鴨翼 /邊條對融合體型機身大攻角氣動特性影響

范國磊 鄧學鎣 王延奎 田 偉

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院,北京 100191)

鴨翼 /邊條對融合體型機身大攻角氣動特性影響

范國磊 鄧學鎣 王延奎 田 偉

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院,北京 100191)

通過對融合體型機身進行表面測壓和 PIV(Particle Image Velocimetry)流動顯示實驗,研究了大攻角下鴨翼/邊條對機身氣動特性的影響規律.結果表明:加裝鴨翼后攻角小于 50°時機頭區流動變化不大,超過 50°攻角后,機頭區法向力顯著下降,并且隨著攻角增加受影響區域向頭部方向擴大;加裝鴨翼致使鴨翼區截面法向力大幅增加.加裝邊條改善了邊條區流動,邊條渦對機頭渦產生有利誘導,增大了邊條區法向力.加裝邊條/鴨翼時,對機頭區及鴨翼區流場的影響由鴨翼起主控作用,對邊條區流場的影響由邊條起主控作用.

融合體型機身;大攻角;氣動特性

大攻角機動乃至過失速機動能力已經成為現代戰機的重要技術指標,采用常規圓截面前機身的飛機進行大攻角機動時會引起機體橫側向偏離、機翼搖滾、下沖等復雜甚至不可控的飛行現象.融合體型機身由于具備增加升力、降低雷達散射面積、推遲失速、提高大攻角下橫側向穩定性等多項優異性能[1-2],愈來愈受到人們的關注.

文獻[3]對融合體型機身的幾何參數影響進行了系統的研究;文獻[4-6]對常規旋成體機身與融合體型機身在大攻角下的背渦結構、氣動特性、渦破裂位置及 Re數效應等問題均進行了對比研究;文獻[7]得出,融合體型機身背渦與大后掠三角翼的前緣渦結構極為類似,流動在機身尖側緣產生分離形成自由剪切層,自由剪切層持續卷起形成背風渦.大攻角下背風渦沿軸向從前向后不斷抬升遠離物面,當攻角增大到一定程度后,背風渦由模型后端開始破裂,并隨攻角增加破裂點沿軸向不斷前移.

上述研究均是對融合體型單獨機身氣動特性規律的探尋,實際飛行過程中飛機各部附件是互相影響互相干擾的,飛機的氣動特性是一個耦合的結果.本文即以某現代飛機布局為基礎,取出其前體機身部分,分別加裝鴨翼邊條,分析其加裝前后對融合體型機身氣動特性的影響規律.

1 實驗模型和設備

1.1 實驗模型

本研究以實驗為手段,通過表面測壓并結合PIV(Particle Image Velocimetry)流動顯示的方法展開研究.實驗模型取用現代戰機布局前機身部分,包含鴨翼和邊條,模型為測壓模型,如圖 1所示共設置 8個測壓截面.本文中涉及到的截面法向力均是在截面上進行壓力積分的結果.前體機身分為 3個區域,自頭尖部至鴨翼前緣尖點處定義為機頭部,其中鴨翼前緣尖點所在截面 x/D=1.76;從鴨翼前緣尖點至鴨翼后緣根部定義為鴨翼區,其中鴨翼后緣根部所在截面 x/D=2.72;沿軸向繼續向后延伸,至邊條末端定義為邊條區,邊條末端所在截面 x/D=3.76.

圖1 模型視圖

1.2 實驗設備及條件

實驗是在北京航空航天大學 D4常規低速風洞開口段中完成的,開口段長寬高分別為2.5,1.5,1.5m,自由來流湍流度為 0.08%,最大風速60m/s.壓力采集設備是 PSI公司的 Model 9816智能壓力掃描閥測壓系統,壓力傳感器量程為1psi(6894.8Pa),測量精度 0.05%.本次實驗風速 30m/s,對應雷諾數為 Re=2.55×105.

PIV設備采用 Dantec公司的 PIV系統,主要由激光器系統、相機、粒子發生器、幀抓取器、同步板和 FlowManager軟件等組成.根據文獻[7]及本文實驗驗證,雷諾數變化不會對融合體型機身的流動形態產生影響.由于當風速達到 30m/s時,PIV激光頭發生震動,片光不穩定,對相機拍攝造成一定干擾,因此本文所有 PIV圖片均是在風速V=15m/s(對應 Re=1.27×105)下獲得.

1.3 坐標系定義

坐標系定義如圖 1所示,以頭尖部為坐標原點,沿模型對稱面向后為 x軸,由后向前看,垂直對稱面向右為 y軸,垂直 xy面豎直向上為 z軸.截面測壓點坐標定義如圖 2所示,b為測壓點所在截面的最大寬度,y為測壓點的 y軸坐標值,左右迎風側測壓點坐標分別為 -2-2y/b和 2-2y/b,背風側測壓點坐標為 2y/b.積分所得的截面法向力與 z軸同向為正,反向為負.

圖2 截面測壓點坐標定義方式(由后向前看)

2 實驗結果及分析

圖3為 V=30m/s時,不同攻角狀態下截面法向力 Cn沿軸向分布曲線.

2.1 鴨翼、邊條對機頭區氣動特性影響規律

2.1.1 鴨翼影響規律

攻角小于 50°時鴨翼對機頭區基本無影響,截面法向力曲線趨向重合;超過 50°之后,截面法向力顯著下降,隨攻角增加受影響區域逐漸向頭部方向擴展.如圖 4所示,攻角 30°時無論是否加裝鴨翼,機身背渦均在背風側誘導生成一對基本對稱的吸力峰;攻角 60°時單獨機身狀態背風渦仍存在,但加裝鴨翼后鴨翼的干擾作用使得背風側壓力分布曲線呈平臺狀,故法向力大幅下降.

2.1.2 邊條影響規律

加裝邊條與單獨機身狀態的法向力曲線在整個大攻角區間始終重合在一起.這是由于邊條距機頭區較遠,生成的邊條渦對機頭區流動無影響.圖 4顯示 V=30 m/s,攻角分別為 30°和 60°,x/D=1.45時截面加裝邊條與否截面壓力 Cp分布曲線.

2.1.3 鴨翼/邊條影響規律

攻角小于 50°時,加裝鴨翼/邊條時法向力曲線同其他 3種狀態基本重合,說明鴨翼、邊條對機頭區流場均無影響;攻角大于 50°后,邊條對機頭區流動無影響,鴨翼起主控作用,加鴨翼/邊條對機頭區影響同加鴨翼相似.

圖3 不同攻角下Cn沿軸向分布

2.2 鴨翼、邊條對鴨翼區氣動特性影響規律

2.2.1 鴨翼影響規律

如圖 5所示,單獨機身時來流在尖側緣處分離形成自由剪切層,剪切層不斷卷起形成機身背渦.加鴨翼后,鴨翼區來流無法卷入機身渦,背渦渦量大幅下降并提前破裂.但是鴨翼區機身背渦距物面較遠,渦破裂對背風側壓力影響不大,由于鴨翼對來流的“阻滯”作用,迎風側壓力大增,故截面法向力大幅度增加.

圖4 V=30m/s,x/D=1.45時 Cp分布

圖5 45°攻角,x/D=1.93時 Cp分布及渦量云圖

2.2.2 邊條影響規律

圖6為 V=30m/s,攻角分別為 35°和 65°,x/D=1.93時 Cp分布曲線.攻角小于 50°時,邊條渦對機身渦產生有利誘導,背風側吸力增加,而迎風側壓力不變,因此法向力增加;攻角大于 50°之后,背渦在鴨翼區已經破裂,壓力分布呈平臺狀分布,邊條對鴨翼區流動無影響,加邊條與單獨機身時壓力分布相同.

2.2.3 鴨翼/邊條影響規律

攻角小于 50°時,加裝鴨翼或邊條均能使法向力增加,而加裝鴨翼/邊條比單獨加裝鴨翼時法向力又有一定的提升;攻角大于 50°后,邊條對鴨翼區影響大幅減弱,此時鴨翼起主控作用,加鴨翼同加鴨翼/邊條的法向力曲線近似重合.

圖6 V=30m/s,x/D=1.93時 Cp分布

2.3 鴨翼、邊條對邊條區氣動特性影響規律

2.3.1 鴨翼影響規律

圖7為 V=30m/s,攻角分別為 40°和 60°,x/D=2.9時 Cp分布曲線,加鴨翼后,迎風側壓力微增,背風側吸力微增,故法向力小幅增加,即如圖3顯示,在整個大攻角區間,加鴨翼使得法向力小幅增加.

2.3.2 邊條影響規律

如圖 7、圖 8所示,單獨機身時,背風側卷起形成一對集中渦,由于這對脫體渦距物面較遠,且渦量不大,故其對物面壓力誘導作用不大.加裝邊條后,繞流在邊條處分離形成一對邊條渦,邊條處剪切層無法再卷入機身背渦,導致背渦渦量減弱,渦位進一步抬升,甚至右渦已經提前破裂.機身渦遠離物面對物面誘導作用更加削弱,而新生的邊條渦緊貼物面,故此時邊條渦起主控作用,在背風側誘導出很大的吸力峰,并且峰值明顯向外側邊條渦位置偏移.同時,邊條的加裝也對邊條區迎風側流動產生一定“阻滯”作用,使得迎風側壓力小幅提升.加裝邊條后,迎風側正壓增加,背風側吸力增加,故邊條區截面法向力大幅增加.

圖7 V=30m/s,x/D=2.9時 Cp分布

圖8 45°攻角,x/D=2.9時截面加裝邊條前后渦量云圖

2.3.3 鴨翼/邊條影響規律

加裝鴨翼/邊條同單獨機身相比,迎風側壓力增加,背風側吸力增加,故法向力大幅度增加.攻角小于 50°加裝邊條時,邊條渦誘導產生一對吸力峰,再加裝鴨翼后,由于鴨翼下洗抑制了邊條渦的產生,背風側壓力迅速回升,呈現平臺狀分布,同時迎風側壓力變化不大,故加裝鴨翼/邊條后,邊條區截面法向力反而比單獨加裝邊條時大幅下降.隨著攻角增加,機身背渦距物面高度不斷增加,并且在邊條區開始破裂,其對物面誘導作用下降.加裝鴨翼后背風側再次呈現壓力平臺狀,迎風側壓力略有增加,但背風側影響作用更加顯著,綜合作用之下加邊條/鴨翼的截面法向力依然比加邊條時要小,但差別較 50°攻角之下時明顯縮小.

3 結 論

本文通過研究拆裝鴨翼、邊條對融合體型機身氣動特性的影響,得出如下結論:

1)鴨翼在攻角小于 50°時對機頭區無影響,大于 50°后鴨翼的干擾作用使得截面法向力下降,并且隨攻角增加影響區域向頭部擴展.攻角在30°～65°區間內,加裝鴨翼后,鴨翼區法向力大幅增加,邊條區法向力微幅提升.

2)邊條在大攻角區間內對機頭區無影響.50°攻角以下時,對鴨翼區截面法向力有一定提升作用,攻角大于 50°之后,基本不影響鴨翼區法向力變化.邊條對邊條區法向力提升作用顯著.

3)加裝鴨翼/邊條對機頭區影響規律同單獨加裝鴨翼類似,亦即機頭區由鴨翼主控.對鴨翼區,在攻角小于 50°時,鴨翼邊條共同作用,大于50°時,邊條影響幾近消失,鴨翼主控.對邊條區,攻角小于 50°之前,鴨翼和邊條共同作用,鴨翼抑制了邊條渦的生成,加鴨翼/邊條截面法向力比加邊條時小;攻角大于 50°之后,鴨翼作用大幅削弱,邊條起主控作用.

References)

[1]Stadmore H A.Radar cross section fundamental for the aircraft designer[R].AIAA-79-1818,1979

[2]MangeR L,Bragg M B.Aerodynam ics ofa chined forebodyoscillating in pitch[R].AIAA-95-1869,1995

[3]劉剛,邱玉鑫.具有尖側緣的非圓截面機身頭部幾何參數影響研究[J].實驗流體力學,2006,20(4):54-58 Liu Gang,Qiu Yuxin.Investigation of unconventional forebody section geometry parameter's effect[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2006,20(4):54-58(in Chinese)

[4]Roos FW,Kegelman J T.Aerodynamic characteristics of three generic forebodies at high anglesof attack[R].AIAA-91-0275,1991

[5]Kegelman J T,Roos F W.Influence of forebo dy cross-section shape on vortex flowfield structure at high alpha[R].AIAA-91-3250,1991

[6]Hall R M.Influence of forebody cross-sectional shape on wing vortex burst location[R].AIAA-86-1835,1986

[7]Mange R L,Roos FW.The aerodynamics of a chined forebody[R].A IAA-98-2903,1998

(編 輯 :李 晶)

Influence of canard wing and strake on aerodynamic characteristic of chined forebody at high AOA

Fan Guolei Deng Xueying Wang Yankui Tian Wei

(Schoolof Aeronautic Science and Engineering,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing 100191,China)

The influence of canard wing and strake on aerodynamic characteristic of chined forebody was studied by surface pressure measurement and particle image velocimetry(PIV)flow measuring systematically.It shows that there is only a little effect of canard wing on the flowfield around nosearea under 50°angleofattack(AOA).If angles of attack are larger than 50°,the normal forces on nose region decrease sharply and influenced region by canard wing isenlarged toward the nose region with increasing AOA.The normal force in the canard wing region is increased sharply by setting canard wing.The flow field on the strake region is improved and the normal force on the strake region is increased by setting the strake.If the canard wing and strake are set simultaneously,the flow behaviors in nose and canard regions will be dominated by canard wing and one in strake region will be dom inated by strake.

chined forebody;high angle of attack;aerodynamic characteristic

V 211.7

A

1001-5965(2010)05-0596-05

2009-06-15

國家自然科學基金重點基金資助項目(10432020);國家自然科學基金資助項目(10872019);國家自然科學基金青年基金資助項目(10702004)

范國磊(1982-),男,山東新泰人,碩士生,fangl1999@163.com.