馬 洋, 周 偉,2, 秦偉偉

(1.火箭軍工程大學(xué) 動力工程系, 西安 710025；2.西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院 航天飛行動力學(xué)技術(shù)重點實驗室, 西安 710072)

【航天工程】

基于升力體的變構(gòu)型超聲速飛行器氣動特性研究

馬 洋1, 周 偉1,2, 秦偉偉1

(1.火箭軍工程大學(xué) 動力工程系, 西安 710025；2.西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院 航天飛行動力學(xué)技術(shù)重點實驗室, 西安 710072)

為了滿足超聲速飛行器多任務(wù)、全速域飛行要求，提出一種基于升力體的變構(gòu)型超聲速飛行器布局。飛行器通過機翼的伸縮/后掠變形來兼顧高速和低速條件下的氣動性能。采用CFD手段對典型飛行工況進行數(shù)值模擬。結(jié)果顯示：通過機翼的伸縮/后掠變構(gòu)型，飛行器在亞聲速和超聲速階段能夠保持較高升阻比，跨聲速階段氣動性能需要通過外形優(yōu)化設(shè)計進一步提高。相比于固定機翼外形，變構(gòu)型飛行器在亞聲速和超聲速條件下的升阻比優(yōu)勢明顯。研究工作可為大速域飛行條件下的機翼變構(gòu)型設(shè)計提供參考。

變構(gòu)型；升力體；數(shù)值模擬；全速域氣動特性

range

飛得更快、更遠是飛行器研制的終極目標之一。目前亞、超聲速飛行器研制已經(jīng)積累了十分成熟的研究經(jīng)驗，各種高超聲速飛行器研制的關(guān)鍵技術(shù)也逐漸被掌握[1,2]。另一方面，隨著多任務(wù)需求的不斷提高，飛行器不僅要求具有良好的巡航飛行性能，而且要求具有較好的高、低速飛行性能。顯然固定氣動外形的飛行器難以滿足多任務(wù)、全速域、高性能飛行的要求。變構(gòu)型技術(shù)是最有可能實現(xiàn)未來飛行器跨越式發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)之一，其最大優(yōu)勢是能實現(xiàn)飛行器全速域氣動性能的優(yōu)化[3]。

機翼變構(gòu)型結(jié)構(gòu)實現(xiàn)簡單、改善氣動性能效果明顯，因而是變構(gòu)型技術(shù)研究的熱點。對于機翼的大變形，國內(nèi)外有代表性的研究工作有：美國的“Morphing Aircraft Structure, (MAS)”研究項目提出了折疊機翼、滑動蒙皮和伸縮機翼概念，并通過數(shù)值模擬和飛行試驗等手段，深入探討了各種變構(gòu)型方式的可行性[3]。Wang[4]采用CFD方法研究低速無人機機翼伸縮帶來的氣動特性變化，結(jié)果表明變構(gòu)型盡管對升力系數(shù)和阻力系數(shù)影響不大，但能對升阻比產(chǎn)生很大的影響。徐國武[5]提出了變前掠翼和可伸縮翼等新的布局形式，并給出了不同馬赫數(shù)下的氣動特性，總結(jié)出了不同馬赫數(shù)下實現(xiàn)最大升阻比的變構(gòu)型方式；陳錢[6]對比研究了兩種不同變后掠方式引起的氣動特性的差異，認為剪切變后掠具有優(yōu)于旋轉(zhuǎn)變后掠的特性，前者在寬廣的速域內(nèi)均具有顯著優(yōu)越的升阻比和阻力；為了揭示變形對流動的影響機理，文獻[7]采用試驗手段，研究機翼后掠時產(chǎn)生的非定常氣動特性，并提出了3種可用于解釋這些非定常特性的物理效應(yīng)。

本文精心設(shè)計升力體機身，通過機翼伸縮/后掠組合變構(gòu)型來實現(xiàn)飛行器的跨速域飛行，即在不同的速度段通過改變其外形來保持最佳的氣動性能，這里主要針對最大升阻比展開探索。通過對比計算分析不同變形量條件下的升力、阻力、升阻比和俯仰力矩特性,可以初步評估該變構(gòu)型布局的氣動性能，為大速域飛行條件下的機翼變構(gòu)型設(shè)計提供參考。

1 數(shù)值仿真模型

在不考慮重力和高溫效應(yīng)、不考慮流動的非定常因素、滿足量熱完全氣體假設(shè)簡化條件下，描述飛行器外部繞流流動的控制方程可以寫為

(1)

其中，方程組左端為守恒項，右端為擴散項。具體的方程形式見文獻[8]。

使用有限體積法離散計算域，采用AUSM格式計算交接面處的無粘通量，對流項離散采用采用二階迎風(fēng)格式，湍流模型采用SSTk-ω兩方程湍流模型，飛行器表面滿足無滑移邊界條件，進口取來流參數(shù)，出口數(shù)值邊界條件采用外推方式獲得。

數(shù)值計算網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在飛行器表面附近進行加密，網(wǎng)格規(guī)模大約為200萬。圖1為典型計算網(wǎng)格示意圖。

圖1 計算網(wǎng)格示意圖

2 基于升力體的超聲速變構(gòu)型氣動布局

2.1 基于升力體的超聲速氣動布局

ηψ=Cψ·Sψ

(2)

其中類型函數(shù)表達式為

(3)

式中Nc1、Nc2為類型函數(shù)指數(shù)。由于本文研究升力體的面對稱特性，記：Nc1=Nc2=Nc。形狀函數(shù)S根據(jù)所要表達的曲線形式確定，這里取S=22Nc。將式(3)和式(4)代入式(2)，并將參數(shù)坐標還原到物理坐標可以得到

(4)

其中下標“u”和“l(fā)”分別表示上、下截面曲線參數(shù)。

圖2 升力體機體底部截面輪廓曲線

如圖3所示，俯視截面曲線采用冪函數(shù)描述[10]

(6)

其中n為控制曲線曲率變化的指數(shù)，不同的n值對應(yīng)于不同的曲線形式，體現(xiàn)為升力體頭部寬度的變化，圖中實線代表的曲線n=0.3；虛線代表的曲線n=0.6。

圖3 升力體機體俯視面輪廓曲線

值得指出的是，為了安裝可變機翼，將機體兩側(cè)對稱地進行了切邊處理。為了減小氣動加熱的影響，機體前沿進行倒圓處理。升力體機體的具體尺寸見表1。經(jīng)過修整的升力體機體如圖4所示。

表1 升力體機體具體尺寸

圖4 升力體機體

機翼剖面采用倒圓的菱形翼型，翼根到翼尖的翼型剖面按線性逐漸縮小。圖5給出了飛行器的典型外形。

圖5 典型飛行器外形

2.2 機翼變構(gòu)型方案

升力體外形的變構(gòu)型通過機翼伸縮/后掠組合變形來實現(xiàn)，即機翼同時變后掠和伸縮，以滿足不同飛行速度下的氣動特性要求。如圖6所示為本文所研究的4個典型飛行馬赫數(shù)(從左至右依次為馬赫數(shù)4.7、2.5、0.9、0.4)下的飛行器外形。

圖6 飛行器機翼變構(gòu)型方案

3 仿真結(jié)果與分析

3.1 變構(gòu)型布局基本氣動特性

記圖6所示的機翼變形位置對應(yīng)的飛行器變構(gòu)型外形，從左至右分別為Shape1、Shape2、Shape3和Shape4，它們對應(yīng)的標準飛行條件如表2所示。

表2 變構(gòu)型飛行器標準飛行工況

采用CFD方法計算上述4種工況的氣動特性，計算結(jié)果如圖7所示?？梢?，升力系數(shù)隨馬赫數(shù)增加迅速減小，同時阻力系數(shù)大體上也是逐漸減小的(跨聲速工況除外)。這樣導(dǎo)致升阻比從亞聲速的2.8迅速降低到跨聲速的0.9，然后在超聲速階段，升阻比又逐漸增大。氣動力對升力體理論頂點的俯仰力矩系數(shù)變化趨勢與升力系數(shù)的變化趨勢十分類似，都是隨馬赫數(shù)增加迅速減小。以上氣動特性反映出，通過機翼的伸縮/后掠變構(gòu)型，飛行器在亞聲速和超聲速階段能夠保持較高升阻比，跨聲速階段氣動性能可以通過外形優(yōu)化設(shè)計進一步提高。

3.2 變構(gòu)型布局全速域氣動性能改善效果分析

為了更加清晰地分析變構(gòu)型帶來的氣動性能的改善效果，選取Shape2和Shape3兩個外形，計算它們在非標準工況下(不同的馬赫數(shù)和高度)的氣動特性，并將其與飛行器標準工況的氣動特性相比較，結(jié)果如圖8所示，圖中“standard results”表示上一節(jié)中的標準工況計算結(jié)果。從圖中可以看出，對于升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)而言，標準工況的計算結(jié)果并不見得比非標準工況的計算結(jié)果更好，直觀的看就有這樣的結(jié)論：機翼面積越大，升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)也就越大，這是非常好理解的。但從升阻比曲線可以很清晰地看出，標準工況的升阻比大于非標準工況的升阻比，非標準工況與標準工況的差距在亞聲速下表現(xiàn)得最明顯，超聲速下也較為明顯，但跨聲速下標準工況的優(yōu)勢并不明顯。這就是說，對于升阻比這一重要氣動性能而言，通過變構(gòu)型，飛行器在亞聲速和超聲速下要明顯好于固定外形，在跨聲速下的性能下一步可以通過外形方案優(yōu)化加以改進。

圖7 標準工況下自適應(yīng)變構(gòu)型飛行器氣動特性

圖8 非標準工況與標準工況計算結(jié)果對比

4 結(jié)論

1) 通過精心設(shè)計升力體和采取機翼伸縮/后掠變構(gòu)型，基于升力體的超聲速飛行器基本能實現(xiàn)全速域飛行，并保持較好的氣動性能。

2) 相比于固定機翼外形，本文提出的變構(gòu)型飛行器在亞聲速和超聲速條件下的升阻比優(yōu)勢明顯。

3) 本文提出的變構(gòu)型飛行器在跨聲速條件下表現(xiàn)一般，需要通過進一步優(yōu)化設(shè)計提高其性能，以滿足飛行器全速域飛行的要求。

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ResearchonAerodynamicCharacterofSupersonicMorphingVehicleBasedonLiftingBody

MA Yang1, ZHOU Wei1,2, QIN Weiwei1

(1.Rocket Force University of Engineering, Department of Power Engineeringm, Xi’an 710025, China;2.School of Astronautics Polytechnical University, Science and Technology on Aerospace Flight Dynamics Laboratory, Xi’an 710072, China)

An innovative aerodynamic shape of supersonic morphing vehicle based on lifting body is proposed for good aerodynamic character during the flight of all speed range and multitasking. The Supersonic morphing vehicle takes care of both high and low speed aerodynamic character by wing stretching and swept. The CFD method is employed to compute the aerodynamic character of typical cases, and the simulation results summarize as follows. The supersonic vehicle can maintain the lift-to-drag ratio at relative high level in subsonic and supersonic stage by wing morphing, while the configuration optimization is demanded to improve the transonic aerodynamic character. Compared to vehicle with fixed wing, the proposed morphing vehicle based on lifting body has obvious advantage on lift-to-drag ratio. The research work can instruct the morphing wing design of supersonic vehicle at the condition of large speed range.

morphing vehicle; lifting body; numerical simulation; aerodynamic character of all speed

2017-09-20；

2017-10-15

馬洋(1982—)，男，講師，主要從事超聲速、高超聲速氣動布局設(shè)計與優(yōu)化研究。

10.11809/scbgxb2017.12.043

本文引用格式：馬洋, 周偉, 秦偉偉.基于升力體的變構(gòu)型超聲速飛行器氣動特性研究[J].兵器裝備工程學(xué)報，2017(12):191-194,226.

formatMA Yang, ZHOU Wei, QIN Weiwei.Research on Aerodynamic Character of Supersonic Morphing Vehicle Based on Lifting Body[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(12):191-194,226.

TJ86

A

2096-2304(2017)12-0191-04

(責任編輯楊繼森)