翼型彎度變化自適應(yīng)規(guī)律研究

董彥非，賀一帆

(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，西安 710077)

0 引言

目前現(xiàn)役的固定翼飛機(jī)機(jī)翼的翼型在飛行過(guò)程中的彎度都是保持不變的。但是飛機(jī)高速和低速性能對(duì)機(jī)翼彎度要求相互矛盾，所以設(shè)計(jì)飛機(jī)時(shí)會(huì)對(duì)翼型的選擇做一定的取舍，一般會(huì)選擇在主要飛行條件下有較好升阻比的翼型[1]，這樣就導(dǎo)致飛機(jī)在主要飛行任務(wù)區(qū)之外的高度和速度范圍內(nèi)空氣動(dòng)力特性較差。

為了適應(yīng)不同飛行條件對(duì)機(jī)翼彎度的要求，出現(xiàn)了變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)的方法。已有的變彎度技術(shù)主要集中在對(duì)機(jī)翼前后緣彎度的改變[2]，還沒(méi)有看到對(duì)翼型全面變彎度規(guī)律的研究文獻(xiàn)。機(jī)翼翼型全尺寸變彎度技術(shù)目前還需要克服變體結(jié)構(gòu)復(fù)雜、重量較大、蒙皮摩擦阻力大、承載能力差等問(wèn)題[3-10]如果能實(shí)現(xiàn)機(jī)翼全面變彎度，會(huì)對(duì)飛機(jī)的飛行性能產(chǎn)生較大提升。

本文主要研究固定翼飛機(jī)隨飛行速度和高度變化，機(jī)翼彎度對(duì)飛機(jī)升力和阻力特性的影響，通過(guò)計(jì)算分析得出不同速度和高度下最佳彎度自適應(yīng)規(guī)律，為彎度自適應(yīng)機(jī)翼設(shè)計(jì)提供基礎(chǔ)。

1 彎度自適應(yīng)規(guī)律研究

1.1 翼型的選取

機(jī)翼是為飛機(jī)提供升力的重要部件。翼型是機(jī)翼截面的基本構(gòu)型，是指在機(jī)翼上與前緣垂直的剖面形狀。翼型幾何參數(shù)對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)特性和飛行性能有重要影響[11]。

自適應(yīng)變彎度機(jī)翼對(duì)大型客機(jī)與運(yùn)輸機(jī)的空氣動(dòng)力特性提升較大，能夠有效提高燃油經(jīng)濟(jì)性。這里選擇典型的跨聲速超臨界的翼型DFVLRR-4。根據(jù)翼型原始外形數(shù)據(jù)計(jì)算得到中弧線之后，再對(duì)應(yīng)計(jì)算出翼型的彎度與彎度相對(duì)位置。

為了研究翼型彎度和彎度相對(duì)位置所受影響，根據(jù)DFVLRR-4 翼型的數(shù)據(jù)，選擇兩組翼型進(jìn)行CFD仿真。第一組對(duì)應(yīng)改變彎度的相對(duì)位置，選擇翼型：NACA2213，NACA2313，NACA2413，NACA2513，NACA2613，NACA2713，NACA2813。第二組進(jìn)行擴(kuò)展來(lái)觀察彎度相對(duì)位置，選擇翼型NACA4315，NACA4415，NACA4515，NACA4615，NACA4715，NACA4815，NACA4915。

1.2 建立翼型模型并生成網(wǎng)格

為了研究翼型彎度在不同來(lái)流速度、飛行高度條件下的空氣動(dòng)力特性，尤其是升阻力特性的變化規(guī)律，首先運(yùn)用CATIA軟件分別建立不同彎度的兩組二維翼型模型，為之后進(jìn)行的CFD仿真模擬計(jì)算做好準(zhǔn)備。

通過(guò)流場(chǎng)相應(yīng)的位置構(gòu)建出相對(duì)應(yīng)的離散點(diǎn)，然后通過(guò)這些離散點(diǎn)的組合總和成相應(yīng)的網(wǎng)格[12]。網(wǎng)格的數(shù)量與質(zhì)量會(huì)直接影響到CFD的數(shù)值模擬。

目前常用的網(wǎng)格有三種類(lèi)型[13-14]：C型網(wǎng)格、O型網(wǎng)格和H型網(wǎng)格，本文主要采用C型網(wǎng)格，C型網(wǎng)格如圖1所示。

對(duì)翼型處的網(wǎng)格進(jìn)行加密，能更好地模擬邊界層的空氣流動(dòng)，對(duì)向遠(yuǎn)場(chǎng)方向可進(jìn)行一定倍率的放大減小網(wǎng)格數(shù)量以便后續(xù)計(jì)算，向遠(yuǎn)場(chǎng)方向可逐漸變稀[15]。優(yōu)化以后調(diào)整網(wǎng)格結(jié)構(gòu)使網(wǎng)格結(jié)構(gòu)能夠更接近矩形，因?yàn)橛?jì)算的是二維翼型，結(jié)構(gòu)都較為簡(jiǎn)單，網(wǎng)格質(zhì)量應(yīng)保證在0.9～1.0之間，優(yōu)化后的網(wǎng)格質(zhì)量如圖2所示。

圖1 C型網(wǎng)格

圖2 優(yōu)化后的網(wǎng)格質(zhì)量

1.3 仿真條件設(shè)置

設(shè)置1000 m高度為起飛降落的環(huán)境，空氣壓力為89876.3 pa、溫度281.651 K；選擇5000 m和8000 m作為爬升和巡航條件。在5000 m的條件下空氣密度和溫度分別為54048.3 pa、255.676 K，8000 m的空氣密度和溫度條件分別是35651.6 pa 、236.215 K。

飛行速度Ma設(shè)定為0.1～0.8。因?yàn)镸a大于0.8以后翼型進(jìn)入跨聲速流場(chǎng)，此時(shí)的機(jī)翼表面存在局部超聲速流，翼面上也會(huì)出現(xiàn)激波。

在超聲速流動(dòng)中，翼型彎度只產(chǎn)生阻力而不再提供升力。在超聲速的時(shí)候盡量使翼型彎度為0(成為對(duì)稱(chēng)翼型)。

1.4 彎度影響分析

首先分析Ma對(duì)翼型的影響。對(duì)兩組數(shù)據(jù)所計(jì)算得出的數(shù)據(jù)進(jìn)行匯總并畫(huà)出折線圖，其中線條的數(shù)值對(duì)應(yīng)著翼型的相對(duì)彎度值，第一組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系如圖3所示，第二組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系如圖4所示，其中每組圖的迎角為0°、2°和4°時(shí)升力系數(shù)與Ma的關(guān)系。

迎角為0°

迎角為2°

迎角為4°圖3第一組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系

從圖3和圖4中可看出，在Ma為0.1～0.4時(shí)翼型的升力系數(shù)為線性增長(zhǎng)，并且彎度越大的翼型在此區(qū)間有著比其他彎度更大的升力系數(shù)。當(dāng)Ma增大到0.5以后，彎度的影響出現(xiàn)了反作用，第一組數(shù)據(jù)在Ma=0.5～0.6時(shí)出現(xiàn)了交匯，第二組數(shù)據(jù)在Ma=0.6～0.7時(shí)樣條線出現(xiàn)交會(huì)，從曲線圖能看出，彎度較小的機(jī)翼在高M(jìn)a下有著優(yōu)于彎度相對(duì)值較大的升力特性。

第二組翼型的阻力系數(shù)與Ma的關(guān)系如圖5所示，由圖5看出，阻力系數(shù)在Ma=0.1～0.4時(shí)增長(zhǎng)都較為平緩，在Ma為0.5以后會(huì)出現(xiàn)較大增幅增長(zhǎng)。因?yàn)殡S著Ma的不斷增大翼型會(huì)出現(xiàn)氣流分離，產(chǎn)生脫體渦從而使翼型的升力降低，阻力增大。

迎角為0°

迎角為2°

迎角為4°

圖4 第二組翼型的升力系數(shù)與Ma的關(guān)系

第二組機(jī)翼升阻比與Ma的關(guān)系如圖6所示，結(jié)合圖6可知，飛行過(guò)程中在Ma=0.1～0.4時(shí)升阻比近似于線性，在Ma為0.5左右時(shí)出現(xiàn)峰值，但增長(zhǎng)率較低速時(shí)有明顯下降。當(dāng)Ma>0.5時(shí)翼型的升阻比出現(xiàn)明顯下降。相對(duì)彎度較大時(shí)，低速飛行都有較好的升阻比，故在低速飛行時(shí)應(yīng)當(dāng)選擇較大的彎度來(lái)作為此階段飛行的彎度。當(dāng)飛行速度在Ma=0.5～0.7時(shí)，彎度選擇在3 %～5 %，當(dāng)飛行速度Ma為0.8及以上時(shí)彎度應(yīng)為1 %～2 %，當(dāng)飛機(jī)進(jìn)入超聲速飛行時(shí)彎度應(yīng)為0 %。

飛機(jī)在起飛著陸階段會(huì)有較大的迎角產(chǎn)生，第二組翼型升力系數(shù)與迎角的關(guān)系如圖7所示，由圖7可知，升力系數(shù)隨著迎角變化，因?yàn)樵谄痫w和著陸階段速度不會(huì)過(guò)大，所以只計(jì)算了較低Ma時(shí)角度對(duì)升力的影響。根據(jù)圖7可知，迎角改變的大小對(duì)翼型彎度所產(chǎn)生升力的影響較小。

圖6 第二組升阻比與Ma的關(guān)系

圖7 第二組升力系數(shù)與迎角的關(guān)系

1.5 彎度相對(duì)位置的影響分析

第一組彎度相對(duì)位置對(duì)升力系數(shù)的影響如圖8所示，第一組升阻比與Ma的關(guān)系如圖9所示，第一組升阻比與迎角的關(guān)系如圖10所示。結(jié)合圖8、圖9和圖10的結(jié)果可以得出以下規(guī)律：彎度的相對(duì)位置越往后移動(dòng)，下翼面的壓力越大，從而導(dǎo)致上下翼面的壓差增大，使機(jī)翼的升力增大。自適應(yīng)變彎度機(jī)翼的彎度相對(duì)位置處于大于50 %時(shí)，雖然升力系數(shù)都會(huì)因?yàn)閴翰钤龃蠖龃螅珯C(jī)翼的阻力系數(shù)也會(huì)在迎角大于4°時(shí)出現(xiàn)激增，此時(shí)升力系數(shù)的增加量遠(yuǎn)小于阻力系數(shù)的增加量，從而使得機(jī)翼的升阻比急劇變小。所以當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行小角度巡航時(shí)，彎度的相對(duì)位置后移較好，但當(dāng)飛機(jī)做爬升時(shí)，彎度的相對(duì)位置會(huì)影響到升阻比，所以當(dāng)飛機(jī)在爬升時(shí)應(yīng)該將相對(duì)彎度的位置前移。

圖8 第一組彎度相對(duì)位置對(duì)升力系數(shù)的影響

圖9 第一組升阻比與Ma的關(guān)系

圖10第一組升阻比與迎角的關(guān)系

1.6 飛行高度對(duì)翼型的影響

選擇Ma為0.3和0.5進(jìn)行計(jì)算，對(duì)得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行匯總，第一組翼型在Ma=0.3 時(shí)高度和升力系數(shù)的關(guān)系如圖11，第一組翼型在Ma=0.5 時(shí)高度和升力系數(shù)的關(guān)系如圖12所示。由圖發(fā)現(xiàn)高度對(duì)升力沒(méi)有明顯的影響，因?yàn)轱w行高度的增加，空氣密度降低，溫度也隨著降低，所以升力系數(shù)也變小了。但隨著高度的改變翼型的升力系數(shù)沒(méi)有明顯的交疊。通過(guò)目前有限的仿真結(jié)果分析未發(fā)現(xiàn)彎度變化對(duì)不同高度的機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。

圖11 第一組翼型在Ma=0.3 時(shí)高度和升力系數(shù)的關(guān)系

圖12 第一組翼型在Ma=0.5 時(shí)高度和升力系數(shù)的關(guān)系

1.7 彎度自適應(yīng)規(guī)律

對(duì)前面的數(shù)據(jù)進(jìn)行匯總分析得到相對(duì)彎度值隨Ma變化的建議區(qū)域圖如圖13所示，彎度相對(duì)位置隨迎角變化的建議區(qū)域圖如圖14所示。用這兩張圖進(jìn)行相對(duì)彎度與彎度的相對(duì)位置的建議。

圖13中兩條折線所包圍的面積為自適應(yīng)變彎度機(jī)翼在不同速度下建議的設(shè)計(jì)大小。上線為設(shè)計(jì)上限，下線為設(shè)計(jì)下限。兩條線之間的陰影部分為指導(dǎo)區(qū)間，設(shè)計(jì)的自適應(yīng)變彎度機(jī)翼的彎度大小在陰影部分就能獲得一個(gè)較為優(yōu)良的氣動(dòng)特性。圖14其意義相同。

根據(jù)兩張指導(dǎo)圖給出自適應(yīng)變彎度機(jī)翼的設(shè)計(jì)建議：自適應(yīng)變彎度機(jī)翼設(shè)計(jì)在不同的飛行條件下保持彎度與彎度的相對(duì)位置在圖中陰影區(qū)域時(shí)，都能有較為良好的升阻比。

圖13 相對(duì)彎度值隨Ma變化的建議區(qū)域

圖14 彎度相對(duì)位置隨迎角變化的建議區(qū)域

2 結(jié)論

根據(jù)前面的仿真計(jì)算和分析，可以得到以下初步結(jié)論。

彎度變化的影響：

(1)當(dāng)飛機(jī)處于小角度爬升和Ma小于0.5的飛行時(shí)，應(yīng)采用7 %～9 %的翼型彎度，彎度對(duì)翼型帶來(lái)的主要影響為增大最大升力系數(shù)使翼型的升阻比增大。

(2)當(dāng)飛機(jī)的Ma超過(guò)0.5以后，此時(shí)僅僅增加彎度會(huì)使升力系數(shù)增大的同時(shí)也使阻力系數(shù)進(jìn)一步增加。需要對(duì)升阻比的具體數(shù)值做對(duì)比，選擇有較優(yōu)升阻比的翼型，故彎度適當(dāng)下降到3 %～5 %。

(3)當(dāng)飛機(jī)在Ma為0.8以上時(shí)，由于出現(xiàn)了局部激波，使得彎度對(duì)阻力系數(shù)的影響進(jìn)一步增大，所以彎度應(yīng)該下降到1 %～2 %。

(4)當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行超聲速飛行時(shí)彎度在此時(shí)已不能起到產(chǎn)生升力的作用，彎度應(yīng)變?yōu)? % 。

對(duì)彎度相對(duì)位置影響：

(1)在做小角度爬升或巡航時(shí)，根據(jù)不同機(jī)翼的需求，翼型的彎度相對(duì)位置在70 %～90 %弦長(zhǎng)位置的時(shí)候，升阻比有較大的提升。

(2)在做大迎角機(jī)動(dòng)時(shí)，彎度的相對(duì)位置會(huì)使得阻力系數(shù)急劇增大導(dǎo)致升阻比降低。應(yīng)在4°～8°時(shí)逐漸從60 %降低到20 %，在8°以后應(yīng)繼續(xù)前移彎度相對(duì)位置但要保持一定的前緣氣動(dòng)外形。

(3)在飛機(jī)進(jìn)行超聲速飛行時(shí)，彎度因?yàn)橐呀?jīng)降低到0 %，故彎度的相對(duì)位置已經(jīng)不對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)外形起到影響。

通過(guò)目前有限的仿真結(jié)果分析未發(fā)現(xiàn)彎度變化對(duì)不同高度的機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響。

本文的計(jì)算結(jié)果和結(jié)論僅是在當(dāng)前數(shù)據(jù)和計(jì)算條件下的初步分析，相關(guān)結(jié)論還需要進(jìn)一步的大樣本計(jì)算和風(fēng)洞吹風(fēng)等試驗(yàn)的支撐。