超臨界翼型的案例
[案例分析]基于SU2的RAE2822超臨界翼型流場(chǎng)計(jì)算
跨聲速條件下，RAE2822翼型上表面易形成激波，在激波和湍流邊界層的相互作用下有可能引起流動(dòng)分離。為了獲得RAE2822翼型的流動(dòng)特性，研究人員在RAE 2.43 m×1.83 m連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞中開展了一系列試驗(yàn)。測(cè)試馬赫數(shù)范圍0.6-0.75，獲得了翼型表面靜壓分布、邊界層和尾跡總壓分布以及表面油流圖譜等試驗(yàn)數(shù)據(jù)。本文以RAE2822翼型CASE6和CASE9為測(cè)試算例，檢驗(yàn)SU2對(duì)于跨聲速翼型流場(chǎng)的模擬能力。
圖 1 RAE2822跨聲速翼型風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?流場(chǎng)參數(shù)和網(wǎng)格
2.1 流場(chǎng)參數(shù)
RAE2822翼型在風(fēng)洞中完成十余次試驗(yàn)。其中，case 6、9和10廣泛用于CFD代碼的考核驗(yàn)證。然而，由于受風(fēng)洞試驗(yàn)條件限制，試驗(yàn)測(cè)得的馬赫數(shù)和攻角數(shù)據(jù)并不準(zhǔn)確。因此，人們?cè)陂_展數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)對(duì)比研究時(shí)，需要對(duì)來流馬赫數(shù)和攻角進(jìn)行修正，本文將參考表1 提供的參數(shù)進(jìn)行計(jì)算。
展開 CFD數(shù)值模擬技術(shù)在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用
飛機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)涉及的一些重點(diǎn)內(nèi)容：
飛機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)研制工作主要涉及機(jī)翼翼型設(shè)計(jì)、氣動(dòng)噪音與模擬風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。在機(jī)翼設(shè)計(jì)中，超臨界翼型是改善飛機(jī)空氣動(dòng)力性能的基本途徑之一。與常規(guī)翼型比較，超臨界翼型通過控制翼型外形，在設(shè)計(jì)點(diǎn)使翼型上表面出現(xiàn)較長(zhǎng)范圍的超音速區(qū)，并利用等熵壓縮使超音速區(qū)以弱激波的形式結(jié)束。相對(duì)于常規(guī)翼型，超臨界翼型顯著提高了翼型的跨音速氣動(dòng)特性，給機(jī)翼設(shè)計(jì)中在速度、厚度、升力系數(shù)等之間更大的選擇空間，為機(jī)翼設(shè)計(jì)提供一種新的設(shè)計(jì)思想。 提高遠(yuǎn)程干線飛機(jī)的巡航馬赫數(shù)，能大大縮短飛行時(shí)間。超臨界機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)高，能提供高的航程因子及大的抖振邊界，使飛機(jī)能有效降低巡航油耗。機(jī)翼氣動(dòng)力布局參數(shù)對(duì)機(jī)翼阻力發(fā)散特性、抖振邊界、失速特性、力矩特性有直接的影響。超臨界機(jī)翼設(shè)計(jì)需要實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)、部件與全機(jī)的綜合考慮，如何在氣動(dòng)上兼顧設(shè)計(jì)點(diǎn)與非設(shè)計(jì)點(diǎn)、高速與低速、氣動(dòng)力與氣動(dòng)力矩從而滿足工程需要，這些都是超臨界機(jī)翼氣動(dòng)力設(shè)計(jì)的難點(diǎn)。此外，對(duì)于三維增升裝置設(shè)計(jì)，還存在不小的困難，主要困難在于兩個(gè)方面。首先，外形復(fù)雜，機(jī)翼各段之間存在縫道，為了能在巡航狀態(tài)收起，翼型上往往還設(shè)計(jì)有方艙或凹槽，外形非常復(fù)雜且為多連通域。另外操縱面的偏轉(zhuǎn)會(huì)使外形上出現(xiàn)剪刀差的間斷，這樣的外形用CFD方法模擬具有相當(dāng)?shù)碾y度。其次，流動(dòng)現(xiàn)象復(fù)雜。流動(dòng)中各種粘性現(xiàn)象非常復(fù)雜，尺度差異很大。流動(dòng)在剪刀差的端面會(huì)由于壓力不連續(xù)而導(dǎo)致強(qiáng)烈旋渦的產(chǎn)生，這一切對(duì)數(shù)值算法、湍流模式提出了極大的挑戰(zhàn)。即使是二維的增升裝置擾流中也存在激波附面層干擾、尾跡附面層干擾，尾跡相互融合，流動(dòng)分離等復(fù)雜的粘性流動(dòng)現(xiàn)象。
CFD在飛機(jī)外流模擬中的功能主要體現(xiàn)在：
(1) 可以在一定范圍內(nèi)較準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)氣動(dòng)力參數(shù)，代替部分風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)；
(2) 可以與很多優(yōu)化算法相結(jié)合，對(duì)氣動(dòng)外形進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。
展開 [案例分析]Gambit入門教程系列之—如何用Gambit生成機(jī)翼結(jié)構(gòu)網(wǎng)格
另外，需要注意的是，對(duì)于一些后緣非常凹（比如說超臨界翼型）的機(jī)翼來說，需要對(duì)后緣進(jìn)行圓滑或者光順，否則生成的網(wǎng)格極有可能出現(xiàn)skew》0.97的情況，從這點(diǎn)說，gambit生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的能力確實(shí)不行，提供網(wǎng)格光順基本上沒有用，不像pointwise等軟件，對(duì)于結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的光順能極大的提高網(wǎng)格質(zhì)量。
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對(duì)文章中具體內(nèi)容感興趣或者對(duì)使用CATIA幾何建模，ANSYS ICEM網(wǎng)格生成，Pointwise軟件使用方法，ANSYS Fluent軟件，CFD++軟件，STARCCM軟件及開源軟件SU2軟件感興趣的讀者可以關(guān)注技術(shù)鄰賬號(hào)：Oler或添加作者QQ3116264744。
展開 天災(zāi)“擊傷”68架隱身戰(zhàn)機(jī)？遠(yuǎn)不止發(fā)動(dòng)機(jī)損傷那么簡(jiǎn)單
其造成的影響，足以讓具有高性能的超臨界翼型機(jī)翼的飛機(jī)無(wú)法起飛。
F-22之所以用恒溫恒濕的特質(zhì)機(jī)庫(kù)，其中一個(gè)原因就是隱身涂料太嬌貴
飛機(jī)結(jié)冰的危害想必大家都有耳聞，沙塵暴比之則有過之而無(wú)不及。除能造成飛機(jī)感應(yīng)器損壞外，沙粒之間及沙粒與飛機(jī)機(jī)體的摩擦所產(chǎn)生的靜電可使無(wú)線電通信和無(wú)線電羅盤失靈。而前者會(huì)影響戰(zhàn)機(jī)之間的信息溝通，嚴(yán)重影響作戰(zhàn)效能。后者我們就無(wú)需贅言了，至于好多人覺得可以在沙塵暴來臨時(shí)使用GPS，您接著往后看就都清楚了。
就電子設(shè)備而言，無(wú)論是軍用還是民用，無(wú)一例外的怕靜電
當(dāng)然，作為飛機(jī)的頭號(hào)天敵，沙塵暴怎會(huì)放過航空發(fā)動(dòng)機(jī)呢？事實(shí)上除損壞航空發(fā)動(dòng)機(jī)的葉片外，更重要的事會(huì)進(jìn)入航空發(fā)動(dòng)機(jī)的油路，堵塞并形成腐蝕液體。根據(jù)美軍的研究報(bào)告，航空發(fā)動(dòng)機(jī)在沙塵暴環(huán)境下每工作50個(gè)小時(shí)，就會(huì)造成15%動(dòng)力損失和10%燃油損失。
很多人不太了解葉片的價(jià)格，事實(shí)上國(guó)內(nèi)在造某型發(fā)動(dòng)機(jī)的時(shí)候，就曾因葉片問題損失上百萬(wàn)RMB，這還是一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)葉片的價(jià)格
而沙塵也會(huì)讓航空發(fā)動(dòng)機(jī)的油濾、噴油嘴出現(xiàn)磨損，大幅縮短航空發(fā)動(dòng)機(jī)壽命。例如2003年伊拉克戰(zhàn)爭(zhēng)期間，美軍第101空中突擊師270架各類型直升機(jī)因一場(chǎng)沙塵暴導(dǎo)致一半兒飛機(jī)被迫檢修，對(duì)當(dāng)時(shí)的戰(zhàn)局造成了一定影響！
航空發(fā)動(dòng)機(jī)的油濾、噴油嘴問題可沒有汽車的那么簡(jiǎn)單。這是北方某大廠出品的相關(guān)文獻(xiàn)，恰好證明了這一點(diǎn)
至于對(duì)精確制導(dǎo)武器的影響，聽聽身經(jīng)百戰(zhàn)的美軍咋說就知道了。根據(jù)一份已公開的美軍報(bào)告，2003年伊拉克戰(zhàn)爭(zhēng)期間，在沙塵暴環(huán)境下，使用激光制導(dǎo)或紅外制導(dǎo)武器對(duì)目標(biāo)的命中率從98%下降至62%，而衛(wèi)星制導(dǎo)武器的命中率也受到極大影響。看來沙塵暴不光能防激光武器，還能屏蔽掉GPS武器。
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淺談航空螺旋槳的發(fā)展歷程
這期間，各國(guó)發(fā)展了一系列優(yōu)秀的低速層流翼型（如NACA-16系列等），螺旋槳?dú)鈩?dòng)力理論得到進(jìn)一步完善，片條分析法成為一種標(biāo)準(zhǔn)理論。
20世紀(jì)50年代中期，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的不斷發(fā)展完善，逐步從軍用領(lǐng)域推廣到民用領(lǐng)域，使螺旋槳的發(fā)展受到一定的阻力。除在特殊飛行器領(lǐng)域（如短距起降、長(zhǎng)航時(shí)等），螺旋槳的應(yīng)用逐漸減少。
20世界70年代初期，世界性石油危機(jī)爆發(fā)，由于采用發(fā)動(dòng)機(jī)加螺旋槳的動(dòng)力單元形式能夠顯著降低油耗，螺旋槳技術(shù)重新獲得重視。英、美等國(guó)的航空研究機(jī)構(gòu)率先在提高槳葉氣動(dòng)性能方面進(jìn)行了大量工作，借助風(fēng)洞試驗(yàn)，先后發(fā)展了一系列螺旋槳專用的新翼型。采用新翼型的螺旋槳被不斷用于支線客機(jī)、公務(wù)機(jī)及小型飛機(jī)上。
2、先進(jìn)航空螺旋槳技術(shù)的發(fā)展
(1) 先進(jìn)氣動(dòng)性能研究
為了提高螺旋槳?dú)鈩?dòng)性能。英、美等國(guó)相繼開展了專用翼型研制。美國(guó)NASA與哈密爾頓公司開發(fā)了HS-1、HS-2翼型系列，英國(guó)航空研究協(xié)會(huì)（ARA）與道帝公司開發(fā)了ARA-D翼型系列。作為超臨界翼型，能夠滿足飛機(jī)空氣動(dòng)力和使用的要求。擁有較高的升力系數(shù)和高拉力水平。
圖5 航空螺旋槳翼型氣動(dòng)特性（Ma=0.3）
(2) 先進(jìn)復(fù)合材料槳葉制造技術(shù)
由于復(fù)合材料在重量、結(jié)構(gòu)阻尼性、破損安全和維修性等方面的優(yōu)勢(shì)。發(fā)展復(fù)合材料螺旋槳是一種必然趨勢(shì)。但由于復(fù)合材料槳葉的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、強(qiáng)度計(jì)算、材料選擇、工藝成型和無(wú)損檢測(cè)都存在許多關(guān)鍵技術(shù)。英、美、俄等國(guó)家早在上世界60年代就開展了相應(yīng)研究。如槳葉整體強(qiáng)度的設(shè)計(jì)，因其影響因素復(fù)雜，完整的理論計(jì)算非常困難，因此，建立槳葉強(qiáng)度試驗(yàn)?zāi)芰υ跇~設(shè)計(jì)中必不可少。
展開 層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)現(xiàn)狀與發(fā)展
2.3 層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)
20世紀(jì)30年代起，一批空氣動(dòng)力學(xué)家在理論和試驗(yàn)研究的基礎(chǔ)上提出了層流翼型設(shè)計(jì)概念，NACA6系列翼型、蘇聯(lián)ЦАГИС5-18翼型、FX系列翼型和Eppler系列翼型等是當(dāng)時(shí)最成功的代表。早期的層流翼型設(shè)計(jì)很重視提高失穩(wěn)臨界雷諾數(shù)，直到20世紀(jì)70年代才認(rèn)識(shí)到層流邊界層內(nèi)擾動(dòng)的增長(zhǎng)和隨擾動(dòng)頻率的變化是決定轉(zhuǎn)捩發(fā)生更重要的因素。在一定的有利壓力梯度下，盡管失穩(wěn)點(diǎn)可在前緣附近出現(xiàn)，但轉(zhuǎn)捩點(diǎn)卻可達(dá)到70%弦長(zhǎng)位置。這一設(shè)計(jì)思想使得新一代層流翼型可以具有較高的前緣負(fù)壓值，進(jìn)而可以有較大的前緣半徑，這有利于改善翼型的高升力特性和跨聲速特性。
伴隨著設(shè)計(jì)思想的進(jìn)步，層流翼型設(shè)計(jì)經(jīng)歷了由低速向高速的發(fā)展，特別是跨聲速層流翼型的誕生，將軍民用大型運(yùn)輸類飛機(jī)的層流機(jī)翼技術(shù)推向了新的高潮。與早期層流翼型不同，現(xiàn)代可用于高速飛行的層流翼型大致分為兩大類：第一類兼顧低速、高度時(shí)的層流特性，在設(shè)計(jì)條件下無(wú)激波或只有弱激波，壓力分布類似于超臨界翼型，但前緣半徑更小，從前緣到轉(zhuǎn)捩點(diǎn)具有較大的表面斜率，轉(zhuǎn)捩位置主要靠表面斜率設(shè)計(jì)控制；第二類能夠保證在設(shè)計(jì)條件下無(wú)激波且保持大范圍的層流，但低速時(shí)不要求層流特征，外形更接近于超臨界翼型，亞聲速時(shí)前緣負(fù)壓使得轉(zhuǎn)捩在前緣發(fā)生，而超臨界飛行時(shí)，允許存在弱激波以抬高翼型后部的負(fù)壓，從而控制從前緣到激波位置的壓力梯度。
高速層流翼型的設(shè)計(jì)工作開始于20世紀(jì)80年代。Khalid等設(shè)計(jì)了可用于超過107雷諾數(shù)的不同厚度的高速層流翼型，同期西北工業(yè)大學(xué)將超臨界翼型和層流翼型的設(shè)計(jì)思想相結(jié)合，設(shè)計(jì)了NPU系列翼型并開展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究。隨后，具備高升力特性的層流翼型和層流機(jī)翼開始發(fā)展起來，翼型和機(jī)翼的設(shè)計(jì)方法也不斷進(jìn)步和創(chuàng)新，為跨聲速下層流機(jī)翼技術(shù)的發(fā)展和成熟奠定了基礎(chǔ)。
展開 長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)關(guān)鍵技術(shù)研究進(jìn)展
圖3 國(guó)外主要的新能源長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)
Fig.3 Representative foreign new energy powered long-endurance UAVs
表2 國(guó)外主要新能源動(dòng)力長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)參數(shù)[11]
Tab.2 Key parameters of foreign new energy powered long-endurance UAVs[11]
2 長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)總體氣動(dòng)綜合設(shè)計(jì)技術(shù)
長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)性能需要滿足巡航時(shí)間和巡航高度的要求，總體氣動(dòng)綜合設(shè)計(jì)是飛行器達(dá)到戰(zhàn)術(shù)技術(shù)指標(biāo)或使用技術(shù)要求的核心關(guān)鍵技術(shù)，決定了飛行器的整體氣動(dòng)性能和飛行性能.長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)飛行高度較高，飛行環(huán)境中空氣稀薄，飛行雷諾數(shù)較低，巡航時(shí)所需升力系數(shù)較大，且由于長(zhǎng)航時(shí)飛行，要求機(jī)內(nèi)儲(chǔ)油空間大，巡航阻力小.因此，長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)氣動(dòng)綜合設(shè)計(jì)需要進(jìn)行高升力、高升阻比、低雷諾數(shù)翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)研究和無(wú)人機(jī)高效氣動(dòng)布局研究.
2.1 高升阻比機(jī)翼優(yōu)化設(shè)計(jì)
低雷諾數(shù)條件下，翼型在小攻角時(shí)就可能發(fā)生流動(dòng)分離，翼型的升力線斜率也會(huì)降低，難以獲得高升阻比[14]，現(xiàn)有長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的升阻比通常在20以下，長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的代表“全球鷹”升阻比達(dá)到28左右.長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)機(jī)翼通常采用小后掠角、大展弦比形式，機(jī)翼具有較弱的三維效應(yīng)，因此二維翼型的氣動(dòng)特性對(duì)提高飛機(jī)的性能和飛行品質(zhì)有直接影響，需要同時(shí)具備高升阻比、高升力和緩失速特性[15].常用翼型的類型主要包括：層流翼型、高升力翼型和超臨界翼型等.具體翼型可以在現(xiàn)有的翼型庫(kù)中選取，如NACA6A族、GAW系列、SD系列、Eppler系列[16]等，也可以以滿足飛機(jī)設(shè)計(jì)任務(wù)指標(biāo)為準(zhǔn)則，基于翼型的流動(dòng)特征和升力特性，通過優(yōu)化設(shè)計(jì)得到.
2.1.1 翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法
低雷諾數(shù)是長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的重要?dú)鈩?dòng)特征之一.國(guó)內(nèi)外學(xué)者分別通過試驗(yàn)和計(jì)算流體力學(xué)(CFD
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