可变形飞行器机翼两种变后掠方式及其气动特性机理

陈 钱，白 鹏，李 锋

（中国航天空气动力技术研究院，北京 100074）

0 引 言

现代可变形飞行器是近年来迅速兴起的一类新飞行器［1］。随着飞行环境与任务的变化，现代可变形飞行器能如鸟类等飞行生物一样灵活改变自身形状与尺寸，获得实时最优性能。

在飞行器发展过程中，外形可变的飞行器普遍存在，“外形可变”这一方法被越来越有效地应用［2］。通过机翼扭转来进行操纵的飞机Wright Flyer、最早带有副翼操纵面的飞机June Bug，最早带有襟翼增升装置的飞机S.E.－4、最早的可收放起落架的飞机Boeing Monomail、后掠角可变的飞机F－111和F－14、机身前端可弯折的飞机Concorde，都可视为具有代表性的传统可变形飞行器。随着仿生飞行与智能材料结构研究的进展，以及空天领域对多功能高效能飞行器需求的增强，研究者开始以一种新思维来研究“外形变化”，研究中特别遵循“飞行器应具有更多元的使命执行力与更优越的系统级综合性能”这一准则［3］，由此开始了现代可变形飞行器研究。经过一系列大型项目［4－8］的推动，以及大学学术小组、政府研究机构、企业技术部门的大规模的独立与合作研究（例如，“Morphing”项目中包括了20所以上的大学［9］），逐渐加深了对“变形”的认识，使可变形飞行器研究进入了快速发展阶段。目前，小尺度局部变形、中尺度分布变形、大尺度全局变形均已成为研究热点。小尺度局部变形是通过射流等方式实现“虚拟形状变化”［10－11］，或通过柔性材料结构与精密作动装置等方式实现“实际形状变化”［12］，从而对飞行器局部流场结构产生有利影响，进而提高飞行器性能。中尺度分布变形则通过改变翼型弯度、厚度、弦长等方式，实现气动特性改进［13－14］和控制效率提升［6－7］。大尺度全局变形研究中概念创新十分关键，如已有的折叠翼概念［8，15］、蝙蝠翼概念［2，16］、变后掠变展长概念［17］，均致力于实现全飞行周期的综合收益。

本文研究大尺度全局变形的具体实现方式对气动特性的影响。已有研究表明，变形的具体实现方式的不同将引起飞行器气动特性的显著差异。细致研究此差异的表现形式和内在机理，对于可变形飞行器的概念设计至关重要。因而，本文以变后掠翼身组合体为研究对象，通过数值模拟其在宽广速域的绕流流场，分析其气动特性，探索飞行器在不同变后掠方式下的气动特性差异及其形成机理。

1 可变形飞行器机翼的变后掠方式

为了实现上述研究目的，设计了如图1所示的变后掠翼身组合体气动布局。图中可见，此翼身组合体的机翼能以两种方式实现后掠角的变化。其中，图1（a）与图1（b）之间的变化称为“旋转变后掠”，因其通过机翼绕机身内部转轴旋转而实现后掠角变化；图1（a）与1（c）之间的变化称为“剪切变后掠”，因其通过将机翼各展向位置的翼型进行不同程度的流向平移，越靠近翼尖平移量越大，“类似”材料力学中的剪切变形。

两种变后掠方式使得各自的“有后掠”布局（即图1所示布局二和布局三）具有不同特点。就图1（b）和1（c）的两种布局而言，主要不同点在于：（1）前者翼尖并非沿流向，后者翼尖沿流向；（2）在变后掠过程中，前者翼型变化，后者翼型不变；（3）前者比后者展弦比略小；（4）前者比后者翼面积略大；（5）前者的“翼身结合处”尺度大于后者的。这五个方面的不同点，形成了两种变后掠方式气动特性差异的主要可能起因，其中，翼尖方向影响绕流流场结构（诸如流动分离、翼尖涡等），翼型影响所有气动特性，展弦比在较大程度上影响诱导阻力进而影响总阻力，翼面积影响所有气动力大小，“翼身结合处”尺度影响机翼与机身之间相互干扰的程度。

图1 变后掠翼身组合体气动布局Fig.1 Aerodynamic configurations of variable－sweep wing－body

2 可变形飞行器机翼准定常变后掠绕流数值模拟方法

本文计算中采用可压缩流动Reynolds平均Navier－Stokes方程［18］：

其中，带上标“－”的量为Reynolds平均量，带上标“～”的量为Favre平均量［18］，τij为雷诺应力，μT为涡粘性系数，二者关系为［18］：

式中，k为湍流脉动动能（即湍动能），其与湍流比耗散率ω及平均流密度¯ρ一起，可通过下式得到涡粘性系数［19］：

而k和ω则通过以下两个输运方程与平均量关联［19］：

式（6）和（7）（即SST模型输运方程）由原始的kω模型输运方程和标准的k－ε模型输运方程混合而成［19］，混合函数关系式为［19］：

式（5）中亦包含混合函数关系式［19］：

对于可变形飞行器机翼准定常变后掠的情形，可以直接计算若干固定布局的气动特性。本文针对图1所示的翼身组合体布局进行计算。自由来流马赫数范围为0.3～0.95。外边界采用自由流边界条件，内边界采用无滑移固壁边界条件。

计算网格为结构与非结构混合网格，由近壁区域三棱柱网格与其余区域四面体网格组成，并对局部网格进行了加密，网格单元数为80万左右。

当迭代到基本变量和湍流变量的残差比最初迭代时的残差小3个数量级，且升力系数和阻力系数等流场全局量的值与1000步前的值之间差别小于0.01%时，认为收敛到定常状态数值解。

3 两种变后掠方式气动特性与机理

3.1 气动特性差异

考察图1所示变后掠翼身组合体三种布局之间的气动特性差异，可通过在低速和亚声速（跨声速）速域内选取典型自由来流速度，计算三种布局的升阻特性。

图2 M∞为0.3时翼身组合体三种布局的气动特性Fig.2 Aerodynamic characteristics of three wingbody configurations in M∞＝0.3

图2给出了M∞为0.3时三种布局的气动特性。对于两种60°后掠角布局，“剪切变后掠”比“旋转变后掠”的升阻比更优，既体现在最大升阻比方面，也体现在大部分攻角所对应的升阻比方面。观察升力系数和阻力系数曲线，可见“剪切变后掠”比“旋转变后掠”的这两种系数值均低，特别是阻力系数的这种差异主导了升阻比的上述差异。当然，更有意义的是比较两种60°后掠角布局在较高速度飞行时的气动特性。图3给出了M∞为0.8时两种布局的升阻比。在较大的攻角范围内，“剪切变后掠”比“旋转变后掠”的升阻比大，特别是最大升阻比。这对于在高速下巡航的飞行器而言，是一种优势。

图3 M∞为0.8时翼身组合体两种布局的升阻比Fig.3 Lift－to－drag ratio of two wing－body configurations at M∞＝0.8

再来分析两种变后掠方式的翼身组合体跨速域飞行的情形。

图4给出了4°攻角时三种布局在不同马赫数下的气动特性。之所以选择4°攻角进行计算，是因为4°攻角是较典型的一种攻角，最大升阻比在其附近取得［20］。

图4 翼身组合体三种布局4°攻角时的跨速域气动特性Fig.4 Aerodynamic characteristics under different speeds of three wing－body configurations at 4°angle of attack

由图4可知，对于两种60°后掠角布局，“剪切变后掠”在宽广速域内均优于“旋转变后掠”，既体现在升阻比，也体现在阻力系数。对于0°后掠角布局，在自由来流马赫数小于0.7时具有比60°后掠角布局更优的升阻比，对应的升力系数也更优。这些特性对可变形飞行器变速度变后掠飞行具有一定的意义：低速起飞和着陆时，可变形飞行器采用0°后掠角布局，此时既具有高升力特性又具有高气动效率；低亚声速加速飞行时，后掠角逐渐以准定常方式增大；高亚声速巡航时，可变形飞行器采用“剪切变后掠”60°后掠角布局，此时既具有高气动效率又具有低阻力特性。

3.2 气动特性差异形成机理

变后掠翼身组合体“旋转变后掠”与“剪切变后掠”的气动特性差异，可从两方面分析其形成机理：一是机翼本身对气动特性差异的贡献，二是机翼干扰机身从而对气动特性差异的贡献。

图5给出了变后掠翼身组合体两种变后掠方式单独机翼在自由来流马赫数为0.8时的升阻比。可见，单独机翼“旋转变后掠”与“剪切变后掠”之间的升阻比差异与图3中翼身组合体机翼“旋转变后掠”与“剪切变后掠”之间的升阻比差异具有相同规律，且单独机翼的此种规律更显著。图6给出了变后掠翼身组合体两种变后掠方式单独机翼在自由来流马赫数为0.8时距离中截面0.5m处截面的流线与速度云图，图7为距离中截面0.8m的情形。可见，“旋转变后掠”与“剪切变后掠”导致的流场迥异。“旋转变后掠”导致翼尖并非沿流向，进而使流向截面出现大规模分离流动（见图6a，图7a）；“旋转变后掠”导致翼型变化（图6a，图7a中翼型均已不是原始翼型，而变为极其特殊的翼型），变化后的特殊翼型优于原始翼型的可能性甚微。

图5 M∞为0.8时两种变后掠方式单独机翼的升阻比Fig.5 Lift－to－drag ratio of the single wing of two wing－body configurations at M∞ ＝0.8

图7 机翼距中截面0.8m处截面的流线与速度云图Fig.7 Streamline and velocity contour of a section of wing 0.8mfrom middle section

图8给出了自由来流马赫数为0.8时翼身组合体三种布局的机身截面的压力系数分布。图中所示的四个不同展向位置的机身截面，距对称面0.26m的截面最靠近机翼，而距对称面0.01m的截面最远离机翼。首先，图中可见三种布局同一截面的压力系数分布存在差异，由此表明机翼对机身存在干扰；其次，距离机翼越远的截面，这种差异越小，但直到十分接近对称面的截面，这种差异仍然存在，由此表明机翼对机身的干扰不容忽视；再次，考察“旋转变后掠”与“剪切变后掠”两种布局，在距对称面0.26m的截面，二者的压力系数分布呈现显著差异，注意到此截面与“翼身结合处”十分接近，“旋转变后掠”布局“翼身结合处”尺度较大，而“剪切变后掠”布局“翼身结合处”尺度较小，这种尺度差异影响机身外侧流场，“剪切变后掠”布局机身外侧可能存在诸如“翼尖涡”的“机身外侧涡”，而“旋转变后掠”布局因机身外侧完全与机翼结合故不存在此流动结构，这种差异显然体现在压力系数上。

图8 M∞为0.8时翼身组合体三种布局机身截面压力系数Fig.8 Pressure coefficient of body section of three wing－body configurations at M∞ ＝0.8

4 结 论

总结本文对可变形飞行器机翼两种变后掠方式及其气动特性机理的研究，得到以下结论：

（1）可变形飞行器机翼两种典型变后掠方式（即“旋转变后掠”与“剪切变后掠”）的几何特征存在五个方面的差异，由此形成了二者气动特性差异的主要可能起因；

（2）翼身组合体“剪切变后掠”布局在宽速域内均比“旋转变后掠”布局具有更优的升阻比和阻力，这对需要在高亚声速巡航的飞行器而言，具有一定的工程实用意义；

（3）两种变后掠方式所引起的气动特性差异，一是由于机翼本身对气动特性差异的贡献，特别是翼尖附近流场结构的影响，二是由于机翼干扰机身从而对气动特性差异的贡献，特别是机身外侧附近的流场结构的影响。

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