多控制面對鴨翼-前掠翼布局飛行器靜氣動彈性的影響

姜 文， 蘇新兵， 張鈞奕， 趙希瑋， 王 振

(空軍工程大學航空工程學院， 西安, 710038)

鴨翼耦合前掠翼布局飛行器具有良好的低速操縱性能和大迎角失速特性，是未來殲擊機和攻擊轟炸機的優(yōu)選氣動布局之一[1-2]。合理地布置鴨翼尺寸和相對位置可提高飛行器的低速操控性能，減小跨聲速階段的阻力并提升失速特性，降低超音速飛行時的噪音，但前掠翼靜氣動彈性發(fā)散[3]的固有缺陷使得其投入工程應用十分困難。主動控制技術與多控制面相結合的主動氣動彈性機翼(active aeroelastic wing，AAW)[4-5]被認為是抑制柔性機翼靜氣彈發(fā)散的有效方式之一。因此，研究多控制面對鴨翼-前掠翼飛行器靜氣動彈性特性的影響規(guī)律具有重要意義。

對于柔性飛行器的氣動彈性問題，國內外學者開展了試驗和仿真研究。研究人員通過彈性相似模型的風洞試驗開展了大展弦比彈性機翼的氣動特性研究和陣風減緩主動控制律驗證[6-7]，葉正寅等人采用CFD/CSD耦合計算方法針多種布局飛行器的氣動彈性特性和非線性氣動彈性響應進行了計算，并提出了采用操縱面抑制變形的技術[8-12]。

1 計算模型

本文選擇的鴨翼-前掠翼基本模型是以文獻[1]中的模型為基礎發(fā)展而來，見圖1。

圖1中機身整體呈橢圓柱形，機頭近似為斜錐體，機頭上部帶有水泡型座艙。主機翼為前掠翼，鴨翼為梯形后掠翼，截面均為NACA 64A010翼型，翼型后緣作切尖處理。前掠翼半展長為300 mm，翼根長度為224.80 mm，根稍比為2.50，主機翼前、后緣掠角分別為40°和52.20°，平均空氣動力弦長為167.00 mm。鴨翼半展長為162.00 mm，翼根長度為158.70 mm，根稍比為3.19，鴨翼在垂直高度上高出主機翼50.24 mm。

前、后緣控制面的偏轉角度如表1所示。此處約定前緣控制面上偏和后緣控制面下偏為正。

表1 前、后緣控制面偏轉角度 單位：(°)

入口的來流條件為Ma=0.6，Re=2.32×106，ρ=1.225 05 kg/m3，T=288.15 K，p=101.25 kPa。為簡化研究，機體和鴨翼設置為剛性，不考慮變形。主機翼整體與機身完全固支，主體結構為各向異性的復合材料，等效材料屬性為E1=0.89 GPa，E2=1.54 GPa，ν=0.31，G=2.60 GPa，ρ1=381.98 kg/m3，前、后緣控制面采用各向同性的鋁合金材料，材料屬性為E=72 GPa，ν=0.34，ρ2=2 700 kg/m3。E1表示機體坐標系中X和Z方向上的彈性模量，E2表示機體坐標系中Y方向上的彈性模量，ν為泊松比，G為剪切模量。

采用多面體非結構網格對流場進行剖分，主機翼和前、后緣控制面分別進行不同程度的局部加密處理，設置總厚度為1.50 mm的棱柱型近壁層。在計算時采用半模，劃分后得到流場的網格數量在300萬至350萬之間。主機翼結構采用四面體網格劃分，網格數量級為30萬，如圖2所示。遠場設置為自由流，壁面為無滑移條件，收斂條件為殘差小于10-5。

圖2 計算流場和結構模型網格

2 計算方法

本文采用CFD/CSD松耦合算法計算彈性機翼的氣動特性和彈性變形，在一個時間步長內，分別對流體域和結構域進行計算，在時間步末進行數據交換，流體域將氣動力負載傳給結構域并作用于固體表面，而結構域將位移傳遞給流場域并作為網格變形的輸入，直至氣動力和變形達到收斂條件。

流體域計算時采用三維N-S方程[13]，在標準坐標系中，三維N-S方程可表示為：

(1)

式中：Ω為控制體;Q為控制方程狀態(tài)矢量矩陣;G為無黏通矢量項;FV為黏性通矢量項;SK為控制體表面；S為SK的方向向量。湍流模型選用標準Spalart-Allmaras(S-A)模型[14]，S-A湍流模型在附著流動和局部分離的情況下，與實驗結果貼合較好，在保證計算精度的同時能減少達到收斂需要的迭代次數。

結構計算采用線彈性靜力學理論。在不考慮慣性力作用時，網格節(jié)點的位移變形量與所受氣動載荷成正比。

計算時需要選定同一組表面作為數據交互界面[15]，由于氣動計算網格和結構有限元網格通常具有不同的拓撲方式和分布密度，因此采用常體積轉換法[16]實現耦合界面的數據傳遞。

3 結果與分析

3.1 控制面單獨偏轉

基于CFD/CSD松耦合算法計算得到Ma=0.6時升力系數、阻力系數和俯仰力矩系數等氣動參數隨迎角的變化曲線，如圖3所示。

圖3 氣動參數

由圖3可見，相比于剛性模型，在α<16°和α>28°時，彈性模型升力系數較大。彈性模型失速迎角增大了8°左右，最大升力系數增加了約14.21%。單個操縱面偏轉引起的阻力系數變化非常小，同一迎角下，彈性模型的阻力系數比剛性模型有顯著的增加。在α<12°時，彈性模型整體俯仰力矩較大，在12°<α<40°時，情況相反，在α>40°時，彈性模型和剛性模型俯仰力矩趨于相同。彈性模型與剛性模型相比，最大升阻比減小，且最大升阻比對應的迎角也減小了約2°。各模型與對應基準模型的氣動參數對比情況如表2所示。

表2 各模型與對應基準模型的氣動參數對比

圖4給出的是翼梢位移和扭轉角隨迎角的變化曲線。

圖4 彈性變形位移和扭轉角

由圖4可知，FSW01和FSW02的翼梢前緣位移相較于基準模型增大，而FSW03的減小。相比于基準模型，FSW03的翼梢扭轉角減小，而FSW02在α<32°時翼梢扭轉角增大，在α>32°時基本保持一致。FSW01在α<32°時翼梢扭轉角減小，在α>32°時增大。因此，后緣控制面上偏對彎扭變形的抑制效果最佳；前緣控制面下偏僅在小迎角范圍對減小位移有效；后緣控制面下偏使得變形進一步加劇。

圖5為α=8°時Y=261 mm(控制面的對稱面)截面處的壓力系數云圖。由圖5可知，前緣向下偏轉增大了截面彎度，氣流更不容易分離，前緣上表面吸力增加，而彈性變形使得有效迎角增大，低壓吸力區(qū)覆蓋范圍更廣，升力系數提高。后緣控制面向下偏轉增加了機翼的環(huán)量，改善了后緣流動效果，整體升力增大，彈性變形特性惡化，進一步使得焦點向前移動，增大了低頭力矩。后緣控制面向上偏轉時，表面分離產生較早，吸力降低，后緣部位的下表面形成駐渦空腔，壓力減小，2種作用共同降低了整體升力，從而減小了變形。

圖5 α=8°、Y=261 mm截面處的壓力系數云圖

3.2 控制面協同偏轉

在相同條件下計算，得到控制面協同偏轉時氣動參數隨迎角的變化曲線，如圖6所示。由圖6可知，協同偏轉引起的參數變化更為顯著。

圖6 控制面協同偏轉時的氣動參數

各模型與對應基準模型的氣動參數變化情況如表3所示。由表可知，同向偏轉比反向偏轉的氣動特性更好。

表3 各模型與對應基準模型的氣動參數對比

根據圖7控制面協同偏轉時的變形位移和扭轉角隨迎角的變化曲線可知，前、后緣控制面反向偏轉能明顯抑制彈性變形，而同向偏轉在大迎角區(qū)間能緩解扭轉，但加重了整體的彎曲程度。

前、后緣控制面協同偏轉引起的參數變化更為顯著，這是單個控制面偏轉作用效果疊加的作用。從圖8給出的α=24°時X=590 mm的截面流線可知，前、后緣控制面同向偏轉和反向偏轉時流場中主要有前緣渦、翼尖渦和機體渦，后緣渦的強度和范圍都比較小。同向偏轉比反向偏轉時翼尖渦位置更靠前，與前緣渦相互作用改善了流場環(huán)境，而后緣渦的強度也大于同向偏轉，增大了升力系數，因此變形位移也相對較大。

圖7 控制面協同偏轉時的變形位移和扭轉角

圖8 α=24°時X=590 mm截面處的流線圖

4 結論

1)相比于剛性機翼，同一迎角下彈性機翼具有更大的升力系數，彈性機翼的失速迎角更大且出現明顯的升力系數平臺。

2)控制面偏轉方式的變化對氣動性能和彈性變形有不同影響。前緣控制面下偏和后緣控制面下偏都能增大彈性機翼的升力系數，最大分別增加2.60%和8.69%，后緣控制面下偏的效果更好，但前緣控制面下偏時的增大迎角范圍更大；后緣控制面上偏對彎扭變形的抑制效果最佳。

3)前、后緣控制面協同偏轉帶來的氣動參數和位移增量比單個控制面偏轉時更加顯著，同向偏轉增大了升力系數；反向偏轉增大了彈性機翼的最大升阻比，且反向偏轉可在小迎角范圍內降低彈性變形和扭轉的同時維持較高的升力系數。