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(wú)人系統(tǒng)研究院,北京100083; 4.中國(guó)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(jià)值,成為實(shí)現(xiàn)“全球快速打擊(PGS)”的利器。近年來(lái)各航空航天大國(guó)將其列為發(fā)展重點(diǎn),進(jìn)行了廣泛研究[1-2],其中較具代表性的是美國(guó)SR-72無(wú)人機(jī)計(jì)劃[3]。
全動(dòng)平尾具有操縱效率高,結(jié)構(gòu)緊湊等優(yōu)點(diǎn),常作為超高速飛行器的氣動(dòng)控制面,靠翼軸末端作動(dòng)器驅(qū)動(dòng)起到穩(wěn)定、配平和控制作用。同時(shí),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(jì)需求要求全動(dòng)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(dòng)平尾的氣動(dòng)彈性問(wèn)題相對(duì)于機(jī)身而言更突出。超高速飛行器的操縱舵面特性對(duì)于平臺(tái)設(shè)計(jì)和飛行安全非常重要,因此對(duì)于全動(dòng)尾翼的氣動(dòng)彈性研究十分必要。
超高速飛行器氣動(dòng)彈性問(wèn)題的研究從20世紀(jì)50年代開(kāi)始興起,由于計(jì)算條件等諸多限制,此時(shí)的研究主要集中于風(fēng)洞試驗(yàn)以及超聲速非定常氣動(dòng)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(dòng)力分布,并與當(dāng)時(shí)已有的其他方法對(duì)比,對(duì)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證。Ashley和Zartarian[5]將活塞理論應(yīng)用于翼型的氣動(dòng)彈性計(jì)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(duì)X-15的全動(dòng)平尾縮比模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)研究,在馬赫數(shù)Ma=6.86下未觀測(cè)到任何顫振情況。Goetz[7]采用三階活塞理論對(duì)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(huì)導(dǎo)致顫振邊界下降。
直到20世紀(jì)90年代美國(guó)實(shí)施國(guó)家空天飛機(jī)計(jì)劃(NASP),掀起了吸氣式超高速飛行器研究的熱潮。Heeg等[8]對(duì)6種超高速飛行器全動(dòng)尾翼模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)。結(jié)果表明,試驗(yàn)顫振馬赫數(shù)均在15以上,試驗(yàn)顫振速度均低于二階活塞理論的計(jì)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(chǎng)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(shì),考慮了厚度和上洗流的影響,對(duì)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?lái)流速度、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(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)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(wèn)題。
隨著計(jì)算能力的不斷提高,NASP后期,非定常氣動(dòng)力的計(jì)算方法逐漸由依靠理論分析轉(zhuǎn)向了與計(jì)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(dòng)力方法計(jì)算了雙楔形翼型的氣彈穩(wěn)定性,并與CFD方法進(jìn)行了對(duì)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(duì)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?,并?yīng)用于高超聲速的氣動(dòng)彈性分析,該方法權(quán)衡了計(jì)算精度和計(jì)算效率,可用于大迎角和高馬赫數(shù)工況的氣動(dòng)力分析。
此后,隨著計(jì)算能力的提高和研究的深入,氣動(dòng)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(dòng)彈性分析方法成為了新的研究趨勢(shì),主要研究對(duì)象為X-30、X-33、X-34和X-43驗(yàn)證機(jī)。Gupta等[16-18]對(duì)X-43A進(jìn)行了氣動(dòng)彈性分析,非定常氣動(dòng)力分別采用了基于活塞理論、CFD以及參數(shù)識(shí)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(huì)發(fā)生顫振現(xiàn)象。Zeng等[19]研究了鴨式布局超高速無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)伺服彈性問(wèn)題。結(jié)果表明,翼軸彈性對(duì)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)亓骰钊碚摚芯苛宿D(zhuǎn)軸位置對(duì)舵面氣動(dòng)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(duì)稱楔形翼型,在氣動(dòng)載荷作用下,翼面變形會(huì)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(wú)法考慮翼型的變形。對(duì)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(dòng),采用線性結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程。近年來(lái),國(guó)內(nèi)外很多學(xué)者提出了CFD/CSD耦合方法,開(kāi)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(dòng)控制方程,CSD采用非線性結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程,基于CFD/CSD耦合分析精度高,可用于復(fù)雜問(wèn)題的研究。
到目前為止,關(guān)于全動(dòng)尾翼的氣彈研究大多處在較小迎角范圍內(nèi),尚未見(jiàn)到針對(duì)大迎角的氣彈特性研究。事實(shí)上,超高速飛行過(guò)程中,在大氣紊流等外部干擾的作用下,飛行器會(huì)出現(xiàn)大迎角工作狀態(tài),此時(shí)尾翼需要大角度偏轉(zhuǎn),氣動(dòng)力也會(huì)急劇增大,帶來(lái)的氣動(dòng)彈性問(wèn)題也更為嚴(yán)重。綜上,本文針對(duì)超高速飛行器氣動(dòng)彈性特點(diǎn)最明顯的全動(dòng)尾翼,采用CFD/CSD/CTD耦合的方法建立其氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)/熱耦合模型,計(jì)算并分析了不同迎角下的氣動(dòng)彈性響應(yīng),重點(diǎn)研究大迎角下平尾的氣動(dòng)響應(yīng)和結(jié)構(gòu)變形特點(diǎn)。
本文全動(dòng)尾翼采用雙楔形翼型,翼面形狀參考NASP中X-30的全動(dòng)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(zhǎng);c為翼型長(zhǎng)度;t為翼型厚度;V∞為來(lái)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(dòng)尾翼模型Fig.1 Model of all-movable tail
表1 全動(dòng)尾翼幾何參數(shù)Table 1 Geometric parameters of all-movable tail
本文超高速飛行器方案采用轉(zhuǎn)軸式全動(dòng)平尾,即平尾與轉(zhuǎn)軸組成整體相對(duì)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(duì)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(dòng)平尾選用的是直軸式[16]。超聲速翼型焦點(diǎn)靠后,為減小鉸鏈力矩,通常將軸線布置在平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)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(dòng)弦長(zhǎng)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(dòng)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(lái)的結(jié)構(gòu)溫升,蜂窩多采用耐高溫合金。轉(zhuǎn)軸式全動(dòng)平尾將分散的受力形式轉(zhuǎn)成由翼軸集中承受,因此對(duì)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
CFD/CSD/CTD耦合進(jìn)行氣動(dòng)彈性研究,其計(jì)算過(guò)程可分為3部分:流體場(chǎng)氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱計(jì)算、固體場(chǎng)熱響應(yīng)/熱應(yīng)力/熱應(yīng)變計(jì)算、流固邊界數(shù)據(jù)傳遞和網(wǎng)格變形計(jì)算。流體場(chǎng)氣動(dòng)力/氣動(dòng)熱計(jì)算通過(guò)CFD模塊實(shí)現(xiàn),固體場(chǎng)熱響應(yīng)/熱應(yīng)力/熱應(yīng)變計(jì)算通過(guò)CSD/CTD耦合模塊實(shí)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(duì)于空間離散方法,擴(kuò)散項(xiàng)無(wú)黏通量項(xiàng)采用AUSM通量差分分裂格式,黏性通量項(xiàng)采用中心差分格式,對(duì)流項(xiàng)使用二階迎風(fēng)格式;時(shí)間積分使用高斯-賽德?tīng)柗椒?。CSD方面采用牛頓-拉普森迭代法求解非線性結(jié)構(gòu)動(dòng)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(guò)熱-結(jié)構(gòu)剛度矩陣實(shí)現(xiàn)熱-結(jié)構(gòu)控制方程的耦合。
CFD/CSD/CTD耦合求解時(shí),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。
采用守恒插值方法[24]實(shí)現(xiàn)耦合界面的數(shù)據(jù)交換。該方法在數(shù)據(jù)交互過(guò)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(gè)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(diǎn)-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。
本文網(wǎng)格運(yùn)動(dòng)采用基于壁面距離的擴(kuò)散光順?lè)椒ǎ瑪U(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(yùn)動(dòng)邊界附近的網(wǎng)格質(zhì)量。
本文采用CFD/CSD/CTD耦合的方法進(jìn)行氣動(dòng)-結(jié)構(gòu)-熱耦合計(jì)算,應(yīng)用插值接口模塊進(jìn)行耦合界面信息傳遞。在每個(gè)物理時(shí)間步內(nèi)進(jìn)行預(yù)估-校正迭代計(jì)算(見(jiàn)圖4),使得流體場(chǎng)與固體場(chǎng)在時(shí)間積分上達(dá)到同步,提高了計(jì)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
選取圓管氣動(dòng)加熱與結(jié)構(gòu)傳熱試驗(yàn)[27]作為算例,驗(yàn)證本文計(jì)算方法的準(zhǔn)確性,該算例已被多次用于驗(yàn)證高超聲速流體-固-熱多場(chǎng)耦合方法。試驗(yàn)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(yàn)來(lái)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(guò)耦合界面進(jìn)行數(shù)據(jù)傳遞實(shí)現(xiàn)多場(chǎng)耦合。圖5為計(jì)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(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)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(diǎn)壓強(qiáng)和駐點(diǎn)熱流;θ為界面到圓心連線與x軸夾角??梢钥闯觯叩囊恢滦院芎?,驗(yàn)證了本文計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。
圖5 計(jì)算網(wǎng)格Fig.5 Computational grid
圖6 表面壓力分布對(duì)比Fig.6 Comparison of surface pressure distribution
圖7 表面熱流分布對(duì)比Fig.7 Comparison of surface heat flux distribution
計(jì)算來(lái)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(jì)算時(shí)間步長(zhǎng)設(shè)為0.001 s。翼軸末端采用固定邊界條件。分別計(jì)算尾翼迎角為10°~40°,間隔10°的情況,依次分析尾翼的氣動(dòng)響應(yīng)與結(jié)構(gòu)變形特性。
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(shì)??梢钥闯?,10°~40°迎角時(shí)尾翼的升阻力系數(shù)均出現(xiàn)波動(dòng),且無(wú)相位差,同時(shí)達(dá)到波峰和波谷,整體呈收斂趨勢(shì),收斂值相對(duì)初始值均減小。
表5為不同迎角下氣動(dòng)力響應(yīng)的統(tǒng)計(jì)值。從圖8和表5可看出,迎角越大,初始振幅越大,氣動(dòng)力減小的比例越大,隨時(shí)間衰減得越快。
圖8 不同迎角下氣動(dòng)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(dòng)力響應(yīng)Table 5 Aerodynamic response at different angles of attack
圖9為不同迎角下初始流場(chǎng)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(duì)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(shí)刻,10°時(shí)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(dòng),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(shí)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(shí)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(shí)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(dòng),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(shí)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(dòng),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(duì)比,分別為沿y軸正向20%w、50%w和80%w處,w為尾翼展長(zhǎng),l為當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)??梢钥闯?,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L(zhǎng)x/l>0.5時(shí)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?jiàn)翼根前緣處壓力增大的效果并不明顯,無(wú)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(chǎng)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(chǎng)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(shí)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(duì)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(duì)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(duì)迎角增加,從而增大偏折角,但此時(shí)前方激波經(jīng)過(guò)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(chǎng)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(duì)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(shí)一個(gè)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(guò)程。取t為0.03~0.08 s,間隔0.01 s的6個(gè)時(shí)刻??梢钥闯鑫惨砬熬壟まD(zhuǎn)和翼尖彎曲變形。變形最大時(shí)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)最小,變形最小時(shí)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
圖13為不同迎角下變形最大時(shí)對(duì)應(yīng)的等效應(yīng)力(Von Mises Stress)分布云圖??梢钥闯觯拷磔S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(shí)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(jì)時(shí)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(jì)時(shí)限制全動(dòng)平尾的工作角度。
圖14為10°迎角時(shí)尾翼3個(gè)點(diǎn)的位移d隨時(shí)間的變化曲線??梢钥闯?,B點(diǎn)變形最大,A點(diǎn)次之,C點(diǎn)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(shí)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(shí)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(shí)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(shí)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(shí)A點(diǎn)的溫度與熱流隨時(shí)間的變化曲線??梢钥闯觯S著時(shí)間的推進(jìn),氣動(dòng)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(gè)穩(wěn)定值,氣動(dòng)-結(jié)構(gòu)-熱耦合達(dá)到平衡狀態(tài)。
圖16 A點(diǎn)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(shí)上下表面的靜溫(Static temperature)分布云圖??梢钥闯?,此時(shí)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(dòng)力、氣動(dòng)熱對(duì)結(jié)構(gòu)變形的影響,分別對(duì)結(jié)構(gòu)施加3種載荷:耦合載荷(氣動(dòng)力氣動(dòng)熱同時(shí)加載)、氣動(dòng)熱載荷和氣動(dòng)力載荷。選取B點(diǎn)沿y軸位移LyB表征結(jié)構(gòu)軸向變形,3種載荷對(duì)結(jié)構(gòu)軸向變形的影響如圖18所示??梢钥闯觯Y(jié)構(gòu)軸向變形主要由氣動(dòng)熱引起,氣動(dòng)力影響很小,可忽略不計(jì)。選取B點(diǎn)沿z軸位移LzB表征結(jié)構(gòu)法向變形,3種載荷對(duì)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(dòng)力和氣動(dòng)熱共同引起。
圖19 結(jié)構(gòu)法向變形Fig.19 Structure deformation along normal direction
針對(duì)超高速飛行器全動(dòng)平尾大迎角飛行時(shí)需大角度偏轉(zhuǎn)全動(dòng)尾翼配平而帶來(lái)的尾翼氣動(dòng)彈性問(wèn)題,采用計(jì)算流體力學(xué)/計(jì)算固體力學(xué)/計(jì)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(dòng)平尾的氣動(dòng)彈性響應(yīng)特性,重點(diǎn)針對(duì)大迎角下的氣動(dòng)響應(yīng)及結(jié)構(gòu)變形特點(diǎn)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(dòng)平尾的氣動(dòng)彈性特性,能夠用于研究全動(dòng)平尾大迎角下的氣動(dòng)響應(yīng)及結(jié)構(gòu)變形特點(diǎn)。
2)各迎角時(shí)的氣動(dòng)力系數(shù)曲線均出現(xiàn)波動(dòng),隨時(shí)間變化逐漸衰減至平衡位置。迎角越大,氣動(dòng)力系數(shù)曲線初始振幅越大,氣動(dòng)力系數(shù)減小的比例越大,隨時(shí)間衰減得越快。
3)全動(dòng)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(dòng)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(dòng)平尾最大應(yīng)力在迎角30°時(shí)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(jì)時(shí)在翼軸與全動(dòng)平尾接觸部位附近加強(qiáng),或在控制方案設(shè)計(jì)時(shí)限制全動(dòng)平尾的工作角度。
5)全動(dòng)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(dòng)熱引起,法向變形由氣動(dòng)力和氣動(dòng)熱共同引起。
6)熱力載荷耦合作用對(duì)全動(dòng)平尾部件氣動(dòng)結(jié)構(gòu)特性的影響在超高速飛行器總體設(shè)計(jì)時(shí)需重點(diǎn)關(guān)注,同時(shí)飛行器總體設(shè)計(jì)需對(duì)彈性氣動(dòng)修正和結(jié)構(gòu)熱防護(hù)設(shè)計(jì)等方面提出設(shè)計(jì)約束。