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大展弦比平直机翼的气动特点
1. 大展弦比平直机翼啊，那升力可大啦！就像一只巨大的手臂稳稳地托起飞机。
比如大型客机就是用这种机翼，能带着那么多人在天空中平稳飞行，厉害吧！
2. 嘿，大展弦比平直机翼的低速性能可好啦！想想看，就像一辆稳稳行驶的老爷车，慢悠悠但很可靠。
轻型飞机很多都是这种机翼，让飞行变得轻松又安心呀。
3. 哇哦，大展弦比平直机翼的稳定性超棒的呀！如同一个坚定的卫士守护着飞行安全。
很多滑翔机都采用它，在空中那叫一个稳当呢。
4. 大展弦比平直机翼的诱导阻力比较小哦！这就好比省力的巧劲，让飞机飞得更轻松。
一些通用航空的飞机就得益于这个特点，能节省不少燃料呢，多棒呀！
5. 哎呀呀，大展弦比平直机翼构造简单呀，维护起来也容易呢！就好像一件简单朴素的衣服，好打理又实用。
一些小飞机用这种机翼可合适了，省心呐。
6. 你们知道吗，大展弦比平直机翼对飞行员的操作要求也不高哦！简直就像一个听话的小孩，好控制得很。
很多初学者驾驶的飞机就是大展弦比平直机翼的，是不是超棒？
我的观点结论就是：大展弦比平直机翼有着诸多出色的气动特点，在航空领域有着广泛应用和重要地位呢！。
2007年7月第33卷第7期北京航空航天大学学报Journa l o f Be iji ng U nivers it y of A eronauti cs and A stronauti cs July 2007V o.l 33 N o 17收稿日期:2006-06-28作者简介:马铁林(1978-),男,黑龙江齐齐哈尔人,博士生,mati eli n@yahoo .co .大展弦比柔性机翼气动特性分析马铁林 马东立 张 华(北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100083)摘 要:长航时无人机在飞行过程中受气动载荷影响,其大展弦比机翼产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机的飞行性能和飞行安全,不能将此种飞机机翼当作传统的刚性机翼进行气动分析.针对一真实复合材料大展弦比前掠机翼,采用气动/结构一体化的分析方法,利用计算流体动力学(CFD )软件FLUENT 和计算结构动力学(CSD)软件NASTRAN 联合求解,研究了在不同载荷情况下大展弦比柔性机翼静气动弹性变形对机翼气动特性的影响.结果表明,大展弦比无人机机翼受载变形后升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大,对飞机的纵向和横侧向气动性能产生不利影响,同时也证明此CFD /CSD 耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.关 键 词:CFD /CSD;大展弦比柔性机翼;静气动弹性;气动特性;一体化设计中图分类号:V 221;V 211.41文献标识码:A 文章编号:1001-5965(2007)07-0781-04Aerodyna m i c charact eristi c ana l y sis of hi g h -aspect rati o el a sti c w i n gM a T ielin M a Dong li Zhang H ua(S chool of Aeronau tic S ci en ce and E ngi neeri ng ,B eiji ng Un i vers i ty ofA eronau tics and A stron auti cs ,Beiji ng 100083,Ch i na)Abstr act :The aerodyna m ic perfor m ance and flying safety of l o ng -endurance unm anned aer i a l veh icle (UAV )are largely affected by the aer oe lastic d istortion of its high-aspect ratio w ing .H i g h -aspect rati o w i n g o fUAV is bended and t w isted by the air l o ad duri n g flight and couldn p t be treated as a traditi o na l rig i d w ing .The effect of static aeroe lastic distorti o n to t h e aerodyna m ic characteristic for a rea l h i g h -aspect ratio sweepfor w ar d w ing o f co m posite m ateria lunder d ifferen t load statusesw as analyzed .The i n tegrated design m ethod co m bined aerodyna m ic w ith str ucturalw as adopted in this ana l y sis using assoc i a ted co m puta ti o na l fl u i d dyna m ics (CFD )progra m FLUE NT and co m puta ti o na l str uctua l dyna m ics (CSD)progra m NASTRAN.The resu lt show s a lif-t drag ratio drop and a re m arkable i n crease on r o lli n g and ya w ing m o m ents wh ich a ffect the portra it and latera l aerodyna m ic perfor m ance ofUAV negatively .The result a lso show s that the CFD /CSD coupli n g co m putati o na l m ethodo logy is re liable to be used aerodyna m ic -str uctural i n tegrated desi g n of elastic w i n g .Key wor ds :CFD /CSD;h i g h -aspect rati o e lastic w i n g ;static aeroe l a stics ;aerodyna m ic characteristic ;i n tegrated desi g n现代长航时无人机为提高飞行性能减小起飞重量,飞机结构大量采用碳纤维复合材料,尤其是在机翼和尾翼等部件.在布局上普遍选用大展弦比机翼来提高飞机的升阻比,而这种复合材料大展弦比机翼在受到气动载荷时,产生很大的上翘和扭转变形[1],此问题属于气动弹性静力问题.柔性机翼的这种静气弹变形严重影响着飞机的气动性能,尤其是横侧向气动特性,使飞机偏离原设计点,影响无人机的飞行安全.国外研究机构对此问题进行了很多相关研究,提出了各种解决途径.20世纪80年代俄罗斯中央流体动力研究院开发了多学科飞机设计的综合设计软件ARGON,90年代后期,美国M SC 公司推出了能够进行气动力-结构一体化耦合计算只是采用了平板气动力计算方法,都没有将飞机的非线性气动力和结构变形同时考虑到飞机的飞行载荷计算中[2].21世纪初,国外学者又提出了H I SSS/NASTRAN方法[3]、CFL3D/GFEC方法[4]、ZAERO/NASTRAN方法[5]等气动/结构一体化的设计手段,这些方法都将结构的弹性变形考虑到了飞机设计中,同时为研究柔性机翼的静气动弹性问题提出了很好的解决途径.国内学者针对柔性机翼的静气弹问题也开展了相应的研究[6-7],提出了可行的研究手段,但所选择的计算模型较简单,尤其是结构模型不能反映实际飞机结构的特点.本文针对长航时无人机的特点,机身和尾翼的弹性变形相对机翼来说对飞行性能影响较小,利用结构/气动一体化设计的方法,将CFD软件FL UENT和CSD软件NAS-TRAN结合起来,对某无人机大展弦比前掠翼机翼进行了静气弹计算,并详细分析了结构弹性对机翼气动特性的影响.1前掠翼机翼模型选择某长航时无人机方案的大展弦比前掠机翼作为研究对象,模型的俯视图和正视图见图1.图1前掠翼模型全机的滚转力矩主要由机翼产生,机翼上反角和后掠角是影响全机滚转力矩最大的几何参数[8],机翼的滚转力矩导数可由公式(1)近似表示,可以看出机翼前掠降低了机翼的滚转稳定性,为了弥补这个缺陷,适当增加机翼上反角来提高全机的滚转稳定性.所以此方案所选择的机翼为带有一定上反角的大展弦比前掠机翼,同时为了增加机翼根部的容积,方便结构布置,翼根处加大了弦长,并前缘后掠.C l B=-C A L#¸y p/2-si n+1/2C L¸y p/2(1)式中,C l B为机翼的滚转力矩导数;C A L为机翼的升力线斜率;C L为机翼的升力系数;#为机翼上反角;+1/2为机翼1/2弦线后掠角,后掠为正,前掠为负.2气动/结构一体化计算方法为研究机翼静气弹变形对气动性能的影响,荷分布,然后计算在这种载荷状态下机翼的变形情况,有了变形数据,再重新进行气动计算,这样迭代下去就可以得到最终的结果.求解弹性机翼气动力的基本思想有弱耦合法和强耦合法.弱耦合法将气动分析模式和结构分析模式结合起来,首先完成气动分析,将收敛的气动力分布转移到结构模型中,用结构有限元方法计算出结构变形,针对变形的机翼重新生成气动计算网格,再进行气动分析,重复上述过程,直至气动或结构满足收敛条件,通常经过4~7次迭代即可收敛[7].而在强耦合法中,气动方程和结构方程是同时求解的,即在气动方程求解迭代期间,间断地按照还未收敛的气动力来计算结构变形,再把变形量计入气动力计算的迭代过程中去,直到变形和气动力都收敛[7].强耦合法更接近于实际情况,但实现起来比较复杂,尤其针对实际复杂机翼结构.本文采用弱耦合的方法,利用FL UENT和NASTRAN进行联合计算,得到了可信的结果,计算流程如图2所示.图2计算流程计算步骤为:①利用FLUE NT计算选定飞行状态的机翼气动性能(第一次迭代时,选择刚性机翼气动模型);②将气动计算得到的机翼物面压力分布,通过插值加到结构模型的机翼物面节点上;③利用Nastran计算机翼在此载荷状态下的弯曲和扭转静气弹变形;④根据结构弹性变形,重新进行建立气动模型.重复①~④步直到满足预选的收敛标准.气动模型和结构模型分别建模,气动模型物面网格点密,机翼前缘和后缘进行加密处理.结构模型物面网格点较稀,气动计算得到的压力分布要通过插值的方法加到结构模型的网格节点上.本文所选用的结构模型为一满足强度要求的实际多墙式结构,迭代过程中结构模型不变,每一次迭代气动模型要根据上一轮结构模型变形结果进行调整.机翼是对整个飞机性能影响最大的部件,研究单独机翼的气动特性的变化可以反映出这种弹性变形对全机气动性能的影响.针对高空长航时无人机飞行过程中无机动,过载小的特点,选择0b~6b小迎角、0b~4b小侧滑角范围进行研究,同时选择1g,3g两种载荷状态进行对比分析.782北京航空3柔性机翼静气弹计算与结果分析经过3轮迭代以后1g过载下翼尖挠度由最初的516mm变化到517.3mm,气动计算发现结构变形的这种微小增量对气动性能的影响很小,可以认为计算已经稳定,这也说明气动的收敛早于结构收敛.图3表示了刚性机翼以及弹性机翼在1g和3g过载下的变形情况.1g过载和3g过载下弹性机翼延展向的弯曲变形情况如图4所示,扭转变形如图5所示.在1g过载情况下,机翼翼尖挠度为517mm,扭角为0.36b;3g过载情况下,翼尖挠度为1072mm,扭角为0.85b.图3机翼变形图图4弯曲变形图图5扭转变形图图6为3种状态下的机翼升力延展向的分布情况,可以看出3g过载下机翼的升力环量分布相比其他2种状态明显提高,但在展向2m处升力分布有一/凹陷0,这是因为3g过载下机翼载荷加大,展向流动也随之增强,前掠翼外翼展向流动向翼根方向堆积,由于机翼内翼后掠,所以内翼展向流动又向翼尖方向堆积,这就造成中外翼对接处气流提前分离,升力降低.机翼弹性变形对各气动参数的影响如图7~图6升力沿展向的分布图7升力曲线图8阻力曲线图9升阻比曲线图7升力曲线中3g过载情况,升力也明显增大,这是因为大展弦比机翼受载后弯曲和扭转变形都很严重,机翼正扭转角加大相当于加大了机翼的零升迎角,这主要影响纵向气动性能,使相同迎角下机翼的升力增大,但升力曲线线性段斜率基本不变;随着过载的增大,机翼阻力随之增大,升阻比减小,见图8、图9,CD为机翼阻力系数,K为机翼升阻比;机翼扭转对升力线性段的纵向力矩导数影响不大,但相同迎角下纵向力矩随着过第7期马铁林等:大展弦比柔性机翼气动特性分析图10纵向力矩曲线图11滚转力矩曲线图12 偏航力矩曲线载的增大而增大,如图10,C m 为纵向力矩系数.机翼弯曲变形使机翼上翘相当于加大机翼上反角,这严重影响着机翼的横侧向力矩特性,如图11、图12所示,C l 为滚转力矩系数;C n 为偏航力矩系数.各计算状态在A =0b 时的滚转力矩导数C l B 和偏航力矩导数C n B 见表1.表1 横侧向气动特性对比项目C l B C n B 刚性机翼-0.00090.000021g 过载弹性机翼-0.0022-0.00013g 过载弹性机翼-0.0035-0.0003机翼在1g 过载下,滚转力矩导数绝对值为刚性机翼的2.44倍,3g 过载下为刚性机翼的3.89倍.同时可以看出,机翼受载同时产生了稳定的偏航力矩,一般来说,飞机的偏航力矩都是由垂尾产生的,而大展弦比机翼弹性变形使滚转力矩与偏航力矩都有很大的提高.实际飞行过程中机翼严重的弹性变形,使得在初始设计阶段按刚性机翼设计横侧向气动性能匹配的飞机偏离原设计点,4 结 论本文采用气动/结构一体化的设计方法,对大展弦比柔性机翼的气动特性进行了深入研究,得出以下结论:①机翼受载后的弹性变形对纵向和横侧向气动性能都有影响,弹性变形使升阻比降低,滚转力矩和偏航力矩显著增大.②弹性变形使飞机纵向气动性能降低,但不影响飞行安全;横航向气动参数的改变,对飞机横航向的稳定性产生了严重的影响,滚转力矩导数C l B 过大,飞机易产生荷兰滚或飘摆不稳定.③对于大展弦比无人机,气动计算时应考虑到弹性对气动特能的影响,调整参数时不能为增大滚转稳定性一味的增大机翼上反角.④FLUE NT /NASTRAN 结合的CFD /CSD 耦合计算方法可以应用到柔性机翼的气动/结构一体化设计中.参考文献(References )[1]Pal aci os R ,C esn i k C.S tatic non li near aeroel astici ty of flexi b leslenderw i ngs i n co m pressi b le flo w [R].A I AA-2005-1945,2005[2]邓立东,李天.柔性飞机的非线性飞行载荷计算研究[J].飞行力学,2004,22(4):85-88Deng L i dong ,L iT ian .Researc h of non li near fli ght load s cal 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