排式充氣機(jī)翼的高效氣動(dòng)布局研究

華如豪， 葉正寅

（西北工業(yè)大學(xué) 翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西 西安710072）

0 引 言

隨著航空航天科學(xué)技術(shù)的飛速發(fā)展和人們對(duì)飛行器功能要求的延伸，不同種類的新式飛行器不斷進(jìn)入人們的探索范圍和研究領(lǐng)域。近年來(lái)，一種機(jī)翼由柔性材料充氣形成的飛行器引起人們的興趣［1－7］，這種飛行器由于機(jī)翼的可以折疊特點(diǎn)，便于攜帶和運(yùn)輸，同時(shí)又具有結(jié)構(gòu)重量輕、造價(jià)低等明顯優(yōu)勢(shì)，機(jī)翼充氣展開(kāi)后又具有和剛性機(jī)翼相差不大的氣動(dòng)性能。因此，不管是作為武器裝備還是民用目的，充氣翼飛機(jī)具有廣泛的發(fā)展空間和潛在用途。此外，美國(guó)Kentucky大學(xué)為主的BIG BLUE計(jì)劃開(kāi)展了針對(duì)未來(lái)火星探測(cè)應(yīng)用的充氣翼飛機(jī)，以滿足空間運(yùn)輸過(guò)程中體積、重量方面的要求，又可以進(jìn)行大范圍的探測(cè)，截止2007年5月已經(jīng)成功完成了五次高空飛行試驗(yàn)，達(dá)到了驗(yàn)證相關(guān)技術(shù)的預(yù)期目的［3－4］。隨著充氣翼飛機(jī)這一概念的提出和材料、加工工藝、控制技術(shù)等的不斷發(fā)展進(jìn)步，充氣翼飛機(jī)以其區(qū)別傳統(tǒng)飛機(jī)的獨(dú)有特點(diǎn)引起人們的高度關(guān)注。

一般來(lái)講，機(jī)翼要提供整個(gè)飛機(jī)重量對(duì)應(yīng)的升力，機(jī)翼結(jié)構(gòu)也是飛機(jī)的主要承力部件。對(duì)于充氣翼飛機(jī)來(lái)說(shuō)，為了實(shí)現(xiàn)可折疊特點(diǎn)，機(jī)翼的內(nèi)部結(jié)構(gòu)充氣后只有保持形狀用的拉條和外層的柔性蒙皮［8－10］。而充氣結(jié)構(gòu)機(jī)翼的強(qiáng)度和剛度也是由所使用材料的類型、機(jī)翼的橫截面設(shè)計(jì)和內(nèi)部充氣壓力決定，由于自身材料和結(jié)構(gòu)的這一特殊性，較之傳統(tǒng)以鋼材料為承力梁結(jié)構(gòu)相比，其抗彎和抗扭能力面臨很大的挑戰(zhàn)［9－10］。所以，對(duì)于充氣機(jī)翼的飛行器而言，機(jī)翼的翼展會(huì)受到很大的限制。

為了兼顧機(jī)翼的承力性能，充氣機(jī)翼一般具有較大的厚度，但從空氣動(dòng)力學(xué)角度考慮，厚翼型的氣動(dòng)性能又不太理想。1922年Munk在Prandtl的升力理論基礎(chǔ)上發(fā)表了一般雙翼理論，確立了分析雙翼的5個(gè)主要幾何變量，即翼差角、交錯(cuò)位置、翼間距、展弦比和弦長(zhǎng)，以不同的方式布置雙翼能產(chǎn)生不同的氣動(dòng)效果。而針對(duì)充氣機(jī)翼的上述要求和特點(diǎn)，為了尋求結(jié)構(gòu)剛度特性和氣動(dòng)效率的折中，本文在近期工作的基礎(chǔ)上［11］，以厚度較大的NACA0030翼型為基礎(chǔ)，探索一種可提高機(jī)翼氣動(dòng)性能的排式雙翼布局形式，并運(yùn)用數(shù)值模擬的方法驗(yàn)證了所提出方案的效果和可行性，旨在為低速充氣飛機(jī)的設(shè)計(jì)和發(fā)展提供有參考價(jià)值的結(jié)論。

1 高效氣動(dòng)布局方案模型

從氣動(dòng)性能角度看，傳統(tǒng)固定翼飛機(jī)的薄機(jī)翼是氣動(dòng)阻力最小的外形，但對(duì)充氣機(jī)翼這種柔性材料形成的結(jié)構(gòu)來(lái)說(shuō)，其橫截面的抗彎特性很不理想，尤其是在需要較大展弦比的情況下，而采用大厚度翼型可增大機(jī)翼剛度但氣動(dòng)效率又相對(duì)不太高。分析傳統(tǒng)單翼飛機(jī)的繞流流場(chǎng)容易看出，由于機(jī)翼對(duì)氣流的阻滯作用，在翼型前緣駐點(diǎn)附近形成一個(gè)高壓區(qū)，并且翼型越厚，高壓區(qū)范圍越大。為此，采用排式雙翼布局方案，如果能夠充分合理的利用這一高壓區(qū)，增加前翼上下翼面的壓差，就有可能提高全機(jī)的氣動(dòng)效率。對(duì)低速飛機(jī)來(lái)說(shuō)，采用平直翼布局對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)特性最為有利，并且加工制作也比較容易。

文中以相對(duì)厚度較大的NACA0030翼型構(gòu)成的展弦比為10的直機(jī)翼為基礎(chǔ)，構(gòu)建了傳統(tǒng)單翼布局和排式雙翼布局的兩種簡(jiǎn)單翼身組合體幾何模型，并對(duì)這兩種布局的翼身組合體的繞流流場(chǎng)進(jìn)行了計(jì)算和分析。根據(jù)計(jì)算結(jié)果，為比較不同翼型情況下排式雙翼布局對(duì)全機(jī)氣動(dòng)性能的影響，還構(gòu)建了基于不同翼型的單翼和排式雙翼布局的翼身組合體進(jìn)行數(shù)值研究。圖1為本文排式雙翼布局翼身組合體的一個(gè)簡(jiǎn)單模型。本文對(duì)計(jì)算流場(chǎng)的空間離散采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，其中附面層網(wǎng)格為貼體的三棱柱網(wǎng)格，第一層高度取機(jī)翼參考弦長(zhǎng)的2.0×10－5倍，外場(chǎng)為采用Delauney剖分三角形單元方法生成的四面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，其中單翼布局的翼身組合體體網(wǎng)格單元總數(shù)為150萬(wàn)量級(jí)，雙翼布局方案的網(wǎng)格總數(shù)為220萬(wàn)量級(jí)。圖2給出了翼身組合體表面網(wǎng)格和遠(yuǎn)場(chǎng)網(wǎng)格情況。

圖1 排式雙翼布局充氣飛機(jī)機(jī)翼展開(kāi)狀態(tài)模型Fig.1 Model of the row double－wing configuration of inflatable aircraft with the unfolded wings

2 計(jì)算方法和結(jié)果分析

2.1 計(jì)算方法

忽略空氣重力，三維非定常N－S方程在笛卡爾直角坐標(biāo)系中的積分守恒形式為：

圖2 翼身組合體表面和遠(yuǎn)場(chǎng)計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 Computational grids on the wing－body surface and the far field

式中：Ω為控制體；?Ω為表示控制體單元的邊界；Q為守恒變量；F（Q）為無(wú)粘通量；G（Q）為粘性通量。

此外，湍流模型采用Spalart－Allmaras一方程模型，該模型中湍流粘性系數(shù)定義為

上式中的是計(jì)算湍流粘性系數(shù)的工作變量，它滿足下面的傳輸方程：

與控制方程類似，上述傳輸方程的求解也采用中心格式的有限體積進(jìn)行離散求解。

邊界條件處理上遠(yuǎn)場(chǎng)設(shè)定為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件，翼身組合體的對(duì)稱面設(shè)定為對(duì)稱面條件，機(jī)翼和機(jī)身表面為無(wú)滑移物面條件。翼身組合體的數(shù)值計(jì)算均在來(lái)流馬赫數(shù)M∞＝0.2和基于機(jī)翼參考弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)Re＝4.5×106的條件下進(jìn)行，文中采用有限體積法對(duì)三維可壓雷諾平均N－S方程進(jìn)行離散求解，求解器采用基于壓力基的壓力速度耦合算法。

2.2 結(jié)果分析

2.2.1 算例驗(yàn)證

為了考察數(shù)值方法的數(shù)值離散精度，保證數(shù)值模擬結(jié)果的可信度，本文首先對(duì)ONERA M6機(jī)翼在來(lái)流馬赫數(shù)Ma＝0.8395，雷諾數(shù)Re＝1.172×107，迎角α＝3.06°狀態(tài)下的有粘流的流動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，并給出了 M6機(jī)翼在此計(jì)算狀態(tài)下，沿展向20%、65%、95%剖面壓力系數(shù)和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)［7］的對(duì)比。從圖3、圖4和圖5的對(duì)比可以看到，本文計(jì)算與實(shí)驗(yàn)值吻合的還比較滿意。

2.2.2 雙翼不同相對(duì)位置的布局對(duì)全機(jī)升阻特性的影響

為研究雙翼間的不同位置對(duì)全機(jī)整體氣動(dòng)效率的影響，本文以機(jī)翼弦長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度，在保持兩翼展向位置相同的情況下，選取后翼前緣點(diǎn)處于（0.70，－0.30），（0.80，－0.20），（0.85，－0.25），（0.80，－0.40）和（1.00，－0.30）五個(gè)不同位置處時(shí)排式雙翼布局在巡航迎角α＝4°時(shí)全機(jī)的升力和升阻比，對(duì)比單翼布局時(shí)翼身組合體的升阻特性，計(jì)算結(jié)果如表1示。

比較排式雙翼布局方案和單翼布局方案，表1的數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明，所選的五種雙翼布局方案的升力系數(shù)較單翼布局的翼身組合體有很大提高，同時(shí)由于阻力系數(shù)整體增加不是太大，全機(jī)的升阻比有大幅度的提高，其中，后翼前緣點(diǎn)相對(duì)前翼前緣位于（0.85，－0.25）處時(shí)可將升阻比提高62.8%。

表1 雙翼不同相對(duì)位置對(duì)升阻比的影響（α＝4°）Table 1 The effect of the relative locations of the double wings on the lift－drag ratio（α＝4°）

圖6 單雙翼布局機(jī)翼展向40%站位處壓力系數(shù)對(duì)比（η＝0.40）Fig.6 The comparison of Cpdistribution of the singlewing and double－wing configurations（η＝0.40）

從圖6和圖7可以看出，比較單翼布局，由于后翼前緣駐點(diǎn)附近高壓區(qū)的存在，極大提高了前翼上下表面的壓差，但由于前翼下表面對(duì)氣流的阻擋，形成了一個(gè)壁面反射的效果，使后翼的有效迎角較自由來(lái)流大大減小，甚至出現(xiàn)下翼面整體壓力小于上翼面。但整體上看，前翼明顯增大的上下翼面的壓差足以彌補(bǔ)后翼減小的升力，翼身組合體的升力系數(shù)較單翼布局增加接近一倍。而從阻力上看，圖8表明，對(duì)比單翼布局機(jī)翼后緣上表面比較明顯的流動(dòng)分離，由于雙翼間氣流的加速作用，雙翼布局的前翼后緣流動(dòng)分離區(qū)明顯減小，后翼上表面的分離區(qū)基本消失，這樣使前后翼壓差阻力減小，從而不至于在提高升力的同時(shí)付出全機(jī)總阻力大幅增加的代價(jià)。

再分別對(duì)以上五種雙翼布局方案做縱向與橫向的對(duì)比，從（0.7，－0.3）和（1.0，－0.3）以及（0.8，－0.2）和（0.8，－0.4）的對(duì)比結(jié)果表明，在保持一個(gè)方向位置固定的基礎(chǔ)上，無(wú)論是縱向還是橫向增加前后兩翼的距離，都會(huì)使全機(jī)的整體阻力系數(shù)有所降低?？傮w來(lái)說(shuō)，兩翼間的相對(duì)位置對(duì)翼身組合體整體的升力系數(shù)和阻力系數(shù)的影響是比較敏感的。

2.2.3 不同迎角狀態(tài)下雙翼布局對(duì)全機(jī)升阻特性的影響

由2.2.2節(jié)的比較結(jié)果得出了升阻比提高相對(duì)最明顯的排式雙翼布局的前后翼相對(duì)位置，即后翼前緣在相對(duì)前翼前緣（0.85，－0.25）位置處，針對(duì)這一雙翼布局方案，本文計(jì)算了迎角在2°～10°范圍內(nèi)五個(gè)狀態(tài)下單雙翼布局升阻比對(duì)比情況，結(jié)果如圖9示。

圖9 不同迎角狀態(tài)下單雙翼布局全機(jī)升阻比對(duì)比結(jié)果Fig.9 The comparison of lift－drag ratio of the wing－body at a range of different angles of attack

數(shù)值模擬結(jié)果表明，在中小迎角范圍內(nèi)，排式雙翼布局可以大幅提高全機(jī)的升阻比，而隨著迎角增加到較大狀態(tài)時(shí)，全機(jī)的升力雖然較單翼布局時(shí)有比較明顯的增加，但同時(shí)阻力的增加幅度也急劇提高，使全機(jī)升阻比增加不明顯，甚至可能有所降低。

2.2.4 后翼給定安裝偏轉(zhuǎn)角度對(duì)雙翼布局升阻特性的影響

結(jié)合2.2.2節(jié)和2.2.3節(jié)中雙翼布局和單翼布局的壓力云圖及壓力系數(shù)圖對(duì)比發(fā)現(xiàn)，由于后翼前緣形成的高壓區(qū)，極大提高了前翼上下表面的壓差和升力，但前翼下表面的壁面反射效果大大減小了后翼的有效迎角。較自由來(lái)流，甚至使下翼面壓力小于上翼面，即后翼總體上產(chǎn)生了負(fù)升力。為此，嘗試給后翼一定的初始安裝角，以提高給定全機(jī)來(lái)流迎角前提下的后翼有效迎角，數(shù)值計(jì)算結(jié)果如表2示。

表2 后翼安裝偏轉(zhuǎn)角對(duì)全機(jī)升阻比的影響（α＝4°）Table 2 Effect of installation angle of the posterior wing on the lift－drag ratio of the wing－body（α＝4°）

以4°迎角為例，數(shù)值模擬結(jié)果表明，給后翼一定的安裝偏轉(zhuǎn)角，可以增加后翼的有效迎角，從而使后翼上的升力由負(fù)值變?yōu)檎?，從而提高全機(jī)的總升力，而適當(dāng)?shù)钠D(zhuǎn)角可以在排式雙翼布局的基礎(chǔ)上進(jìn)一步提高全機(jī)的升阻比。從表2的對(duì)比可見(jiàn)，后翼無(wú)偏轉(zhuǎn)時(shí)全機(jī)升阻比較單翼布局可提高62.8%，而將后翼安裝角取為2°時(shí)可將升阻比提高70.5%。但如果初始安裝角過(guò)大，如方案中提高到4°時(shí)，由于阻力增加幅度大于升力的增加幅度，全機(jī)升阻比反而會(huì)比無(wú)初始偏轉(zhuǎn)角時(shí)減小，帶來(lái)不利效果。

2.2.5 翼型特性對(duì)排式布局氣動(dòng)性能的影響

（1）翼型厚度對(duì)雙翼布局升阻比的影響

一般情況下，亞音速狀態(tài)下機(jī)翼前緣駐點(diǎn)附近都會(huì)存在一個(gè)高壓區(qū)，不同翼型情況下高壓區(qū)的范圍又有所差別。在此本文對(duì)不同厚度翼型情況下排式布局的氣動(dòng)性能進(jìn)行了計(jì)算。

由于雙翼布局的氣動(dòng)特性受兩翼相對(duì)位置影響很明顯，為研究在不同翼型厚度情況下雙翼布局和單翼布局的翼身組合體的升阻比變化，事先經(jīng)過(guò)初始位置選取進(jìn)行優(yōu)化，對(duì)NACA0015和NACA0020翼型確定了兩個(gè)升阻比提高相對(duì)比較明顯的位置，相對(duì)于前翼前緣，前者的雙翼布局翼身組合體中后翼前緣處于（0.90，－0.15）處，后者位置處于（0.90，－0.20）處，在4°迎角下，對(duì)這兩種翼型為基礎(chǔ)的雙翼布局翼身組合體進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果如表3示。

表3 不同厚度翼型的單雙翼布局翼身組合體升阻情況（α＝4°）Table 3 Effect of airfoil thickness on the lift and drag coefficient of the single－wing and double－wing configuration（α＝4°）

數(shù)值計(jì)算結(jié)果對(duì)比說(shuō)明，翼型厚度越大，雙翼布局提高升阻比效果越顯著。圖7、圖10和圖11的壓力云圖對(duì)比發(fā)現(xiàn)，翼型比較厚時(shí)，由于氣流加速，下翼面最大厚度附近區(qū)域壓力相對(duì)自由來(lái)流減小比較明顯，從而使下表面和上翼面的壓差減小，甚至出現(xiàn)后緣附近機(jī)翼產(chǎn)生負(fù)升力的效果，同時(shí)厚翼型前緣駐點(diǎn)附近的高壓區(qū)影響范圍也比較大，因此，采用雙翼布局后，后翼前緣形成的高壓區(qū)明顯增加了前翼下表面的壓力，從而加大了前翼下翼面和上翼面的壓差。同時(shí)，前翼增加的升力足以抵消掉后翼減小的升力。這樣綜合作用下，明顯提高了整個(gè)翼身組合體的升力，而阻力雖有增加但整體幅度不大，全機(jī)的升阻比明顯提高。相反，對(duì)于薄翼型，由于單翼布局時(shí)下表面氣流加速不明顯，下翼面最大厚度靠后區(qū)域壓力較自由來(lái)流變化不大，同時(shí)前緣形成的高壓區(qū)影響范圍也小，從而使采用雙翼布局后翼的翼身組合體升力總體上增加不太大，抵消掉阻力的增加量，升阻比提高也就不明顯。

（2）翼型彎度對(duì)排式布局氣動(dòng)性能的影響

對(duì)于一些低速飛機(jī)，為了在一定飛行狀態(tài)下獲得高升力和比較高的升阻比，有時(shí)會(huì)選用帶有彎度的翼型以提高氣動(dòng)效率，在此本文以對(duì)稱翼型NACA0030為對(duì)照、分別同以NACA2430和NACA4430翼型為基礎(chǔ)的機(jī)翼對(duì)比，計(jì)算了排式雙翼布局方案在機(jī)翼采用對(duì)稱翼型和同等厚度下的有彎度翼型兩種情況下與單翼布局的升阻特性比較結(jié)果。計(jì)算結(jié)果見(jiàn)表4。

表4 α＝4°時(shí)不同彎度翼型的單雙翼布局翼身組合體升阻情況（α＝4°）Table 4 Effect of airfoil camber on the lift and drag coefficient of the single－wing and double－wing configuration（α＝4°）

表4表明，雖然單翼布局時(shí)具有正彎度翼型的翼身組合體氣動(dòng)效率優(yōu)于采用對(duì)稱翼型的布局，但采用排式雙翼布局時(shí)前者的氣動(dòng)效率反而不如后者，即采用具有正彎度的翼型時(shí)排式雙翼布局升阻比的提高效果不如采用對(duì)稱翼型明顯。結(jié)合圖7、圖12和圖13可看出，單翼布局時(shí)，采用正彎度翼型的機(jī)翼下翼面相對(duì)對(duì)稱翼型來(lái)說(shuō)比較平緩，尤其是在最大厚度附近壓力并沒(méi)有像對(duì)稱翼型出現(xiàn)明顯降低，故而升力系數(shù)較大，升阻比也較高；采用雙翼后，前翼下表面的壓力有大幅度增加，而由于后翼來(lái)流迎角減小，前緣附近區(qū)域上下翼面壓差明顯減小。為此，前翼增加的升力抵消掉后翼大幅減小的升力后，全機(jī)升力增加幅度并不如對(duì)稱翼型時(shí)大，同時(shí)考慮到由于采用雙翼布局阻力也有較大增加，綜合對(duì)比全機(jī)整體的升阻比提高效果并沒(méi)有對(duì)稱翼型時(shí)明顯，特別是在本文的計(jì)算狀態(tài)下，采用對(duì)稱翼型的排式雙翼布局翼身組合體的氣動(dòng)性能甚至優(yōu)于具有彎度翼型的情況。

3 結(jié) 論

本文通過(guò)數(shù)值求解NS方程對(duì)提出的充氣飛機(jī)排式雙翼布局方案進(jìn)行研究，通過(guò)與傳統(tǒng)單翼布局對(duì)比，該方案整體的升力和升阻比等氣動(dòng)性能均有明顯提高，表明這種布局對(duì)于主要以低速狀態(tài)飛行的充氣飛機(jī)具有很好的實(shí)用價(jià)值，主要有以下結(jié)論：

（1）利用后翼前緣駐點(diǎn)附近形成高壓區(qū)增大了前翼下表面的壓力，使雙翼布局全機(jī)整體的升力系數(shù)增加十分明顯，而后翼也緩解了雙翼上表面的流動(dòng)分離，使總的阻力系數(shù)增加不是太大，使此種布局較單翼布局在一定迎角范圍內(nèi)可以顯著提高全機(jī)的升力和升阻比等氣動(dòng)性能。

（2）排式雙翼布局氣動(dòng)性能受兩翼相對(duì)位置的影響比較敏感，可通過(guò)優(yōu)化方法確定出氣動(dòng)效率最高的雙翼相對(duì)位置。而適當(dāng)?shù)慕o后翼一定初始安裝偏轉(zhuǎn)角，可在原來(lái)雙翼布局的基礎(chǔ)上進(jìn)一步提高全機(jī)的氣動(dòng)效率。

（3）翼型厚度越大，排式雙翼布局較單翼布局提高氣動(dòng)效率的作用越顯著，這樣可以彌補(bǔ)厚翼型氣動(dòng)效率整體不太高的缺點(diǎn)；采用對(duì)稱翼型的排式雙翼布局效率要優(yōu)于采用正彎度翼型的情況，且隨著翼型彎度的增加，該方案提高氣動(dòng)效率的效果逐漸降低。

（4）從結(jié)構(gòu)剛度特性上看，相對(duì)于較大展弦比時(shí)的單翼布局，如果在翼梢處采取合適的連接結(jié)構(gòu)，排式雙翼布局中承受氣動(dòng)載荷較小的后翼可以分擔(dān)前翼較大的彎矩等載荷，使此種布局的結(jié)構(gòu)剛度得到有效提高，從而為充氣機(jī)翼材料的選取提供較大的范圍。

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