变后掠变展长翼身组合体系统设计与特性分析

第3期
陈钱等: 变后掠变展长翼身组合体系统设计与特性分析
507
制柔性机翼的扭转变形, 在不增加飞机重量的情 况下显著提高了滚转控制性能; / Smart Wing0项 目[ 9] 中采用无铰接的、连续光滑的、大偏转角的和 高驱动速率的操纵面, 最终获得了更优的滚转和 俯仰控制性能。
对于大尺度变形, 变形的概念创新及其实现 十分 关键。 在最近 的大 型研 究项 目/ Mor phing A ircraf t St ruct ure0中, 主要确立了蝙蝠翼方案[ 10] 和折叠翼方案[ 11] 。前者经过结构设计、驱动系统 设计、气动- 结构综合建模与模拟、控制系统设计、 风洞试验和飞行演示验证, 为发展实用的跨声速 可变形无人机打下了坚实的基础; 后者也已进行 风洞试验。
对于局部小变形, 已有许多活跃的研究主题, 如/ M orphing0项目[ 2] 中将结构自适 应变形技术 与主动流动控制技术相结合开展的一系列微流动 自适应控制研究。无论是采用合成射流技术[ 3] 、 脉冲射流技术[ 4] 等的/ 虚拟形状变化0[ 5] , 还是采 用小尺度局部结构实际主动变形[ 6] , 都能对飞行 器局部流场结构产生有利影响, 进而提高飞行器 的性能。
( 3)
式中: D i 为诱导阻力; L 为升力; e 为与展弦比和
尖根比有关的、可近似认为是常数的、略小于 1 的
量; q ] 为自由来流动压; b0 为无后掠无伸展外形 的展长; $+ 为后掠角变化量。当升力不太小时,
总阻力对后掠角变化量求偏导数并令结果为 0,
可得
2L2 sin( $+) Pe q ] b20 co s3 ( $+)
陈钱1 , 尹维龙2 , 白鹏1, 冷劲松2 , 刘子强1
( 11 中国航天 空气动力技术研究院, 北京 100074) ( 21 哈尔滨工业大 学 航天学院, 黑龙江 哈尔滨 150080)
System Design and Characteristics Analysis of
a Variable-sweep and Variable-span Wing-body
flig ht vehicles in mult-i env iro nments and mult-i missions, and ultimately lead to better per for mance for mo r-
phing flig ht vehicles in compariso n w ith conventio nal fix ed- config uratio n f lig ht vehicles.
飞行器的变形方式可分为三类: 局部小变形、 中等变形和大尺度变形。
收稿日期: 2009-01-19; 修订日期: 2009- 04-08 基金项目: 国家自然科学基金( 90605005, 90816026) 通讯作者: 陈钱 E- mail : cheng qian04@ t singh ua. org. cn
phing w ing- body
表 1 可变形翼身组 合体典型外形的参数
Table 1 Parameters of representative configurations of
morphing wing- body
参数 +/ ( b)
无后掠 无伸展
0
无后掠 全伸展
0
全后掠 无伸展
45
全后掠 全伸展
( 2) 以无后掠的两种典型外形为例分析展长 变化对总阻力的影响
有伸展外形的展长相对于无伸展外形的展长 的变化量( 以下简称展长变化量) 与总阻力之间的 近似函数关系式为[ 12]
D=
q] S0CDp
1+
2( $b) c S0
+
L2 Peq ] ( b0 + 2$b) 2
( 6)
式中: 右端第 1 项为寄生阻力; 第 2 项为诱导阻 力; S 0 为无后掠无伸展外形的参考面积; CDp 为寄 生阻力系数; $b 为展长变化量; c 为小机翼弦长。 总阻力对展长变化量求偏导并令结果为 0, 可得
results demo nstr ate that lar ge scale morphing can considerably chang e the aerodynamic character istics of a
flig ht vehicle, such as its lift, drag and lift- to- drag r atio , etc. , which can enable the adaptat ion o f mor phing
of structure and contro l techno log ies; the char acter istics analysis include the t est and analy sis o f str uctural and
co nt rol cha racterist ics as w ell as t he test and ana lysis o f steady and unsteady aero dy namic character istics. T he
45
b/ m
11 700 0 21 400 0 11 299 0 11 810 5
AR S r / m2
61 30 01 459 0
91 62 01 599 0
31 40 01 496 0
51 15 01 636 0
11 2 近似理论分析与计算流体力学( CFD) 数值 模拟
( 1) 以无伸展的两种典型外形为例分析后掠 角变化对总阻力的影响
1 系统设计
11 1 总体方案设计
根据对大尺度变形的总体需求分析, 本文的 风洞试验模型首次定量方案为: 模型后掠角能改 变 45b, 展长能增大 50% 以上; 模 型采用半模, 最 大尺寸不超过 11 5 m 。图 1 给出了相应的全模的 典型外形: 机身为扁平流线型; 机翼由两段矩形翼 ( 以下将弦长大的翼称为大机翼, 弦长小的翼称为 小机翼) 组成, 其型面均为 NACA 0015 翼型。对 于本文的风洞试验模型, 由于大、小机翼均采用矩 形翼, 因而后掠角 + 的定义比较简单, 仍然采用 一般飞机后掠角的定义, 即为机翼 1/ 4 或 1/ 2 弦 线的后掠角[ 12] 。但是, 展长 b 的定义需要重新考 虑, 因为翼尖截面并非总是流向方向, 在此, 本文 定义展长为左右两翼 尖翼型弦线中 点的连线长
第 31 卷 第 3 期
2010 年
3月
航空学报 ACT A A ERON A U T ICA ET A ST RO N AU T ICA SIN ICA
Vo l1 31 No1 3 M ar. 2010
文章编号: 1000- 6893( 2010) 03-0506- 08
变后掠变展长翼身组合体系统设计与特性分析
摘 要: 为了探索可变形飞行器气动、结构和控制关键技术, 在可变 后掠角 及展长 的翼身 组合体风 洞试验 模 型系统设计与特性分析方面开展了研究。系统设计包括总体方案设计、近似理论分析与计算流体力学( CFD)
wk.baidu.com
数值模拟、结构与控制技术集成; 特性分析包括结构特性、控制特性、定常与非定常气动特性的测试及其分析。 结果表明: 大尺度变形能显著改变飞行器的升力 、阻力和升阻比等气动特性, 进而使可变形飞行器能适应多种 环境和任务, 因而在全飞行周期中比传统固定外 形飞行器具有更优的性能。 关键词: 翼身组合体; 变后掠; 变展长; 变形飞机; CF D 数值模拟; 风洞试验
ble- sw eep- and- span mo rphing w ing- body is co nducted. T he sy stem design include the ov erall desig n, appr ox -i
mate theor etical analysis, com putatio nal fluid dynamics ( CFD) numerica l simulation as well as the integ ration
Key words: w ing- body; v ariable- sw eep; va riable- span; mo rphing aircraft ; CF D numer ical simulation; wind
tunnel test
近年来, 可变形飞行器成为研究者关注的热 点。分析其原因, 一方面在于研究者从飞行生物 这种可变形飞行体的研究中持续获得新的启示, 如 D. L ent ink 等[ 1] 对雨燕飞翔的研究中就提出了 / 变形0在未来飞机发展中的作用; 另一方面在于, 可变形飞行器符合未来对飞行器的需求, 它能根 据环境变化和任务变化来灵活地改变其形状和尺 寸, 得到满足环境和任务要求的气动、结构和控制 特性以及综合性能。
考虑升力不太小的情形, 此时后掠角变化对 诱导阻力的影响大于对寄生阻力的影响, 因而后 掠角变化对总阻力的影响近似等于对诱导阻力的 影响。有后掠外形的后掠角相对于无后掠外形的 后掠角的变化量( 以下简称后掠角变化量) 与诱导 阻力之间的近似函数关系式为[ 12]
Di =
L2 Pe q ] b20 cos 2 ( $+)
中图分类号: V 2111 4
文献标识码: A
Abstract: In order to investig ate the key technolog ical issues co ncer ning the aero dy namics, structur e and con-
tr ol o f mor phing flig ht vehicles, a sy stem design and character istics analysis on a w ind tunnel mo del o f a var ia-
度。另外, 展弦比 A R 和参 考面积 Sr 分别 定义 如下[ 12] :
AR =
b2 Sp
( 1)
Sr = S p
( 2)
式中: Sp 为机翼平面投影面积。表 1 给出了图 1 中 4 种典型外形的重要参数。
图 1 可变形翼身组合体的 典型外形 F ig1 1 Repr esentative config ur atio ns o f mor-
综观上述三类变形方式的研究进展可知, 这 三类变形均为研究者关注的焦点, 正持续取得进 展。为了研究可变形飞行器在变形前后及变形过 程中的气动问题、探索其在风载条件下变形的结 构和控制技术、验证与确认其分析预测方法, 本文 在可变后掠角及展长的翼身组合体方面开展了探 索, 为大尺度变形的研究提供一种思路。
Chen Q ian1 , Y in Weilong2 , Bai P eng1 , Leng Jinsong2 , L iu Ziqiang1
( 11 China Academy of Aer ospace A ero dy namics, Beijing 100074, China) ( 21 School of A stro nautics, Har bin Institute of T echnolog y, Har bin 150080, China)
=
0
( 4)
考虑到设计方案中 $+ 的取值范围为 0b [ $+ [
45b, 故式( 4) 中 $+ 存在唯一解:
508
航空学报
第 31 卷
$+ = 0b
( 5)
因而, 可得出以下结论: 升力不太小时, 对于 给定升力, 0b后掠角使得总阻力最小。另外, 从式 ( 3) 可得, 当 0b [ $+ [ 45b时, 给定不太小的升力 后, 总阻力随后掠角增大而增大。
对于中等变 形, 具 有代表性 的研究工 作有: / M ission A daptiv e Wing0项目[ 7] 中采用光滑地改 变前缘和后缘弯度的机翼, 获得了巡航性能、机动 性能等方面 的改进; / Act ive F lexible Wing/ Active A ero elastic Wing0项目[ 8] 中采用副翼和前缘 襟翼的偏转来改变柔性机翼上的气动力, 进而控