控制面偏转方式对前掠翼静气弹特性的影响

发布时间：2021-11-12 17:49

　　针对不同控制面偏转方式对弹性前掠翼静气弹特性的影响,基于计算流体力学/计算结构力学（CFD/CSD）松耦合静气动弹性数值计算方法,计算和分析了不同迎角、动压及马赫数条件下前、后缘控制面联合偏转对前掠翼模型的气动特性和弹性变形特性的影响。计算结果表明:控制面偏转对前掠翼飞机静气动弹性特性影响较大;当迎角变化,同向偏转方式的气动特性和弹性变形特性较好,α=4°时,弹性机翼的升阻特性较好;当动压变化时,反向偏转方式的气动特性和弹性特性占优,最大升阻比较同向偏转提高约7%,反向偏转方式气动特性较好,最大升阻比较同向偏转提高约7%;当马赫数变化时,弹性机翼条件下3种模型分别在Ma=0.7时升力系数达到最大值。计算结果可以为前掠翼飞机的实际应用提供参考。 

【文章来源】：空军工程大学学报(自然科学版). 2019,20(01)北大核心CSCD

【文章页数】：7 页

【部分图文】：

图１ｙ／ｂ＝０．９５展位压力系数

图２前掠翼计算模型示意图３模型机翼几何轮廓机翼为弹性，材料属性为Ｅ１＝０．８９ＧＰａ，Ｅ２＝１．５４ＧＰａ，ｖ＝０．３１，Ｇ＝２．６ＧＰａ，ρ１＝３８１．９８ｋｇ／ｍ３；其中，Ｅ１指弦向弹性模量，Ｅ２指轴向弹性模量，ｖ是泊松比，Ｇ为剪切模量。用多面体网格对计算模型流场域进行网格剖分，用四面体网格对机翼结构进行剖分，流场网格和结构网格单元数量分别为３００万和８０万，见图４。图４计算模型网格３结果与分析３．１不同迎角在Ｍａ＝０．６，Ｒｅ＝２．３２×１０６的条件下，采用ＣＦＤ／ＣＳＤ松耦合计算方法，对不同模型的静气动弹性特性随迎角的变化进行研究。３．１．１气动特性由图５（ａ）可知，弹性机翼的升力系数在小迎角时较刚性机翼大，大迎角时情况相反，这是由前掠机翼的正向扭转决定的，机翼的扭转变形导致机翼局部迎角增大，小迎角条件下，机翼未失速，迎角增大导致升力系数增大，迎角过大时，由于局部机翼达到失速迎角，过大的扭转变形会导致升力系数不增反降；无论是刚性机翼条件还是弹性机翼条件，控制面同向或者反向偏转均可使升力系数提高，大迎角下同向偏转方式比反向偏转的提升幅度略大。图５不同迎角模型的气动特性第１期苏新兵，等：控制面偏转方式对前掠翼静气弹特性的影响５１

图２前掠翼计算模型示意图３模型机翼几何轮廓机翼为弹性，材料属性为Ｅ１＝０．８９ＧＰａ，Ｅ２＝１．５４ＧＰａ，ｖ＝０．３１，Ｇ＝２．６ＧＰａ，ρ１＝３８１．９８ｋｇ／ｍ３；其中，Ｅ１指弦向弹性模量，Ｅ２指轴向弹性模量，ｖ是泊松比，Ｇ为剪切模量。用多面体网格对计算模型流场域进行网格剖分，用四面体网格对机翼结构进行剖分，流场网格和结构网格单元数量分别为３００万和８０万，见图４。图４计算模型网格３结果与分析３．１不同迎角在Ｍａ＝０．６，Ｒｅ＝２．３２×１０６的条件下，采用ＣＦＤ／ＣＳＤ松耦合计算方法，对不同模型的静气动弹性特性随迎角的变化进行研究。３．１．１气动特性由图５（ａ）可知，弹性机翼的升力系数在小迎角时较刚性机翼大，大迎角时情况相反，这是由前掠机翼的正向扭转决定的，机翼的扭转变形导致机翼局部迎角增大，小迎角条件下，机翼未失速，迎角增大导致升力系数增大，迎角过大时，由于局部机翼达到失速迎角，过大的扭转变形会导致升力系数不增反降；无论是刚性机翼条件还是弹性机翼条件，控制面同向或者反向偏转均可使升力系数提高，大迎角下同向偏转方式比反向偏转的提升幅度略大。图５不同迎角模型的气动特性第１期苏新兵，等：控制面偏转方式对前掠翼静气弹特性的影响５１

【参考文献】：
期刊论文
[1]飞机结构气动弹性分析与控制研究[J]. 胡海岩,赵永辉,黄锐.  力学学报. 2016(01)
[2]气动弹性计算中网格变形方法研究进展[J]. 张伟伟,高传强,叶正寅.  航空学报. 2014(02)
[3]主动气动弹性机翼多控制面配平综合优化设计[J]. 杨超,肖志鹏,万志强.  工程力学. 2011(12)
[4]弹性变形对柔性机翼气动特性影响分析[J]. 张华,马东立,马铁林.  北京航空航天大学学报. 2008(05)
[5]柔性复合材料前掠翼飞机静气动弹性分析[J]. 万志强,唐长红,邹丛青.  复合材料学报. 2002(05)
[6]前掠翼气动特性研究[J]. 张彬乾,B.Laschka.  西北工业大学学报. 1989(03)



本文编号：3491391