Numerical simulation of support interference and distortion effect on flying wing in low speed wind tunnel
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摘要: 飞翼布局具有气动效率高、隐身性能好的优点，是未来军民用飞机的重要发展方向。该类布局模型风洞试验尾撑、腹撑及背撑等支撑形式的干扰量及由此带来的模型局部外形畸变影响较为复杂，目前还没有通用的支撑方案和试验修正方法。采用CFD数值模拟方法，分别对某小展弦比飞翼布局标模低速尾撑支杆干扰和尾部外形畸变影响进行了研究，结果表明：在常用角度范围内，所使用的数值模拟方法是可靠的，可用于风洞试验支撑方案的评估及支撑干扰的修正；对纵向特性，尾撑支杆干扰量和尾部外形畸变影响量相对全量较小；对横航向特性，尾撑支杆干扰量基本可忽略，尾部外形畸变影响量与全量相当。Abstract: The flying wing configuration shows high aerodynamic efficiency and nice stealth performance. It represents the future military and civil aircraft development direction. The support interference and local shape deformation effect in the wind tunnel test are extremely complex. There are no general support program and correction method for the flying wing configuration test in the wind tunnel. This paper calculated the sting interference and after-body deformation effect on a calibration model of the small aspect ratio flying wing by numerical simulation method. By comparing with the test results, the numerical simulation results are found to be reasonable and the method is proved to be reliable. This method can be used in support program evaluation and support interference correction for the wind tunnel test. The longitudinal components of force or moment of the sting interference and after-body deformation effect are small compared to the longitudinal components themselves. The lateral-directional components of force or moment of the sting interference can be ignored. The lateral-directional components of force or moment of the after-body deformation effect and the lateral-directional components themselves are of the same order of magnitude.
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Keywords:
- flying wing /
- wind tunnel test /
- sting interference /
- distortion /
- numerical simulation
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0 引言
飞翼布局是由一块单独翼面构成的气动布局形式, 全机没有平尾、垂尾及鸭翼等安定面, 也没有传统意义上的机身。通过合理设置展向和弦向厚度分布, 为飞机总体布置提供足够的内部空间, 在外形上体现出平滑过渡、高度融合的几何特征。该布局具有气动效率高、隐身性能好的优点, 在一定程度上反映了未来战斗机、无人机以及重型轰炸机的发展方向。
21世纪以来, 国内外针对飞翼布局开展了大量研究工作, 研究方向包括飞翼布局基本气动特性数据相关性研究等, 研究手段以风洞试验为主。欧美国家针对飞翼布局先后推出了多个通用研究模型, 如洛克希德-马丁公司的ICE飞翼布局新型控制面模型, 波音公司的UCAV1301/1303飞翼布局系列模型[1-6], 欧洲主导、美国参与的NATORTO AVT-161项目组提出的SACCON通用研究模型[7-10]以及NASA的65°VFE-2模型[11-12]等。在欧美多国开展了系统的风洞试验与试验技术研究, 除进行大量稳定性和操控性试验外, 还对高低速风洞试验数据相关性、风洞支撑干扰做了系统深入的研究[13-15], 目的是通过研究, 建立完整的试验方法、支撑体系以及风洞试验数据精准度的评估方法, 解决该布局形式飞机在后续研制中所面临的关键气动力试验问题[16]。
支撑干扰是风洞试验数据修正体系中最重要的组成部分。无论何种支撑形式(磁悬浮除外)都会给风洞试验带来干扰[17-18], 国内外研究者针对风洞试验支撑干扰修正问题探索出许多工程修正方法, 积累了宝贵的经验[19-22]。飞翼布局飞行器往往具有扁平的结构特点, 针对该类模型, 常见的尾撑、腹撑及背撑形式的支撑干扰呈现出一些新的问题, 如进行风洞尾撑测力试验时, 尾部常需要局部放大, 由此带来尾部畸变和尾支杆的气动干扰, 直接影响对巡航效率、焦点位置及配平迎角等的预测。此外, 飞翼布局由于没有垂直尾翼, 偏航力矩量级较小[23], 通常具有航向中立稳定的特点, 尾撑试验时, 尾支杆和尾部的局部变形会对飞机横航向试验数据带来不利影响, 其尾支杆干扰量及尾部畸变影响量往往对横航向数据带来"本质"性的变化, 特别是对偏航力矩的修正, 目前还没有通用的试验修正方法。
CFD数值模拟方法已经广泛运用于飞机设计与性能评估, 在风洞试验支撑方案评估及支撑干扰修正中的应用也越来越受到重视。本文采用CFD数值模拟方法对某小展弦比飞翼布局标模低速尾撑干扰中的支杆干扰和尾部外形畸变影响进行分解和数值计算, 并结合风洞试验结果[24]进行分析。
1 计算模型及网格
为了满足国内以融合体飞翼布局为代表的未来飞行器气动力试验与研究的需求, "十二五"期间, 气动预研风洞试验技术联合课题组自主设计了展弦比为1.54的小展弦比飞翼标模[24]。课题组在国内3座3m量级低速风洞(FL-12、FL-8、FD-9)对该标模1:11模型进行了对比试验, 试验采用尾撑方式, 对尾支杆所在的模型尾部进行了局部修形。同时, 在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所FL-14风洞, 课题组利用张线支撑装置对该标模1:11模型尾撑支杆干扰和尾部外形畸变影响进行了试验研究。
结合气动预研风洞试验技术联合课题组进行的试验研究工作, 考虑到小展弦比飞翼标模是未来融合体飞翼布局的典型代表, 本文以上述标模为计算模型, 定义以下3种构型:构型A, 干净构型; 构型B, 尾部畸变构型; 构型C, 尾部畸变+尾支杆构型。
采用多块点对点对接结构化网格分别对上述构型空间流场进行网格生成。3种构型网格拓扑相同, 网格单元数约为450万, 计算马赫数为0.2, 基于平均气动弦长的计算雷诺数为4×106, 附面层底层网格y+值约为3。图 1给出了3种构型及表面网格, 通过构型C与构型B的气动差量获得尾撑支杆干扰量, 通过构型B与构型A的气动差量获得尾部外形畸变影响量。
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图 1 小展弦比标模构型及表面网格Fig. 1 Configuration and surface grid of the calibration model of small aspect ratio flying wing2 计算方法
采用三维积分形式的雷诺平均N-S方程为控制方程:
其中, V为控制体体积, S为控制体表面, Q为守恒变量矢量, f为通过表面S的通量(净流出量), 包含3个方向的粘性和无粘通量, n为表面S的外法向单位矢量。
基于有限体积法构造空间半离散格式, 粘性项采用中心差分格式离散, 无粘项采用Roe平均迎风通量差分分裂格式(FDS)离散。使用Menter’s k-ω SST两方程湍流涡粘模型。利用多层网格逐层迭代及多重网格(MultiGrid)法加速收敛, 运用隐式近似因子分解(AF)方法时间推进得到流场定常解。
基于多块网格的流场被分为若干子域, 流动方程在每个子域中独立求解。邻近块之间流动信息的交换及流动信息在整个求解域中的传播, 均通过内部边界条件(即令内部边界两侧的变量相等)从而保持连续实现。模型壁面采用无滑移边界条件, 远场采用无反射边界条件。
3 计算结果及分析
3.1 全机气动特性
图 2和3分别给出了构型C全机气动特性计算结果与FL-12、FL-8及FD-9这3座风洞未扣除支架干扰的试验结果对比曲线。
可见, 在α≤20°范围内, 纵向气动特性计算结果与3座风洞的试验结果符合较好, 可将其视为另一座风洞的试验结果, 横航向(β=10°)气动特性计算结果反映的气动特性规律与试验结果一致。因此, 在常用角度范围内, 本文的数值模拟方法是可靠的。
3.2 支杆干扰及外形畸变影响特性
图 4和5分别给出了尾撑支杆干扰量及尾部外形畸变影响量计算结果与FL-14风洞试验结果的对比曲线。其中, "Sting"和"Distortion"分别表示支杆干扰量和外形畸变影响量, "cal"和"test"分别表示计算值和试验值。
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图 4 支杆干扰及外形畸变影响特性(β=0°)Fig. 4 Characteristics of the support interference and distortion effect (β=0°)![]()
图 5 支杆干扰及外形畸变影响特性(β=10°)Fig. 5 Characteristics of the support interference and distortion effect (β=10°)可见, 横航向支杆干扰量和畸变影响量计算结果与试验结果符合较好, 纵向支杆干扰量和畸变影响量计算结果相对试验结果略差, 但对于两者之和(即支杆和外形畸变整体影响), 计算结果与试验结果是较为一致的。
3.3 支杆干扰及外形畸变影响分析
图 6和7分别给出了3种构型上翼面压力分布云图。为利于分析, 隐藏了构型C的尾支杆。
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图 6 3种构型上翼面压力分布(α=0°, β=0°)Fig. 6 Pressure distribution of upper surface of the three kinds of configurations (α=0°, β=0°)![]()
图 7 3种构型上翼面压力分布(α=0°, β=10°)Fig. 7 Pressure distribution of upper surface of the three kinds of configurations (α=0°, β=10°)由图 6可见, α=0°、β=0°时, 尾撑支杆主要改变上翼面尾喷口后部压力分布, 使得尾喷口后部压力系数前部降低后部升高, 即俯仰力矩略有增大, 升力变化规律不明显; 同时, 尾撑支杆使得模型底压略有升高, 即阻力略有减小。尾部外形畸变改变整个上翼面后半部的压力分布, 使得升力和俯仰力矩有所减小; 同时, 尾部外形畸变使得模型底压明显降低, 即阻力有所增大。这些变化规律与图 4反映的结果是一致的。
由图 7可见, α=0°、β=10°时, 尾撑支杆仍然主要改变上翼面尾喷口后部压力分布, 对横航向量基本无影响。尾部外形畸变仍然改变整个上翼面后半部的压力分布, 使得后部右侧迎风区负压减弱, 后部左侧背风区正压减弱, 即横向力减小, 偏航力矩增大, 滚转力矩增大。这些变化规律与图 5反映的结果也是一致的。
图 8和9分别给出了尾撑支杆干扰量及尾部外形畸变影响量计算结果与构型A计算结果(全量)的对比曲线。其中, "Clean"表示构型A计算结果。
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图 8 支杆干扰及外形畸变影响分析(β=0°)Fig. 8 Analysis of the support interference and distortion effect (β=0°)![]()
图 9 支杆干扰及外形畸变影响分析(β=10°)Fig. 9 Analysis of the support interference and distortion effect (β=10°)可见, 对于纵向特性, 尾撑支杆干扰量和尾部外形畸变影响量相对全量较小; 对于横航向特性, 尾撑支杆干扰量基本可忽略, 而尾部外形畸变影响量与全量相当。
4 结论
综合以上分析, 对类似本文计算的飞翼布局模型风洞试验尾撑支杆干扰及尾部外形畸变影响特性, 可得出以下主要结论:
(1) 在常用角度范围内, 本文的数值模拟方法是可靠的, 可用于风洞试验支撑方案的评估及支撑干扰的修正。
(2) 在零迎角附近, 尾撑支杆使零侧滑阻力略有减小, 俯仰力矩略有增大;
(3) 在零迎角附近, 尾部外形畸变使零侧滑升力减小, 阻力增大, 俯仰力矩减小, 正侧滑横向力减小, 偏航力矩增大, 滚转力矩增大。
(4) 对纵向特性, 尾撑支杆干扰量和尾部外形畸变影响量相对全量较小; 对横航向特性, 尾撑支杆干扰量基本可忽略, 尾部外形畸变影响量与全量相当。
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图 1 小展弦比标模构型及表面网格
Fig. 1 Configuration and surface grid of the calibration model of small aspect ratio flying wing
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图 4 支杆干扰及外形畸变影响特性(β=0°)
Fig. 4 Characteristics of the support interference and distortion effect (β=0°)
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图 5 支杆干扰及外形畸变影响特性(β=10°)
Fig. 5 Characteristics of the support interference and distortion effect (β=10°)
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图 6 3种构型上翼面压力分布(α=0°, β=0°)
Fig. 6 Pressure distribution of upper surface of the three kinds of configurations (α=0°, β=0°)
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图 7 3种构型上翼面压力分布(α=0°, β=10°)
Fig. 7 Pressure distribution of upper surface of the three kinds of configurations (α=0°, β=10°)
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图 8 支杆干扰及外形畸变影响分析(β=0°)
Fig. 8 Analysis of the support interference and distortion effect (β=0°)
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