-Stokes方程寫為:

(1)

式中:W、F和G定義為:

矢量M為源項。其中ρ、v、E和p分別為密度、速度、單位質(zhì)量的總能和流體壓力;τ為黏性應(yīng)力張量;q為熱流通量。E與H的關(guān)系為:

E=H-p/ρ

(2)

其中:

H=h+|v|2/2

(3)

1.2 湍流模型

湍流模型采用S-A模型:S-A(Spalart-Allmaras)模型是一個相對簡單的一方程湍流模型,是為了涉及壁面約束流動的航天應(yīng)用而特別設(shè)計的,對有逆壓梯度的邊界層顯出了良好的計算結(jié)果。

S-A模型不必計算與當(dāng)?shù)丶羟袑雍穸认嚓P(guān)的長度尺度,而且在壁面附近不需要非常精細(xì)的網(wǎng)絡(luò),只需與代數(shù)模型相當(dāng)?shù)木W(wǎng)格即可,因此計算比較容易。此外,S-A模型中輸運變量的近壁梯度遠(yuǎn)小于κ-ε模型中輸運變量的梯度,這使得當(dāng)非層狀網(wǎng)格用于近壁時模型對數(shù)值誤差不太敏感。

S-A模型的輸運方程:

(4)

1.3 動網(wǎng)格技術(shù)

可變形翼的變展長、變后掠和變翼型等變形過程是連續(xù)的,為了使數(shù)值模擬更接近于真實,在數(shù)值模擬的過程中,采用了動網(wǎng)格技術(shù)使可變形翼的三維模型在計算過程中實現(xiàn)連續(xù)變形。

文中通過UDF調(diào)用網(wǎng)格變化的宏使得可變形翼的輪廓連續(xù)變化,同時采用兩種網(wǎng)格重構(gòu)方法(光順法和局部重構(gòu)法)對變形區(qū)域的網(wǎng)格進行重構(gòu)。

2 變形翼機構(gòu)

為了驗證可變形翼在翼型、后掠角(或前掠角)以及展長三方面都可以實現(xiàn)主動變形的可行性,文中設(shè)計出了一種可變形翼的變形機構(gòu)。

如圖1所示,弦向梁上下表面整齊布滿可任意伸縮的柱形結(jié)構(gòu),這種柱形結(jié)構(gòu)可以在程序的控制下以某種速度達到需要的長度。

圖1 變形機構(gòu)單元結(jié)構(gòu)圖

如圖2所示,通過展向梁內(nèi)部伸縮機構(gòu)的動作,使得展向梁單元伸長或收縮,從而實現(xiàn)可變形翼的展長變化。

圖2 變展長結(jié)構(gòu)圖

如圖3所示,通過控制變后掠液壓缸的伸縮,使得展向梁與弦向梁相對轉(zhuǎn)動,從而實現(xiàn)可變形翼的后掠(或前掠)角的變化,且后掠(或前掠)角的變化量等于弦向梁和展向梁之間夾角的改變量。

圖3 變后掠結(jié)構(gòu)圖

如圖4所示,當(dāng)前后緣的弦向梁轉(zhuǎn)動時,翼型就會出現(xiàn)相應(yīng)的彎度;當(dāng)弦向梁上的伸縮桿裝置依照程序伸縮時,翼型就會有相應(yīng)的變形。

圖4 變翼型結(jié)構(gòu)圖

3 數(shù)值模擬

3.1 可變形翼變展長的數(shù)值模擬

對如圖5所示的具有亞聲速翼型(NACA0012)的翼面進行了展長連續(xù)非定常變化過程繞流場的數(shù)值模擬[4],通過程序控制翼在模擬計算的過程中能夠以某一速度增加展長,這里采用的速度是0.035 m/s。計算域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格離散,在翼面展長變化的非定常流場模擬過程中,通過網(wǎng)格的變形、重構(gòu)實現(xiàn)對動態(tài)變化流場域的離散。

圖5 可變展長的三維翼

圖6和圖7分別給出了三種不同馬赫數(shù)下翼面展長逐漸增大時其升、阻力系數(shù)的變化曲線。由升力系數(shù)曲線可知,隨著展長的連續(xù)增大,三種不同馬赫數(shù)下的升力值也在連續(xù)增大,這有兩個原因:一是由于展長增加,弦長不變,則展弦比增加,所以升力系數(shù)導(dǎo)數(shù)增加,從而升力系數(shù)增大;二是由于展長增加,弦長不變,翼面積增加,從而升力系數(shù)增大[5]。因此飛行器需要較大升力時,可將展長增大,比如飛行器在起飛階段時,可將展長增加到最大,從而可獲得較大的升力,減小了起飛距離,起飛后再將展長相應(yīng)減小,從而減小阻力,降低能耗,增加航程。

圖6 升力系數(shù)隨展長變化量的變化曲線

圖7 阻力系數(shù)隨展長變化量的變化曲線

3.2 可變形翼變后掠角的數(shù)值模擬

可變后掠翼的飛行器很早就存在了,但是它們的翼都是剛性變形的,這樣就存在一個缺點,即當(dāng)后掠角改變后,由平行于來流方向的平面切割翼所得到的翼型也發(fā)生了改變,從而使得對氣動特性的控制變得更加復(fù)雜。

圖8 兩種不同變后掠方式的平面示意圖

文中采用的可變形翼的機構(gòu),是通過翼自身形狀的變化來改變后掠角的大小,且平行于來流方向的平面切割翼所得到的翼型并不發(fā)生變化(如圖8),從而對氣動特性的控制大大簡化[6]。

翼型采用的是六角形翼,后掠角最大為45°,來流Ma=1.5,攻角α=4°,變后掠采用兩種角速度,分別為ω=78.540 rad/s和ω=7.854 rad/s。在數(shù)值模擬計算過程中,通過程序來控制網(wǎng)格點的運動(如圖9)。

圖9 翼面后掠角變化過程示意圖

(5)

θ0=ω×t

(6)

θ1=θ0+Δθ

(7)

(8)

(9)

z1=z

(10)

式中:dt為非定常數(shù)值模擬計算的時間步長;t為非定常數(shù)值模擬計算的總時間;x、y、z為翼上任意某一點的坐標(biāo)值,通過編程,利用式(8)、式(9)和式(10)來控制翼上網(wǎng)格點的坐標(biāo)變化,從而控制網(wǎng)格點的運動。

圖10和圖11分別給出了翼面在兩種后掠角變化速度下,翼的升力系數(shù)變化曲線和阻力系數(shù)變化曲線。由圖10和圖11可以看出在變形較慢的情況下,升力和阻力隨著后掠角的增大變化較平滑,而在變化較快的情況下,變形開始和結(jié)束時升力和阻力都有明顯擾動,這是因為翼在變后掠的過程中會引起來流相對于翼的速度的變化,而且翼從一種外形變化到另外一種外形時,建立相應(yīng)的流場也需要時間。

圖10 翼面升力系數(shù)隨后掠角變化量的變化曲線

圖11 翼面阻力系數(shù)隨后掠角變化量的變化曲線

翼的弦長為1 m,展長為3 m,在ω=78.54 rad/s和ω=7.854 rad/s兩種不同變形速度下,翼尖處速度分別為V1=235.62 m/s和V2=23.56 m/s,來流速度為V∞=510 m/s,V1/V∞=0.462,V2/V∞=0.046,顯然,V2相對來流速度較小,影響并不明顯,而V1的大小接近來流速度的一半,此時翼尖相對來流的瞬時速度為274.38 m/s,從翼尖到翼根,前緣速度是不斷減小的。且有:

(11)

式中:b為展長;l為當(dāng)前點到翼根的橫向距離。

因此,來流相對翼的整體速度明顯減小,于是翼在剛開始變形時,升力和阻力會產(chǎn)生一個明顯下降的擾動,變形結(jié)束時,升力和阻力又會有一個明顯回升的擾動,從整個過程來看,變化過程中的升、阻力相對于變化較慢的準(zhǔn)定長狀態(tài)時的升、阻力是一個整體向下平移的效果。由此可見,變化速度較大時,在變形開始和結(jié)束時的升、阻力會有明顯的擾動,從而會對飛行器飛行過程中的穩(wěn)定性帶來一定影響,若擾動大到某個程度,甚至?xí)o飛行器帶來失速墜機的危險,而變形速度太慢又有可能達不到變形本身的目的,因此,飛行器在變形時,選擇一個最佳的變形速度非常重要。

3.3 可變形翼變翼型的數(shù)值模擬

文中對翼型由亞聲速翼型(NACA0012)變?yōu)槌曀僖硇?雙弧形翼型)的過程進行了非定常和準(zhǔn)定常數(shù)值模擬,其中來流馬赫數(shù)Ma=2.0,攻角α=4°,整個變形過程所用時間ΔT=0.1 s。

圖12 亞聲速翼型連續(xù)變?yōu)槌曀僖硇筒煌瑫r刻翼型圖

圖12給出了翼型從亞聲速的NACA0012翼型變?yōu)槌曀匐p弧形翼型的變形過程中不同時刻的翼型圖。圖13為翼型從NACA0012翼型變?yōu)殡p弧形翼型非定常模擬和準(zhǔn)定常模擬的升力系數(shù)變化曲線。從圖中可以看出,隨著翼型從亞聲速翼型到超聲速翼型的變化,翼型的升力系數(shù)總體呈增大趨勢。這是因為翼型前緣產(chǎn)生了激波,隨著翼型的變形,激波強度減弱,但是在攻角的影響下,上翼面激波強度的減弱速度快于下翼面激波強度的減弱速度,因此上翼面的壓力減小的更快,使得升力增大。

圖13 升力系數(shù)隨翼型變形的變化曲線(Ma=2.0,α=4°)

圖14給出了翼型從亞聲速翼型變?yōu)槌曀僖硇偷倪^程中,非定常模擬和準(zhǔn)定常模擬的阻力系數(shù)變化曲線。從圖14中可以看出,隨著翼型從亞聲速翼型到超聲速翼型的變化,翼型的阻力系數(shù)呈減小趨勢。無論是脫體激波還是貼體激波,激波強度都在減弱,激波阻力減小,而激波阻力對翼型阻力起決定性作用,因而阻力隨著激波阻力的減小而減小。

圖14 阻力系數(shù)隨翼型變形的變化曲線(Ma=2.0,α=4°)

從圖13、圖14中可以看出,翼型從亞聲速翼型變?yōu)槌曀僖硇偷倪^程中,非定常模擬的結(jié)果與準(zhǔn)定常模擬的結(jié)果基本一致;但非定常模擬的升力系數(shù)與非定常模擬的阻力系數(shù)相比波動較大,因此升力系數(shù)受非定常變形的影響較明顯。

圖15 亞聲速翼型連續(xù)變彎度過程中不同時刻翼型圖

圖16給出了NACA0012翼型變彎度過程中非定常數(shù)值模擬和準(zhǔn)定常數(shù)值模擬計算得到的升力系數(shù)變化曲線。從圖16中可以看出,隨著翼型彎度的不斷增大,翼型的升力系數(shù)逐漸增大,升力特性變好。非定常變形得到的升力系數(shù)在變形的中前期比準(zhǔn)定常得到的升力系數(shù)小,但在變形快結(jié)束時與準(zhǔn)定常得到的升力系數(shù)趨于一致。

圖17給出了NACA0012翼型變彎度過程中非定常數(shù)值模擬和準(zhǔn)定常數(shù)值模擬計算得到的阻力系數(shù)變化曲線。從圖中可以看出,隨著翼型彎度的不斷增大,翼型的阻力系數(shù)逐漸增大,阻力特性變差。兩種變形方式下的阻力系數(shù)差別不明顯。

圖16 升力系數(shù)隨翼型彎度增大的變化曲線(Ma=0.6,α=4°)

圖17 阻力系數(shù)隨翼型彎度增大的變化曲線(Ma=0.6,α=4°)

從圖16、圖17中可以看出,NACA0012翼型彎度增大的過程中,非定常數(shù)值模擬得到的升力系數(shù)比準(zhǔn)定常數(shù)值模擬得到的升力系數(shù)要小;非定常數(shù)值模擬得到的阻力系數(shù)與準(zhǔn)定常模擬得到的阻力系數(shù)基本一致。由此可知,非定常模擬得到的氣動特性比準(zhǔn)定常模擬得到的氣動特性略差,翼型的變形速度對動態(tài)氣動特性有不可忽略的影響。

4 結(jié)論

總結(jié)上述計算結(jié)果可得:

1)隨著展長的連續(xù)變大,翼的阻力系數(shù)和升力系數(shù)都在連續(xù)增加,且低速連續(xù)變形時,可認(rèn)為是準(zhǔn)定常過程。

2)變后掠角變形對變形速度比較敏感,在較大速度下變形時,變形開始和結(jié)束階段升、阻力會有較大的階躍式擾動,對飛行器的穩(wěn)定性有一定影響,因此,選用最佳的變形速度非常重要。

3)翼型做非定常變化時,升力系數(shù)對變形速度較敏感,阻力系數(shù)變化不大。

4)翼的不同變形方式和變形速度對翼的氣動特性產(chǎn)生不同的影響,通過對可變形翼的有效控制,得到合適的實時氣動特性是可行的,對可變形飛行器的研究具有一定的參考價值。

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NumericalSimulationofAerodynamicCharacteristicsofaDeformableWing

WANG Xianyong1,2,HE Xiaohui1,LEI Juanmian2,YU Shaowen2

(1 Jiangnan Industries Group Co.Ltd,Hunan Xiangtan 411207,China; 2 Beijing Institute of Technology,Beijing 100081,China)

In order to study the aerodynamic characteristics of deformable wing in the process of dynamic deformation,the moving mesh technique in numerical simulation software FLUENT was used to simulate the aerodynamic characteristic of deformable wing at different deformation speed in different deformation process,such as variable span,variable sweep and variable airfoil.The results showed that different deformation mode and deformation speed of the wing had different impact on the aerodynamic characteristics of the wing,and variable span had little effect on deformation speed.The variable sweep and variable airfoil were sensitive to it.The analysis results were of great significance to the study of deformable aerocrafe.

deformable wing; aerodynamic characteristics; variable span; variable sweep; variable airfoil

10.15892/j.cnki.djzdxb.2017.02.029

2016-05-11

王賢勇(1984-),男,山東陽谷人,工程師,碩士,研究方向:可變形飛行器。

V211.41

A