扇翼飛行器氣動特性優(yōu)化設(shè)計

李仁鳳,樂貴高,*,馬大為,陳 帥

(1.南京理工大學 機械工程學院,江蘇 南京 210094; 2.中國電子科技集團 第二十七研究所,河南 鄭州 450047)

扇翼飛行器氣動特性優(yōu)化設(shè)計

李仁鳳1,樂貴高1,*,馬大為1,陳 帥2

(1.南京理工大學 機械工程學院,江蘇 南京 210094; 2.中國電子科技集團 第二十七研究所,河南 鄭州 450047)

采用多目標優(yōu)化和數(shù)值模擬結(jié)合的方法對扇翼飛行器氣動特性進行了優(yōu)化研究。CFD計算結(jié)果與文獻結(jié)果對比，驗證了數(shù)值方法的可靠性。計算得到多結(jié)構(gòu)參數(shù)影響下扇翼飛行器高升力、低阻力的優(yōu)化結(jié)構(gòu)參數(shù)和主要影響因素。研究結(jié)果表明，建立的近似數(shù)學模型和優(yōu)化結(jié)果精度較高，滿足工程需要。優(yōu)化后，扇翼飛行器的升力和推力較大，飛行器氣動特性得到顯著改善。

扇翼飛行器；氣動特性；優(yōu)化設(shè)計；多島遺傳算法

0 引 言

扇翼飛行器具有結(jié)構(gòu)簡單、噪聲小及高升力等優(yōu)點，在軍用以及民用飛行器中都具有良好的應(yīng)用前景[1]。針對扇翼飛行器氣動特性的影響因素，國內(nèi)外學者做了大量的研究工作。Peter Dornier[2-3]、Deepthi Duddempudi[4]﹑S Askari[5]和Ryan[6]等國外學者采用數(shù)值方法對扇翼飛行器的氣動特性和影響因素開展了研究。近年來，國內(nèi)學者也開始致力于扇翼飛行器的研究工作，中國空氣動力研究院的蔣甲利和牛中國[7]﹑南京航空航天大學楊忠[8]、華東理工大學邸南思[9]等均對扇翼飛行器結(jié)構(gòu)對氣動特性的影響作了大量研究工作。

盡管國內(nèi)對扇翼飛行器氣動特性的研究工作已經(jīng)進行得比較深入，但由于扇翼飛行器工作產(chǎn)生包含偏心渦﹑切割﹑分離等復(fù)雜空氣動力學以及葉片轉(zhuǎn)動等現(xiàn)象，因此在流動現(xiàn)象描述和數(shù)值模擬方面有一定的難度。同時，結(jié)構(gòu)參數(shù)的變化會帶來偏心渦以及分離位置的變化，進而影響氣動性能。目前，采用窮舉法對單一因素進行分析可得到一些優(yōu)化結(jié)果，但不能得到多因素下最優(yōu)升力和推力載荷。目前，多學科優(yōu)化設(shè)計(Multidisciplinary design optimization，MDO)已經(jīng)在飛行器領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用[10]。朱正[11]、張江[12]、楊風波[13]、朱雄風[14]等將多學科優(yōu)化設(shè)計方法與數(shù)值計算相結(jié)合，分別對一些氣動問題進行了優(yōu)化研究。基于此，文中主要結(jié)合多目標優(yōu)化方法和數(shù)值模擬對扇翼飛行器外流場氣動特性進行優(yōu)化設(shè)計，最終獲得扇翼飛行器高升力、低阻力下的最優(yōu)結(jié)構(gòu)參數(shù)。

1 計算模型與數(shù)值計算方法

1.1 工作原理

圖1為扇翼飛行器橫截面表示的工作原理圖。如圖1所示扇翼可知，其主要由橫流風扇和固定翼構(gòu)成。飛行過程中的氣流一部分進入風扇內(nèi)部，經(jīng)過葉片旋轉(zhuǎn)加速后分成兩股，一股沿著后翼面流出，另一股由葉片旋轉(zhuǎn)帶動沿著上弧形翼面反向流動形成偏心渦，另一部分沿著下翼面流動。經(jīng)過風扇的加速使得翼型上下表面產(chǎn)生壓力差產(chǎn)生升力，同時風扇內(nèi)部的偏心渦低壓區(qū)也使得圓弧形上下翼表面產(chǎn)生較大升力。另外，氣流向后流動會對飛行器產(chǎn)生反向推力。因此，扇翼飛行器相比較普通固定翼可以產(chǎn)生較大的升力與推力，且力的大小與固定翼以及轉(zhuǎn)子的結(jié)構(gòu)有很大的關(guān)系。

1.2 計算方法和邊界條件

扇翼飛行器在工作工程中存在風扇轉(zhuǎn)子和外部流場的相對轉(zhuǎn)動，為保證計算精度，采用滑移網(wǎng)格技術(shù)進行網(wǎng)格劃分。為更好地捕捉流場特性，葉片以及固定翼壁面附近邊界層第一層網(wǎng)格高度為0.1 mm，共布置六層附面層網(wǎng)格，其余部分均采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。整個區(qū)域以及葉片附近網(wǎng)格如圖2所示。

扇翼飛行器流動過程大多處于湍流范圍，計算過程中湍流模型采用RNGk-[15]模型，該模型能夠較好地預(yù)測逆壓力梯度下的分離流動。計算來流速度為10 m/s，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速為3000 r/min，流體采用理想氣體。為保證計算結(jié)果的準確性，每個工況均計算20個周期，即0.4 s。

2 數(shù)值方法驗證

為了驗證采用數(shù)值算法在扇翼飛行器氣動計算過程的可靠性，參考文獻[16]中S Askari的結(jié)構(gòu)參數(shù)，建立計算模型，得到的計算結(jié)果與S Askari的研究結(jié)果對比如圖3所示。圖3(a)和圖3(b)分別為計算速度矢量圖和文獻[16]得到的速度矢量圖，氣體流動的規(guī)律一致，漩渦位置均在中心偏左位置。圖3(c)為固定翼壓力計算值與文獻[16]結(jié)果對比，壓力的分布趨勢保持一致，但在數(shù)值上存在一定的差異，這主要是由于文獻[16]中的有些結(jié)構(gòu)參數(shù)未知且文獻[16]采用的是非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，而本文采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。從計算值與文獻值變化趨勢的一致性，可知所采用的數(shù)值方法是可靠的，可以用于扇翼飛行器氣動力的優(yōu)化分析。

(b) 文獻[16]速度矢量圖

3 扇翼飛行器優(yōu)化設(shè)計分析

扇翼飛行器優(yōu)化設(shè)計涉及到幾何建模、網(wǎng)格劃分、CFD計算、試驗設(shè)計方案選擇、近似模型建立和優(yōu)化策略選擇，是一個典型的多學科優(yōu)化問題。由于扇翼飛行器氣動特性的好壞與風扇轉(zhuǎn)速、來流速度、固定翼結(jié)構(gòu)和葉片結(jié)構(gòu)有直接關(guān)系，本文主要選取固定翼結(jié)構(gòu)參數(shù)和葉片結(jié)構(gòu)參數(shù)作為設(shè)計變量，對扇翼飛行器的氣動特性進行優(yōu)化，最終的優(yōu)化目標是獲得最大升力和較小的阻力。

3.1 設(shè)計變量和優(yōu)化目標

圖4為采用的扇翼飛行器結(jié)構(gòu)模型。如圖4所示，設(shè)計變量為5個，具體含義及取值區(qū)間如表1所示，其它參數(shù)參照文獻[5]。優(yōu)化目標為升力FL的最大值和阻力FD的最小值。

表1 設(shè)計變量參數(shù)Table 1 Design variables parameters

3.2 四階響應(yīng)面近似模型

試驗設(shè)計有多種算法，本文采用優(yōu)化拉丁超立方設(shè)計來確定樣本空間。經(jīng)過優(yōu)化平臺多次采樣、計算與擬合，近似數(shù)學模型得到了比較滿意的結(jié)果。為驗證近似數(shù)學模型精度，隨機確定三組區(qū)別于樣本的參數(shù)進行計算，如表2所示。扇翼飛行器升阻力近似模型精度較高，誤差均在工程應(yīng)用允許的范圍之內(nèi)，可以用于進一步優(yōu)化分析。

3.3 多島遺傳優(yōu)化方法

扇翼飛行器氣動力優(yōu)化過程中升力和阻力數(shù)值的大小和結(jié)構(gòu)參數(shù)之間存在強非線性，存在多個局部的極值點。多島遺傳算法(MIGA)具有全局搜索最優(yōu)的特點，可以解決非線性的問題，因此采用多島遺傳算法對扇翼飛行器的氣動力進行優(yōu)化設(shè)計。圖5為設(shè)計變量的主效應(yīng)影響分布。由圖5可知，對于阻力，影響最大的是后緣包角β，其次為前緣入流角α；對于升力，影響最大的為后緣包角β和葉片的弦長H。因此，在對扇翼飛行器設(shè)計時，應(yīng)該主要關(guān)注后緣包角﹑前緣入流角和葉片弦長。

表2 升阻力近似模型誤差分析Table 2 Tolerance analysis of drag and lift approximation models

(a) 阻力

(b) 升力

圖5變量主效應(yīng)影響分布
Fig.5Maineffectdistributionofvariables

經(jīng)過優(yōu)化得到最優(yōu)的阻力值為-8.68 N，負值表示產(chǎn)生的力是推力，對扇翼飛行器的飛行更加有利。升力最大值為25.73 N，是文獻[5]中試驗升力值6 N的4倍左右。而推力值是文獻[5]中推力0.9 N的9倍多。通過優(yōu)化，扇翼飛行器升力與推力均很大程度提升。

4 優(yōu)化結(jié)果分析

圖6為根據(jù)樣本空間計算的不同結(jié)構(gòu)變量值下的氣動力變化趨勢。由圖6(a)阻力變化可知，隨著固定翼長度和入流角的減小以及葉片弦長的增大，阻力逐漸增大，且入流角度的影響較大；隨著葉片偏角的減小，阻力逐漸減小，即偏角較小時氣動力較優(yōu)；隨著后緣包角的增大，阻力呈現(xiàn)先減小后增大的趨勢，但增大幅度較小。由圖6(b)升力變化可知，隨著固定翼長度和入流角的減小以及葉片弦長增加，升力逐漸減小，且入流角度和葉片弦長的影響較大；隨著后緣包角的逐漸增大和葉片偏角的減小，升力逐漸增大。綜合阻力與升力的變化趨勢可知，在取值范圍內(nèi)，當入流角絕對值較大﹑后緣包角值較大﹑葉片弦長值較小﹑葉片偏角較小以及固定翼長度適中的情況下，氣動力性能最優(yōu)。從曲線的范圍變化可知，固定翼長度對升力和阻力的影響都很小，葉片弦長和葉片偏角次之，入流角和后緣包角影響最大。

(a) 阻力

(b) 升力

圖6氣動力隨變量的變化趨勢
Fig.6Trendofaerodynamicforcesunderconditionofdifferentvariables

圖7為改變最優(yōu)結(jié)果中不同設(shè)計變量得到的壓力云圖，其中圖7(a)～(e)分別為僅改變?nèi)肓鹘嵌葹?°、后緣包角為-20°、葉片弦長為14 mm、葉片偏角為-15°和固定翼長為90 mm的壓力云圖分布，圖7(f)為計算得到的最優(yōu)結(jié)構(gòu)參數(shù)下的壓力分布。由圖可知，每種工況下都存在偏心渦，由于渦的位置速度高、壓力小，從而均會產(chǎn)生升力。由壓力分布規(guī)律可知，與前面的優(yōu)化結(jié)果一致，改變?nèi)肓鹘呛秃缶壈菍毫Ψ植加绊戄^大。比較圖7(a)和圖7(f)可知，圖7(a)的偏心渦基本位于中心位置，且壓力較圖7(f)會高很多，而下機翼表面的壓力較圖7(f)小，綜合影響下0°入流角的升力會比最優(yōu)工況小很多。比較圖7(b)和圖7(f)可以看到，偏心渦的位置均在中心偏右下方，且偏心渦的壓力都比較低，但由于右側(cè)上翼面較高，較多的氣流會從下翼面通過，從而導致下翼面的壓力較低，最終導致升力較低。其余的三種工況與最優(yōu)結(jié)果壓力分布相近，對氣動性能的影響較小。表3為六種工況對應(yīng)的升力和阻力值，對比可知，入流角和后緣包角的改變會導致升力的顯著減小和阻力的顯著增加，而其他三個變量的改變對氣動性能的影響相對較小。

表3 不同工況氣動力對比Table 3 Aerodynamic forces in different conditions

5 結(jié) 論

本文對扇翼飛行器的氣動優(yōu)化進行了分析研究，主要結(jié)論如下：

1) 在對扇翼飛行器氣動性能優(yōu)化的整個過程中，采用優(yōu)化拉丁超立方方法進行采樣，通過多目標優(yōu)化設(shè)計方法和CFD數(shù)值模擬技術(shù)的結(jié)合，得到了不同結(jié)構(gòu)參數(shù)組合下的氣動力最優(yōu)值。且優(yōu)化升力和推力是相應(yīng)文獻[5]的4倍和9倍。同時，通過對各參量主效應(yīng)影響分析可得，入流角和后緣包角對氣動力的影響較大，葉片參數(shù)和機翼長度對氣動力影響較小。

2) 對改變最優(yōu)結(jié)果中的單一變量壓力云圖進行了研究，升力與推力主要是由于偏心渦內(nèi)壓力較小引起，且改變?nèi)肓鹘呛秃缶壈菚鹌臏u壓力增大，從而導致升力和推力的減小。

文中涉及項目得到上海市動力工程多相流動與傳熱重點實驗室開放基金的資助，感謝該基金的支持。

[1]孟琳,葉永強,李楠.扇翼飛行器的研究進展與應(yīng)用前景[J].航空學報,2015： 36(8)： 2651-2661.

[2]Dornier P.Multiple drive for aircraft having wings provided with transverse flow blowers[P].US.Patent 3065928.1962-11-27.

[3]Dornier P.Aircraft with ground effect landing gear[P].US.Patent 3082976.1963-3-26.

[4]Duddempudi D,Yao Y,Edmondson D,et al.Computational study of flow over generic fan-wing airfoil[J].Aircraft Engineering and Aerospace Technology,2007,79(3):238-244.

[5]Askari S,Shojaeefard M H.Numerical simulation of flow over an airfoil with a cross flow fan as a lift generating member in a new aircraft model[J].Aircraft Engineering and Aerospace Technology,2009,81(1):59-64.

[6]Dygert R K,Dang T Q.Experimental investigation of an embedded cross flow fan for airfoil propulsion/circulation control[J].Journal of Propulsion and Power,2009,25(1):196-203.

[7]牛中國,蔣甲利,劉杰,等.扇翼飛行器機翼設(shè)計與研究[J].氣動研究與實驗,2009,27(3):6-11.

[8]黃同高,楊忠,王仁華,等.扇翼飛行器縱向運動建模與控制方法[J].應(yīng)用科技,2011,38(11):5-8.

[9]邸南思.面向飛行機器人的扇翼翼型數(shù)值分析與實驗研究[D].上海:華東理工大學,2014.

[10]夏露,高正紅,李天.飛行器外形多目標多學科綜合優(yōu)化設(shè)計方法研究[J].空氣動力學學報,2003,21(3):277-281.

[11]朱正,招啟軍.低HSI噪聲旋翼槳尖外形優(yōu)化設(shè)計方法[J].航空學報,2015,36(5):1443-1452.

[12]張江,彭程,蔡琛芳,等.基于響應(yīng)面法的帶噴流激波針參數(shù)優(yōu)化研究[J].空氣動力學學報,2015,33(2):204-210.

[13]楊風波,馬大為,任杰,等.新型同心筒自力發(fā)射熱環(huán)境優(yōu)化設(shè)計[J].固體火箭技術(shù),2015,38(2):172-178.

[14]朱雄風,郭正,侯中喜.基于動網(wǎng)格高空長航時機翼優(yōu)化[J].空氣動力學學報,2014,32(4):469-474.

[15]Menter F R,Kuntz M,Langtry R.Ten years of experience with the SST turbulence model[J].Heat and Mass Transfer,2003,4:625-632.

[16]Askari S,Shojaeefard M H.Shape optimization of the airfoil comprising a cross flow fan[J].Aircraft Engineering and Aerospace Technology,2009,81(5):407-415.

Optimizationdesignforaerodynamicperformanceoffan-wingaircraft

LI Renfeng1,LE Guigao1,*,MA Dawei1,CHEN Shuai2

(1.SchoolofMechanicalEngineering,NUST,Nanjing210094,China;2.The27thResearchInstituteofChinaElectronicsTechnologyGroupCorporation,Zhengzhou450047,China)

Multi-point/objective design optimization technique combined with numerical simulation methods was adopted to study the optimization design for aerodynamic performance of fan-wing aircrafts.By comparing the present computational fluid dynamics (CFD) results with corresponding literature data,it proves that the numerical methods are reliable.The optimized lift and drag forces of a fan-wing aircraft were obtained for different structure parameters,and the factors with major influence on the optimization were also given.The results show that the approximate mathematical model is reliable.It can be adopted for engineering problems.Due to the optimization,the lift and thrust values of the fan-wing aircraft increases,and the aerodynamic performance dramatically improves.

fan-wing aircraft; aerodynamic performance; optimization design; multi-island genetic algorithm

0258-1825(2017)06-0879-05

V211.41

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0173

2015-09-02;

2015-12-11

上海市動力工程多相流動與傳熱重點實驗室開放基金

李仁鳳(1989-)，女，博士，研究方向：兵器發(fā)射理論與技術(shù).E-mail：lirenfeng443@163.com

樂貴高*，男，研究員， 研究方向：兵器發(fā)射理論和技術(shù).E-mail：leguigao@mail.njust.edu.cn

李仁鳳,樂貴高,馬大為,等.扇翼飛行器氣動特性優(yōu)化設(shè)計[J].空氣動力學學報,2017,35(6):879-882,892.

10.7638/kqdlxxb-2015.0173 LI R F,LE G G,MA D W,et al.Optimization design for aerodynamic performance of fan-wing aircraft[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):879-882,892.