飛翼布局飛行器舵面縫隙對操縱效率的影響

姚軍鍇,曹德一,何海波

(北京機(jī)電工程研究所,北京 100074)

飛翼布局飛行器舵面縫隙對操縱效率的影響

姚軍鍇*,曹德一,何海波

(北京機(jī)電工程研究所,北京 100074)

采用數(shù)值模擬方法分析了飛翼布局飛行器舵面縫隙對各舵面操縱效率的影響。結(jié)果表明：舵面縫隙使得內(nèi)側(cè)、外側(cè)升降副翼的操縱效率均有所降低，且舵面縫隙越大，操縱效率的降低量越多；有縫隙存在時(shí)開裂式方向舵的操縱效率比無縫隙高。內(nèi)、外側(cè)升降副翼操縱效率降低的原因是下表面氣流通過舵面縫隙流至上表面從而降低了上下表面壓力差和阻滯了主流；開裂式方向舵大舵偏時(shí)操縱效率增加的機(jī)理在于有縫隙時(shí)下翼面高壓氣流通過縫隙注入上翼面回流區(qū)從而降低回流范圍。

飛翼布局；舵面縫隙；操縱效率；數(shù)值模擬；開裂式方向舵

0 引 言

現(xiàn)代飛行器均布置有多組操縱面，在飛行器設(shè)計(jì)和制造過程中，操縱面與安定面之間有可能會存在一定的縫隙，縫隙的大小對于操縱效率的影響是操縱面設(shè)計(jì)的關(guān)鍵問題之一[1]。

飛翼布局飛行器取消了立尾和平尾，以多組操縱面控制飛行，機(jī)動飛行時(shí)，三軸力和力矩耦合嚴(yán)重，氣動力、力矩呈現(xiàn)出明顯的非線性特征[2-11]，因此操縱面的縫隙對于飛翼布局飛行器操縱特性的影響更大。

目前在飛機(jī)設(shè)計(jì)中主要通過風(fēng)洞試驗(yàn)[11-12]和數(shù)值模擬[12-15]方法確定操縱面縫隙的影響。風(fēng)洞試驗(yàn)是獲取操縱面氣動特性的主要方法，但受到模型尺寸的限制，操縱面與安定面之間的縫隙難以準(zhǔn)確模擬。數(shù)值模擬方法具有周期短、成本低和全尺寸模擬的特點(diǎn)，可作為風(fēng)洞試驗(yàn)的輔助手段對操縱面縫隙進(jìn)行設(shè)計(jì)。

國內(nèi)對飛行器操縱面縫隙的研究主要集中于舵面縫隙對熱流和鉸鏈力矩的影響。陳嘉陽[13]等人對高超聲速飛行器舵面縫隙的熱流進(jìn)行了研究，黃宗波[12]等人用風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬的方法分析了縫隙對鉸鏈力矩的影響。目前針對飛翼布局飛行器舵面縫隙對操縱性能影響的研究較少，而操縱性能是其操縱面設(shè)計(jì)中關(guān)注的重點(diǎn)問題，進(jìn)行操縱面縫隙對操縱性能影響的研究十分必要。本文采用數(shù)值模擬方法，對某飛翼布局飛行器操縱面縫隙的影響進(jìn)行了研究，分析了舵面縫隙尺寸對于不同舵面操縱性能的影響。

1 控制方程與數(shù)值方法

1.1 控制方程

三維非定?？蓧嚎sN-S方程在曲線坐標(biāo)系中的形式[16]為：

式中，Q表示守恒變量矢量；F、G和H分別表示ξ、η和ζ方向的無黏通矢量；FV、GV和HV表示黏性通矢量。湍流的模擬采用兩方程k-ω湍流模型。

1.2 數(shù)值方法與驗(yàn)證

控制方程采用有限體積法求解，黏性通量采用中心差分格式進(jìn)行離散，無黏通量采用Roe-FDS格式進(jìn)行離散。遠(yuǎn)場為無反射邊界條件，物面為無滑移條件。

為了驗(yàn)證本文數(shù)值方法的精度，選用AIAA HiLift PW-1標(biāo)模的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果[17]。進(jìn)行對比計(jì)算模型和網(wǎng)格如圖1所示，半模網(wǎng)格總數(shù)220×106。為準(zhǔn)確獲取縫隙內(nèi)的流動，對縫隙區(qū)分布了12層網(wǎng)格進(jìn)行了加密。計(jì)算條件見表1。

表1 計(jì)算條件Table 1 Calculation condition

圖2給出了z/b=0.861截面的壓力系數(shù)與試驗(yàn)值進(jìn)行對比，其中b為展長。由結(jié)果可見，截面壓力系數(shù)計(jì)算值與試驗(yàn)值吻合較好，說明本文的計(jì)算方法能夠滿足分析所需的精度要求，采用本方法進(jìn)行后續(xù)研究可行。

2 計(jì)算模型與狀態(tài)

研究對象為飛翼布局飛行器，如圖3所示。該飛行器配置有三組操縱面，分別為內(nèi)側(cè)升降副翼、外側(cè)升降副翼和開裂式方向舵，內(nèi)側(cè)升降副翼主要用來控制飛行器的俯仰運(yùn)動；外側(cè)升降副翼主要用來控制飛行器的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動；開裂式阻力方向舵單側(cè)偏轉(zhuǎn)時(shí)控制飛行器的偏航運(yùn)動，雙側(cè)同時(shí)偏轉(zhuǎn)時(shí)作為減速板使用。

定義舵面前緣距離主翼面間的最小距離為舵面縫隙，記為h，本文選取三種舵面縫隙，分別為h=0 mm、10 mm、15 mm。舵面的操縱效率定義為有舵偏狀態(tài)的氣動力、力矩系數(shù)減去0°舵偏狀態(tài)的氣動力、力矩系數(shù)。

采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行研究，為準(zhǔn)確捕捉縫隙流動，對縫隙附近網(wǎng)格進(jìn)行加密，網(wǎng)格總數(shù)為2.29×106。計(jì)算馬赫數(shù)為0.6，高度10 km，采用俄式坐標(biāo)系，舵偏正負(fù)定義為正舵偏產(chǎn)生負(fù)力矩。

3 計(jì)算結(jié)果及分析

首先針對內(nèi)側(cè)升降副翼有無縫隙情況下的操縱效率進(jìn)行分析。圖4給出了內(nèi)側(cè)升降副翼不同舵偏時(shí)操縱面縫隙對操縱效率的影響。

從圖4可見，相同舵偏角下，內(nèi)側(cè)升降副翼15 mm舵面縫隙的操縱效率比10 mm縫隙的操縱效率小2%～7%，10 mm舵面縫隙的操縱效率比無縫情況下的操縱效率小16%～33%，且縫隙的存在對負(fù)舵偏操縱效率的影響比正舵偏更大。

圖5給出了外側(cè)升降副翼作副翼時(shí)不同舵偏操縱面縫隙對操縱效率的影響。

由圖5可知，外側(cè)升降副翼相同舵偏角下，15 mm舵面縫隙的操縱效率比10 mm縫隙的操縱效率小3%～7%，10 mm舵面縫隙的操縱效率比無縫情況下的操縱效率小12%～17%。

綜合來看，相對于舵面無縫狀態(tài)，10 mm舵面縫隙對內(nèi)側(cè)、外側(cè)升降副翼的操縱效率影響量在12%～33%，15 mm舵面縫隙對內(nèi)側(cè)、外側(cè)升降副翼的操縱效率影響量在14%～38%。

舵面縫隙是否會對開裂式方向舵產(chǎn)生同樣的影響？圖6給出了左側(cè)開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)時(shí)，舵面縫隙對其操縱效率的影響。

從圖6可以看出，對開裂式方向舵而言，10 mm舵面縫隙與15 mm舵面縫隙的操縱效率基本一致。與內(nèi)側(cè)、外側(cè)升降副翼不同，有縫隙存在下的操縱效率比無縫隙的操縱效率高，在40°舵偏角以下這種現(xiàn)象不明顯，當(dāng)舵偏角大于40°，10 mm縫隙和15 mm縫隙的操縱效率比無縫隙情況下的大2%～5%。

根據(jù)上面分析，對于內(nèi)、外側(cè)升降副翼來說，有縫隙存在時(shí)其操縱效率比無縫隙情況低，且縫隙越大操縱效率越低；而對于開裂式方向舵而言，有縫隙存在時(shí)的操縱效率比無縫隙高。下面對這種現(xiàn)象產(chǎn)生的原因進(jìn)行分析。

截取距離機(jī)身對稱面z=1.5 m、3.3 m和4.5 m三個平面，如圖3所示。圖7給出了4°攻角，內(nèi)側(cè)升降副翼-20°舵偏時(shí)z=1.5 m截面的壓力系數(shù)云圖和流線圖。圖8給出了4°攻角，外側(cè)升降副翼20°舵偏時(shí)z=3.3 m截面的壓力系數(shù)云圖和流線圖。圖9給出了4°攻角，開裂式方向舵60°舵偏時(shí)z=4.5 m截面的壓力系數(shù)云圖和流線圖。

由圖7～圖9可見，對于內(nèi)側(cè)和外側(cè)升降副翼來說，縫隙的存在使得上下翼面間存在竄流，舵面壓力較高面的氣流通過縫隙流入較低面，這樣一方面減小了舵面上下表面的壓力差，另一方面通過縫隙流入的氣流在流出時(shí)對主流形成了一定阻滯，造成主流沿壁面法相速度增加，由此引起舵面吸力面的流動出現(xiàn)分離回流，從而降低了舵面的操縱效率。對于開裂式方向舵而言，在舵偏較大時(shí)，由于舵面造成的氣流阻滯使得上下表面均存在回流區(qū)，有縫隙時(shí)，下翼面的高壓氣流通過縫隙加速流動到上翼面，在上翼面回流區(qū)內(nèi)注入了沿舵表面切向的氣流速度，使得回流區(qū)的范圍顯著縮小，無縫隙時(shí)，上下舵面的回流區(qū)更大，而不論縫隙存在與否在開裂式方向舵的后表面均為流動死水區(qū)，因而縫隙的存在使得開裂式方向舵在大舵偏時(shí)的操縱效率反而有所增加。

4 結(jié) 論

本文通過數(shù)值模擬的方法，分析了舵面縫隙對飛翼布局飛行器舵面操縱效率的影響，得到的主要結(jié)論如下：

1) 舵面縫隙使得內(nèi)側(cè)、外側(cè)升降副翼的操縱效率均有所降低，且舵面縫隙越大，操縱效率的降低量越多，15 mm舵面縫隙使內(nèi)側(cè)、外側(cè)升降副翼的操縱效率相對于無縫隙狀態(tài)降低14%～38%；

2) 舵面縫隙對開裂式方向舵操縱效率的影響與內(nèi)、外側(cè)升降副翼不同，有縫隙存在時(shí)的操縱效率比無縫隙高，且在大舵偏時(shí)這種現(xiàn)象更加明顯；

3) 內(nèi)、外側(cè)升降副翼下表面氣流通過舵面縫隙流至上表面從而降低了操縱面上下表面的壓力差和阻滯了主流并造成吸力面流動分離是其操縱效率降低的原因；有縫隙時(shí)下翼面高壓氣流通過縫隙注入上翼面回流區(qū)從而降低回流范圍是開裂式方向舵大舵偏時(shí)操縱效率增加的原因。

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Gapinfluenceonrudderefficiencyofflyingwingaircraft

YAO Junkai*,CAO Deyi,HE Haibo

(BeijingResearchInstituteofMechanicalandElectricalTechnology,Beijing100074,China)

This paper investigated the influence of rudder gap size on rudder efficiency of different rudder on flying wing aircraft using numerical simulation method.Result indicates that the rudder efficiency of inboard and outboard elevon is reduced because of rudder gap,and the bigger the gap size the more rudder efficiency decreases.Compared with that in no gap condition,the efficiency of split rudder is higher when rudder gap exists.The inboard and outboard elevon efficiency decrease caused by rudder gap can be attributed to the fact that the airflow of lower surface go through the gap to the upper surface,leading to the reduction of the pressure differences between the upper and lower surface,so as to block the main flow.The mechanism of split rudder efficiency increase at high deflection angle can be explained by the fact that high pressure airflow at the lower surface go through the gap and inject into reflux zone at upper surface.This flow phenomenon results in the reduced reflux range.

flying wing; rudder gap; rudder efficiency; numerical simulation; split rudder

0258-1825(2017)06-0850-05

V211.46

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0088

2015-07-17;

2015-10-28

姚軍鍇*(1989-)，男，陜西西安人，碩士，工程師，研究方向：飛行器氣動布局設(shè)計(jì).E-mail：yjk1031@163.com

姚軍鍇,曹德一,何海波.飛翼布局飛行器舵面縫隙對操縱效率的影響[J].空氣動力學(xué)學(xué)報(bào),2017,35(6):850-854.

10.7638/kqdlxxb-2015.0088 YAO J K,CAO D Y,HE H B.Gap influence on rudder efficiency of flying wing aircraft[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):850-854.