董彥非,賀一帆
(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院,西安 710077)
目前現(xiàn)役的固定翼飛機(jī)機(jī)翼的翼型在飛行過程中的彎度都是保持不變的。但是飛機(jī)高速和低速性能對機(jī)翼彎度要求相互矛盾,所以設(shè)計飛機(jī)時會對翼型的選擇做一定的取舍,一般會選擇在主要飛行條件下有較好升阻比的翼型[1],這樣就導(dǎo)致飛機(jī)在主要飛行任務(wù)區(qū)之外的高度和速度范圍內(nèi)空氣動力特性較差。
為了適應(yīng)不同飛行條件對機(jī)翼彎度的要求,出現(xiàn)了變彎度機(jī)翼設(shè)計的方法。已有的變彎度技術(shù)主要集中在對機(jī)翼前后緣彎度的改變[2],還沒有看到對翼型全面變彎度規(guī)律的研究文獻(xiàn)。機(jī)翼翼型全尺寸變彎度技術(shù)目前還需要克服變體結(jié)構(gòu)復(fù)雜、重量較大、蒙皮摩擦阻力大、承載能力差等問題[3-10]如果能實(shí)現(xiàn)機(jī)翼全面變彎度,會對飛機(jī)的飛行性能產(chǎn)生較大提升。
本文主要研究固定翼飛機(jī)隨飛行速度和高度變化,機(jī)翼彎度對飛機(jī)升力和阻力特性的影響,通過計算分析得出不同速度和高度下最佳彎度自適應(yīng)規(guī)律,為彎度自適應(yīng)機(jī)翼設(shè)計提供基礎(chǔ)。
機(jī)翼是為飛機(jī)提供升力的重要部件。翼型是機(jī)翼截面的基本構(gòu)型,是指在機(jī)翼上與前緣垂直的剖面形狀。翼型幾何參數(shù)對飛機(jī)的氣動特性和飛行性能有重要影響[11]。
自適應(yīng)變彎度機(jī)翼對大型客機(jī)與運(yùn)輸機(jī)的空氣動力特性提升較大,能夠有效提高燃油經(jīng)濟(jì)性。這里選擇典型的跨聲速超臨界的翼型DFVLRR-4。根據(jù)翼型原始外形數(shù)據(jù)計算得到中弧線之后,再對應(yīng)計算出翼型的彎度與彎度相對位置。
為了研究翼型彎度和彎度相對位置所受影響,根據(jù)DFVLRR-4 翼型的數(shù)據(jù),選擇兩組翼型進(jìn)行CFD仿真。第一組對應(yīng)改變彎度的相對位置,選擇翼型:NACA2213,NACA2313,NACA2413,NACA2513,NACA2613,NACA2713,NACA2813。第二組進(jìn)行擴(kuò)展來觀察彎度相對位置,選擇翼型NACA4315,NACA4415,NACA4515,NACA4615,NACA4715,NACA4815,NACA4915。
為了研究翼型彎度在不同來流速度、飛行高度條件下的空氣動力特性,尤其是升阻力特性的變化規(guī)律,首先運(yùn)用CATIA軟件分別建立不同彎度的兩組二維翼型模型,為之后進(jìn)行的CFD仿真模擬計算做好準(zhǔn)備。
通過流場相應(yīng)的位置構(gòu)建出相對應(yīng)的離散點(diǎn),然后通過這些離散點(diǎn)的組合總和成相應(yīng)的網(wǎng)格[12]。網(wǎng)格的數(shù)量與質(zhì)量會直接影響到CFD的數(shù)值模擬。
目前常用的網(wǎng)格有三種類型[13-14]:C型網(wǎng)格、O型網(wǎng)格和H型網(wǎng)格,本文主要采用C型網(wǎng)格,C型網(wǎng)格如圖1所示。
對翼型處的網(wǎng)格進(jìn)行加密,能更好地模擬邊界層的空氣流動,對向遠(yuǎn)場方向可進(jìn)行一定倍率的放大減小網(wǎng)格數(shù)量以便后續(xù)計算,向遠(yuǎn)場方向可逐漸變稀[15]。優(yōu)化以后調(diào)整網(wǎng)格結(jié)構(gòu)使網(wǎng)格結(jié)構(gòu)能夠更接近矩形,因?yàn)橛嬎愕氖嵌S翼型,結(jié)構(gòu)都較為簡單,網(wǎng)格質(zhì)量應(yīng)保證在0.9~1.0之間,優(yōu)化后的網(wǎng)格質(zhì)量如圖2所示。
圖1 C型網(wǎng)格
圖2 優(yōu)化后的網(wǎng)格質(zhì)量
設(shè)置1000 m高度為起飛降落的環(huán)境,空氣壓力為89876.3 pa、溫度281.651 K;選擇5000 m和8000 m作為爬升和巡航條件。在5000 m的條件下空氣密度和溫度分別為54048.3 pa、255.676 K,8000 m的空氣密度和溫度條件分別是35651.6 pa 、236.215 K。
飛行速度Ma設(shè)定為0.1~0.8。因?yàn)镸a大于0.8以后翼型進(jìn)入跨聲速流場,此時的機(jī)翼表面存在局部超聲速流,翼面上也會出現(xiàn)激波。
在超聲速流動中,翼型彎度只產(chǎn)生阻力而不再提供升力。在超聲速的時候盡量使翼型彎度為0(成為對稱翼型)。
首先分析Ma對翼型的影響。對兩組數(shù)據(jù)所計算得出的數(shù)據(jù)進(jìn)行匯總并畫出折線圖,其中線條的數(shù)值對應(yīng)著翼型的相對彎度值,第一組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系如圖3所示,第二組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系如圖4所示,其中每組圖的迎角為0°、2°和4°時升力系數(shù)與Ma的關(guān)系。
迎角為0°
迎角為2°
迎角為4°圖3第一組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系
從圖3和圖4中可看出,在Ma為0.1~0.4時翼型的升力系數(shù)為線性增長,并且彎度越大的翼型在此區(qū)間有著比其他彎度更大的升力系數(shù)。當(dāng)Ma增大到0.5以后,彎度的影響出現(xiàn)了反作用,第一組數(shù)據(jù)在Ma=0.5~0.6時出現(xiàn)了交匯,第二組數(shù)據(jù)在Ma=0.6~0.7時樣條線出現(xiàn)交會,從曲線圖能看出,彎度較小的機(jī)翼在高M(jìn)a下有著優(yōu)于彎度相對值較大的升力特性。
第二組翼型的阻力系數(shù)與Ma的關(guān)系如圖5所示,由圖5看出,阻力系數(shù)在Ma=0.1~0.4時增長都較為平緩,在Ma為0.5以后會出現(xiàn)較大增幅增長。因?yàn)殡S著Ma的不斷增大翼型會出現(xiàn)氣流分離,產(chǎn)生脫體渦從而使翼型的升力降低,阻力增大。
迎角為0°
迎角為2°
迎角為4°
圖4 第二組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系
第二組機(jī)翼升阻比與Ma的關(guān)系如圖6所示,結(jié)合圖6可知,飛行過程中在Ma=0.1~0.4時升阻比近似于線性,在Ma為0.5左右時出現(xiàn)峰值,但增長率較低速時有明顯下降。當(dāng)Ma>0.5時翼型的升阻比出現(xiàn)明顯下降。相對彎度較大時,低速飛行都有較好的升阻比,故在低速飛行時應(yīng)當(dāng)選擇較大的彎度來作為此階段飛行的彎度。當(dāng)飛行速度在Ma=0.5~0.7時,彎度選擇在3 %~5 %,當(dāng)飛行速度Ma為0.8及以上時彎度應(yīng)為1 %~2 %,當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入超聲速飛行時彎度應(yīng)為0 %。
飛機(jī)在起飛著陸階段會有較大的迎角產(chǎn)生,第二組翼型升力系數(shù)與迎角的關(guān)系如圖7所示,由圖7可知,升力系數(shù)隨著迎角變化,因?yàn)樵谄痫w和著陸階段速度不會過大,所以只計算了較低Ma時角度對升力的影響。根據(jù)圖7可知,迎角改變的大小對翼型彎度所產(chǎn)生升力的影響較小。
圖6 第二組升阻比與Ma的關(guān)系
圖7 第二組升力系數(shù)與迎角的關(guān)系
第一組彎度相對位置對升力系數(shù)的影響如圖8所示,第一組升阻比與Ma的關(guān)系如圖9所示,第一組升阻比與迎角的關(guān)系如圖10所示。結(jié)合圖8、圖9和圖10的結(jié)果可以得出以下規(guī)律:彎度的相對位置越往后移動,下翼面的壓力越大,從而導(dǎo)致上下翼面的壓差增大,使機(jī)翼的升力增大。自適應(yīng)變彎度機(jī)翼的彎度相對位置處于大于50 %時,雖然升力系數(shù)都會因?yàn)閴翰钤龃蠖龃?,但機(jī)翼的阻力系數(shù)也會在迎角大于4°時出現(xiàn)激增,此時升力系數(shù)的增加量遠(yuǎn)小于阻力系數(shù)的增加量,從而使得機(jī)翼的升阻比急劇變小。所以當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行小角度巡航時,彎度的相對位置后移較好,但當(dāng)飛機(jī)做爬升時,彎度的相對位置會影響到升阻比,所以當(dāng)飛機(jī)在爬升時應(yīng)該將相對彎度的位置前移。
圖8 第一組彎度相對位置對升力系數(shù)的影響
圖9 第一組升阻比與Ma的關(guān)系
圖10第一組升阻比與迎角的關(guān)系
選擇Ma為0.3和0.5進(jìn)行計算,對得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行匯總,第一組翼型在Ma=0.3 時高度和升力系數(shù)的關(guān)系如圖11,第一組翼型在Ma=0.5 時高度和升力系數(shù)的關(guān)系如圖12所示。由圖發(fā)現(xiàn)高度對升力沒有明顯的影響,因?yàn)轱w行高度的增加,空氣密度降低,溫度也隨著降低,所以升力系數(shù)也變小了。但隨著高度的改變翼型的升力系數(shù)沒有明顯的交疊。通過目前有限的仿真結(jié)果分析未發(fā)現(xiàn)彎度變化對不同高度的機(jī)翼氣動特性的影響。
圖11 第一組翼型在Ma=0.3 時高度和升力系數(shù)的關(guān)系
圖12 第一組翼型在Ma=0.5 時高度和升力系數(shù)的關(guān)系
對前面的數(shù)據(jù)進(jìn)行匯總分析得到相對彎度值隨Ma變化的建議區(qū)域圖如圖13所示,彎度相對位置隨迎角變化的建議區(qū)域圖如圖14所示。用這兩張圖進(jìn)行相對彎度與彎度的相對位置的建議。
圖13中兩條折線所包圍的面積為自適應(yīng)變彎度機(jī)翼在不同速度下建議的設(shè)計大小。上線為設(shè)計上限,下線為設(shè)計下限。兩條線之間的陰影部分為指導(dǎo)區(qū)間,設(shè)計的自適應(yīng)變彎度機(jī)翼的彎度大小在陰影部分就能獲得一個較為優(yōu)良的氣動特性。圖14其意義相同。
根據(jù)兩張指導(dǎo)圖給出自適應(yīng)變彎度機(jī)翼的設(shè)計建議:自適應(yīng)變彎度機(jī)翼設(shè)計在不同的飛行條件下保持彎度與彎度的相對位置在圖中陰影區(qū)域時,都能有較為良好的升阻比。
圖13 相對彎度值隨Ma變化的建議區(qū)域
圖14 彎度相對位置隨迎角變化的建議區(qū)域
根據(jù)前面的仿真計算和分析,可以得到以下初步結(jié)論。
彎度變化的影響:
(1)當(dāng)飛機(jī)處于小角度爬升和Ma小于0.5的飛行時,應(yīng)采用7 %~9 %的翼型彎度,彎度對翼型帶來的主要影響為增大最大升力系數(shù)使翼型的升阻比增大。
(2)當(dāng)飛機(jī)的Ma超過0.5以后,此時僅僅增加彎度會使升力系數(shù)增大的同時也使阻力系數(shù)進(jìn)一步增加。需要對升阻比的具體數(shù)值做對比,選擇有較優(yōu)升阻比的翼型,故彎度適當(dāng)下降到3 %~5 %。
(3)當(dāng)飛機(jī)在Ma為0.8以上時,由于出現(xiàn)了局部激波,使得彎度對阻力系數(shù)的影響進(jìn)一步增大,所以彎度應(yīng)該下降到1 %~2 %。
(4)當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行超聲速飛行時彎度在此時已不能起到產(chǎn)生升力的作用,彎度應(yīng)變?yōu)? % 。
對彎度相對位置影響:
(1)在做小角度爬升或巡航時,根據(jù)不同機(jī)翼的需求,翼型的彎度相對位置在70 %~90 %弦長位置的時候,升阻比有較大的提升。
(2)在做大迎角機(jī)動時,彎度的相對位置會使得阻力系數(shù)急劇增大導(dǎo)致升阻比降低。應(yīng)在4°~8°時逐漸從60 %降低到20 %,在8°以后應(yīng)繼續(xù)前移彎度相對位置但要保持一定的前緣氣動外形。
(3)在飛機(jī)進(jìn)行超聲速飛行時,彎度因?yàn)橐呀?jīng)降低到0 %,故彎度的相對位置已經(jīng)不對機(jī)翼的氣動外形起到影響。
通過目前有限的仿真結(jié)果分析未發(fā)現(xiàn)彎度變化對不同高度的機(jī)翼氣動特性的影響。
本文的計算結(jié)果和結(jié)論僅是在當(dāng)前數(shù)據(jù)和計算條件下的初步分析,相關(guān)結(jié)論還需要進(jìn)一步的大樣本計算和風(fēng)洞吹風(fēng)等試驗(yàn)的支撐。