中低空高度下变后掠翼的最佳变后掠规律

吕吉婵, 董彦非, 陈元恺

(1.南昌航空大学 飞行器工程学院, 江西 南昌 330063;2.西安航空学院 飞行器学院, 陕西 西安 710077)



中低空高度下变后掠翼的最佳变后掠规律

吕吉婵1, 董彦非2, 陈元恺1

(1.南昌航空大学 飞行器工程学院, 江西 南昌 330063;2.西安航空学院 飞行器学院, 陕西 西安 710077)

摘要:为寻找到可变后掠翼飞机的最佳变后掠规律,利用CATIA生成不同后掠角模型,使用Fluent模拟不同高度的环境并利用遗传算法得出最佳的变后掠规律,最后将计算数据进行拟合分析。研究结果表明,在不同高度下,最佳变后掠规律大体趋势相似,但5 000 m时优势略明显。这个结论为今后可变机翼无人机的设计提供了一定的依据。

关键词:可变后掠翼; 变后掠规律 ;Fluent 遗传算法

0引言

变后掠翼飞机通过机翼变化,可在不同条件下始终保持最佳的飞行状态,这对于改善高速飞机的亚、跨声速飞行和起飞着陆非常有意义而备受追捧[1]。对于后掠机翼的飞机布局,由于其后掠角在飞行中可以控制,所以能满足对现代超声速多状态飞机的一系列相互矛盾的要求[2]。变后掠翼飞机的研究在国内发展比较缓慢，究其原因,一是其可靠性、安全性和维护性差的问题一直没有得到很好的解决;二是由于“翼身融合”的升力体和边条翼使得飞机的机翼和翼身没有明显区别,无法形成真正的可变后掠翼[3-6]。

所谓最佳变后掠规律是对于不同的影响因素中使飞机性能满足一个线性变化的规律[7]。影响变后掠规律的因素较多,本文探究中低空高度变化对变后掠翼最佳变后掠规律的影响研究思路是:建立不同的翼身组合体后掠模型,利用CFD气动计算在4 000 m,5 000 m和6 000 m高度下的气动特性;用遗传算法求得变后掠翼飞机的最佳变后掠规律,分析不同高度下的飞机性能;再用origin软件对计算的数据进行拟合,得出更为普遍的最佳后掠角规律,为今后可变后掠翼的研究提供数据支持。

1模型建立和气动特性分析

1.1模型的建立

与翼身融合体相比较,采用翼身组合体后掠有一定的劣势,但本文考虑到在同等模型下,不同高度的飞机气动性能的比较,模型的建立就不需要太复杂。因为模型是在跨声速的环境下模拟,所以翼型的选择为NACA2412,其展开位置的相对厚度为8%～10%,相对弯度为1.5%～2.2%,可达到变后掠过程中机翼弯度较小，整体为跨声速飞机机翼翼端的布局[8]。模型参数如表1所示。其中,χ为飞机后掠角;c为机翼弦长;S和b分别为变后掠机翼的面积和展长。图1为后掠角20°～60°的5个CATIA模型的截图。

表1　模型的基本参数

图1　模型截图Fig.1　Model establishment

1.2气动特性分析

模型整合导入GAMBIT划分网格,然后利用流场分析软件Fluent,建立分层的计算域并指定边界条件,采用密度基耦合显式求解器来解可压缩流动;对来流采用远场边界条件;湍流模型选择Spalart-Allmaras模型[9]。图2为高度5 000 m,马赫数0.4时升力系数与阻力系数随迎角的变化。在Fluent计算中,以气压为101 325 Pa,温度为300°F作为基准,高度的改变使得气压和温度随之变化,表2为不同高度下的温度和气压值。

图2　升力系数和阻力系数随迎角的变化Fig.2　　　　Variations of lift force and drag force coefficient　　　with the angle of attack

H/mT/°Fp/Pa4000262.15616405000255.65540206000249.1547181

由图2(a)可知,对于升力系数,不同后掠角因为展弦比的减小,降低了整个机翼的效率而导致整体的升力系数降低。对于不同的后掠角给定α在0°～10°的范围时,升力系数随后掠角的增大而减小。随着迎角增大,升力系数随后掠角的增大而增大,虽然各后掠角相比较变化不是很明显,但就整个升阻比而言,却不可忽视。

由图2(b)可知,在α<5°的范围内,阻力系数的变化比较平缓,主要的阻力来源于诱导阻力;在α≥5°后,阻力系数的增加非常明显,这是因为摩擦阻力基本不变,机翼表面气流分离压差阻力急剧增大,致使阻力增大。

不同的迎角下,后掠角从20°到40°的过程中,满足展弦比大而诱导阻力小的规律;α在-5°～10°范围内,50°后掠角与60°后掠角相比,后掠角增大而其阻力减小;当α≥10°时,其后掠角的变化对阻力系数影响不太大,其原因可能是后掠角继续增大,从而造成底部阻力明显增大。

以上变化趋势可以推广到4 000 m和6 000 m高度。

2不同高度下最大升阻比及最佳变后

掠规律的对比

2.1最大升阻比

运用遗传算法对最大升阻比进行了分析,采用Matlab计算的步骤如下:(1)生成一个不同高度下的升阻比文件,为后面主函数调用,选取不同马赫数下求得的最佳升阻比所对应的后掠角和迎角;(2)运行Matlab主函数程序;(3)由于高度的改变引起升阻比发生改变。本文选取的升阻比文件中马赫数间隔为0.5,允许误差在±10-5的前提下,求得对应的升阻比最优解,以及所对应的后掠角和迎角;(4)将Matlab计算出的升阻比数据代入图形程序,运行绘制图形。

图3为由Matlab计算出在Ma=0.4时,不同高度下的迎角和后掠角对于升阻比的影响。

图3　不同高度下的升阻比曲线Fig.3　Curves of lift drag ratio at different heights

图中凸起的部分是最大升阻比出现的区域,最大升阻比随后掠角的增大而减小,这是由于最大升阻比基本上显现于中等迎角也就是在5°附近,而升力系数是随后掠角的增大而减小的(见图2),但是相应的阻力系数却增加平缓,没有什么变化。通过分析不同的马赫数,以上结论大体适用。

2.2最佳变后掠规律

结合不同的马赫数、迎角、可变后掠角,通过Matlab计算后的数据使用origin将图形放在一起进行比较,得出高度为4 000 m,5 000 m,6 000 m时的最佳变后掠规律如图4所示。

图4　三种高度下的最佳变后掠规律Fig.4　The optimal variable sweep rules in three heights

由图可知,飞机的飞行性能与飞行速度、高度、后掠角等因素有关。理论依据如下:

某项性能Pi可以写为:

如能实现

则函数关系[7]

就是对性能Pi的最佳规律。因为对于不同的影响因素就会有不同的性能P。由图4可以看出,小马赫数下,无论高度如何,小后掠角的优势比较明显,而且此时高度对于性能的影响不是很明显。综合分析得出:

(1)不同高度下的最佳变后掠趋势相似。

(2)在后掠角处于20°,马赫数为0.4～0.6时,不同高度下的飞机性能基本保持一致;在后掠角处于20°～55.5°之间,Ma≥0.7时,可以明显看到,随着马赫数的增加,其大后掠角的优势极其明显,这种状态一直保持到后掠角为60°,马赫数为0.9以后。

(3)5 000 m高度飞行时其性能优于其他高度,这与飞机飞行包线的变化图有差异,原因应该是本文计算中5 000 m出现坏点的几率很多,遗传算法优化后,使其性能变优。

由于三种高度的变化规律有共同趋势,为了简化变后掠机构的设计,将此数据进行拟合,得到一个更普及的变后掠翼的最佳变后掠规律,如图5所示。此规律直接明了地展示了在不同马赫数下的最佳变后掠角。

图5　拟合的最佳变后掠规律Fig.5　Fitted optimum variable sweep rules

3结论

(1)在不同的高度飞行时,一些气动特性具有共性。本文以5 000 m为代表,是因为在后期的最佳变后掠规律中,经计算发现其大展弦比相比其他高度有一定的优势。

(2)在最大升阻比的对比过程中,分别计算了不同马赫数下的最大升阻比分布,发现虽然升力系数与阻力系数随马赫数的改变有很大不同,但对于最大升阻比的分布基本处于迎角为5°附近,这一分布的确认,对于后期的工作很有帮助。

(3)5 000 m高度可能由于自身计算的坏点过多,造成相比较4 000 m和6 000 m没有形成递增趋势。

(4)所选取的影响性能P的因素不同,决定着最后不同的最佳变后掠规律,在以后的工作中,可以

从其他角度出发研究变后掠的最佳规律。

本文的研究为后续对变后掠机构进行详细设计提供了一些参考,由于现阶段考虑的是中低空高度,后续还会继续中高空等高度的研究,为减轻可变后掠翼繁重的变后掠机构,希望能根据最佳变后掠规律来分析确定自动操纵的规律,使可变后掠翼飞机能有更好的未来。

参考文献：

[1]董彦非,陈元恺,彭金京.可变后掠翼技术发展与展望 [J].飞行力学,2014,32(2):97-100.

[2]比施根斯T G.超声速飞机空气动力学和飞行力学[M].郭桢,译.上海:上海交通大学出版社,2009:85-95.

[3]吴俊.变形翼分布式协同控制技术研究[D].南京:南京航空航天大学,2011.

[4]陈钱,白鹏,李锋.可变形飞行器机翼两种变后掠方式及其气动特性机理[J].空气动力学学报,2012,30(5):658-663.

[5]Michael Love,Scott Zink,Ron Stroud,et al.Impact of actuation concepts on morphing aircraft structures[R].AIAA-2004-1724,2004.

[6]山旭,米艾尼.中国四代机采用升力体边条翼鸭式布局设计《瞭望东方周刊》[EB/OL].(2011-01-15)[2015-06-14]http://news.xinhuanet.com/mil/2011-01/15/c-12983762.htm.

[7]方宝瑞.飞机气动布局设计[M].北京:航空工业出版社,1997:363-368.

[8]陈元恺,董彦非,彭金京.变后掠翼身组合体阻力特性分析 [J].飞行力学,2014,32(4):308-311.

[9]于勇.Fluent入门与进阶教程[M].北京:北京理工大学出版社,2010:86-107.

(编辑：方春玲)

Rules of the optimal variable sweep wing in low and medium height

LYU JI-chan1, DONG Yan-fei2, CHEN Yuan-kai1

(1.School of Aircraft Engineering, Nanchang Hangkong University, Nanchang 330063, China;2.School of Aircraft, Xi’an Aeronautical University, Xi’an 710077, China)

Abstract:To look for optimal variable sweep rules of variable sweep aircraft, models with different swept angle was built with CATIA, environment of different altitudes was simulated with Fluent, the optimal variable sweep rules was obtained by using the environment application genetic algorithm, and the computed data was fitted. Analysis results show that the tendency of optimal variable sweep rules are similar atdifferent altitudes, and the one at 5 000 meters is better.This result provides basis for the design of variable sweep wing UAV in the future.

Key words:variable sweep wing; rules of variable sweep wing; Fluent genetic algorithm

中图分类号：V211.4

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)02-0024-04

作者简介:吕吉婵(1987-)，女，陕西西安人，硕士，研究方向为飞行器空气动力学。

基金项目:航空科学基金资助(2011ZA56001)

收稿日期:2015-06-23;

修订日期:2015-11-04; 网络出版时间:2016-01-10 14:13