不同机翼优化构型的轻质F4模型气动特性实验研究

杨党国,夏 欣,张征宇,何彬华

(1.空气动力学国家重点实验室,四川绵阳 621000;2.九洲科技集团,四川绵阳 621000)

0 引 言

大型飞机常采用大尺寸、大展弦比的后掠机翼,巡航状态下机翼变形往往达到米级,因此,在设计研制阶段必须准确预测机翼制造的型架外形与巡航外形间的差异,确保飞机飞行效率与安全。气动/结构耦合优化设计方法是进行大展弦比机翼等弹性结构研制、预测型架外形与巡航外形差异的一项关键技术[1-2]。

为此,以F4模型为实例,耦合求解流体动力学方程和结构动力学方程,获得F4模型机翼在巡航状态下的收敛外形,再通过基于响应面法的优化算法对收敛外形进行优化设计,得到6套不同机翼构型的F4模型。鉴于光固化快速成型技术(SL)加工试验模型具有周期短、成本低等优点[3-8],采用SL技术加工了6套不同机翼优化构型的F4模型,完成了气动力测量试验,与国外试验结果对比分析结果表明,采用的气动/结构耦合优化设计方法基本可行。

1 风洞试验方法

1.1 试验模型

F4模型具有大展弦比机翼(机翼展弦比约为9.5)[9],相对F4标模,试验轻质F4模型缩比为1∶4,有效长度L=0.298m,机翼全展长B=0.293m,机身等直段的最大截面直径D=0.037m。试验模型照片见图1,模型风洞试验照片见图2。

图1 不同机翼构型F4模型Fig.1 F4 model with different wing configurations

图2 F4模型风洞试验照片Fig.2 The photograph of F4 model in the test

1.2 设备与仪器

试验风洞为中国空气动力研究与发展中心的FL-21半回流暂冲式跨超声速风洞。试验段横截面积为0.6m×0.6m,长度为1.775m。运行Ma数范围为0.4～3.5。亚跨声速试验时,试验段上下壁板为开闭比22.5%的直孔壁板,两侧壁为实壁;超声速时,试验段四壁均为实壁[10]。采用尾支撑方式及型号为2N6-18A六分量应变式天平,并采用2N6-18A-5号支杆。天平的测量精度为0.3%,不确定度为0.9%。

1.3 试验内容与条件

试验主要研究不同机翼优化构型的轻质F4模型纵向气动特性,试验条件见表1。

2 试验数据处理

参与试验数据处理的相关参数见表2,试验数据修正了天平及支杆弹性角、平均气流偏角、力矩参考点与天平校正中心不重合、模型自重对力和力矩的影响等[8]。

表1 试验条件Table 1 Test conditions

表2 相关参数Table 2 Relevant parameters

3 试验结果分析

图3给出了Ma=0.6时不同机翼优化构型的轻质F4模型升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数随迎角的变化曲线。由图可知不同机翼优化构型轻质F4模型在同一迎角下的气动力量值上有差异,但气动力随迎角变化趋势基本一致,同文献[9]的结果(特别是升力在-2≤α≤2范围内基本呈线性变化)基本吻合,说明该文获得的不同机翼构型的轻质F4模型的气动特性基本正确。

表3给出了 Ma=0.6、0°迎角时不同机翼优化构型的轻质F4模型升力系数和阻力系数的试验结果与国外试验结果(已进行静气动弹性修正)的对比关系。就升力特性而言,从表中可知,6套模型的升力系数均同国外试验结果较接近,其中6#模型与国外试验结果最接近,引起这种情况的主要原因可能是在设计过程中,6#模型机翼气动/结构耦合优化设计解除了包含优化设计解中对X坐标和Z坐标方向的局部最优解外,还包含了Y坐标方向上的优化设计解,而其它模型的优化设计解仅包含了在X坐标和Z坐标方向的局部最优解;表明6#模型的气动/结构优化设计更符合气动载荷作用下实际过程中机翼变形的三维效果事实(X、Y和Z方向)。其他几个模型中,因气动/结构耦合优化设计与制造的5#模型的结构构型局部最优解在X坐标和Z坐标方向与F4模型目标气动设计外形差异最大,故其升力系数也较其他几个模型接近国外试验结果,这为下一步进行更精细的研究与局部最优解中真解的搜索提供了思路和参考。

对阻力特性来说,6套模型的测量值都偏大,引起这种现象的最主要原因是采用的气动/结构耦合优化设计方案主要考虑了升力对机翼变形的影响,未将阻力对结构变形的影响作为一个设计约束(因为阻力相对升力来说,约小1个数量级);其次,不同机翼构型的轻质F4模型升力特性的差异可能会导致诱导阻力存在差异,这也是阻力存在差异的一个影响因素;最后,目前阻力的仿真结果精度还不是很高,仍是国内外的一个关键难题。因此,下一步的研究重点是综合考虑升力与阻力为设计约束的气动/结构耦合优化设计方法,以掌握精细化的大展弦比机翼构型优化和静气动弹性修正方法。

此外,在试验过程中,2#和6#模型均进行了马赫数0.7、0.8、0.85的风洞试验,模型没有被破坏,表明基于SL的光敏树脂材料轻质模型基本能够满足高亚声速范围内的试验要求。

图3 不同机翼优化构型的F4模型气动力系数Fig.3 Aerodynamic force coefficients of F4 models with different wing configurations

4 结 论

光固化快速成型的轻质F4模型高亚声速风洞试验结果表明,以升力为主要设计约束变量的气动/结构耦合优化设计方法基本可行,为下一步深入研究基于气动/结构耦合的弹性模型优化设计方法和模型静气动弹性数据修正方法研究可提供参考和支持。

表3 不同机翼构型轻质F4模型气动力试验Table 3 The aerodynamic force coefficients of lightweight F4 model with different wing configurations obtained in the test

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