鸭式布局飞机超音速减阻设计方法研究

鸭式布局飞机超音速减阻方法研究 鸭式布局飞机超音速减阻设计方法研究 侯盼盼 ,张彬乾 ,陈真利 ()西北工业大学 航空学院 ,西安 710072 侯盼盼 摘 要 :在分析传统跨音速和超音速面积律优缺点的基础上 ,利用 CFD 方法在描述流场和气动力 方面的优势 ,从流动现象入手 ,提出了在面积律指导下的复杂外形超音速飞机的减阻设计方法 。对 翼身融合鸭式布局超音速飞机进行的减阻设计结果明 ,该方法可以同时满足跨音速和超音速减 阻要求 ,基于单个超音速飞行马赫数的减阻设计也可以满足其它超音速马赫数减阻要求 。该方法 对复杂外形的减阻设计有良好的适应性 ,使用方便 ,设计周期短 ,工程实用性强 。 关 键 词 :减阻设计 ;超音速飞机 ;鸭式布局 ;面积律 文献标识码 : A( ) 中图分类号 : V21113 文章编号 : 1003 28728 2009 06 20760 204 A D rag Reduction D esign M ethod of Canard Conf igura tion Superson ic A irplane Hou Panp an, Zhang B inq ian, Chen Zhen li ( ) Co llege of A e ronau tic s, No rthwe ste rn Po lytechn ica l U n ive rsity, X i′an 710072 th is A b stra c t: B y ana lyzing the advan tage s and d isadvan tage s of the trad itiona l tran son ic and sup e rson ic a rea ru le, p ap e r p ropo sed a new m e thod fo r reduc ing sup e rson ic wave d rag fo r the comp lex configu ra tion, wh ich is ba sed on the flu id m echan ic s and the a rea ru le. A n examp le of d rag reduc tion de sign fo r a b lended2w ing2body cana rd config2 u ra tion sup e rson ic a irc raft ind ica te s tha t th is m e thod can sim u ltaneou sly sa tisfy the requ irem en t of d rag reduc tion fo r tran son ic and sup e rson ic fligh t, and the p ro jec t of d rag reduc tion de sign wh ich is ba sed on a single M ach num be r can a lso sa tisfy o the rM ach num be rs in sup e rson ic range. Th is new m e thod of reduc ing sup e rson ic wave d rag can be u sed to rede sign ea sily and it is ve ry effic ien t and p rac tica l fo r sup e rson ic a irc raft d rag reduc tion. Key word s: d rag reduc tion de sign; sup e rson ic a irc raft; cana rd configu ra tion; a rea ru le 阻力是飞机气动设计的核心 ,来源于各种流动 20世纪 50 年代 , R. T. W h itcom 提出的 跨音 速 [ 1 ] 现象 ,因此 ,从流动现 象入 手 探索 减小 阻 力的 方 面积律和 O. Jone s提出的超音速面积律是超音速飞 法十分重要 。在流动未分离条件下 ,超音速飞机阻 行器工程减阻设计的有力工具 ,这两种面积律针对 力大致可分为摩擦阻力 、升致阻力和激波阻力 ,各约 机翼加机身的组合体设计 ,且基于线化理论和小扰占总阻力的 1 /3。就减阻而言 , 前两部分与亚音速 动假设 ,并且忽视了一些压力项 ,因此 ,准确度不高 、 流动情况下基本 相 同 , 可采 用亚 音速 减 阻方 法 , 因 此 ,超音速飞行器减阻问的研究就集中在减少波 应用范围受到限制 。但其快速 、较宽广的适应性等 阻上 。波阻由体积波阻和升力诱导波阻构成 ,主要 优点仍受到欢迎 ,时至今日 ,人们还在不断对面积律 为体积波阻 ,影响体积波阻的主要因素是飞机的最 [ 2,7 ] 进行完善 ,以便得到更好的减阻设计效果 。 大截面积和截面积分布 。 现代超音速战斗机常采用边条翼 、鸭翼等布局 的融合体设计 ,与传统面积律应用对象差异很大 ,如 何将面积律用于这种复杂外形的减阻设计 ,是工程 收稿日期 : 2008 209 216 设计中十分关注的问题 。( ) 作者简介 :侯盼盼 1983 - , 硕士 , 研究方向 为飞 行器气 动布 局设 () 计 , hp anp an1983 @ sina. com;张彬乾 联系人 , 教授 , 博士 生导师 , bqzhang@ nwp u. edu. cn CFD 方法 ,探讨面积律应用于翼身融合鸭式布局超 音速飞机减阻设计的可能性 。3 算例 利用笔者方法 ,在确定超音速飞行 M a 数下 ,对 1 传统超音速面积律一鸭式布局翼身融合超音速布 局进 行 减阻 修形 设 计 ,并且检查该修形外形在跨音速及其它超音速状 根据线化超音速势流理论 ,波阻的积分式为 态的减阻情况 。 - (θ) D = W 311 计算方法与条件2 l l ρ - U ? ?( ) ( ) S ″xS ″xln |dxdxx- x| 1 2 对超音速问题 , Eu le r和 N 2S方程都能很好的捕 1 21 2 0?0?π 4 捉压差阻力 、激波等流场信息 , N 2S方程的模拟能力 ( )1 π 更强 ,但计算量很大 ,对计算机要求高 ,鉴于本文着 2 -1 ( )(θ) θ2 D= DdW W 眼于减阻方法研究 ,因此 ,采用 Eu le r方程模拟足以 0?π 2[ 4 ] 满足需要 。 ( ) : S x 表示确定马赫数时 ,不同马赫锥斜切平 式中 α= 115,分别为 0 、? 计算条件 : H= 11 km , M a 面得到的飞行器机体截面积 。 2 、?4 、?6 、?8 。?( ) ( ) 从式 1 2 和 式 可以 看出 , 截 面 积 变 化 越 平 初始外形 312 缓 ,波阻就越小 ,而在实际应用中 ,平缓没有具体标 ( 准 ,而且超 音 速 面 积 律 需 要 用 一 组 不 同 角 度 0 , π) 2的马赫平面来切割飞行器 ,计算对应的阻力 ,并将这组阻力的平均值作为当量旋成体的阻力 ,而不 同的马赫数所对应的马赫平面角度也不同 ,因此使 用超音速面积律进行减阻修形 设计 的过 程 相当 繁 琐 。加之马赫数不同 ,得到全机面积分布也不同 ,工 程设计中实现的难度很大 。 2 设计方法 面积律设计的核心是减小机体最大截面积以及 沿机身轴线截面积分布尽可能平缓 。因此 ,笔者以 流动现象为指导 ,主要研究如下 3 个问题 : ( ) 1 基于跨音速面积律的减阻设计是否同 时满足超音速减阻要求 。 ( ) 2 基于超音速面积律的修形方案是否也满足 跨音速减阻要求 。 ( ) 3 针对单个超音速飞行马赫数进行减阻修形 的设计方案是否也满足其他超音速马赫数飞行状态 。 笔者采用的超音速减阻设计方法 ,不是按面积 律构造当量旋成体并进行阻力计算 ,而是采用 CFD 方法 ,以流动现象为基础 ,按照面积律概念进行减阻 修形设计 。具体设计过程如下 : ( ) 1 用 CFD 方法计算初始外形 ,得到气动力和 流场特性 。 ( ) 2 将初始外形沿机身轴线的截面积分布与流 动现象进行对照分析 ,按照面积律设计原则进行减 = 115状态 ,按超音 图 1给出了初始外形在 M a 阻修形设计 。 速面积律得到的截面积分布 。由图可见 ,超音速时 ( ) 3 对新获得的外形进行气动力与流场计算 , 最大截面积大约在 11 m ,且从 8 m 附近开始向峰值 28卷 第 机 械 科 学 与 技 术 762 M a = 115状态 ,修形设计后的面积分布和流 在 逼近 。从图 2给出的 M 数和压力云图中可看出 ,从 ( 场特性也在图 1 与图 2 中给出 。修形后 ,超音速面 机翼根部前缘开始 ,机翼 2机身结合处 大约在 9 m 2 ),12 m 之间 出现较为明显的压力增大 、速度减小 , 积律的最大截面积减少 ,最大面积差约为 0131 m, M 数和压力变化较为剧烈 。可见 ,流动特性较差的 面积分布更加平缓 。翼身结合处压力增大和速度减 区域恰好对应着截面积峰值所在区域 ,因此 ,针对该 小的趋势得到缓和 ,机身和机翼表面气动参数变化 梯度减缓 ,流动较为通畅 。区域进行修形 。 气动力计算结果如图 3 所示 。修形后 ,阻力减 313 修形设计 由图 1可见 ,约在 8 m 处 ,面积分布曲线斜率不 小约 01002 , 升 力增 加约 0101 , 最 大升 阻 比 提 高 约 连续 ,之后 ,面积增大向峰值过渡 。在流动现象上 , 01249;力矩曲线向上平移 ,提供了约 01005 抬头力 矩增量 ,焦点基本不变 。达到了此状态的减阻设计 此区域气动参数变化梯度较大 ,气流在这一范围有 堵塞的现象 。因此 ,改变 8 m 之后的面积分布使之 要求 。 变化平缓 、减小峰值 ,以减缓流动变化 ,使流动更加 顺畅 。 根据以上分析 ,在不改变机翼形状 ,满足机身装 载要求 ,保证机翼和机身的融合光滑连接条件下 ,对 机身进行“瘦身 ”修形 。 图 4 不同 M a数气动性能校核 图 4和图 5给出了按 M a = 115 修形设计外形 α 在 M a = 019、112和 210,= 2 状态的校?核计算结 果 。在所校核的 M a数下 , 阻力均有所减少 , 约为 4 % ( )图 3 设计状态气动性能 = 115 M a , 7 % , 升阻比提高约 5 % , 抬头力矩增加约 6 % 。与 M a = 115时的情况类似 ,修形后翼身融合处压力与 剧烈程度减小 ,都达到了减阻设计要求 。 ,使修形设计的针对性增强 ,提高了面积律 间的联系 由图 1给出的按照超音速面积律进行修形后的 修形的准确性 。同时 ,由于仅计算初始外形某一确 跨音速面积律可见 ,跨音速的最大截面积也随之减 定 M a 数下的超音速面积分布 ,大大简化了传统面 2 小 ,最大面积减小约 0127 m, 面积分布变得平缓 , 积律修形设计的繁复工作 ,提高了修形设计效率 ,拓 与气动力与流场的变化相一致 。宽了面积律的适用范围 。 ( ) 2 利用笔者设计方法对翼身融合鸭式布局超 音速飞机进行了减阻设计 。研究结果表明 ,基于跨 音速面积律的减阻设计可以满足超音速减阻要求 ; 基于超音速面积律的减阻设计也可以较好地满足跨 音速减阻要求 ; 基于单个超音速飞行 M a 数的减阻 设计同样也可以满足其他 M 数减阻要求 。 ( ) 3 笔者的设计方法具有较好的减阻效果 ,对 复杂外形超音速飞机减阻设计有良好的适应性 ,使 用方便简单 ,设计周期短 ,结果可信 ,工程实用性强 。 [参考文献 ] ()()图 5 不同 时修形前后马赫数 左 与压力云图 右 M a[ 1 ] Hoe rne r S. F lu id D ynam ic D ra g [M ]. N ew Je rsey Hoe rne r F lu id ()比较 图中上半部为修形后 ,下半部为原模型 D ynam ic s, 1965 Chen Z L , Zhang B Q. A C FD M e thod of Reduc in g the Super2 [ 2 ] 314 结果分析 son ic D ra g Ba sin g on the A rea Ru le C on cep t[ R ]. A IAA 2006 2 3334 , 2006 传统的面积律设计方法不能描述阻力变化的物 [ 2 ] Vo jin N , Jump e r E J. Ze ro2lift wave d rag ca lcu la tion u sing sup e r2 [ 3 ] 理原因 ,对于复杂外形 ,修形设计的针对性不强 , son ic a rea ru le and its mod ifica tion [ A ]. 42n d A IAA A ero spa ce 按面积律设计结果与流动特性的对应性不唯一 ,导Sc ien ces M eet in g an d Exh ib it[ C ] , R eno. N evada, 2004 致减阻效果不高 。B ib la rz O , Pom e ran tz B , L ind sey G H. Tran son ic M issile D ra g [ 4 ] 笔者的研究结果表明 ,基于 CFD 技术在流场和 A rea 2Ru le an d A f terbody2Ro le Ver if ica t ion w ith C FD [ R ]. 气动力描述方面的优势 ,从流动现象入手 ,按照面积 A IAA 98 20527 , 1998 律概念 ,对复杂外形进行减阻修形设计可以得到满 P ittsw illiam C. Reduct ion of W a ve D ra g of W in g Body C om b i[ 5 ] 2 意结果 ,解决了本文拟研究的 3个问题 :作者曾以跨 na t ion s a t Super son ic Speed s through Body D istor t ion s [ R ]. 音速面积律为指导 ,修形设计后也减小了超音速阻 [ 2 ] NACA 2RM 2A56B1O 力 ;本文以超音速面积 律 进行 减阻 设 计的 同时 , H an sen J. The design revo lu tion in sup e rson ic ae rodynam ic s: the [ 6 ] 跨音速面积分布也得到相应优化 ,同时减小跨音速 NACA ′s R ichard T. wh itcom b and the genesis of the a rea ru le 阻力 ;针对 M a = 115 进行的修形设计 ,在其它超音 [ A ]. 38 th A IAA A ero spa ce Sc ien ce s M ee t in g & Exh ib it[ C ] , 速马赫数下也能达到较为理想的减阻效果 。 R eno, N evada, 2000 Lovell D A. European Re sea rch to Reduce D ra g for Super son 2 [ 7 ] ic Tran spor t A ircra f t[ R ]. A IAA 299 23100 , 1999 A sh ley H , L andah l M. A erodynam ic s of W in g s an d Bod ie s [ 8 ] 4 结论 [M ]. Dove r Pub lica tion s, 1965 ( ) 1 笔者 分 析 了 传 统 面 积 律 的 优 缺 点 , 利 用L iepm an H W , Ro shko A. E lem en ts of Ga sdynam ic s [ M ]. [ 9 ] CFD 方法在流场分析和气动力描述方面的优势 ,提 Dove r Pub lica tion s, 1957 出了超音速面积律概念指导下的复杂外形超音速飞 机的 CFD 技术减阻设计方法 。首先用 CFD 方法计 算飞机流场和气动力 ,寻找流场品质较差的局部外 形 ,然后 ,以面积律为指导 ,对流动特性较差的局部 外形进行修形设计 ,再通过 CFD 方法对流场与气动 力进行检验 ,直到满足减阻要求 。由于从流动现象