大展弦比柔性機翼氣動特性cfdcsd耦合分析

為了提高飛機的飛行性能，現代長篇飛機的飛機結構采用了大量的碳纖維復合材料，尤其是在飛機結構上的翼和尾等部件上。在配置上，為了提高飛機的升阻比，有必要選擇大的展平翼。這種結構的大展平幅比飛機大，因此有很大的傾斜和扭轉變形。這個問題屬于氣動彈性的靜力問題。柔性翼的這種靜氣彈變形嚴重影響了飛機的氣動性能，尤其是橫向氣的特性。飛機偏離了最初的設計點，影響了無人機的飛行安全。國外研究機構對此問題進行了很多相關研究,提出了各種解決途徑.20世紀80年代俄羅斯中央流體動力研究院開發了多學科飛機設計的綜合設計軟件ARGON,90年代后期,美國MSC公司推出了能夠進行氣動力-結構一體化耦合計算的綜合軟件MSC.Flds.這2種軟件的氣動力計算只是采用了平板氣動力計算方法,都沒有將飛機的非線性氣動力和結構變形同時考慮到飛機的飛行載荷計算中.21世紀初,國外學者又提出了HISSS/NASTRAN方法、CFL3D/GFEC方法、ZAERO/NASTRAN方法等氣動/結構一體化的設計手段,這些方法都將結構的彈性變形考慮到了飛機設計中,同時為研究柔性機翼的靜氣動彈性問題提出了很好的解決途徑.國內學者針對柔性機翼的靜氣彈問題也開展了相應的研究,提出了可行的研究手段,但所選擇的計算模型較簡單,尤其是結構模型不能反映實際飛機結構的特點.本文針對長航時無人機的特點,機身和尾翼的彈性變形相對機翼來說對飛行性能影響較小,利用結構/氣動一體化設計的方法,將CFD軟件FLUENT和CSD軟件NASTRAN結合起來,對某無人機大展弦比前掠翼機翼進行了靜氣彈計算,并詳細分析了結構彈性對機翼氣動特性的影響.1大展弦比機翼推動機翼結構布置選擇某長航時無人機方案的大展弦比前掠機翼作為研究對象,模型的俯視圖和正視圖見圖1.全機的滾轉力矩主要由機翼產生,機翼上反角和后掠角是影響全機滾轉力矩最大的幾何參數,機翼的滾轉力矩導數可由公式(1)近似表示,可以看出機翼前掠降低了機翼的滾轉穩定性,為了彌補這個缺陷,適當增加機翼上反角來提高全機的滾轉穩定性.所以此方案所選擇的機翼為帶有一定上反角的大展弦比前掠機翼,同時為了增加機翼根部的容積,方便結構布置,翼根處加大了弦長,并前緣后掠.Clβ=?CαLΓyˉp/2?sinΛ1/2CLyˉp/2(1)Clβ=-CLαΓyˉp/2-sinΛ1/2CLyˉp/2(1)式中,Clβ為機翼的滾轉力矩導數;CαL為機翼的升力線斜率;CL為機翼的升力系數;Γ為機翼上反角;Λ1/2為機翼1/2弦線后掠角,后掠為正,前掠為負.2強耦合分析方法為研究機翼靜氣彈變形對氣動性能的影響,必須從氣動和結構2個方面入手,先得到氣動載荷分布,然后計算在這種載荷狀態下機翼的變形情況,有了變形數據,再重新進行氣動計算,這樣迭代下去就可以得到最終的結果.求解彈性機翼氣動力的基本思想有弱耦合法和強耦合法.弱耦合法將氣動分析模式和結構分析模式結合起來,首先完成氣動分析,將收斂的氣動力分布轉移到結構模型中,用結構有限元方法計算出結構變形,針對變形的機翼重新生成氣動計算網格,再進行氣動分析,重復上述過程,直至氣動或結構滿足收斂條件,通常經過4～7次迭代即可收斂.而在強耦合法中,氣動方程和結構方程是同時求解的,即在氣動方程求解迭代期間,間斷地按照還未收斂的氣動力來計算結構變形,再把變形量計入氣動力計算的迭代過程中去,直到變形和氣動力都收斂.強耦合法更接近于實際情況,但實現起來比較復雜,尤其針對實際復雜機翼結構.本文采用弱耦合的方法,利用FLUENT和NASTRAN進行聯合計算,得到了可信的結果,計算流程如圖2所示.計算步驟為:①利用FLUENT計算選定飛行狀態的機翼氣動性能(第一次迭代時,選擇剛性機翼氣動模型);②將氣動計算得到的機翼物面壓力分布,通過插值加到結構模型的機翼物面節點上;③利用Nastran計算機翼在此載荷狀態下的彎曲和扭轉靜氣彈變形;④根據結構彈性變形,重新進行建立氣動模型.重復①～④步直到滿足預選的收斂標準.氣動模型和結構模型分別建模,氣動模型物面網格點密,機翼前緣和后緣進行加密處理.結構模型物面網格點較稀,氣動計算得到的壓力分布要通過插值的方法加到結構模型的網格節點上.本文所選用的結構模型為一滿足強度要求的實際多墻式結構,迭代過程中結構模型不變,每一次迭代氣動模型要根據上一輪結構模型變形結果進行調整.機翼是對整個飛機性能影響最大的部件,研究單獨機翼的氣動特性的變化可以反映出這種彈性變形對全機氣動性能的影響.針對高空長航時無人機飛行過程中無機動,過載小的特點,選擇0°～6°小迎角、0°～4°小側滑角范圍進行研究,同時選擇1g,3g兩種載荷狀態進行對比分析.3增加/復配機翼升力經過3輪迭代以后1g過載下翼尖撓度由最初的516mm變化到517.3mm,氣動計算發現結構變形的這種微小增量對氣動性能的影響很小,可以認為計算已經穩定,這也說明氣動的收斂早于結構收斂.圖3表示了剛性機翼以及彈性機翼在1g和3g過載下的變形情況.1g過載和3g過載下彈性機翼延展向的彎曲變形情況如圖4所示,扭轉變形如圖5所示.在1g過載情況下,機翼翼尖撓度為517mm,扭角為0.36°;3g過載情況下,翼尖撓度為1072mm,扭角為0.85°.圖6為3種狀態下的機翼升力延展向的分布情況,可以看出3g過載下機翼的升力環量分布相比其他2種狀態明顯提高,但在展向2m處升力分布有一“凹陷”,這是因為3g過載下機翼載荷加大,展向流動也隨之增強,前掠翼外翼展向流動向翼根方向堆積,由于機翼內翼后掠,所以內翼展向流動又向翼尖方向堆積,這就造成中外翼對接處氣流提前分離,升力降低.機翼彈性變形對各氣動參數的影響如圖7～圖12所示.圖7升力曲線中3g過載情況,升力也明顯增大,這是因為大展弦比機翼受載后彎曲和扭轉變形都很嚴重,機翼正扭轉角加大相當于加大了機翼的零升迎角,這主要影響縱向氣動性能,使相同迎角下機翼的升力增大,但升力曲線線性段斜率基本不變;隨著過載的增大,機翼阻力隨之增大,升阻比減小,見圖8、圖9,CD為機翼阻力系數,K為機翼升阻比;機翼扭轉對升力線性段的縱向力矩導數影響不大,但相同迎角下縱向力矩隨著過載的增大而增大,如圖10,Cm為縱向力矩系數.機翼彎曲變形使機翼上翹相當于加大機翼上反角,這嚴重影響著機翼的橫側向力矩特性,如圖11、圖12所示,Cl為滾轉力矩系數;Cn為偏航力矩系數.各計算狀態在α=0°時的滾轉力矩導數Clβ和偏航力矩導數Cnβ見表1.機翼在1g過載下,滾轉力矩導數絕對值為剛性機翼的2.44倍,3g過載下為剛性機翼的3.89倍.同時可以看出,機翼受載同時產生了穩定的偏航力矩,一般來說,飛機的偏航力矩都是由垂尾產生的,而大展弦比機翼彈性變形使滾轉力矩與偏航力矩都有很大的提高.實際飛行過程中機翼嚴重的彈性變形,使得在初始設計階段按剛性機翼設計橫側向氣動性能匹配的飛機偏離原設計點,造成橫側向不匹配.4彈性變形變化本文采用氣動/結構一體化的設計方法,對大展弦比柔性機翼的氣動特性進行了深入研究,得出以下結論:①機翼受載后的彈性變形對縱向和橫側向氣動性能都有影響,彈性變形使升阻比降低,滾轉力矩和偏航力矩顯著增大.②彈性變形使飛機縱向氣動性能降低,但不影響飛行安全;橫航向氣動參數的