噴水試驗機桁桿系統(tǒng)氣動優(yōu)化設(shè)計

張鋒 宋銳紅

摘? ?要：基于理論估算，CFD分析和風(fēng)洞試驗，在桁桿系統(tǒng)總體布局的基礎(chǔ)上，通過優(yōu)化主桁桿剖面，確定小翼尺寸、安裝位置，解決了桁桿系統(tǒng)氣動優(yōu)化設(shè)計中的主要參數(shù)選擇。獲得了滿足系統(tǒng)需求的總體氣動外形，通過飛行試驗對設(shè)計進行了檢驗。

關(guān)鍵詞：噴水試驗機? 桁桿剖面? 小翼? 計算流體力學(xué)

中圖分類號：V216.8? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文獻標識碼：A? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? ? 文章編號：1674-098X（2019）05（c）-0024-06

結(jié)冰飛行試驗是飛機定型試飛的高風(fēng)險科目之一，傳統(tǒng)的結(jié)冰飛行試驗需要苛刻的氣象條件，ARJ-21飛機為了適航取證不得不遠赴北美進行自然結(jié)冰試驗，說明我們不具備可控的結(jié)冰飛行試驗條件。因此，研制不受氣象條件限制，可重復(fù)使用的結(jié)冰噴水試驗機，模擬結(jié)冰氣象微條件，對提升我國軍、民機防/除冰設(shè)計和定型試飛具有現(xiàn)實意義。

美國在20世紀50年代后期開始研究結(jié)冰噴水試驗機，距今已成功應(yīng)用于多種軍、民型號飛機的結(jié)冰飛行試驗和冰風(fēng)洞的驗證試驗[1]。本文研究的結(jié)冰噴水試驗機以運8飛機為載機平臺，在艙內(nèi)加裝結(jié)冰試驗裝置，在機身外圍加裝桁桿系統(tǒng)，通過小翼操縱桁桿系統(tǒng)的縱向運動，待桁桿系統(tǒng)穩(wěn)定在工作位置后，打開艙內(nèi)的結(jié)冰試驗裝置，在桁桿系統(tǒng)的噴頭后方形成人工模擬結(jié)冰微環(huán)境，為被試飛機提供結(jié)冰試驗所需的氣象環(huán)境，加快型號研制周期，縮減試飛成本，見圖1[2]。

在試驗機的研制過程中，桁桿系統(tǒng)的氣動布局設(shè)計不僅關(guān)系到桁桿系統(tǒng)能否正常收放，是否滿足結(jié)冰噴水的試驗要求，同時對載機的飛行性能、飛行品質(zhì)以及飛行安全有著較大的影響，成為改項目研制中的重點難點之一。

1? 桁桿系統(tǒng)總體布局設(shè)計

噴水試驗機桁桿系統(tǒng)為單自由度桁桿系統(tǒng)，主要由主桁桿、支撐桿、噴頭和小翼組成，總體布局如圖2所示。支撐桿為結(jié)構(gòu)強度設(shè)計所附加，噴頭為成品件，主桁桿和小翼為本次優(yōu)化設(shè)計的主要對象。經(jīng)分析，主要設(shè)計目標、限制條件和設(shè)計參數(shù)如下。

1.1 設(shè)計目標

（1）桁桿系統(tǒng)對載機的氣動特性影響盡可能小;

（2）小翼有足夠的操縱效率實現(xiàn)桁桿系統(tǒng)的正常收放;

（3）桁桿系統(tǒng)下放角度30°～40°。

1.2 設(shè)計限制

（1）桁桿系統(tǒng)的尺寸、布局應(yīng)與載機幾何協(xié)調(diào);

（2）主桁桿剖面厚度不小于240mm，以保證內(nèi)部管路、線路的空間需求。

1.3 設(shè)計參數(shù)

（1）主桁桿剖面形狀;

（2）小翼尺寸、安裝位置。

2? 主桁桿剖面優(yōu)化設(shè)計

噴水試驗機主桁桿類似硬桿式加油機的加油桿[2]，具有典型的二元特性，其剖面形式的選擇不僅決定了整個桁桿的氣動特性，而且對載機的飛行性能及品質(zhì)有著不可忽略的影響。

2.1 待選剖面

橢圓剖面由于具有二階光順、保凸性好、結(jié)構(gòu)簡單等優(yōu)點，是飛機整流外形常用的剖面形式，Kwon、Chitta、Benazza等對橢圓翼型升阻特性進行了數(shù)值計算研究[3-5]。翼型剖面也是氣動整流常用的剖面外形，當此剖面的長細比較小時會產(chǎn)生嚴重的氣流分離，甚至?xí)霈F(xiàn)升力線斜率反號的特殊現(xiàn)象[6]。變參數(shù)橢圓剖面位于橢圓剖面與翼型剖面之間，由于后緣較飽滿，可能具有相對較好的氣動特能。

分別選取翼型剖面，變參數(shù)橢圓剖面和橢圓剖面進行對比計算分析，其中翼型剖面采用NACA 0070翼型[7];橢圓剖面短軸/長軸比例為0.7;變參數(shù)橢圓剖面以30%為最大厚度點，前后分別使用Rho=0.414和0.35的二次曲線銜接而成，最大相對厚度保持70%。三種剖面厚度均為240mm，弦長約340mm，主桁桿長度8300mm，三種剖面形式見圖3。

通過CFD計算確定三種剖面桁桿的氣動特性。

計算狀態(tài)：高度H=4km，速度Vb=400km/h

計算構(gòu)型：主桁桿處于工作位置。

2.2 計算結(jié)果

圖4為主桁桿處于工作位置時，三種剖面形式的側(cè)力/阻力特性。圖5為三種剖面形式的流線圖。

橢圓剖面桁桿的側(cè)力隨側(cè)滑角的增大明顯大于翼型和變參數(shù)橢圓剖面，這對單自由度噴水試驗機設(shè)計而言，對整個桁桿系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)設(shè)計非常不利;主桁桿在工作位置時，橢圓剖面桁桿的阻力最大，翼型剖面次之，變參數(shù)橢圓剖面桁桿的阻力最小;無側(cè)滑時翼型、變參數(shù)橢圓和橢圓剖面的氣流分離點分別在55%、75%和80%弦長，變參數(shù)橢圓剖面具有較小的氣流分離區(qū)，產(chǎn)生振動的風(fēng)險相對較小。

在剖面弦長和厚度相同的基礎(chǔ)上，橢圓剖面、變參數(shù)橢圓剖面相對翼型剖面，其截面積和有效厚度有不同程度的增加，對于結(jié)構(gòu)設(shè)計有利。

綜合以上分析，變參數(shù)橢圓剖面具有綜合較優(yōu)的氣動和結(jié)構(gòu)特性，可作為主桁桿剖面的優(yōu)先選項。

3? 小翼尺寸及位置設(shè)計

小翼控制桁桿系統(tǒng)的收放運動，經(jīng)分析，在桁桿系統(tǒng)的收放過程中，當桁桿系統(tǒng)處于工作位置時，在氣動力的作用下，桁桿系統(tǒng)產(chǎn)生一個較大的上升旋轉(zhuǎn)力矩，需要小翼產(chǎn)生足夠的負升力來平衡該上升力矩。這就要求小翼擁有足夠的舵效，來實現(xiàn)桁桿系統(tǒng)的正常收放。

3.1 小翼舵效研究

小翼舵效主要由其升力和安裝位置決定，小翼的升力通過桁桿作用在桁桿系統(tǒng)的轉(zhuǎn)軸處，產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)力矩，以操縱桁桿系統(tǒng)的收放。同飛機俯仰力矩規(guī)定，小翼產(chǎn)生使飛機抬頭，桁桿系統(tǒng)下放的力矩為正。經(jīng)分析研究，公式（1）為小翼相對桁桿系統(tǒng)轉(zhuǎn)軸的舵面效率，由于升力產(chǎn)生使桁桿系統(tǒng)上收的力矩，故公式（1）為負值。

（1）

其中：CLa小翼的升力線斜率;

ρ小翼處的密度（對于低速不可壓流動，）;

kq小翼區(qū)域速度阻滯系數(shù);

小翼的面積;

L小翼25%氣動弦長距離桁桿系統(tǒng)轉(zhuǎn)軸的距離;

θ桁桿系統(tǒng)下放角度，θ=-18°～40°;

S機翼參考面積;

Ca機翼平均氣動弦長;

小翼為三維翼面，其流動特性不同于翼型剖面，存在展向流動，升力系數(shù)可通過公式（2）進行估算。

（2）

其中：小翼翼型的升力線斜率;

AR小翼展弦比，AR=4.5;

e效率因子，其典型值0.6～0.95之間，此處取0.8。

3.2 小翼尺寸及位置設(shè)計

經(jīng)CFD計算，在低速情況下，無小翼的桁桿系統(tǒng)處于工作位置（約35°）時，其旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)大約為-0.015，若平衡該力矩所需小翼的偏角為10°，則小翼的設(shè)計舵效應(yīng)為-0.0015。

假設(shè)小翼采用經(jīng)典的NA0012翼型，展弦比AR=4.5，展長b∈（1.5～3m），距離桁桿系統(tǒng)轉(zhuǎn)軸長度L∈（5～8m），根據(jù)公式（1），估算各種組合情況下小翼舵效如圖6所示。根據(jù)圖6的理論估算值，綜合考慮小翼舵效和桁桿系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計的相容性，取展長b=2.8m，弦長c=0.6m，安裝位置L=7.25m，作為小翼尺寸及位置的初始設(shè)計值，此時小翼舵效約為-0.0015。

4? CFD計算分析

4.1 計算模型

為減小網(wǎng)格量，提高計算效率，計算模型采用半模形式，計算網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，各網(wǎng)格模型均采用相同的參數(shù)設(shè)置，生成10層棱柱網(wǎng)格模擬飛機和桁桿系統(tǒng)的附面層，飛機第一層附面層網(wǎng)格高度為飛機平均氣動弦長的10-4量級，桁桿系統(tǒng)第一層附面層網(wǎng)格高度為小翼平均氣動弦長的10-4量級，相鄰兩層附面層厚度的比例為1.2，網(wǎng)格量大約為750萬。

桁桿系統(tǒng)模擬5個下放角度，分別為-18°，-9°，0°，20°，40°，在每個角度下，小翼角度分別設(shè)置為±12°，±6°，0°，共生成25套網(wǎng)格，圖7為桁桿系統(tǒng)下放角度θ=0°，小翼偏角δw=0°時的網(wǎng)格模型。

4.2 計算結(jié)果

圖8為飛行Ma=0.5，桁桿系統(tǒng)不同下沉角度時，其俯仰力矩系數(shù)隨小翼偏角的變化曲線。由計算結(jié)果可知：

（1）桁桿系統(tǒng)在不同角度下，其俯仰力矩系數(shù)隨小翼偏角的增加而較小，桁桿系統(tǒng)穩(wěn)定性較好。

（2）桁桿系統(tǒng)在-18°～20°的范圍內(nèi)，小翼有足夠的效率操縱桁桿系統(tǒng)。

（3）假設(shè)小翼的失速迎角為15°，通過外插延伸，可知該小翼可使桁桿系統(tǒng)最大下放到約-35°。

（4）當桁桿系統(tǒng)在收起狀態(tài)（θ=18°），小翼δw=-18°時，由于機身干擾，小翼上翼面處的流道變窄，小翼上翼面的壓力增量小于自由流中的理論增量，致使此時小翼的負升力增量小于自由流中的理論增量，這一負升力增量的減小降低了桁桿系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)。

（5）當桁桿系統(tǒng)平行與機身水平線（θ=0°）時，由于機身干擾使小翼處的氣流產(chǎn)生較大的上洗，增加了此處小翼的實際迎角，當δw=12°時，小翼上翼面出現(xiàn)氣流分離，此時升力增量小于自由流中的理論升力增量，使得此時桁桿系統(tǒng)的旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)增量減小。圖9為此時小翼上翼面氣流的分離情況。

5? 風(fēng)洞試驗驗證

5.1 試驗方法

為保證試驗數(shù)據(jù)的準確可信，模型采用反裝“增量法”安裝。反裝可避免風(fēng)洞支架對桁桿系統(tǒng)的干擾，使飛機腹部及桁桿系統(tǒng)處在無干擾影響的氣流中。“增量法”可避免整體模型支架扣除的誤差、模型其它方面帶來的誤差及試驗數(shù)據(jù)全量的修正誤差。

流場觀察試驗采用“絲線法”。

試驗風(fēng)速：測力試驗v≈70m/s，流場觀察試驗v≈40m/s。

試驗雷諾數(shù)：Re≈1.02×106。

模型支撐方式：前后兩點支撐。

5.2 主桁桿選型

圖11為主桁桿選型方案的阻力增量，試驗結(jié)果表明，桁桿系統(tǒng)下沉21°和42°時，變參數(shù)橢圓剖面桁桿相對翼型剖面桁桿減阻0.0007～0.0010，性能較優(yōu)，與CFD計算分析趨勢一致。

5.3 桁桿收放角度試驗

（1）桁桿下沉30°，小翼偏角-15°，正常飛行迎角αw=4°～12°時，桁桿系統(tǒng)旋轉(zhuǎn)力矩系數(shù)CR>0，并留有適當?shù)挠嗔?，可以實現(xiàn)下沉操縱;

（2）根據(jù)數(shù)據(jù)分析，小翼偏角-15°時，桁桿系統(tǒng)能夠下沉到36°，所以下沉限制偏角確定為36°。

6? 飛行試驗問題及解決辦法

（1）架次1：鎖止機構(gòu)開鎖后，桁桿系統(tǒng)未正常下放。

原因分析：桁桿系統(tǒng)在收起狀態(tài)，小翼預(yù)設(shè)角度δw=0°（平行與桁桿系統(tǒng)），根據(jù)CFD計算分析，此時桁桿系統(tǒng)的氣動合力產(chǎn)生一個使其上收的力矩，在未操縱小翼的情況下，無法實現(xiàn)正常下放。

（2）架次2：桁桿系統(tǒng)正常收放，實現(xiàn)了噴水作業(yè)與最大下放角度驗證。

2015年12月28日，15：06：48秒，試驗機實現(xiàn)了持續(xù)約4min的噴水作業(yè)，此時桁桿下放角度θ=23°，小翼偏角δw=-13°。

2015年12月28日，15：14：45秒，桁桿系統(tǒng)實現(xiàn)了持續(xù)大約20s的最大下沉角度驗證，此時桁桿下放角度穩(wěn)定在θ=32°，小翼偏角δw=-15°。

7? 結(jié)語

試驗機在氣動優(yōu)化設(shè)計過程中準確把握了桁桿系統(tǒng)特殊布局的技術(shù)特點，通過理論分析、CFD計算和風(fēng)洞試驗相結(jié)合的方式，解決了桁桿系統(tǒng)氣動優(yōu)化設(shè)計的主要參數(shù)選擇。主要結(jié)論如下。

（1）變參數(shù)橢圓剖面具有綜合較優(yōu)的氣動和結(jié)構(gòu)特性，選定為主桁桿的剖面形式。

（2）通過理論分析小翼舵效、結(jié)合CFD計算，確定了小翼的尺寸及位置。

（3）通過CFD計算和風(fēng)洞試驗，分析驗證了桁桿剖面的選型和桁桿系統(tǒng)的收放特性，為桁桿系統(tǒng)的飛行控制設(shè)計提供原始數(shù)據(jù)輸入。

（4）通過飛行試驗驗證了桁桿系統(tǒng)的設(shè)計，為進一步發(fā)展三自由度的噴水試驗機奠定了堅實的基礎(chǔ)。

參考文獻

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