串置前掠翼模型亞音速升阻特性仿真

馬震宇，何中義，韓鵬凱，龍俊宏

(1.鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院航空工程學(xué)院， 鄭州 450046；2.深圳航空有限責(zé)任公司航線五中隊(duì)， 廣東 深圳 518000；3.金鵬航空股份有限公司維修工程部， 上海 200000)

翼面氣動(dòng)布局很大程度決定飛機(jī)、無人機(jī)(UAV)和彈箭飛行的氣動(dòng)力性能[1-2]。近年來隨著理論和技術(shù)的發(fā)展，對前掠翼非常規(guī)布局的研究與應(yīng)用又得到進(jìn)一步發(fā)展[1，3-5]，以充分挖掘和發(fā)揮其氣動(dòng)力優(yōu)勢。俄羅斯2015年成功首飛新一代復(fù)合材料結(jié)構(gòu)噴氣飛機(jī)SR-10(CP-10)原型機(jī)[6]，機(jī)翼采用了前掠翼氣動(dòng)布局，翼展8.4 m，機(jī)翼前掠角10°，飛行最大馬赫數(shù)0.85。

串置翼氣動(dòng)布局在飛行升力產(chǎn)生的同時(shí)很容易維持飛行體的空中平衡，并且前后翼相對位置配置不同其升阻特性不同[7—10]，可滿足不同任務(wù)的需求。阿聯(lián)酋2011年成功推出敏捷眼2(聯(lián)合40)無人機(jī)試飛樣機(jī)[11]，采用串置直翼雙螺槳布局方案，并且后翼低于前翼以利用前翼下洗氣流增大升力，最大巡航速度200 km/h。美國陸軍彈簧刀小型便攜無人機(jī)工作狀態(tài)也為串置式直翼布局[10,12]，其可折疊翼展長0.6 m，最大飛速157 km/h。

為探索挖掘前掠翼氣動(dòng)力優(yōu)勢,基于前掠翼和串置翼一般氣動(dòng)特征，在高速前掠翼翼身組合體風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚13]的基礎(chǔ)上，構(gòu)建了一種串置式高速薄翼型前掠翼非常規(guī)氣動(dòng)布局模型，在高亞音速條件和中小攻角下，通過CFD數(shù)值方法，探索研究串置前掠翼模型升阻力變化特性并設(shè)計(jì)制作演示試飛模型。

1 串置式前掠翼模型

1.1 模型研究方案

單前掠翼與機(jī)身組合體模型[13]如圖1所示。機(jī)翼平面面積0.156 m2，翼展0.79 m，展弦比4，根梢比2.5，距前緣1/4弦線前掠角-32°，機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長0.209 6 m。翼剖面為高速薄翼型NACA64A005(其最大相對厚度位置距前緣為40%)，翼根弦長0.282 1 m，翼尖弦長0.112 8 m。機(jī)身為尖頭胖尾旋成體型以減少高速飛行激波阻力，長度1 200 mm(頭部長350 mm，尾部長120 mm)，中間圓柱段直徑110 mm。模型俯仰力矩取矩點(diǎn)距頭部尖端距離為0.65 m。

串置式前掠翼模型的機(jī)身與單前掠翼的一樣，將單機(jī)翼分成雙翼而總面積保持不變，翼型仍采用NACA 64A005，前后翼之間的水平距離可有不同配置，后翼相對前翼上下位置也可有不同配置。當(dāng)兩翼之間的水平距離為0.5倍單前掠翼翼根弦長時(shí)，即以力矩參考點(diǎn)為基點(diǎn)，將前、后翼分別向前、向后移動(dòng)0.25倍單翼根弦長的距離，并且后翼和前翼均處于機(jī)身水平對稱面內(nèi)，所得到的為串置式前掠翼基本模型。因?yàn)閮H研究縱向氣動(dòng)特性，所以采用半模型以減少計(jì)算工作量，應(yīng)用UG軟件建立基本模型的半模型如圖2所示。

圖1 單前掠翼幾何模型

圖2 串置式前掠翼半模型

1.2 計(jì)算域網(wǎng)格模型

應(yīng)用GAMBIT建模軟件[14]，對單前掠翼翼身組合體幾何半模型，進(jìn)行其計(jì)算流域有限體積單元網(wǎng)格模型的構(gòu)建。

為了既能控制流場網(wǎng)格單元總數(shù)量又可合理分布網(wǎng)格密度，滿足更準(zhǔn)確捕捉不同攻角下粘性邊界層和強(qiáng)壓縮激波效應(yīng)等需要，可采用兩個(gè)半圓柱體流域的選取方法和分區(qū)采用不同網(wǎng)格密度的網(wǎng)格劃分策略。大的半圓柱體包含流域的所取范圍為：前端面距模型機(jī)頭的距離為5倍機(jī)身長度，后端面距模型機(jī)尾的距離為7倍機(jī)身長度，半徑為15倍機(jī)翼半展長。小的半圓柱體流域包含在大圓柱體內(nèi)且將模型實(shí)體減掉，作為全流場的內(nèi)層流域，其流域所取范圍為：前端面距模型機(jī)頭的距離為1倍機(jī)身長度，后端面距模型尾尖的距離為2倍機(jī)身長度，半徑為5倍機(jī)翼半展長。

根據(jù)流場具體特征，不同尺寸的邊線需設(shè)置不同的網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)。劃分邊線網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)時(shí)大圓柱體同小圓柱體節(jié)點(diǎn)數(shù)取為一樣，生成流場非結(jié)構(gòu)化單元體網(wǎng)格，網(wǎng)格體單元總數(shù)量為223萬。設(shè)定模型對稱面處為流場對稱面邊界條件類型，整個(gè)大半圓柱體的表面設(shè)定為壓力遠(yuǎn)場邊界條件類型，半模型表面按默認(rèn)的固體壁面邊界條件類型。

對串置式前掠翼基本模型的幾何半模型，按以上方法同樣進(jìn)行其計(jì)算流域網(wǎng)格模型的構(gòu)建并定義相應(yīng)邊界條件類型，全流域非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格單元總數(shù)為256萬，圖3為小圓柱內(nèi)模型周圍網(wǎng)格劃分情況。輸出保存各網(wǎng)格模型文件，用于流場數(shù)值仿真計(jì)算。

圖3 串翼模型周圍流域網(wǎng)格劃分

2 基本模型氣動(dòng)仿真計(jì)算

1) 繞流控制方程組

對于定常亞音速粘性三維絕能氣體繞流，通常忽略質(zhì)量力作用，在常用的笛卡爾直角坐標(biāo)系O-X-Y-Z下，微分形式的流場連續(xù)方程、動(dòng)量方程和能量方程可表示為[15]：

(1)

(2)

(3)

(4)

λ▽2T+Φ

(5)

式(1)～(5)中：u、v、w代表當(dāng)?shù)亓魉俜至浚籶代表當(dāng)?shù)貧饬髌骄^對壓強(qiáng)；μ代表氣流粘性系數(shù)；ρ代當(dāng)?shù)乇須饬髅芏龋花?代表拉普拉斯二階偏微分算子；▽·V代表流速矢量的散度；Φ代表流動(dòng)粘性耗散函數(shù)為正值；λ代表氣體介質(zhì)熱傳導(dǎo)系數(shù)；T代表氣流當(dāng)?shù)責(zé)崃W(xué)絕對溫度。

對以上方程組進(jìn)行雷諾時(shí)間平均處理，即化為粘性湍流流場的雷諾控制方程(RANS)[15]。根據(jù)流動(dòng)特征雷諾數(shù)和流場網(wǎng)格等具體情況，再選擇合適的湍流補(bǔ)充模型，對于可壓縮氣體再補(bǔ)充上完全氣體狀態(tài)方程，由此便構(gòu)成了流動(dòng)的封閉控制方程組。根據(jù)所研究問題性質(zhì)和特點(diǎn)，求解時(shí)還需再施加以各個(gè)內(nèi)外邊界合理的邊界條件或具體的數(shù)值。

2) 仿真計(jì)算設(shè)置

應(yīng)用FLUENT CFD計(jì)算軟件[14]，對所建網(wǎng)格模型進(jìn)行三維粘性流場數(shù)值求解。核對計(jì)算流域尺寸范圍，光順網(wǎng)格模型，檢查網(wǎng)格模型且無負(fù)網(wǎng)格體積出現(xiàn)。選擇針對可壓縮流動(dòng)的基于密度隱式耦合求解模式并選用AUSM格式，激活完全氣體流場能量方程。采用RANS方法進(jìn)行粘性紊流場計(jì)算，選用可實(shí)現(xiàn)k-ε湍流補(bǔ)充模型并選配非平衡壁面函數(shù)。操作運(yùn)算環(huán)境壓強(qiáng)默認(rèn)為標(biāo)準(zhǔn)大氣壓值。選擇壓強(qiáng)遠(yuǎn)場邊界條件，設(shè)置來流馬赫數(shù)為0.8，并設(shè)置決定來流攻角等的有關(guān)參數(shù)值。選擇進(jìn)口遠(yuǎn)場邊界條件做全場初始化，正確設(shè)置模型氣動(dòng)阻力、升力和俯仰力矩系數(shù)監(jiān)控器，迭代殘差收斂判則均設(shè)置為10-4。參考面積設(shè)置為半模型機(jī)翼面積0.078 m2，特征尺度為機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長0.209 6 m，俯仰力矩矩心距頭部尖端距離0.65 m。

3) 仿真計(jì)算結(jié)果

按海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件和遠(yuǎn)方來流馬赫數(shù)0.8條件，以機(jī)翼平均氣動(dòng)弦長為特征的來流雷諾數(shù)為3.91×106，在攻角-10°～20°范圍內(nèi)，對單翼模型和串翼基本模型分別進(jìn)行數(shù)值仿真計(jì)算。

經(jīng)過后處理，機(jī)翼上下表面無量綱壁面函數(shù)y+基本都分布在80～500范圍，因此適于選擇高雷諾數(shù)湍流補(bǔ)充模型如k-ε模型等。在模型50%半翼展處，攻角15°時(shí)翼剖面壁面氣流壓強(qiáng)分布曲線見圖4。可見，單翼模型在距當(dāng)?shù)貦C(jī)翼前緣約20%弦長處有局部激波出現(xiàn)，基本串翼模型的前翼和后翼在距當(dāng)?shù)貦C(jī)翼前緣約25%弦長處也均有局部激波出現(xiàn)，比單翼局部激波的出現(xiàn)向后推遲了約5%當(dāng)?shù)叵议L。

圖4 翼剖面壁面氣流壓強(qiáng)分布曲線

模型升力系數(shù)和升阻比計(jì)算結(jié)果如圖5所示。

可以看出，在-10°～+20°攻角范圍內(nèi)，單翼和串翼模型的升力系數(shù)均隨來流攻角增大而增大。在10°攻角后，串置式前掠翼獲得的升力系數(shù)比單前掠翼的有所提高，而升阻比變化基本相同。

圖5 串翼基本模型升阻特性與比較

圖6是攻角15°時(shí)流場流動(dòng)跡線圖，在翼根區(qū)域可見有流線明顯彎曲、氣流回流和低速旋渦出現(xiàn)，后翼旋渦還會(huì)受到前翼洗流作用的影響，這正反映出了前掠翼翼根區(qū)域局部流場的一般特征。

圖6 單翼和串置翼流場跡線

3 前后翼位置影響仿真與模型試飛

3.1 前后翼前后相對位置影響計(jì)算仿真

應(yīng)用FLUENT CFD軟件[14]，對所建網(wǎng)格模型進(jìn)行三維粘性流場數(shù)值求解，計(jì)算來流馬赫數(shù)0.8，攻角0°～+20°。

模型升力系數(shù)和升阻比結(jié)果如圖7所示，圖7中n倍間距代表前、后翼之間水平距離分別為n倍單翼根弦長模型的串翼模型方案，可見三者升力系數(shù)均隨來流攻角增大而增大。0.5倍間距模型即串翼基本模型方案，在5°攻角時(shí)升阻比最大為6.46。

圖7 串翼模型升阻特性影響變化曲線

圖8為0.5倍間距模型方案在攻角15°時(shí)上翼面附近繞流馬赫數(shù)和表壓分布云圖。可見，前后上翼面均為吸力面，且在前翼和后翼附近繞流中均捕捉到局部壓縮激波。

3.2 后翼相對前翼上下位置影響計(jì)算仿真

基于串置翼基本模型方案，當(dāng)后翼上置20 mm和后翼下置20 mm時(shí)，其升力系數(shù)和升阻比計(jì)算結(jié)果與比較如圖9所示。

可以看出，在-10°～+20°攻角范圍內(nèi)，三者升力系數(shù)均隨來流攻角增大而增大。在5°攻角后，后翼下置模型升力系數(shù)比后翼上置和基本翼模型的有所提高，而升阻比變化基本保持相同。

圖10為攻角15°時(shí)后翼下置模型在50%半翼展處前后翼剖面周圍繞流表壓分布，可見在前后翼上翼面均有局部激波出現(xiàn)。

圖8 模型上翼面附近繞流云圖

圖9 后翼上下位置影響模型升阻特性曲線

3.3 模型設(shè)計(jì)制作與試飛

依據(jù)模型研究方案總體參數(shù)和氣動(dòng)力數(shù)值仿真數(shù)據(jù)，基本按1:1進(jìn)行串置前掠翼試飛模型的設(shè)計(jì)與制作。機(jī)身直徑為45 mm，長為824 mm，前翼相對于機(jī)頭距離為215 mm，后翼相對于機(jī)頭距離為650 mm，重心位于前翼翼根后緣相應(yīng)機(jī)身處。驅(qū)動(dòng)電機(jī)在12.6 V電壓下空轉(zhuǎn)額定轉(zhuǎn)速為 1 400 r/min。螺旋槳為慢飛漿，旋翼直徑228.6 mm，螺距152.4 mm，最大推力10.5 N。

圖11為制作中的串置翼試飛模型。模型試飛如圖12所示，模型總重為0.625 kg，模型起降正常，平飛姿態(tài)穩(wěn)定，并且能夠做一定機(jī)動(dòng)飛行。

圖10 串置翼翼剖面繞流表壓分布

圖11 制作中的串置翼模型

圖12 串置翼模型試飛

4 結(jié)論

基于某高速前掠翼翼身組合體風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停瑯?gòu)建了一種串置式前掠翼氣動(dòng)布局研究模型，在來流馬赫數(shù)0.8和攻角-100～+200范圍條件下，數(shù)值仿真了其升阻特性隨攻角和前后翼間距的變化情況，并試飛了模型，研究結(jié)果表明：

1) 在-10°～+20°攻角范圍內(nèi)，單翼和串翼基本模型的升力系數(shù)均隨來流攻角增大而增大。在10°攻角后，串翼模型獲得的升力系數(shù)比單翼的有所提高，而升阻比變化基本相同。在翼根區(qū)域可見有流線明顯彎曲、氣流回流和低速旋渦出現(xiàn)，后翼旋渦還會(huì)受到前翼洗流作用的影響，這正反映出了前掠翼翼根區(qū)域易于形成氣流堆積和流動(dòng)分離的一般特征。

2) 在0°～+20°攻角范圍內(nèi)，串翼基本模型在攻角5°時(shí)升阻比為最大為6.46。前后上翼面均為吸力面，在其附近繞流中均捕捉到局部壓縮激波。

3) 在-10°～+20°攻角范圍內(nèi)，攻角5°后，后翼下置模型的升力系數(shù)比后翼上置和基本翼模型的有所提高，而升阻比變化基本相同。

4) 模型試飛表明串翼模型平飛姿態(tài)穩(wěn)定，并能夠做一定機(jī)動(dòng)飛行。串置翼模型構(gòu)建方案可行，仿真計(jì)算為后續(xù)進(jìn)一步開展研究如大迎角氣動(dòng)特性、加大前后翼位置變化等對氣動(dòng)特性的影響奠定了基礎(chǔ)。