变形超临界翼型流动机理研究

摘要

为了保持最佳飞行性能，提出了可实时改变不同飞行条件下气动特性的变形飞机概念。关键问题是研究变形过程中结构变化对强流动失稳的响应。为了解决这一问题，采用了计算流体力学(CFD)和风洞试验(WTT)方法。结果表明:翼型厚度和外倾角的变形会显著改变压力分布，造成明显的升阻迟滞循环;随着变形频率和幅值的增加，失稳程度也相应增加。此外，拱度变形引起的非定常效应要比厚度变形引起的非定常效应强得多。此外，翼型上的激波强度、边界分离位置等流动结构对结构变化的响应具有时滞性。因此，翼型变形与气动特性之间会存在滞后性，这意味着较强的流动不稳定性。

1.简介

随着科技的发展，飞机的质量和性能越来越受到人们的重视。1- - - - - -3.］．如今，为了在整个飞行过程中保持最佳性能，人们期望在飞机配置中采用流动条件的变化。因此，变形翼型逐渐发展起来。然而，构型变化对流动结构和飞机性能的影响尚不清楚，这可能会阻碍变形翼型的发展。因此，有必要研究流动与构型变形之间的关系及响应规律。

NASA、DAPPA等研究机构对变形飞行器相关技术进行了长期研究[4- - - - - -6，以及大量的空气动力学研究。在ajajj等的研究中[7]，对变形技术进行分类，提出连续变形的概念。Nekoubin和Nobari [8]计算了NACA0012翼型后缘在跨音速条件下的变形，并解释了控制参数的影响。沃克和帕蒂尔[9]推导了非定常升力、阻力和俯仰力矩的函数，并用切比雪夫多项式的形式表示。甘地和阿努松提[10]研究了变弧度机翼的蒙皮结构。在Adesen等人的研究中[11，在此基础上建立了变后缘翼型的动态失速模型。就国内的研究而言，变形技术的发展较国外晚。Xu等[12提出了不同类型的翼型变形方案。Lv等[13，14]进行了风洞试验，研究跨音速条件下的气动特性。Hao和Yang [15]分析了低雷诺数下弯度变化对定常和非定常气动特性的影响。Chen等[16]讨论了机翼后掠变化对气动特性的影响及其机理。同时，利用Gao等人提出的解析涡方法和离散涡方法[17，18]，具体研究了亚/超声速条件下变形翼型的非定常气动特性。

变形技术的研究主要集中在智能结构的设计上[19，20.]，但对变形翼型的气动特性和流动机理的研究较少。因此，通过CFD和风洞试验，探讨了超临界翼型变形对气动特性和流动结构的影响，研究结果将有助于灵活选择结构参数和分析变形翼型的气动特性。

2.研究方法

2.1.研究课题的介绍

2.1.1.Issue和Object

以RAE2822指定的典型超临界翼型为研究对象。RAE2822的结构和气动特性非常丰富，可供研究人员参考。

本文通过CFD模拟研究了翼型厚度和外倾角对其非定常气动特性的影响。应用CFD计算时，将RAE2822的弦长指定为1单元，根据该单元得到雷诺数、非定常气动特性系数等流动参数。

在风洞中仅测量了SMA智能结构驱动后缘挠度改变机翼弧度对表面压力分布的影响。严格意义上说，这种风洞模型的挠度并不是真正的弯度，因为在结构智能化设计和风洞实验模拟上存在一定的困难。实验结果无法与CFD结果进行比较，但CFD结果仍有助于识别模型在风洞环境下变形过程中的流动现象。将模型提取到基于RAE2822翼型的二维机翼上，翼展为365 mm，弦长为150 mm(图1)．

2.1.2.CFD模拟参数

翼型参数决定了机翼的气动特性，其中翼型曲面和翼型厚度是最重要的参数。采用CFD方法研究了变形对超临界翼型气动特性的非定常影响。

在马赫数为0.7 ~ 0.78、雷诺数为5 × 10的条件下，模拟了不同翼型弧度和翼型厚度下的流动结构和气动力⁶到30 × 10⁶，攻角为0°~ 8°。

实时翼型厚度变化范围为基础翼型厚度的- 15% ~ 20%，用于测量弦后缘切线与水平轴之间的翼型弧度的角度范围为−5°~ 5°。翼型厚度和弧度的定义将在节中介绍2.1.3.．计算流体力学(CFD)模拟的曲面变形和厚度变形频率范围为0 ~ 2 Hz。

2.1.3.风洞实验内容

在风洞中进行实验时，马赫数在0.4 ~ 0.8之间，试验雷诺数保持在2 × 10⁶大约，攻角范围从0°到6°。

SMA材料的相变会导致智能结构响应慢的问题，使得在后缘偏转过程中，超临界翼型上方的流动保持稳定。风洞实验只用于识别后缘偏转时的定常流动结构演化。由于风洞流动动压力带来的气动载荷的作用，尾缘偏转幅度不能超过10.9°。必威2490由于变形模式和流动模式的不同，将风洞实验结果与CFD计算结果进行比较不合理。

2.2.计算流体动力学方法

2.2.1.CFD方法

采用基于有限体积的N-S方程:

对流项采用中心格式离散，粘性项采用ROE格式离散。在双时间步长的基础上进行了非稳态计算的时间离散化。当基变量的最大误差小于0.00001时，认为迭代收敛。同时，通过指定内时间步长，避免了无限循环。此外，采用理想气体远场条件作为边界条件。墙是绝热的，防滑的。采用S-A湍流模型。

2.2.2.网格和验证

采用包含941 × 144个网格节点的C网格2)．为避免大纵横比混沌变形造成的负体积，将网格场分为两部分，只允许网格变形。由于我们的主要目的不是雷诺数效应，所以在完全湍流下只考虑特性。y+和第一层网格的高度分别为2和0.00002664。

在Zhang和Zhang[的研究中，根据Case 9验证了稳态方法的有效性。21，参数如表所示1．案例9的结果与本研究的比较见表2．结果与Case 9一致，表明本研究应用的稳态方法是有效的。

通过AGARD CT1实例验证了非定常方法的有效性[21，参数如表所示3.．

非定常方法与CT1情况的比较如图所示3.．可以看出，双时间步离散化可以用于非定常计算;两种结果的一致性很好。

2.2.3.步伐的决心

不同时间步长的升力系数如图所示4．可以看出，结果C_l当实时步长大于1000时，系数收敛。因此，将内部迭代步长和实时步长分别赋值为50和1000。

2.2.4.CFD模拟中翼型厚度和弧度变化的定义

翼型厚度的变化是通过平均增加所有原始翼型控制点的坐标得到的。然后，推荐控制点的坐标方程: 在哪里为翼型控制点的初始坐标，是翼型厚度的变形频率，和为厚度变化的相对幅度，如图5．

翼型中心线方程的代数表达比较困难。因此，翼型弦被定义为一个抛物线来描述弧度。为使厚度在拱度变化过程中保持不变，拱度变化方程为: 在哪里顶点的瞬时坐标是是表面控制点纵向坐标的增加。为方便起见，角度(θ)，以尾点变形弦的切线与横坐标之间的距离来测量弦弧度的变化。曲线变化如图所示6．

2.3.风洞试验

2.3.1.设施

试验是在马赫数为0.4 ~ 3.5的跨音速风速下进行的。该风洞为半回风瞬态风洞，断面尺寸为0.6 × 0.6 m。该部分上、下壁开槽，侧壁实心设有矩形光学窗，适合相机拍摄。

2.3.2.智能执行器结构

为了解变形翼型的流动机理，设计了一种典型的二维超临界翼型试验模型。采用悬臂柔性柔性结构驱动后缘柔性。该结构由形状记忆合金(SMA)驱动器驱动，可使后缘偏转10.9°。模型下表面的空腔内灌满玻璃胶，以保持下表面的光滑。在图7，推荐使用SMA驱动器型号。

2.3.3.测试技术

由于下表面被玻璃胶填充，压力孔固定困难。因此，采用PSP技术来获得边界层自然过渡条件下的模型表面压力分布。图像采集由光源、摄像机和控制软件组成。激发光源为LED冷光源，输出功率为12 W。相机类型为PCO.1600。为了确定后缘偏转角度，采用了变形测量技术(VMD)。在图8，给出了模型在试验段的位置。

3.结果和分析

3.1.厚度变形对气动特性的影响

数字9展示了三种厚度振幅(10%、15%和20%)对气动特性的影响。这表明，随着变形幅值的增加，滞后现象更加明显，这是由于厚度变形过程中同一位置的压力和涡量差造成的(图10)．由升力系数形成的滞回圈面积可以理解为翼型变形过程中外力所需要的功。面积越大，所需的能量就越大[22］．

厚度变形频率的影响如图所示11．变形频率越高，速度势随时间的变化率所产生的升力/阻力越大。在一定频率和幅值范围内，当后缘经过相同的往复运动位置时，升力和阻力的差值分别接近0.015和0.0019。

3.2.弧面变形对气动特性的影响

数字12显示了弯曲变形程度对空气动力学的影响。结果表明，变形越大，非稳态效应越强，滞回线面积越大。

数字13表明变形频率越高，滞回线面积越大，速度势随时间的比值引起的附加非定常升力也越大。

当迎角增加到6°时，效果与α＝2°。但是，如图所示14时，弧度变形对气动特性的影响较小α= 6°α= 2°;升力/阻力曲线的滞回特性不规律α= 6°α= 2°。这是由明显的激波和激波引起的边界层分离造成的。如图所示15当弧度改变放大角时，发生了强烈的分离，分离位置向前移动θ−3°。我们可以得到流动结构在相同的位置不同的时间有很大的不同。这就是导致变形过程中升阻力滞后特性的非定常流动。

上述结果表明，翼型厚度和曲面变形会引起明显的失稳，气动系数具有明显的滞后特性。翼型参数变形幅度越大，频率越高，流动不稳定性越强。与厚度变形相比，弯曲角度的变化会引起更严重的失稳，从而导致更大的附加失稳。例如升力和阻力的差值分别接近0.117和0.0034，说明车辆变形的不稳定性不容忽视。

3.3.翼型变形过程中的非定常流动机理

变形对地表压力分布的影响如图所示12，这说明当后缘返回通过同一位置时，激波向翼型机头移动，强度减弱。这是由于激波位置相对于几何变形的滞后和强度造成的。这种现象在PSP风洞试验结果中也可以观察到(图16)．可以看出，随着后缘的偏转，激波得到了加强和推回。靠近旋转中心的流动再次加速，有形成第二激波的趋势。

变形对地表压力分布的影响如图所示12，这说明当后缘返回通过同一位置时，激波向翼型机头移动，强度减弱。这是由于冲击波位置相对于几何变形的滞后和强度造成的。这种现象也可以从PSP风洞试验结果中观察到(图17)．可以看出，随着后缘的偏转，激波得到了加强和推回。靠近旋转中心的流动再次加速，有形成第二次激波的趋势。

数字18分析了翼型弯曲变形幅度和频率对表面压力分布的影响。由图可知，振幅越大，频率越高，压力分布的变化也越大。例如，这种变化会使激波明显增强，激波会移动到翼型末端，从而增加不稳定的附加升力。

结果表明，机翼变形过程中的非定常流动效应是由流动分离、边界层转捩、激波振荡等因素引起的。在杨的研究中[23]时，作者认为非定常变形翼型的空气动力学可以用恒定项和稳定项来表示。附加的不稳定项显示为

在翼型变形过程中，速度势的变化率会产生虚质量力，虚质量力会导致附加力的不稳定。由于翼型参数的速度变化率不同，不稳定附加力/力矩也不同，从而形成滞后环。

4.结论

本文研究了超临界翼型的厚度和弯曲变形对流动失稳的影响及其机理。可以得出如下结论:(1）翼型厚度和外倾角的变化会引起流动不稳定，且滞回线的气动力表现出明显的滞回。因此，在设计变形飞机时，必须充分重视变形飞机的非定常气动特性。（2）较大的变形幅值和较高的变形频率将导致更强的流动滞后和不稳定效应。与翼型厚度变形的影响相比，翼型弧度变形引起的失稳更为显著，不可忽视。（3）流动的不稳定性来源于激波的位置和强度以及边界分离特性对几何变形的响应。这可能会导致明显的额外空气动力。

数据可用性

这些数据是在中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所的风洞中测量的。

的利益冲突

作者声明他们没有利益冲突。

参考文献

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