飞机背负任务系统后横侧气动特性及改进措施数值分析
摘要：采用数值模拟的方法分析了飞机背负任务系统后对横侧气动特性的影响,以及提出了平尾加端板的方式改善该情况下的横侧气动特性。在数值模拟过程中,控制方程为雷诺平均N-S方程,采用了基于非结构网格的有限体积方法。湍流模型采用了S-A方程模型。研究结果表明,飞机背负任务系统后会引起航向力矩系数在小侧滑角下变得较小而使得飞机出现横侧不稳定。为改善该类飞机的横侧特性,采用了平尾加端板的措施,数值结果表明,该措施能改善该类飞机的横侧不稳定性,使得飞机在背负任务系统后具有较好的横侧气动特性。
关键词：
飞机；数值分析；横侧稳定性；端板；雷达罩
中图分类号：V2113
文献标识码：A 文章编号：1005-2615(2010)06-０694-05
Longitudinal and Lateral Aerodynamic Characteristics of Aircraft
with Atop Radome and Their Improvement
Ouyang Shaoxiu1,2, Liu Xueqiang1
(1. College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, Nanjing, 210016, China;
2. AVIC Shaanxi Aircraft Industry (Group) Co. Ltd., Hanzhong, 723105, China)
Abstract:
The longitudinal and lateral aerodynamic characteristics of the aircraft with the atop radome are studied by the numerical method and the flow mechanisms for such flows are analyzed. The governing equations are Reynolds-averaged Navier-Stokes equations solved by the unstructured finite volume method. A S-A equation turbulence model is adopted. Study results show that the radome atop aircraft has large effects on longitudinal and directional stability, and makes the aircraft possible to enter roll instability. End-plates at the end of the horizontal tails are used to improve the longitudinal and lateral stability. Numerical results show that the end-plates make the aircraft improve the longitudinal and lateral instability. This research is helpful to understand the aerodynamic characteristics and flow mechanisms of the aircraft with the atop radome, and provides a reasonable reference for atop radome aircraft design.
Key words:
aircraft; numerical analysis; longitudinal and lateral stability; end-plates; radar radome
随着航空科技的飞速发展,飞机所执行的任务变得越来越复杂。对于运输机而言,其总体趋势是装载能力越来越强,所执行的任务更加多样化。有时在执行任务时因任务系统或者装载因其特殊要求而不能装载进飞机,需要采用背负或者其他方式。如,美国的改进版波音747飞机,在运输“发现号”航天飞机时采用了背负式运输方式,如图1所示,俄罗斯的改进型AN-225飞机,在运输“暴风雪”航天飞机时也采用了背负式运输方式,如图2所示。现代预警飞机因雷达的要求,也采用背负的方式,如美国的E-3A,E-2C和俄罗斯A-50等,通过支架把雷达系统背负在机身之上。这些装载或者任务系统因其采用背负的方式,不可避免地会对气动产生影响［1-2］:在纵向气动特性上会产生阻力增加,纵向力矩系数变大而使得纵向静安定性增加等;在横侧气动特性上,会引起航向力矩系数巨大变化,使得飞机进入横侧不稳定,出现飘摆等现象。
文献［1］指出,加装天线任务系统后将减少航向力矩系数76％以上,而在侧向力矩系数方面,其改变量不大,从而使得这两个系数的比值大大减少,使得飞机进入荷兰滚不稳定区域,飞机出现飘摆现象。对此,文献［1］提出加装平尾端板,以提高航向力矩系数,提高航向力矩系数与侧向力矩系数的比值,使得飞机远离横侧不稳定区域,避免飞机的飘摆现象。An-225飞机及波音747飞机在改装成背负航天飞机载机时采用了加装平尾端板以改善飞机的横侧不稳定性［3-5］。美国的E-2系列预警机等也采用了平尾加端板的方式改善横侧气动特性。因平尾加装端板无论从工艺或者实现途径来说比其他方式简单,并且加装端板后对纵向气动特性的影响较小,因而受到广泛关注和应用。
本文首先用数值模拟方法对飞机背负任务系统后气动特性变化情况进行了分析研究,然后用数值模拟的方法对平尾加端板改善横侧气动特性进行了研究。该论文可为背负任务系统飞机设计提供技术参考。
1 数值方法介绍
为了模拟具有高雷诺数的流动,所以从N-S方程出发,采用能较好模拟紊流的S-A紊流模型。本文所采用的计算软件具有自主知识产权,经过多个算例验证,计算结果可靠合理。
11 控制方程
在用数值求解上述方程时,先对上述方程积分,然后采用有限体积法求解,通量采用Osher逆风格式。
2 加装任务系统后飞机横侧气动特性的数值模拟及改进措施
本次载机计算模型采用了某运输机,如图3所示,背负的任务系统为圆盘型任务系统,如图4所示。计算采用了混合非结构网格,在物面附近采用了三棱柱粘性网格,其他区域采用四面体网格。三棱柱网格的数量为15层,第一层网格到物面的距离约为10×10-6 m,以保证y+的大小在1左右,使得在计算粘性时其可靠性较高。网格数量单独载机为5×106，有任务系统后网格数量为7×１０６,加平尾端板后网格数量为8×１０６。在数值计算过程中采用了基于MPI的并行技术,计算硬件为64CPU的PC-Cluster计算机群。每个状态迭代步数大致为12 000步,计算时间每个状态大致为3 h。对载机及背负任务系统后的飞机的横侧气动特性进行了计算,计算马赫数为06,迎角为2°,侧滑角为-3～21°,图5,图6为滚转力矩系数及航向力矩系数比较图,orig代表了载机平台,Carrying Aircraft代表了背负任务系统的飞机,从图5可以看到,背负任务系统后滚转力矩系数有所减少,减少量大致为15％,对应的导数也降低了15％,其线性变化规律几乎不变。从图6可以看到,在10°侧滑角以下,背负天线后对航向力矩系数有较大的改变,使得其导数在零附近。图7给出了一般飞机的横侧动稳定性边界,如果飞机的滚转力矩系数的导数较大而航向力矩系数的导数较小,这将会导致飞机进入振荡不稳定区域,即进入荷兰滚区域,使得飞机出现飘摆等现象,这表现在这两者的比值较小。从数值分析过程中得到,在没有加装任务系统时,航向力矩系数与滚转力矩系数的比值在25左右,落在图7中的第3象限的中间,在该区域属于稳定区域,因而该飞机在没有背负任务系统时具有横侧稳定性。加装任务系统后,在侧滑角10°以内,滚转力矩系数变化较小,而航向力矩系数呈现较大的变化,趋近于0附近,使得航向力矩系数导数与滚转力矩系数的比
值几乎趋近于0,落在图7的荷兰滚不稳定区域,因而背负任务系统后的该飞机在小的侧滑角下进入荷兰滚不稳定区域,即飞机背负任务系统后出现振荡不稳,使得飞机出现飘摆。图8给出了背负任务系统飞机的等压线分布计算结果图。
对因背负任务系统后出现的振荡不稳现象,文献［1］指出,增加垂尾面积、在机身尾部加装腹鳍、平尾加端板等方式可以改善因背负任务系统后而出现的振荡不稳。因加装平尾端板工艺上简单,并且对纵向气动干扰影响小,因而本文采用加平尾端板的方式来改善因背负任务系统后出现的横侧不稳现象。平尾端板采用对称翼型,展长为12 m,前沿后掠角为17°,图9给出了加装平尾端板后飞机模型图，图10给出了计算得到的等压线分布。
3 结束语
通过数值模拟分析研究得到,飞机背负任务系统后,因任务系统的影响在小侧滑角情况下会出现横侧振荡不稳定,为此,采用加装平尾端板的方式来克服其小侧滑角下的横侧不稳定。数值分析表明,这种方式可以使得飞行器偏离振荡不稳定区域,从而使得该类飞机具有横侧稳定性。
参考文献：
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AIAA-0002306, 2000.
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