鴨翼 /邊條對(duì)融合體型機(jī)身大攻角氣動(dòng)特性影響

范國(guó)磊 鄧學(xué)鎣 王延奎 田 偉

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191)

鴨翼 /邊條對(duì)融合體型機(jī)身大攻角氣動(dòng)特性影響

范國(guó)磊 鄧學(xué)鎣 王延奎 田 偉

(北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京 100191)

通過對(duì)融合體型機(jī)身進(jìn)行表面測(cè)壓和 PIV(Particle Image Velocimetry)流動(dòng)顯示實(shí)驗(yàn),研究了大攻角下鴨翼/邊條對(duì)機(jī)身氣動(dòng)特性的影響規(guī)律.結(jié)果表明:加裝鴨翼后攻角小于 50°時(shí)機(jī)頭區(qū)流動(dòng)變化不大,超過 50°攻角后,機(jī)頭區(qū)法向力顯著下降,并且隨著攻角增加受影響區(qū)域向頭部方向擴(kuò)大;加裝鴨翼致使鴨翼區(qū)截面法向力大幅增加.加裝邊條改善了邊條區(qū)流動(dòng),邊條渦對(duì)機(jī)頭渦產(chǎn)生有利誘導(dǎo),增大了邊條區(qū)法向力.加裝邊條/鴨翼時(shí),對(duì)機(jī)頭區(qū)及鴨翼區(qū)流場(chǎng)的影響由鴨翼起主控作用,對(duì)邊條區(qū)流場(chǎng)的影響由邊條起主控作用.

融合體型機(jī)身;大攻角;氣動(dòng)特性

大攻角機(jī)動(dòng)乃至過失速機(jī)動(dòng)能力已經(jīng)成為現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)的重要技術(shù)指標(biāo),采用常規(guī)圓截面前機(jī)身的飛機(jī)進(jìn)行大攻角機(jī)動(dòng)時(shí)會(huì)引起機(jī)體橫側(cè)向偏離、機(jī)翼搖滾、下沖等復(fù)雜甚至不可控的飛行現(xiàn)象.融合體型機(jī)身由于具備增加升力、降低雷達(dá)散射面積、推遲失速、提高大攻角下橫側(cè)向穩(wěn)定性等多項(xiàng)優(yōu)異性能[1-2],愈來愈受到人們的關(guān)注.

文獻(xiàn)[3]對(duì)融合體型機(jī)身的幾何參數(shù)影響進(jìn)行了系統(tǒng)的研究;文獻(xiàn)[4-6]對(duì)常規(guī)旋成體機(jī)身與融合體型機(jī)身在大攻角下的背渦結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)特性、渦破裂位置及 Re數(shù)效應(yīng)等問題均進(jìn)行了對(duì)比研究;文獻(xiàn)[7]得出,融合體型機(jī)身背渦與大后掠三角翼的前緣渦結(jié)構(gòu)極為類似,流動(dòng)在機(jī)身尖側(cè)緣產(chǎn)生分離形成自由剪切層,自由剪切層持續(xù)卷起形成背風(fēng)渦.大攻角下背風(fēng)渦沿軸向從前向后不斷抬升遠(yuǎn)離物面,當(dāng)攻角增大到一定程度后,背風(fēng)渦由模型后端開始破裂,并隨攻角增加破裂點(diǎn)沿軸向不斷前移.

上述研究均是對(duì)融合體型單獨(dú)機(jī)身氣動(dòng)特性規(guī)律的探尋,實(shí)際飛行過程中飛機(jī)各部附件是互相影響互相干擾的,飛機(jī)的氣動(dòng)特性是一個(gè)耦合的結(jié)果.本文即以某現(xiàn)代飛機(jī)布局為基礎(chǔ),取出其前體機(jī)身部分,分別加裝鴨翼邊條,分析其加裝前后對(duì)融合體型機(jī)身氣動(dòng)特性的影響規(guī)律.

1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃驮O(shè)備

1.1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

本研究以實(shí)驗(yàn)為手段,通過表面測(cè)壓并結(jié)合PIV(Particle Image Velocimetry)流動(dòng)顯示的方法展開研究.實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ腿∮矛F(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)布局前機(jī)身部分,包含鴨翼和邊條,模型為測(cè)壓模型,如圖 1所示共設(shè)置 8個(gè)測(cè)壓截面.本文中涉及到的截面法向力均是在截面上進(jìn)行壓力積分的結(jié)果.前體機(jī)身分為 3個(gè)區(qū)域,自頭尖部至鴨翼前緣尖點(diǎn)處定義為機(jī)頭部,其中鴨翼前緣尖點(diǎn)所在截面 x/D=1.76;從鴨翼前緣尖點(diǎn)至鴨翼后緣根部定義為鴨翼區(qū),其中鴨翼后緣根部所在截面 x/D=2.72;沿軸向繼續(xù)向后延伸,至邊條末端定義為邊條區(qū),邊條末端所在截面 x/D=3.76.

圖1 模型視圖

1.2 實(shí)驗(yàn)設(shè)備及條件

實(shí)驗(yàn)是在北京航空航天大學(xué) D4常規(guī)低速風(fēng)洞開口段中完成的,開口段長(zhǎng)寬高分別為2.5,1.5,1.5m,自由來流湍流度為 0.08%,最大風(fēng)速60m/s.壓力采集設(shè)備是 PSI公司的 Model 9816智能壓力掃描閥測(cè)壓系統(tǒng),壓力傳感器量程為1psi(6894.8Pa),測(cè)量精度 0.05%.本次實(shí)驗(yàn)風(fēng)速 30m/s,對(duì)應(yīng)雷諾數(shù)為 Re=2.55×105.

PIV設(shè)備采用 Dantec公司的 PIV系統(tǒng),主要由激光器系統(tǒng)、相機(jī)、粒子發(fā)生器、幀抓取器、同步板和 FlowManager軟件等組成.根據(jù)文獻(xiàn)[7]及本文實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證,雷諾數(shù)變化不會(huì)對(duì)融合體型機(jī)身的流動(dòng)形態(tài)產(chǎn)生影響.由于當(dāng)風(fēng)速達(dá)到 30m/s時(shí),PIV激光頭發(fā)生震動(dòng),片光不穩(wěn)定,對(duì)相機(jī)拍攝造成一定干擾,因此本文所有 PIV圖片均是在風(fēng)速V=15m/s(對(duì)應(yīng) Re=1.27×105)下獲得.

1.3 坐標(biāo)系定義

坐標(biāo)系定義如圖 1所示,以頭尖部為坐標(biāo)原點(diǎn),沿模型對(duì)稱面向后為 x軸,由后向前看,垂直對(duì)稱面向右為 y軸,垂直 xy面豎直向上為 z軸.截面測(cè)壓點(diǎn)坐標(biāo)定義如圖 2所示,b為測(cè)壓點(diǎn)所在截面的最大寬度,y為測(cè)壓點(diǎn)的 y軸坐標(biāo)值,左右迎風(fēng)側(cè)測(cè)壓點(diǎn)坐標(biāo)分別為 -2-2y/b和 2-2y/b,背風(fēng)側(cè)測(cè)壓點(diǎn)坐標(biāo)為 2y/b.積分所得的截面法向力與 z軸同向?yàn)檎?反向?yàn)樨?fù).

圖2 截面測(cè)壓點(diǎn)坐標(biāo)定義方式(由后向前看)

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析

圖3為 V=30m/s時(shí),不同攻角狀態(tài)下截面法向力 Cn沿軸向分布曲線.

2.1 鴨翼、邊條對(duì)機(jī)頭區(qū)氣動(dòng)特性影響規(guī)律

2.1.1 鴨翼影響規(guī)律

攻角小于 50°時(shí)鴨翼對(duì)機(jī)頭區(qū)基本無影響,截面法向力曲線趨向重合;超過 50°之后,截面法向力顯著下降,隨攻角增加受影響區(qū)域逐漸向頭部方向擴(kuò)展.如圖 4所示,攻角 30°時(shí)無論是否加裝鴨翼,機(jī)身背渦均在背風(fēng)側(cè)誘導(dǎo)生成一對(duì)基本對(duì)稱的吸力峰;攻角 60°時(shí)單獨(dú)機(jī)身狀態(tài)背風(fēng)渦仍存在,但加裝鴨翼后鴨翼的干擾作用使得背風(fēng)側(cè)壓力分布曲線呈平臺(tái)狀,故法向力大幅下降.

2.1.2 邊條影響規(guī)律

加裝邊條與單獨(dú)機(jī)身狀態(tài)的法向力曲線在整個(gè)大攻角區(qū)間始終重合在一起.這是由于邊條距機(jī)頭區(qū)較遠(yuǎn),生成的邊條渦對(duì)機(jī)頭區(qū)流動(dòng)無影響.圖 4顯示 V=30 m/s,攻角分別為 30°和 60°,x/D=1.45時(shí)截面加裝邊條與否截面壓力 Cp分布曲線.

2.1.3 鴨翼/邊條影響規(guī)律

攻角小于 50°時(shí),加裝鴨翼/邊條時(shí)法向力曲線同其他 3種狀態(tài)基本重合,說明鴨翼、邊條對(duì)機(jī)頭區(qū)流場(chǎng)均無影響;攻角大于 50°后,邊條對(duì)機(jī)頭區(qū)流動(dòng)無影響,鴨翼起主控作用,加鴨翼/邊條對(duì)機(jī)頭區(qū)影響同加鴨翼相似.

圖3 不同攻角下Cn沿軸向分布

2.2 鴨翼、邊條對(duì)鴨翼區(qū)氣動(dòng)特性影響規(guī)律

2.2.1 鴨翼影響規(guī)律

如圖 5所示,單獨(dú)機(jī)身時(shí)來流在尖側(cè)緣處分離形成自由剪切層,剪切層不斷卷起形成機(jī)身背渦.加鴨翼后,鴨翼區(qū)來流無法卷入機(jī)身渦,背渦渦量大幅下降并提前破裂.但是鴨翼區(qū)機(jī)身背渦距物面較遠(yuǎn),渦破裂對(duì)背風(fēng)側(cè)壓力影響不大,由于鴨翼對(duì)來流的“阻滯”作用,迎風(fēng)側(cè)壓力大增,故截面法向力大幅度增加.

圖4 V=30m/s,x/D=1.45時(shí) Cp分布

圖5 45°攻角,x/D=1.93時(shí) Cp分布及渦量云圖

2.2.2 邊條影響規(guī)律

圖6為 V=30m/s,攻角分別為 35°和 65°,x/D=1.93時(shí) Cp分布曲線.攻角小于 50°時(shí),邊條渦對(duì)機(jī)身渦產(chǎn)生有利誘導(dǎo),背風(fēng)側(cè)吸力增加,而迎風(fēng)側(cè)壓力不變,因此法向力增加;攻角大于 50°之后,背渦在鴨翼區(qū)已經(jīng)破裂,壓力分布呈平臺(tái)狀分布,邊條對(duì)鴨翼區(qū)流動(dòng)無影響,加邊條與單獨(dú)機(jī)身時(shí)壓力分布相同.

2.2.3 鴨翼/邊條影響規(guī)律

攻角小于 50°時(shí),加裝鴨翼或邊條均能使法向力增加,而加裝鴨翼/邊條比單獨(dú)加裝鴨翼時(shí)法向力又有一定的提升;攻角大于 50°后,邊條對(duì)鴨翼區(qū)影響大幅減弱,此時(shí)鴨翼起主控作用,加鴨翼同加鴨翼/邊條的法向力曲線近似重合.

圖6 V=30m/s,x/D=1.93時(shí) Cp分布

2.3 鴨翼、邊條對(duì)邊條區(qū)氣動(dòng)特性影響規(guī)律

2.3.1 鴨翼影響規(guī)律

圖7為 V=30m/s,攻角分別為 40°和 60°,x/D=2.9時(shí) Cp分布曲線,加鴨翼后,迎風(fēng)側(cè)壓力微增,背風(fēng)側(cè)吸力微增,故法向力小幅增加,即如圖3顯示,在整個(gè)大攻角區(qū)間,加鴨翼使得法向力小幅增加.

2.3.2 邊條影響規(guī)律

如圖 7、圖 8所示,單獨(dú)機(jī)身時(shí),背風(fēng)側(cè)卷起形成一對(duì)集中渦,由于這對(duì)脫體渦距物面較遠(yuǎn),且渦量不大,故其對(duì)物面壓力誘導(dǎo)作用不大.加裝邊條后,繞流在邊條處分離形成一對(duì)邊條渦,邊條處剪切層無法再卷入機(jī)身背渦,導(dǎo)致背渦渦量減弱,渦位進(jìn)一步抬升,甚至右渦已經(jīng)提前破裂.機(jī)身渦遠(yuǎn)離物面對(duì)物面誘導(dǎo)作用更加削弱,而新生的邊條渦緊貼物面,故此時(shí)邊條渦起主控作用,在背風(fēng)側(cè)誘導(dǎo)出很大的吸力峰,并且峰值明顯向外側(cè)邊條渦位置偏移.同時(shí),邊條的加裝也對(duì)邊條區(qū)迎風(fēng)側(cè)流動(dòng)產(chǎn)生一定“阻滯”作用,使得迎風(fēng)側(cè)壓力小幅提升.加裝邊條后,迎風(fēng)側(cè)正壓增加,背風(fēng)側(cè)吸力增加,故邊條區(qū)截面法向力大幅增加.

圖7 V=30m/s,x/D=2.9時(shí) Cp分布

圖8 45°攻角,x/D=2.9時(shí)截面加裝邊條前后渦量云圖

2.3.3 鴨翼/邊條影響規(guī)律

加裝鴨翼/邊條同單獨(dú)機(jī)身相比,迎風(fēng)側(cè)壓力增加,背風(fēng)側(cè)吸力增加,故法向力大幅度增加.攻角小于 50°加裝邊條時(shí),邊條渦誘導(dǎo)產(chǎn)生一對(duì)吸力峰,再加裝鴨翼后,由于鴨翼下洗抑制了邊條渦的產(chǎn)生,背風(fēng)側(cè)壓力迅速回升,呈現(xiàn)平臺(tái)狀分布,同時(shí)迎風(fēng)側(cè)壓力變化不大,故加裝鴨翼/邊條后,邊條區(qū)截面法向力反而比單獨(dú)加裝邊條時(shí)大幅下降.隨著攻角增加,機(jī)身背渦距物面高度不斷增加,并且在邊條區(qū)開始破裂,其對(duì)物面誘導(dǎo)作用下降.加裝鴨翼后背風(fēng)側(cè)再次呈現(xiàn)壓力平臺(tái)狀,迎風(fēng)側(cè)壓力略有增加,但背風(fēng)側(cè)影響作用更加顯著,綜合作用之下加邊條/鴨翼的截面法向力依然比加邊條時(shí)要小,但差別較 50°攻角之下時(shí)明顯縮小.

3 結(jié) 論

本文通過研究拆裝鴨翼、邊條對(duì)融合體型機(jī)身氣動(dòng)特性的影響,得出如下結(jié)論:

1)鴨翼在攻角小于 50°時(shí)對(duì)機(jī)頭區(qū)無影響,大于 50°后鴨翼的干擾作用使得截面法向力下降,并且隨攻角增加影響區(qū)域向頭部擴(kuò)展.攻角在30°～65°區(qū)間內(nèi),加裝鴨翼后,鴨翼區(qū)法向力大幅增加,邊條區(qū)法向力微幅提升.

2)邊條在大攻角區(qū)間內(nèi)對(duì)機(jī)頭區(qū)無影響.50°攻角以下時(shí),對(duì)鴨翼區(qū)截面法向力有一定提升作用,攻角大于 50°之后,基本不影響鴨翼區(qū)法向力變化.邊條對(duì)邊條區(qū)法向力提升作用顯著.

3)加裝鴨翼/邊條對(duì)機(jī)頭區(qū)影響規(guī)律同單獨(dú)加裝鴨翼類似,亦即機(jī)頭區(qū)由鴨翼主控.對(duì)鴨翼區(qū),在攻角小于 50°時(shí),鴨翼邊條共同作用,大于50°時(shí),邊條影響幾近消失,鴨翼主控.對(duì)邊條區(qū),攻角小于 50°之前,鴨翼和邊條共同作用,鴨翼抑制了邊條渦的生成,加鴨翼/邊條截面法向力比加邊條時(shí)小;攻角大于 50°之后,鴨翼作用大幅削弱,邊條起主控作用.

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(編 輯 :李 晶)

Influence of canard wing and strake on aerodynamic characteristic of chined forebody at high AOA

Fan Guolei Deng Xueying Wang Yankui Tian Wei

(Schoolof Aeronautic Science and Engineering,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing 100191,China)

The influence of canard wing and strake on aerodynamic characteristic of chined forebody was studied by surface pressure measurement and particle image velocimetry(PIV)flow measuring systematically.It shows that there is only a little effect of canard wing on the flowfield around nosearea under 50°angleofattack(AOA).If angles of attack are larger than 50°,the normal forces on nose region decrease sharply and influenced region by canard wing isenlarged toward the nose region with increasing AOA.The normal force in the canard wing region is increased sharply by setting canard wing.The flow field on the strake region is improved and the normal force on the strake region is increased by setting the strake.If the canard wing and strake are set simultaneously,the flow behaviors in nose and canard regions will be dominated by canard wing and one in strake region will be dom inated by strake.

chined forebody;high angle of attack;aerodynamic characteristic

V 211.7

A

1001-5965(2010)05-0596-05

2009-06-15

國(guó)家自然科學(xué)基金重點(diǎn)基金資助項(xiàng)目(10432020);國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(10872019);國(guó)家自然科學(xué)基金青年基金資助項(xiàng)目(10702004)

范國(guó)磊(1982-),男,山東新泰人,碩士生,fangl1999@163.com.