機(jī)翼滑移過程氣動力與穩(wěn)定性分析

李多，洪冠新

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

0 引言

An等［2］曾對變后掠翼飛機(jī)的變后掠過程進(jìn)行了建模并對飛機(jī)的動態(tài)響應(yīng)進(jìn)行了數(shù)值計算。Ameri等［3］研究了翼尖形狀改變時變體飛機(jī)的動力學(xué)響應(yīng)特性。文獻(xiàn)［4-5］研究了彈性變體飛機(jī)的建模與控制問題。Seigler等［6］對變體飛機(jī)的多體動力學(xué)建模及控制方法進(jìn)行了理論分析。

本文通過CFD技術(shù)得到某種機(jī)翼可縱向滑移的變體飛機(jī)在變體過程中的氣動特性與焦點(diǎn)和重心位置，從而進(jìn)一步分析機(jī)翼滑移速度對縱向氣動力和力矩系數(shù)的影響以及變體過程中的穩(wěn)定性，為設(shè)計類似機(jī)翼縱向滑移變體方式的變體飛機(jī)提供了參考依據(jù)。

1 算例飛機(jī)

1.1 飛機(jī)變體過程

此變體飛機(jī)為一構(gòu)想模型，設(shè)計方向是為了能讓飛機(jī)適應(yīng)低速和高速飛行狀態(tài)。飛機(jī)擁有兩種飛行狀態(tài):亞聲速M(fèi)a=0.9，超聲速M(fèi)a=1.3。亞聲速情況下飛機(jī)為常規(guī)布局，前部的機(jī)翼提供較大的升力，保證飛機(jī)的長時巡航。在需要超聲速飛行時，機(jī)翼連同發(fā)動機(jī)從機(jī)身前部滑向機(jī)身尾部，成為鴨翼式布局，機(jī)頭產(chǎn)生斜激波，整個機(jī)體在激波內(nèi)，使阻力降至最小。

飛機(jī)變體加速過程為:飛機(jī)以Ma=0.9的速度平飛，機(jī)翼后移至尾部，加速至Ma=1.3。

1.2 飛機(jī)幾何參數(shù)

變體飛機(jī)為雙發(fā)腋窩進(jìn)氣布局，機(jī)長為15 m，翼展為11.14 m。幾何參數(shù)如圖1所示。

圖1 飛機(jī)變體過程機(jī)翼位置變化圖Fig.1 Wing position in morphing process

圖1 中，0至6點(diǎn)為機(jī)翼滑移過程中的重心位置。機(jī)身重量和機(jī)翼重量為1∶1。亞聲速狀態(tài)下，機(jī)身重心在距機(jī)頭8.54 m處，機(jī)翼重心在距機(jī)頭5 m處，全機(jī)重心在距機(jī)頭6.77 m處;超聲速狀態(tài)下，全機(jī)重心在距機(jī)頭9.77 m處。飛機(jī)俯視圖投影面積51.54 m2，單側(cè)機(jī)翼面積7.45 m2。CATIA模型如圖2和圖3所示。

圖2 算例飛機(jī)低速外型圖Fig.2 Subsonic figuration of the aircraft

圖3 算例飛機(jī)高速外形圖Fig.3 Supersonic figuration of the aircraft

1.3 飛行環(huán)境空氣參數(shù)

巡航飛行高度為11 km，計算工況下的大氣參數(shù)為:溫度 216 K，聲速 295 m/s，氣壓 22 610 Pa，密度0.364 kg/m3，粘性系數(shù)1.418 ×10－5Pa˙s。

2 氣動力系數(shù)分析

本文采用流場分析軟件FLUENT對模型進(jìn)行仿真分析，模型建立后導(dǎo)入網(wǎng)格繪制軟件ICEM中進(jìn)行網(wǎng)格劃分，之后進(jìn)行FLUENT分析。流體模型采用S-A湍流模型，該模型是相對簡單的單方程模型，只求解一個有關(guān)渦粘性的運(yùn)輸方程，計算量相對較小，常用于空氣動力學(xué)中飛行器的流場分析。

第一，起訴主體制度。起訴主體制度是關(guān)于確定哪些人具有原告資格的制度，解決的是當(dāng)發(fā)生侵害水資源公共利益的行為時，誰可以擔(dān)任原告的問題。在水資源保護(hù)公益訴訟主體制度中，需要進(jìn)一步解決的問題包括：一是原告范圍，即《民事訴訟法》所規(guī)定的“法律規(guī)定的機(jī)關(guān)和有關(guān)組織”具體包括哪些主體；二是各主體的職責(zé)權(quán)限；三是各起訴主體行使起訴權(quán)的先后順序。

2.1 UDF動網(wǎng)格

算例的邊界條件選為壓力遠(yuǎn)場條件，流體介質(zhì)參數(shù)如1.3節(jié)定義，飛行迎角為3.5°。飛機(jī)網(wǎng)格利用UDF(User-Defined Function)設(shè)置為機(jī)翼分別以1 m/s，2 m/s，3 m/s從機(jī)頭滑向機(jī)尾，滑動距離為6 m。網(wǎng)格如圖4和圖5所示。機(jī)翼以不同速度滑動算例中，時間步長分別設(shè)為 0.025 s，0.05 s，0.05 s。

圖4 算例飛機(jī)低速外型網(wǎng)格Fig.4 Mesh of the aircraft in subsonic figuration

圖5 算例飛機(jī)高速外型網(wǎng)格Fig.5 Mesh of the aircraft in supersonic figuration

2.2 機(jī)翼滑移速度對升力系數(shù)、阻力系數(shù)的影響

圖6 和圖7給出了飛行高度為11 km，飛行速度Ma=0.9，迎角α=3.5°平飛時，飛機(jī)變體過程中升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD隨機(jī)翼位置P的變化曲線。

從圖6中可以看出，變體開始時CL相同，變體過程中CL會有小幅度降低;機(jī)翼以1 m/s速度向后移動時，CL減小最慢;機(jī)翼以0.25 m/s速度向后移動時，CL減小較快。機(jī)翼滑動到距機(jī)頭3～5 m范圍內(nèi)時，由于機(jī)身中部小翼面與機(jī)翼在垂直方向上重合，上下兩個機(jī)翼產(chǎn)生的總升力減小，CL下降加快。

變體過程結(jié)束時，機(jī)翼移至機(jī)身最后方，機(jī)身中部小機(jī)翼對主機(jī)翼附近流場產(chǎn)生影響，使得變體結(jié)束時的超聲速形態(tài)飛機(jī)的CL不能恢復(fù)到亞聲速形態(tài)的水平。

從圖7中可以看出，變體開始時CD相同，變體過程中CD逐漸減小;機(jī)翼以1 m/s速度向后移動時，CD減小最慢;機(jī)翼以0.25 m/s速度向后移動時，CD減小較快。

變體過程結(jié)束時，三種變體方式得到的CL和CD結(jié)果相近，此時流場還沒穩(wěn)定，若利用FLUENT繼續(xù)計算一段時間至流場穩(wěn)定，CL和CD都將趨于一致。

圖6 變體過程中升力系數(shù)曲線Fig.6 CL curves in morphing process

圖7 變體過程中阻力系數(shù)曲線Fig.7 CD curves in morphing process

2.3 機(jī)翼滑移速度對力矩系數(shù)的影響

圖8 給出了與上節(jié)相同的飛行條件下，飛機(jī)變體過程中俯仰力矩系數(shù)Cm隨機(jī)翼位置的變化曲線。變形過程中重心在變化，針對圖1中機(jī)翼的7個位置選出7個FLUENT算例計算結(jié)果，得到對應(yīng)的Cm值。

從圖8中可以看出，變體過程中Cm先增大后減小，當(dāng)機(jī)翼后移5.2 m時Cm變?yōu)榱?機(jī)翼后移3.5 m時Cm達(dá)到最大;當(dāng)機(jī)翼后移到6 m時，Cm最小，此時為低頭力矩。變體過程中，不同的機(jī)翼滑移速度之間Cm差別不大。

圖8 變體過程中力矩系數(shù)曲線Fig.8 Cm curves in morphing process

3 焦點(diǎn)與縱向穩(wěn)定性

焦點(diǎn)是飛機(jī)迎角改變時升力增量的作用點(diǎn)，在計算過程中，力矩隨取矩點(diǎn)的位置近似線性變化。重心與焦點(diǎn)在機(jī)體坐標(biāo)系z軸方向上的變化忽略。

使用同一套網(wǎng)格建立FLUENT算例，計算FLUENT算例來流迎角為3°和4°時的流場。在來流迎角為3°的算例計算結(jié)果中對機(jī)頭取矩，再對機(jī)尾取矩，得到一條直線，橫坐標(biāo)為取矩點(diǎn)距機(jī)頭距離，縱坐標(biāo)為力矩。同理，可從此套網(wǎng)格4°迎角計算結(jié)果中得到一條直線。兩條直線焦點(diǎn)橫坐標(biāo)物理意義為迎角變化過程中，對此點(diǎn)取矩，力矩不變，即為焦點(diǎn)位置。

將飛機(jī)變體過程按時間平均分為6段，繪制7套網(wǎng)格，通過FLUENT計算每套網(wǎng)格在3°迎角和4°迎角時的流場，如表1所示。這里不利用動網(wǎng)格計算，因為動網(wǎng)格重繪得到的網(wǎng)格質(zhì)量較低，計算結(jié)果不準(zhǔn)確。飛機(jī)在變體過程中焦點(diǎn)位置與重心位置變化如圖9所示。

表1 變體過程中力矩系數(shù)計算結(jié)果Table 1 Cm results in morphing process

圖中，xag為重心位置距機(jī)頭距離;xac為焦點(diǎn)位置距機(jī)頭距離。從圖中可以看出，當(dāng)機(jī)翼處在機(jī)身最前部時，焦點(diǎn)位置在重心位置之后，飛機(jī)處于穩(wěn)定飛行狀態(tài);機(jī)翼位于2.5 m時，焦點(diǎn)位置和重心位置重合，飛機(jī)處于臨界穩(wěn)定狀態(tài);2.5 m之后，飛機(jī)處于不穩(wěn)定飛行狀態(tài)。

4 仿真計算結(jié)果分析

(1)變體過程中，機(jī)翼滑移速度對氣動系數(shù)影響很小，機(jī)翼位置對氣動系數(shù)影響較大。

(2)阻力系數(shù)在變體過程中逐漸減小，達(dá)到了飛機(jī)變形減小阻力的目的。升力系數(shù)在變體過程中變化不大。變體過程中力矩系數(shù)先增大，飛機(jī)有抬頭趨勢，最后減小為負(fù)值，飛機(jī)有低頭趨勢。

(3)變體開始時飛機(jī)處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)，變體過程結(jié)束時飛機(jī)處于不穩(wěn)定飛行狀態(tài)，機(jī)翼滑至5/12時，飛機(jī)處于臨界穩(wěn)定狀態(tài)。

(4)將機(jī)身中部小機(jī)翼后移，焦點(diǎn)會隨之后移，可增加穩(wěn)定性;還可增大機(jī)翼相對機(jī)身的比重，重心曲線下移，使飛機(jī)處于穩(wěn)定飛行狀態(tài)的時間和穩(wěn)定裕度增加。

5 結(jié)束語

本文針對某種機(jī)翼可縱向滑移的變體飛機(jī)的變體過程進(jìn)行了氣動特性和焦點(diǎn)、重心位置的計算，分析研究了變體過程中飛機(jī)的運(yùn)動趨勢與穩(wěn)定性。本文構(gòu)想的飛機(jī)在超聲速外形下阻力低于亞聲速外形，可以適應(yīng)低速和超聲速兩種飛行狀態(tài)，為設(shè)計類似機(jī)翼縱向滑移變體方式的變體飛機(jī)提供了參考依據(jù)。

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