基于空氣動力學(xué)的變后掠翼翼身組合體變后掠規(guī)律基礎(chǔ)研究

劉 璐，董彥非

(西安航空學(xué)院， 西安 710077)

基于空氣動力學(xué)的變后掠翼翼身組合體變后掠規(guī)律基礎(chǔ)研究

劉 璐，董彥非

(西安航空學(xué)院， 西安 710077)

變后掠翼技術(shù)能使飛機兼顧高速和低速飛行性能，大幅提升飛機的經(jīng)濟(jì)效益和作戰(zhàn)性能。以尋求最佳變后掠規(guī)律為目標(biāo)，基于CFD數(shù)值模擬方法設(shè)計并研究了一種翼身組合體模型的空氣動力特性，為后期結(jié)合Matlab計算工具和標(biāo)準(zhǔn)遺傳算法，求得指定高度下的最佳變后掠規(guī)律提供了有效的依據(jù)。

翼身組合體;CFD;變后掠

變后掠翼飛機不僅可以解決不同任務(wù)設(shè)計中有關(guān)氣動布局的矛盾、改善飛行器的多功能性，還可以縮短起飛距離、增大航程，從而提高經(jīng)濟(jì)效益和作戰(zhàn)性能[1]。在民用方面，針對飛機在各個階段不同的布局形式，如巡航時采取增大展長或者增加翼型面積等措施都會對飛機的升阻比有一定程度的提高，最直接的經(jīng)濟(jì)效益就是節(jié)省了燃油[2]。傳統(tǒng)的飛行器最優(yōu)的功能和性能一般只是體現(xiàn)在完成一些特定的飛行任務(wù)或者是在所需求的飛行狀態(tài)方面[3]。可變后掠翼飛機則能夠滿足更多的需求，后掠翼的改變不僅能使飛機在多種飛行狀態(tài)下都保持最優(yōu)的飛行，還能使其擁有常規(guī)的飛機所不具備的功能而執(zhí)行一些常規(guī)飛機不能完成的任務(wù)[4]。

但是可變后掠翼飛機主要通過改變機翼的后掠角度，滿足不同飛行狀態(tài)的需求，在機翼變后掠的過程中，其氣動中心會隨著后掠角的改變而大幅度變化，由此會引發(fā)飛機整機操縱性能和穩(wěn)定性能的重大改變[5-6]。因此需要對這種變化進(jìn)行詳細(xì)的計算和分析，采取措施滿足設(shè)計要求。

對于不同狀態(tài)下飛行的最佳后掠角的研究，是最大限度地滿足平滑漸進(jìn)地改變自身氣動外形的要求，也就有可能解決氣動中心變化引起的負(fù)面效應(yīng)[7-8]。對于模型設(shè)計，則需具備簡單、有代表性等特點，可以通過不同方位的分析，得到不同高度下的氣動特性變化。

再利用算法尋優(yōu)，得到可以推廣的最佳變后掠規(guī)律，其最終的想法是找出各飛行狀態(tài)下的最佳后掠角和飛行迎角。最佳變后掠規(guī)律的得出會涉及到后掠機構(gòu)的設(shè)計，更為重要的是對變后掠機構(gòu)的簡化，在最佳變后掠規(guī)律的基礎(chǔ)上設(shè)計變后掠驅(qū)動機構(gòu)，使其在保證合理氣動中心的條件下簡化機構(gòu)、降低質(zhì)量[9-11]。

1 研究內(nèi)容

由于探討的是普遍適應(yīng)的規(guī)律，選取最為基礎(chǔ)的參數(shù)(見表1)，使數(shù)據(jù)更具說服力。與翼身融合體相比，翼身組合體后掠有一定的劣勢，但考慮到是對同等模型下、不同高度的飛機的氣動性和性能的比較，模型的建立就不需要太過于復(fù)雜。翼型采用后掠翼型NACA2412，其展開位置的相對厚度為8%～10%，相對彎度為1.5%～2.2%，機翼后掠角的變化范圍為20°～60°。為簡化計算過程，設(shè)在后掠角的范圍內(nèi)中間間隔角度為10°。本文基于CFD對模型的升力系數(shù)和阻力系數(shù)進(jìn)行計算，分析了變后掠翼身組合體的氣動特性分析。

表1 模型基本參數(shù)

模型建立后要模擬其在流場中的狀態(tài)，利用GAMBIT對模型進(jìn)行詳細(xì)的網(wǎng)格劃分，并設(shè)置合適的邊界條件，在FLUENT中完成流場的模擬計算，然后將計算結(jié)果進(jìn)行后處理，利用Origin軟件對于數(shù)據(jù)進(jìn)行直觀地展示，從而清晰地看出升阻比在不同高度下的變化趨勢。

考慮到翼身組合體的幾何參數(shù)較多，所有因素的氣動力建模非常復(fù)雜，因此本文根據(jù)以往翼身組合體實驗數(shù)據(jù)分析，建立的翼身組合體模型僅由機身和機翼組成。因為模型是在跨聲速的環(huán)境下模擬，所以翼型的選擇為NACA2412。該翼型展開位置的相對厚度為12%，相對彎度為2%，最大彎度出現(xiàn)在0.4倍弦長處[12]。后掠角變化角度為20°、30°、40°、50°、60°?？蛇_(dá)到變后掠過程中機翼彎度較小，整體為跨聲速平凸翼型，如圖1所示。

2 結(jié)論與分析

模擬條件為不同高度H(分別為2 000 m、4 000 m、6 000 m、8 000 m、10 000 m)，不同迎角α(分別為0°、1°、3°、5°、7°)，不同來流Ma(分別為0.4、0.6、0.8、1.0)下，基于CFD計算出5個模型相應(yīng)的升、阻力系數(shù)，再將數(shù)據(jù)處理得到其升阻比。最后利用Origin軟件繪制出圖形。從圖形中可以直觀地看到所分析數(shù)據(jù)之間的差異和趨勢，如圖2所示。現(xiàn)以10 000 m高度下的圖形為例，分別對模型在后棱角為20°、30°、40°、50°、60°的氣動特性進(jìn)行分析，其他高度的分析方法類似。

圖1 5組翼身組合體模型

圖2 10 000 m高度時不同馬赫數(shù)下的升阻比

飛行的速度越大，升力系數(shù)阻力系數(shù)就越大，其原因是：同一迎角下，機翼上表面的氣流速度隨飛行的速度的增大而增大，壓力則減小；機翼下表面的氣流速度隨飛行速度的增大而減小，壓力則增大，這樣，整個升力會隨著增大。以10 000 m高度為例進(jìn)行分析。

1) 根據(jù)圖形得，在小于5°迎角的范圍內(nèi)，隨著迎角的增大，升阻比也隨著增大；當(dāng)迎角超過5°時，無論速度如何，升阻比都有下降的趨勢。相同馬赫數(shù)下小后掠角模型的升阻比數(shù)值大于大后掠角模型的升阻比數(shù)值。原因在于隨著迎角的增大，采用大后掠角布局機翼的阻力系數(shù)始終比小后掠角布局機翼的阻力系數(shù)要小。

2) 在不同馬赫數(shù)下(Ma=0.4、Ma=0.6、Ma=0.8、Ma=1.0)，當(dāng)Ma<0.6時，小后掠角模型的升阻比數(shù)值比大后掠角模型的升阻比數(shù)值更大，原因在于相同的來流速度下，對于小后掠角模型，來流分解到垂直于機翼方向的速度更大，而且大后掠角模型存在前緣升力較小不足的情況，因此小后掠角模型的升力系數(shù)大于大后掠角模型的升力系數(shù)。而5種后掠角布局的阻力系數(shù)相差不大，導(dǎo)致這一現(xiàn)象的原因可能是大后掠角展弦比較小，誘導(dǎo)阻力較大，導(dǎo)致總阻力并未下降。綜合看出：在較小馬赫數(shù)的情況下，小后掠角模型的升阻比曲線都分布于大后掠角模型的升阻比曲線上方。

3) 在不同速度下(Ma=0.4、Ma=0.6、Ma=0.8、Ma=1.0)，當(dāng)Ma>0.6時，小后掠角模型的優(yōu)勢開始減弱，尤其是在迎角不斷增大的過程中，升阻比的減小相當(dāng)明顯，原因在于隨著馬赫數(shù)的增大，升力系數(shù)也隨之增大，使得局部流速超音速產(chǎn)生激波，導(dǎo)致飛行阻力急劇增加。而大后掠角由于可使垂直于機翼前緣的氣流速度分量低于飛行速度，從而推遲了機翼面上激波的產(chǎn)生，即使出現(xiàn)激波，也有助于減弱激波強度，降低飛行阻力，從而導(dǎo)致在Ma為0.8和1.0的圖形中，小后掠角模型的升阻比曲線開始慢慢下滑，而大后掠角模型的升阻比曲線不斷攀升。

4) 從圖上可以看出：當(dāng)馬赫數(shù)增大到0.8以后，小中大后掠角的升阻比曲線并不是完全顛倒呈現(xiàn)大中小的排布，而是緩慢的階梯遞進(jìn)。這主要是因為：中大后掠角布局的最大升力系數(shù)會在馬赫數(shù)為1.0附近出現(xiàn)，隨后才下降，說明隨著后掠角的增大，臨界馬赫數(shù)也會增加，達(dá)到1.0左右，這對飛機的氣動性能非常有利。而對于阻力在大馬赫數(shù)下小后掠角布局的阻力系數(shù)急劇增大，大后掠角布局的阻力系數(shù)增大幅度比較小，這樣的情況都是非常緩慢的過程，因此在Ma=0.8時后掠角為30°模型的升阻比曲線與后掠角為20°模型的曲線相比，在5°迎角后30°模型的升阻比曲線位于20°模型以及其他模型的曲線之上。在Ma=1.0時，后掠角為30°和40°的2個模型的升阻比曲線位于20°模型以及其他模型的曲線之上。

5) 根據(jù)圖形的顯示，在不同高度下的升阻比與迎角的關(guān)系趨勢大體相似，由此可以得知，參考模型的參數(shù)顯示，在后掠角增加的同時，模型的翼型面積和展弦比也相應(yīng)減小，很難單方面地判斷升阻比在此情況下的關(guān)系。由圖可知，在小迎角飛行時，只要不達(dá)到音速，大展弦比的機翼更能獲得較優(yōu)的升阻比，而當(dāng)迎角增大，這種優(yōu)勢就明顯減弱，甚至不存在。大展弦比的機翼更適合低速飛行，可以在相同的阻力下獲得更好的升力值。

3 結(jié)束語

本文以10 000 m的高度為例，分析比較不同馬赫數(shù)下的不同后掠角的飛機的氣動特性，為后期利用標(biāo)準(zhǔn)遺傳算法全局尋優(yōu)、求得變后掠翼飛機的最佳升阻比對應(yīng)的變后掠角和迎角規(guī)律提供了可靠的數(shù)據(jù)研究。

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(責(zé)任編輯 林 芳)

Basic Analysis of the Best Sweep Variation Rule About Variable Sweep Wing-Body Based on Aerodynamics

LIU Lu, DONG Yanfei

(Xi’an Aeronautical University, Xi’an 710077, China)

Sweep wing can provide excellent performance on both high and low speed, hence to improve the economic efficiency and operational performance during fight. This paper aims at finding the optimum variable-sweep rule under certain conditions. Therefore, CFD simulation methods were used to study the aerodynamic properties of a variable-sweep wing-body combination model. The data can provide basic research for following work. Matlab is used based on the standard genetic algorithm to analysis the optimal variable-sweep rule under certain height.

wing-body combination; CFD; variable-sweep law

(責(zé)任編輯 林 芳)

2017-02-26 基金項目：陜西省自然科學(xué)基金資助項目(2016JM1014)；陜西省教育廳基金資助項目(16JK1396)

劉璐(1992—)，女，博士，主要從事空氣動力學(xué)及流體力學(xué)的研究，E-mail:624623804@qq.com。

劉璐，董彥非.基于空氣動力學(xué)的變后掠翼翼身組合體變后掠規(guī)律基礎(chǔ)研究[J].重慶理工大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué))，2017(8):76-80.

format：LIU Lu, DONG Yanfei.Basic Analysis of the Best Sweep Variation Rule About Variable Sweep Wing-Body Based on Aerodynamics[J].Journal of Chongqing University of Technology(Natural Science)，2017(8):76-80.

10.3969/j.issn.1674-8425(z).2017.08.012

V224

A

1674-8425(2017)08-0076-05

本文利用Excel可直接寫函數(shù)表達(dá)式計算數(shù)據(jù)功能獲得生成凸輪機構(gòu)中推桿運動坐標(biāo)，將其坐標(biāo)導(dǎo)入SolidWorks作為推桿運動規(guī)律，結(jié)合SolidWorks的仿真與建模功能，

獲得凸輪輪廓，從而得到凸輪三維建模，避免了手工或者編程計算凸輪坐標(biāo)對任意運動規(guī)律均可很快獲得設(shè)計結(jié)果。結(jié)果表明：凸輪輪廓曲線的數(shù)據(jù)可用于數(shù)控機床直接加工。本方法簡化了凸輪設(shè)計過程，較大程度地降低了凸輪設(shè)計的難度和繁瑣程度。

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