范国磊 邓学蓥 王延奎 田 伟

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院,北京 100191)

鸭翼 /边条对融合体型机身大攻角气动特性影响

范国磊 邓学蓥 王延奎 田 伟

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院,北京 100191)

通过对融合体型机身进行表面测压和 PIV(Particle Image Velocimetry)流动显示实验,研究了大攻角下鸭翼/边条对机身气动特性的影响规律.结果表明:加装鸭翼后攻角小于 50°时机头区流动变化不大,超过 50°攻角后,机头区法向力显著下降,并且随着攻角增加受影响区域向头部方向扩大;加装鸭翼致使鸭翼区截面法向力大幅增加.加装边条改善了边条区流动,边条涡对机头涡产生有利诱导,增大了边条区法向力.加装边条/鸭翼时,对机头区及鸭翼区流场的影响由鸭翼起主控作用,对边条区流场的影响由边条起主控作用.

融合体型机身;大攻角;气动特性

大攻角机动乃至过失速机动能力已经成为现代战机的重要技术指标,采用常规圆截面前机身的飞机进行大攻角机动时会引起机体横侧向偏离、机翼摇滚、下冲等复杂甚至不可控的飞行现象.融合体型机身由于具备增加升力、降低雷达散射面积、推迟失速、提高大攻角下横侧向稳定性等多项优异性能[1-2],愈来愈受到人们的关注.

文献[3]对融合体型机身的几何参数影响进行了系统的研究;文献[4-6]对常规旋成体机身与融合体型机身在大攻角下的背涡结构、气动特性、涡破裂位置及 Re数效应等问题均进行了对比研究;文献[7]得出,融合体型机身背涡与大后掠三角翼的前缘涡结构极为类似,流动在机身尖侧缘产生分离形成自由剪切层,自由剪切层持续卷起形成背风涡.大攻角下背风涡沿轴向从前向后不断抬升远离物面,当攻角增大到一定程度后,背风涡由模型后端开始破裂,并随攻角增加破裂点沿轴向不断前移.

上述研究均是对融合体型单独机身气动特性规律的探寻,实际飞行过程中飞机各部附件是互相影响互相干扰的,飞机的气动特性是一个耦合的结果.本文即以某现代飞机布局为基础,取出其前体机身部分,分别加装鸭翼边条,分析其加装前后对融合体型机身气动特性的影响规律.

1 实验模型和设备

1.1 实验模型

本研究以实验为手段,通过表面测压并结合PIV(Particle Image Velocimetry)流动显示的方法展开研究.实验模型取用现代战机布局前机身部分,包含鸭翼和边条,模型为测压模型,如图 1所示共设置 8个测压截面.本文中涉及到的截面法向力均是在截面上进行压力积分的结果.前体机身分为 3个区域,自头尖部至鸭翼前缘尖点处定义为机头部,其中鸭翼前缘尖点所在截面 x/D=1.76;从鸭翼前缘尖点至鸭翼后缘根部定义为鸭翼区,其中鸭翼后缘根部所在截面 x/D=2.72;沿轴向继续向后延伸,至边条末端定义为边条区,边条末端所在截面 x/D=3.76.

图1 模型视图

1.2 实验设备及条件

实验是在北京航空航天大学 D4常规低速风洞开口段中完成的,开口段长宽高分别为2.5,1.5,1.5m,自由来流湍流度为 0.08%,最大风速60m/s.压力采集设备是 PSI公司的 Model 9816智能压力扫描阀测压系统,压力传感器量程为1psi(6894.8Pa),测量精度 0.05%.本次实验风速 30m/s,对应雷诺数为 Re=2.55×105.

PIV设备采用 Dantec公司的 PIV系统,主要由激光器系统、相机、粒子发生器、帧抓取器、同步板和 FlowManager软件等组成.根据文献[7]及本文实验验证,雷诺数变化不会对融合体型机身的流动形态产生影响.由于当风速达到 30m/s时,PIV激光头发生震动,片光不稳定,对相机拍摄造成一定干扰,因此本文所有 PIV图片均是在风速V=15m/s(对应 Re=1.27×105)下获得.

1.3 坐标系定义

坐标系定义如图 1所示,以头尖部为坐标原点,沿模型对称面向后为 x轴,由后向前看,垂直对称面向右为 y轴,垂直 xy面竖直向上为 z轴.截面测压点坐标定义如图 2所示,b为测压点所在截面的最大宽度,y为测压点的 y轴坐标值,左右迎风侧测压点坐标分别为 -2-2y/b和 2-2y/b,背风侧测压点坐标为 2y/b.积分所得的截面法向力与 z轴同向为正,反向为负.

图2 截面测压点坐标定义方式(由后向前看)

2 实验结果及分析

图3为 V=30m/s时,不同攻角状态下截面法向力 Cn沿轴向分布曲线.

2.1 鸭翼、边条对机头区气动特性影响规律

2.1.1 鸭翼影响规律

攻角小于 50°时鸭翼对机头区基本无影响,截面法向力曲线趋向重合;超过 50°之后,截面法向力显著下降,随攻角增加受影响区域逐渐向头部方向扩展.如图 4所示,攻角 30°时无论是否加装鸭翼,机身背涡均在背风侧诱导生成一对基本对称的吸力峰;攻角 60°时单独机身状态背风涡仍存在,但加装鸭翼后鸭翼的干扰作用使得背风侧压力分布曲线呈平台状,故法向力大幅下降.

2.1.2 边条影响规律

加装边条与单独机身状态的法向力曲线在整个大攻角区间始终重合在一起.这是由于边条距机头区较远,生成的边条涡对机头区流动无影响.图 4显示 V=30 m/s,攻角分别为 30°和 60°,x/D=1.45时截面加装边条与否截面压力 Cp分布曲线.

2.1.3 鸭翼/边条影响规律

攻角小于 50°时,加装鸭翼/边条时法向力曲线同其他 3种状态基本重合,说明鸭翼、边条对机头区流场均无影响;攻角大于 50°后,边条对机头区流动无影响,鸭翼起主控作用,加鸭翼/边条对机头区影响同加鸭翼相似.

图3 不同攻角下Cn沿轴向分布

2.2 鸭翼、边条对鸭翼区气动特性影响规律

2.2.1 鸭翼影响规律

如图 5所示,单独机身时来流在尖侧缘处分离形成自由剪切层,剪切层不断卷起形成机身背涡.加鸭翼后,鸭翼区来流无法卷入机身涡,背涡涡量大幅下降并提前破裂.但是鸭翼区机身背涡距物面较远,涡破裂对背风侧压力影响不大,由于鸭翼对来流的“阻滞”作用,迎风侧压力大增,故截面法向力大幅度增加.

图4 V=30m/s,x/D=1.45时 Cp分布

图5 45°攻角,x/D=1.93时 Cp分布及涡量云图

2.2.2 边条影响规律

图6为 V=30m/s,攻角分别为 35°和 65°,x/D=1.93时 Cp分布曲线.攻角小于 50°时,边条涡对机身涡产生有利诱导,背风侧吸力增加,而迎风侧压力不变,因此法向力增加;攻角大于 50°之后,背涡在鸭翼区已经破裂,压力分布呈平台状分布,边条对鸭翼区流动无影响,加边条与单独机身时压力分布相同.

2.2.3 鸭翼/边条影响规律

攻角小于 50°时,加装鸭翼或边条均能使法向力增加,而加装鸭翼/边条比单独加装鸭翼时法向力又有一定的提升;攻角大于 50°后,边条对鸭翼区影响大幅减弱,此时鸭翼起主控作用,加鸭翼同加鸭翼/边条的法向力曲线近似重合.

图6 V=30m/s,x/D=1.93时 Cp分布

2.3 鸭翼、边条对边条区气动特性影响规律

2.3.1 鸭翼影响规律

图7为 V=30m/s,攻角分别为 40°和 60°,x/D=2.9时 Cp分布曲线,加鸭翼后,迎风侧压力微增,背风侧吸力微增,故法向力小幅增加,即如图3显示,在整个大攻角区间,加鸭翼使得法向力小幅增加.

2.3.2 边条影响规律

如图 7、图 8所示,单独机身时,背风侧卷起形成一对集中涡,由于这对脱体涡距物面较远,且涡量不大,故其对物面压力诱导作用不大.加装边条后,绕流在边条处分离形成一对边条涡,边条处剪切层无法再卷入机身背涡,导致背涡涡量减弱,涡位进一步抬升,甚至右涡已经提前破裂.机身涡远离物面对物面诱导作用更加削弱,而新生的边条涡紧贴物面,故此时边条涡起主控作用,在背风侧诱导出很大的吸力峰,并且峰值明显向外侧边条涡位置偏移.同时,边条的加装也对边条区迎风侧流动产生一定“阻滞”作用,使得迎风侧压力小幅提升.加装边条后,迎风侧正压增加,背风侧吸力增加,故边条区截面法向力大幅增加.

图7 V=30m/s,x/D=2.9时 Cp分布

图8 45°攻角,x/D=2.9时截面加装边条前后涡量云图

2.3.3 鸭翼/边条影响规律

加装鸭翼/边条同单独机身相比,迎风侧压力增加,背风侧吸力增加,故法向力大幅度增加.攻角小于 50°加装边条时,边条涡诱导产生一对吸力峰,再加装鸭翼后,由于鸭翼下洗抑制了边条涡的产生,背风侧压力迅速回升,呈现平台状分布,同时迎风侧压力变化不大,故加装鸭翼/边条后,边条区截面法向力反而比单独加装边条时大幅下降.随着攻角增加,机身背涡距物面高度不断增加,并且在边条区开始破裂,其对物面诱导作用下降.加装鸭翼后背风侧再次呈现压力平台状,迎风侧压力略有增加,但背风侧影响作用更加显著,综合作用之下加边条/鸭翼的截面法向力依然比加边条时要小,但差别较 50°攻角之下时明显缩小.

3 结 论

本文通过研究拆装鸭翼、边条对融合体型机身气动特性的影响,得出如下结论:

1)鸭翼在攻角小于 50°时对机头区无影响,大于 50°后鸭翼的干扰作用使得截面法向力下降,并且随攻角增加影响区域向头部扩展.攻角在30°～65°区间内,加装鸭翼后,鸭翼区法向力大幅增加,边条区法向力微幅提升.

2)边条在大攻角区间内对机头区无影响.50°攻角以下时,对鸭翼区截面法向力有一定提升作用,攻角大于 50°之后,基本不影响鸭翼区法向力变化.边条对边条区法向力提升作用显著.

3)加装鸭翼/边条对机头区影响规律同单独加装鸭翼类似,亦即机头区由鸭翼主控.对鸭翼区,在攻角小于 50°时,鸭翼边条共同作用,大于50°时,边条影响几近消失,鸭翼主控.对边条区,攻角小于 50°之前,鸭翼和边条共同作用,鸭翼抑制了边条涡的生成,加鸭翼/边条截面法向力比加边条时小;攻角大于 50°之后,鸭翼作用大幅削弱,边条起主控作用.

References)

[1]Stadmore H A.Radar cross section fundamental for the aircraft designer[R].AIAA-79-1818,1979

[2]MangeR L,Bragg M B.Aerodynam ics ofa chined forebodyoscillating in pitch[R].AIAA-95-1869,1995

[3]刘刚,邱玉鑫.具有尖侧缘的非圆截面机身头部几何参数影响研究[J].实验流体力学,2006,20(4):54-58 Liu Gang,Qiu Yuxin.Investigation of unconventional forebody section geometry parameter's effect[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics,2006,20(4):54-58(in Chinese)

[4]Roos FW,Kegelman J T.Aerodynamic characteristics of three generic forebodies at high anglesof attack[R].AIAA-91-0275,1991

[5]Kegelman J T,Roos F W.Influence of forebo dy cross-section shape on vortex flowfield structure at high alpha[R].AIAA-91-3250,1991

[6]Hall R M.Influence of forebody cross-sectional shape on wing vortex burst location[R].AIAA-86-1835,1986

[7]Mange R L,Roos FW.The aerodynamics of a chined forebody[R].A IAA-98-2903,1998

(编 辑 :李 晶)

Influence of canard wing and strake on aerodynamic characteristic of chined forebody at high AOA

Fan Guolei Deng Xueying Wang Yankui Tian Wei

(Schoolof Aeronautic Science and Engineering,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing 100191,China)

The influence of canard wing and strake on aerodynamic characteristic of chined forebody was studied by surface pressure measurement and particle image velocimetry(PIV)flow measuring systematically.It shows that there is only a little effect of canard wing on the flowfield around nosearea under 50°angleofattack(AOA).If angles of attack are larger than 50°,the normal forces on nose region decrease sharply and influenced region by canard wing isenlarged toward the nose region with increasing AOA.The normal force in the canard wing region is increased sharply by setting canard wing.The flow field on the strake region is improved and the normal force on the strake region is increased by setting the strake.If the canard wing and strake are set simultaneously,the flow behaviors in nose and canard regions will be dominated by canard wing and one in strake region will be dom inated by strake.

chined forebody;high angle of attack;aerodynamic characteristic

V 211.7

A

1001-5965(2010)05-0596-05

2009-06-15

国家自然科学基金重点基金资助项目(10432020);国家自然科学基金资助项目(10872019);国家自然科学基金青年基金资助项目(10702004)

范国磊(1982-),男,山东新泰人,硕士生,fangl1999@163.com.