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    超高速飛行器平尾大迎角氣動彈性特性研究

    2021-06-09 01:15:36郝帥馬鐵林王一張子倫羅文莉向錦武
    關(guān)鍵詞:平尾變形結(jié)構(gòu)

    郝帥,馬鐵林,王一,張子倫,羅文莉,向錦武

    (1.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京100083; 2.海鷹航空通用裝備有限責(zé)任公司,北京100074;3.北京航空航天大學(xué) 無人系統(tǒng)研究院,北京100083; 4.中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司,上海200126)

    超高速飛行器由于飛行速度快、突防能力強(qiáng)而具有巨大的軍事價值,成為實現(xiàn)“全球快速打擊(PGS)”的利器。近年來各航空航天大國將其列為發(fā)展重點,進(jìn)行了廣泛研究[1-2],其中較具代表性的是美國SR-72無人機(jī)計劃[3]。

    全動平尾具有操縱效率高,結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點,常作為超高速飛行器的氣動控制面,靠翼軸末端作動器驅(qū)動起到穩(wěn)定、配平和控制作用。同時,為減小阻力,構(gòu)型多采用小展弦比切尖三角翼;翼型多選用超薄翼型,如菱形或雙楔形。

    另外,超高速飛行器的任務(wù)和設(shè)計需求要求全動平尾采用輕質(zhì)材料,如C/SiC材料、鎳合金材料和C/C復(fù)合材料等。平尾結(jié)構(gòu)剛度較小、固有頻率較低,造成彈性效應(yīng)更為明顯,使得全動平尾的氣動彈性問題相對于機(jī)身而言更突出。超高速飛行器的操縱舵面特性對于平臺設(shè)計和飛行安全非常重要,因此對于全動尾翼的氣動彈性研究十分必要。

    超高速飛行器氣動彈性問題的研究從20世紀(jì)50年代開始興起,由于計算條件等諸多限制,此時的研究主要集中于風(fēng)洞試驗以及超聲速非定常氣動力的工程算法。Lighthill[4]采用活塞理論求解二維翼型在超聲速下的氣動力分布,并與當(dāng)時已有的其他方法對比,對結(jié)果進(jìn)行了驗證。Ashley和Zartarian[5]將活塞理論應(yīng)用于翼型的氣動彈性計算,分析了超聲速工況下的彎曲/扭轉(zhuǎn)耦合及控制面顫振特性。Lauten等[6]對X-15的全動平尾縮比模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗研究,在馬赫數(shù)Ma=6.86下未觀測到任何顫振情況。Goetz[7]采用三階活塞理論對雙楔形翼型進(jìn)行了顫振分析,結(jié)果表明,增加翼型厚度和迎角會導(dǎo)致顫振邊界下降。

    直到20世紀(jì)90年代美國實施國家空天飛機(jī)計劃(NASP),掀起了吸氣式超高速飛行器研究的熱潮。Heeg等[8]對6種超高速飛行器全動尾翼模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗。結(jié)果表明,試驗顫振馬赫數(shù)均在15以上,試驗顫振速度均低于二階活塞理論的計算值;薄翼型更易發(fā)生顫振,且前緣鈍化有利于提高顫振速度;流場中的非線性現(xiàn)象容易引發(fā)極限環(huán)。

    NASP前期,研究者多依賴于非定常活塞理論、激波膨脹波法、牛頓理論等進(jìn)行初步分析。Liu等[9]提出了統(tǒng)一升力面理論,結(jié)合了活塞理論和升力面理論的優(yōu)勢,考慮了厚度和上洗流的影響,對平直機(jī)翼的顫振特性進(jìn)行了研究。Chen和Cao[10]提出了當(dāng)?shù)亓骰钊碚?,以物面?dāng)?shù)厮俣却鎭砹魉俣?、以附加下洗代替下洗速度,擴(kuò)大了活塞理論應(yīng)用的迎角和厚度范圍。Yang和Song[11]將當(dāng)?shù)亓骰钊碚撚糜诔羲俟r下大迎角翼面顫振分析,并將計算結(jié)果與風(fēng)洞試驗結(jié)果進(jìn)行對比。結(jié)果表明,當(dāng)?shù)亓骰钊碚撨m用于超聲速工況下的大迎角有限厚度翼面顫振問題。

    隨著計算能力的不斷提高,NASP后期,非定常氣動力的計算方法逐漸由依靠理論分析轉(zhuǎn)向了與計算流體力學(xué)(CFD)相結(jié)合的方法。Mcnamara等[12-14]基于活塞理論、牛頓理論、激波膨脹波等非定常氣動力方法計算了雙楔形翼型的氣彈穩(wěn)定性,并與CFD方法進(jìn)行了對比。結(jié)果表明,一階、二階活塞理論的誤差較大,且黏性效應(yīng)對于二維薄翼型的影響可忽略。Zhang和Ye[15]發(fā)展了一種基于CFD的當(dāng)?shù)亓骰钊碚摚?yīng)用于高超聲速的氣動彈性分析,該方法權(quán)衡了計算精度和計算效率,可用于大迎角和高馬赫數(shù)工況的氣動力分析。

    此后,隨著計算能力的提高和研究的深入,氣動學(xué)科采用CFD方法、結(jié)構(gòu)學(xué)科采用有限元分析(FEA)方法的氣動彈性分析方法成為了新的研究趨勢,主要研究對象為X-30、X-33、X-34和X-43驗證機(jī)。Gupta等[16-18]對X-43A進(jìn)行了氣動彈性分析,非定常氣動力分別采用了基于活塞理論、CFD以及參數(shù)識別等方法,結(jié)構(gòu)采用有限元建模,結(jié)果表明,飛行器在工作區(qū)間內(nèi)不會發(fā)生顫振現(xiàn)象。Zeng等[19]研究了鴨式布局超高速無人機(jī)的氣動伺服彈性問題。結(jié)果表明,翼軸彈性對耦合系統(tǒng)穩(wěn)定性有重要作用,增加翼軸剛度有利于抑制顫振。Shi等[20]采用當(dāng)?shù)亓骰钊碚?,研究了轉(zhuǎn)軸位置對舵面氣動彈性的影響。結(jié)果表明,隨著轉(zhuǎn)軸位置后移,舵面失穩(wěn)形態(tài)由顫振變?yōu)殪o發(fā)散。

    由于超高速舵面多使用超薄對稱楔形翼型,在氣動載荷作用下,翼面變形會導(dǎo)致翼型形狀由直線變?yōu)榍€,常規(guī)的理論算法或是基于CFD的數(shù)值算法無法考慮翼型的變形。對于結(jié)構(gòu)模型的求解,理論方法假設(shè)結(jié)構(gòu)在變形平衡位置附近做小幅振動,采用線性結(jié)構(gòu)動力學(xué)方程。近年來,國內(nèi)外很多學(xué)者提出了CFD/CSD耦合方法,開始將其應(yīng)用在亞/超飛行器氣彈分析中[21-23]。CFD采用Euler或N-S流動控制方程,CSD采用非線性結(jié)構(gòu)動力學(xué)方程,基于CFD/CSD耦合分析精度高,可用于復(fù)雜問題的研究。

    到目前為止,關(guān)于全動尾翼的氣彈研究大多處在較小迎角范圍內(nèi),尚未見到針對大迎角的氣彈特性研究。事實上,超高速飛行過程中,在大氣紊流等外部干擾的作用下,飛行器會出現(xiàn)大迎角工作狀態(tài),此時尾翼需要大角度偏轉(zhuǎn),氣動力也會急劇增大,帶來的氣動彈性問題也更為嚴(yán)重。綜上,本文針對超高速飛行器氣動彈性特點最明顯的全動尾翼,采用CFD/CSD/CTD耦合的方法建立其氣動/結(jié)構(gòu)/熱耦合模型,計算并分析了不同迎角下的氣動彈性響應(yīng),重點研究大迎角下平尾的氣動響應(yīng)和結(jié)構(gòu)變形特點。

    1 物理模型

    1.1 氣動模型

    本文全動尾翼采用雙楔形翼型,翼面形狀參考NASP中X-30的全動尾翼[8]。翼面形狀、翼型及坐標(biāo)系定義如圖1所示:cr為翼根弦長;c為翼型長度;t為翼型厚度;V∞為來流速度。z軸垂直于x軸和y軸,按右手定則給定正方向,詳細(xì)參數(shù)如表1所示。

    圖1 全動尾翼模型Fig.1 Model of all-movable tail

    表1 全動尾翼幾何參數(shù)Table 1 Geometric parameters of all-movable tail

    1.2 結(jié)構(gòu)模型

    本文超高速飛行器方案采用轉(zhuǎn)軸式全動平尾,即平尾與轉(zhuǎn)軸組成整體相對于機(jī)身內(nèi)的軸承中心軸線旋轉(zhuǎn)。按轉(zhuǎn)軸的形式分為直軸式和斜軸式。直軸式的轉(zhuǎn)軸垂直于飛行器對稱軸線,如圖2所示。

    圖2 轉(zhuǎn)軸形式Fig.2 Form of rotating shaft

    直軸式容易布置在機(jī)身內(nèi),操縱機(jī)構(gòu)重量較輕,X-43A的全動平尾選用的是直軸式[16]。超聲速翼型焦點靠后,為減小鉸鏈力矩,通常將軸線布置在平均氣動弦長的40%左右處。本文將轉(zhuǎn)軸位置定于翼根65%處,換算位置在平均氣動弦長的43%處。尾翼/翼軸系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖3所示。

    圖3 尾翼/翼軸系統(tǒng)Fig.3 System of tail/rotating shaft

    全動平尾結(jié)構(gòu)形式采用比剛度較高的蒙皮全高度蜂窩結(jié)構(gòu)。為了抵抗超高速飛行帶來的結(jié)構(gòu)溫升,蜂窩多采用耐高溫合金。轉(zhuǎn)軸式全動平尾將分散的受力形式轉(zhuǎn)成由翼軸集中承受,因此對于轉(zhuǎn)軸的結(jié)構(gòu)剛度要求較高。本文翼軸為鈦合金材料,翼面蒙皮為鎳合金材料,尾翼內(nèi)部為全高度鎳合金蜂窩結(jié)構(gòu)。鈦合金和鎳合金的材料參數(shù)如表2和表3所示。內(nèi)部蜂窩結(jié)構(gòu)的等效彈性常數(shù)如表4所示。

    表2 鈦合金材料參數(shù)Table 2 Parameters of titanium alloy material

    表3 鎳合金材料參數(shù)Table 3 Parameters of nickel alloy material

    表4 等效彈性常數(shù)Table 4 Equivalent elastic constants

    2 計算方法

    CFD/CSD/CTD耦合進(jìn)行氣動彈性研究,其計算過程可分為3部分:流體場氣動力/氣動熱計算、固體場熱響應(yīng)/熱應(yīng)力/熱應(yīng)變計算、流固邊界數(shù)據(jù)傳遞和網(wǎng)格變形計算。流體場氣動力/氣動熱計算通過CFD模塊實現(xiàn),固體場熱響應(yīng)/熱應(yīng)力/熱應(yīng)變計算通過CSD/CTD耦合模塊實現(xiàn)。

    CFD求解采用基于標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型的雷諾平均Navier-Stokes方程的有限體積法,在近壁區(qū)域采用壁面函數(shù)進(jìn)行修正;對于空間離散方法,擴(kuò)散項無黏通量項采用AUSM通量差分分裂格式,黏性通量項采用中心差分格式,對流項使用二階迎風(fēng)格式;時間積分使用高斯-賽德爾方法。CSD方面采用牛頓-拉普森迭代法求解非線性結(jié)構(gòu)動力學(xué)方程。CTD方面采用加權(quán)殘差伽遼金法求解基于傅里葉定律的熱傳導(dǎo)方程。通過熱-結(jié)構(gòu)剛度矩陣實現(xiàn)熱-結(jié)構(gòu)控制方程的耦合。

    2.1 耦合界面相容條件

    CFD/CSD/CTD耦合求解時,耦合界面上網(wǎng)格通常不匹配,為保證流體-結(jié)構(gòu)-熱耦合的一致性,耦合界面的數(shù)據(jù)傳遞需要滿足力學(xué)平衡條件、幾何相容條件、熱流平衡條件和溫度連續(xù)條件,即

    式(1)為力平衡條件,σS和σF為結(jié)構(gòu)應(yīng)力張量和流體黏性應(yīng)力張量,n為耦合界面單元的單位外法向量;p為流體壓力。式(2)為幾何相容條件,uS和uF為耦合界面上的結(jié)構(gòu)位移矢量和流體位移矢量。式(3)為熱流平衡條件,QS和QF為耦合界面上的結(jié)構(gòu)熱流量和流體熱流量。式(4)為溫度連續(xù)條件,TS和TF為耦合界面上的結(jié)構(gòu)溫度和流體溫度。

    2.2 數(shù)據(jù)交換方法

    采用守恒插值方法[24]實現(xiàn)耦合界面的數(shù)據(jù)交換。該方法在數(shù)據(jù)交互過程中滿足能量守恒,包括力學(xué)能量守恒和熱力學(xué)能量守恒。

    力學(xué)能量守恒即耦合界面上流體力、固體力在界面位移上虛功相等,用式(5)表示:

    熱力學(xué)能量守恒即耦合界面上流體邊界和結(jié)構(gòu)邊界熱流量相等,用式(6)表示:

    式中:S為整個耦合界面;qs和qf為耦合界面上固體和流體熱流密度。

    耦合界面的節(jié)點-單元搜索算法采用桶式搜索[25-26]和強(qiáng)力搜索相結(jié)合的方法。

    2.3 動網(wǎng)格技術(shù)

    本文網(wǎng)格運動采用基于壁面距離的擴(kuò)散光順方法,擴(kuò)散方程為)

    式中:為哈密頓算子;γ為擴(kuò)散系數(shù);u為網(wǎng)格位移速度。γ與正則壁面距離Δd及擴(kuò)散參數(shù)D有關(guān):

    D越大,遠(yuǎn)離壁面處可吸收更多網(wǎng)格變形,壁面附近網(wǎng)格變形越小,從而保證運動邊界附近的網(wǎng)格質(zhì)量。

    2.4 CFD/CSD/CTD耦合計算流程

    本文采用CFD/CSD/CTD耦合的方法進(jìn)行氣動-結(jié)構(gòu)-熱耦合計算,應(yīng)用插值接口模塊進(jìn)行耦合界面信息傳遞。在每個物理時間步內(nèi)進(jìn)行預(yù)估-校正迭代計算(見圖4),使得流體場與固體場在時間積分上達(dá)到同步,提高了計算精度,取得了較好的結(jié)果。

    圖4 預(yù)估-校正迭代方法Fig.4 Prediction-correction iterative method

    3 算例驗證

    選取圓管氣動加熱與結(jié)構(gòu)傳熱試驗[27]作為算例,驗證本文計算方法的準(zhǔn)確性,該算例已被多次用于驗證高超聲速流體-固-熱多場耦合方法。試驗圓管外半徑38.1 mm,厚度12.7 mm,材料為AISI321不銹鋼,ρ=8 030 kg/m3,E=206 GPa,λ=0.3,α=16.8(10-6/K,k=16.27 W/(m·K),C=502.48 J/(kg·K)。試驗來流馬赫數(shù)6.47,溫度241.5 K,壓強(qiáng)648.1 Pa;初始壁面溫度294.4 K。

    流體與固體網(wǎng)格交界面為耦合界面,通過耦合界面進(jìn)行數(shù)據(jù)傳遞實現(xiàn)多場耦合。圖5為計算網(wǎng)格,圖6和圖7分別為圓管表面壓力分布?xì)w一化(P/P0)和熱流分布?xì)w一化(q/q0)的計算結(jié)果與試驗結(jié)果的對比,P和q分別為當(dāng)?shù)貕簭?qiáng)和當(dāng)?shù)責(zé)崃?;P0和q0分別為駐點壓強(qiáng)和駐點熱流;θ為界面到圓心連線與x軸夾角。可以看出,二者的一致性很好,驗證了本文計算方法的準(zhǔn)確性。

    圖5 計算網(wǎng)格Fig.5 Computational grid

    圖6 表面壓力分布對比Fig.6 Comparison of surface pressure distribution

    圖7 表面熱流分布對比Fig.7 Comparison of surface heat flux distribution

    4 結(jié)果與分析

    4.1 計算條件

    計算來流馬赫數(shù)Ma=5,高度為30 km,大氣溫度為226.5 K。尾翼上下表面、前后緣及翼端面設(shè)為耦合面,計算時間步長設(shè)為0.001 s。翼軸末端采用固定邊界條件。分別計算尾翼迎角為10°~40°,間隔10°的情況,依次分析尾翼的氣動響應(yīng)與結(jié)構(gòu)變形特性。

    4.2 氣動力響應(yīng)分析

    圖8為不同迎角下升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD變化趨勢。可以看出,10°~40°迎角時尾翼的升阻力系數(shù)均出現(xiàn)波動,且無相位差,同時達(dá)到波峰和波谷,整體呈收斂趨勢,收斂值相對初始值均減小。

    表5為不同迎角下氣動力響應(yīng)的統(tǒng)計值。從圖8和表5可看出,迎角越大,初始振幅越大,氣動力減小的比例越大,隨時間衰減得越快。

    圖8 不同迎角下氣動力響應(yīng)曲線Fig.8 Aerodynamic response curves at different angles of attack

    表5 不同迎角下氣動力響應(yīng)Table 5 Aerodynamic response at different angles of attack

    4.3 結(jié)構(gòu)變形后流場分析

    圖9為不同迎角下初始流場0 s與平衡位置(2.55 s,10°)、(1.91 s,20°)、(1.5 s,30°)、(1.49 s,40°)所對應(yīng)的尾翼下表面壓力系數(shù)Cp分布云圖。

    從圖9可以看出結(jié)構(gòu)變形導(dǎo)致下表面的壓力分布發(fā)生變化。相比初始時刻,10°時平衡位置下表面后緣低壓膨脹區(qū)壓力較低,且前緣高壓區(qū)向翼根方向移動,使得翼根前緣壓力增大而翼尖前緣壓力減小。與10°迎角相似,20°迎角時平衡位置尾翼下表面后緣膨脹區(qū)低壓區(qū)域擴(kuò)大,尾翼前緣高壓區(qū)更加靠近前緣,使得翼尖處的高壓區(qū)域明顯縮小。與10°、20°迎角不同,30°迎角時初始位置的高壓區(qū)不再集中在尾翼前緣,而是分布在中部和翼根前緣兩片區(qū)域。平衡位置時后緣膨脹區(qū)壓力減小,中部和翼尖附近高壓區(qū)向翼根前緣移動,因此下表面僅翼根前緣小部分區(qū)域壓力增大,其他區(qū)域壓力均減小。與30°迎角相似,40°迎角時平衡位置后緣膨脹區(qū)壓力減小,且靠近中部的區(qū)域下降尤為明顯。翼根中部高壓區(qū)向前緣移動,下表面僅翼根前緣壓力增大,其他區(qū)域壓力均減小。

    圖9 表面壓力系數(shù)分布云圖Fig.9 Distribution contour of surface pressure coefficients

    圖10為10°迎角初始位置與平衡位置尾翼不同展向站位處的下表面壓力系數(shù)分布曲線對比,分別為沿y軸正向20%w、50%w和80%w處,w為尾翼展長,l為當(dāng)?shù)叵议L。可以看出,在20%w處,平衡位置相比初始位置,僅前緣處壓力小幅增大,歸一化后的當(dāng)?shù)叵议Lx/l>0.5時壓力均減小,而在50%w和80%w處,平衡位置的壓力均低于初始位置,且靠近翼尖處降低更多??梢娨砀熬壧帀毫υ龃蟮男Ч⒉幻黠@,無法彌補(bǔ)翼尖處的壓力損失,從而造成整體升力系數(shù)降低。

    圖10 下表面壓力系數(shù)分布曲線Fig.10 Distribution curves lower surface pressure coefficients

    迎角20°及以上,尾翼變形較大,各截面位置改變較大,以流場壓力分布的正視圖和后視圖觀察更為直接。圖11所示為尾翼變形后流場壓力分布的正視圖(front)和后視圖(back)。

    從圖11可以看出,相比初始位置,平衡時尾翼發(fā)生彎曲/扭轉(zhuǎn)耦合現(xiàn)象。從正視圖可以看出,展向位置小于50%w的部分前緣向上偏轉(zhuǎn),相對迎角增大,從而使得激波偏折角增大,波后壓力增大,因此造成高壓區(qū)前移。展向位置大于50%w的部分前緣向下偏轉(zhuǎn),相對迎角減小,相應(yīng)的激波后壓力減小。從后視圖可以看出,尾翼后緣均向上偏轉(zhuǎn),相對迎角增加,從而增大偏折角,但此時前方激波經(jīng)過最大厚度處產(chǎn)生膨脹波,偏折角增大反而造成壓力減小。

    圖11 流場壓力分布正視圖和后視圖Fig.11 Front and back view of pressure distribution in flow field

    此外,從正視圖和后視圖均可看出翼尖部分向上彎曲,從而減小了翼尖部分的相對迎角,耦合翼尖部分的向下偏轉(zhuǎn),使得此處壓力大幅降低。迎角越大,變化幅度越大。綜上,結(jié)構(gòu)變形導(dǎo)致整體壓力減小,從而減小升力系數(shù)。

    圖12給出了40°迎角時一個典型周期內(nèi)尾翼結(jié)構(gòu)變形以及尾翼表面壓力分布云圖的變化過程。取t為0.03~0.08 s,間隔0.01 s的6個時刻??梢钥闯鑫惨砬熬壟まD(zhuǎn)和翼尖彎曲變形。變形最大時對應(yīng)的升力系數(shù)最小,變形最小時升力系數(shù)最大。

    圖12 尾翼結(jié)構(gòu)變形和壓力分布云圖Fig.12 Structure deformation and pressure distribution contour of tail

    4.4 結(jié)構(gòu)變形分析

    圖13為不同迎角下變形最大時對應(yīng)的等效應(yīng)力(Von Mises Stress)分布云圖??梢钥闯?,靠近翼軸處應(yīng)力較集中,翼軸上應(yīng)力較小。迎角越大,最大應(yīng)力越大。尾翼最大應(yīng)力在30°迎角時達(dá)到1.2 GPa,已達(dá)到所用鎳合金材料的屈服強(qiáng)度極限,理論上材料已破壞。應(yīng)在結(jié)構(gòu)方案設(shè)計時在翼軸與內(nèi)部蜂窩接觸部位附近加強(qiáng),或在控制方案設(shè)計時限制全動平尾的工作角度。

    圖14為10°迎角時尾翼3個點的位移d隨時間的變化曲線??梢钥闯?,B點變形最大,A點次之,C點最小,且3條曲線間不存在相位差。為了更清楚地表示尾翼變形,定義位移差如下:

    式中:Lz為沿z軸位移;rA和rC為尾翼的扭轉(zhuǎn)和彎曲。

    圖15為不同迎角下rA和rC隨時間的變化曲線??梢钥闯?,尾翼存在彎曲/扭轉(zhuǎn)耦合現(xiàn)象,彎曲/扭轉(zhuǎn)變形隨時間逐漸減小,最終達(dá)到平衡。迎角越大,初始變形越大,收斂得越快。

    圖13 結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布云圖Fig.13 Structural stress distribution contour

    圖14 10°迎角位移隨時間變化曲線Fig.14 Displacement curves at 10°angle of attack over time

    圖15 不同迎角下r A和r C隨時間變化曲線Fig.15 Curves of r A and r C at different angles of attack over time

    圖16為40°迎角時A點的溫度與熱流隨時間的變化曲線??梢钥闯觯S著時間的推進(jìn),氣動加熱導(dǎo)致結(jié)構(gòu)溫度逐漸升高,耦合界面兩側(cè)的溫差減小,熱流隨之降低,溫升逐漸趨緩。由于存在熱輻射,耦合界面兩側(cè)的溫差不可能為0,故熱流趨于一個穩(wěn)定值,氣動-結(jié)構(gòu)-熱耦合達(dá)到平衡狀態(tài)。

    圖16 A點溫度和熱流變化曲線Fig.16 Temperature and heat flux curves of point A

    圖17為40°迎角平衡位置時上下表面的靜溫(Static temperature)分布云圖??梢钥闯觯藭r下表面(迎風(fēng)面)最高溫度達(dá)1 290 K,邊緣處溫度較低,上表面(背風(fēng)面)最低溫度達(dá)157 K,邊緣處溫度較高。為研究氣動力、氣動熱對結(jié)構(gòu)變形的影響,分別對結(jié)構(gòu)施加3種載荷:耦合載荷(氣動力氣動熱同時加載)、氣動熱載荷和氣動力載荷。選取B點沿y軸位移LyB表征結(jié)構(gòu)軸向變形,3種載荷對結(jié)構(gòu)軸向變形的影響如圖18所示。可以看出,結(jié)構(gòu)軸向變形主要由氣動熱引起,氣動力影響很小,可忽略不計。選取B點沿z軸位移LzB表征結(jié)構(gòu)法向變形,3種載荷對結(jié)構(gòu)法向變形的影響如圖19所示??梢钥闯?,結(jié)構(gòu)法向變形由氣動力和氣動熱共同引起。

    圖19 結(jié)構(gòu)法向變形Fig.19 Structure deformation along normal direction

    5 結(jié) 論

    針對超高速飛行器全動平尾大迎角飛行時需大角度偏轉(zhuǎn)全動尾翼配平而帶來的尾翼氣動彈性問題,采用計算流體力學(xué)/計算固體力學(xué)/計算熱力學(xué)(CFD/CSD/CTD)耦合方法分析了一種超高速飛行器全動平尾的氣動彈性響應(yīng)特性,重點針對大迎角下的氣動響應(yīng)及結(jié)構(gòu)變形特點進(jìn)行研究。結(jié)果表明:

    1)CFD/CSD/CTD耦合方法可以有效地分析超高速飛行器全動平尾的氣動彈性特性,能夠用于研究全動平尾大迎角下的氣動響應(yīng)及結(jié)構(gòu)變形特點。

    2)各迎角時的氣動力系數(shù)曲線均出現(xiàn)波動,隨時間變化逐漸衰減至平衡位置。迎角越大,氣動力系數(shù)曲線初始振幅越大,氣動力系數(shù)減小的比例越大,隨時間衰減得越快。

    3)全動平尾存在彎曲/扭轉(zhuǎn)耦合現(xiàn)象,導(dǎo)致下表面壓力分布發(fā)生變化,靠近翼根部分前緣上偏,壓力增大;靠近翼尖部分前緣下偏,壓力減?。缓缶壘掀?,壓力減小。結(jié)構(gòu)變形使得平尾表面整體氣動壓力減小,升力系數(shù)降低,迎角越大現(xiàn)象越明顯。

    4)靠近翼軸處應(yīng)力較為集中,而翼軸上的應(yīng)力較小。全動平尾最大應(yīng)力在迎角30°時達(dá)到1.2 GPa,已達(dá)到所用鎳合金材料的屈服強(qiáng)度極限。應(yīng)在結(jié)構(gòu)方案設(shè)計時在翼軸與全動平尾接觸部位附近加強(qiáng),或在控制方案設(shè)計時限制全動平尾的工作角度。

    5)全動平尾結(jié)構(gòu)發(fā)生軸向與法向變形,其中軸向變形主要由氣動熱引起,法向變形由氣動力和氣動熱共同引起。

    6)熱力載荷耦合作用對全動平尾部件氣動結(jié)構(gòu)特性的影響在超高速飛行器總體設(shè)計時需重點關(guān)注,同時飛行器總體設(shè)計需對彈性氣動修正和結(jié)構(gòu)熱防護(hù)設(shè)計等方面提出設(shè)計約束。

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