鈍前緣三角翼無人機(jī)氣動(dòng)特性研究

李洋，靳宏斌，劉毅，趙曉霞

(1.中航飛機(jī)股份有限公司 研發(fā)中心，西安　710089)(2.中航飛機(jī)股份有限公司 漢中飛機(jī)分公司，漢中　723000)

鈍前緣三角翼無人機(jī)氣動(dòng)特性研究

李洋1，靳宏斌2，劉毅1，趙曉霞1

(1.中航飛機(jī)股份有限公司 研發(fā)中心，西安710089)(2.中航飛機(jī)股份有限公司 漢中飛機(jī)分公司，漢中723000)

摘要：三角翼布局因其優(yōu)良的氣動(dòng)特性在軍用飛機(jī)和無人機(jī)上獲得了廣泛應(yīng)用。為了研究鈍前緣三角翼無人機(jī)的氣動(dòng)特性，首先采用求解雷諾平均N-S方程的方法對(duì)NASA鈍前緣三角翼標(biāo)模進(jìn)行對(duì)比計(jì)算，以驗(yàn)證計(jì)算方法的可靠度；然后對(duì)無人機(jī)四個(gè)升降舵偏角的氣動(dòng)力和流場(chǎng)特性進(jìn)行分析研究。結(jié)果表明：三角翼無人機(jī)在升力系數(shù)較小時(shí)具有較高的升阻比，當(dāng)迎角小于15°時(shí)，鈍前緣三角翼前緣氣流附體、吸力較高，翼面的橫向流動(dòng)不明顯，使飛機(jī)的升阻比提高；當(dāng)迎角大于15°后，渦流特征起主導(dǎo)作用，使得飛機(jī)在直到40°迎角范圍內(nèi)沒有出現(xiàn)大面積氣流分離，具有良好的俯仰穩(wěn)定性，升降舵效率較高。鈍前緣三角翼氣動(dòng)布局在翼展受限、翼載較小的條件下具有一定的氣動(dòng)特性優(yōu)勢(shì)。

關(guān)鍵詞：三角翼；鈍前緣；無人機(jī)；氣動(dòng)特性；渦流

0引言

自20世紀(jì)50年代，三角翼布局及其相應(yīng)的前緣渦流特性開始受到關(guān)注并得到了深入研究，該布局方式的主要優(yōu)點(diǎn)是同時(shí)具備跨/超音速優(yōu)良的阻力特性以及低速條件下的高升力特性，且其雷達(dá)反射截面小、結(jié)構(gòu)特性良好[1-2]。由于其優(yōu)良的氣動(dòng)特性，三角翼布局在軍用飛機(jī)上得到了廣泛應(yīng)用，例如法國(guó)的幻影系列、美國(guó)的F-117、前蘇聯(lián)的米格21、瑞典的薩伯37以及中國(guó)的殲7、殲8等；在民用領(lǐng)域的典型應(yīng)用為協(xié)和超音速客機(jī)。尤其是在無人機(jī)的設(shè)計(jì)方案中，三角翼布局不僅用于高亞音速/跨音速飛機(jī)，使其獲得較好的高速特性，還廣泛應(yīng)用于低速飛行器，例如“豺2”、“哈比”、“百靈鳥”、“麻雀”、“龍”、“幽靈”等。

早期，對(duì)三角翼氣動(dòng)特性的研究主要集中于尖前緣、細(xì)長(zhǎng)翼面氣動(dòng)外形，其前緣渦被固定在前緣處，基本結(jié)構(gòu)和特征包括次渦、渦破裂等已被較好地了解。尖前緣三角翼的渦流結(jié)構(gòu)對(duì)雷諾數(shù)不敏感，在高亞音速條件下渦流結(jié)構(gòu)與低速時(shí)相似，但負(fù)壓絕對(duì)值降低。鈍前緣三角翼的渦流特性更為復(fù)雜，主要原因是其前緣粘性效應(yīng)作用顯著，從剖面看渦流分離點(diǎn)在前緣附近，而在翼展方向分離的起始點(diǎn)隨前緣鈍度、迎角、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等條件而變化[3-6]。

研究三角翼氣動(dòng)力及流場(chǎng)特性的方法主要包括風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算兩大類。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)方面，1996年NASA Langley實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行了65°后掠平板三角翼在不同前緣鈍度、雷諾數(shù)、馬赫數(shù)條件下的測(cè)力和測(cè)壓實(shí)驗(yàn)，系統(tǒng)地研究了上述參數(shù)對(duì)三角翼氣動(dòng)特性的影響[3-5]；國(guó)內(nèi)外還進(jìn)行了大量針對(duì)不同外形三角翼、雙三角翼以及三角翼飛行器的氣動(dòng)特性實(shí)驗(yàn)，對(duì)表面、空間流場(chǎng)結(jié)構(gòu)采用表面測(cè)壓、五孔壓力探頭、三分量激光速度計(jì)、PIV、壓敏噴漆等方法，得到各種三角翼配置在不同姿態(tài)角、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等外流條件下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)[7-11]；采用全機(jī)測(cè)力實(shí)驗(yàn)方法研究了諸如雙三角翼、前緣邊條等基于前緣渦原理氣動(dòng)布局的氣動(dòng)力特征[12-15]。數(shù)值計(jì)算方面，通過大量三角翼CFD研究表明，雷諾平均N-S方程配合一方程或二方程湍流模型計(jì)算得到的壓力分布及氣動(dòng)力能夠與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)較好地吻合[16-20]，而對(duì)精細(xì)的渦流結(jié)構(gòu)、渦破裂特性、鈍前緣三角翼分離起始點(diǎn)的預(yù)測(cè)等還需要繼續(xù)改進(jìn)[21-24]，采用DES模型能夠獲得更加精細(xì)的渦結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)[25-26]。

目前，針對(duì)鈍前緣三角翼的研究，其研究模型多為在平板翼型的基礎(chǔ)上疊加鈍前緣的簡(jiǎn)化模型，例如NASA Langley NTF風(fēng)洞研究的鈍前緣三角翼模型，而對(duì)于本文所研究的以NACA 6族翼型為剖面的鈍前緣三角翼的研究鮮有報(bào)道。本文首先采用求解雷諾平均N-S方程的方法計(jì)算NASA鈍前緣三角翼標(biāo)模的法向力、俯仰力矩和表面壓力分布，并與實(shí)驗(yàn)值進(jìn)行對(duì)比，確認(rèn)計(jì)算方法的可靠度；然后對(duì)無人機(jī)四個(gè)升降舵偏度構(gòu)型的氣動(dòng)力和流場(chǎng)特性進(jìn)行計(jì)算分析，進(jìn)一步研究俯仰力矩配平后的升阻力特性及其流動(dòng)特征、機(jī)理。研究結(jié)果對(duì)工程應(yīng)用具有參考意義。

1研究概況

1.1無人機(jī)氣動(dòng)外形

某三角翼無人機(jī)前緣后掠角為58°，無尾式布局，剖面翼型為NACA 6族對(duì)稱翼型，采用推進(jìn)式螺旋槳?jiǎng)恿?，該無人機(jī)的外形示意圖如圖1所示。

圖1　無人機(jī)外形

無人機(jī)采用1.7小展弦比、無尾式設(shè)計(jì)，這種設(shè)計(jì)方式對(duì)氣動(dòng)特性有很大影響，一方面小展弦比一般會(huì)導(dǎo)致升阻比降低，氣動(dòng)效率較低；另一方面飛機(jī)是否具有大迎角俯仰穩(wěn)定性及足夠的升降舵效率也對(duì)氣動(dòng)布局可行性有關(guān)鍵影響。

1.2數(shù)值計(jì)算方法

數(shù)值計(jì)算采用求解雷諾平均N-S方程的方法以獲得飛機(jī)氣動(dòng)力及繞流特性。計(jì)算網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，在流域中主要為四面體，垂直于飛機(jī)表面生成多層棱柱層，在預(yù)計(jì)的空間渦流區(qū)進(jìn)行網(wǎng)格加密，總網(wǎng)格數(shù)量約為1 300萬，全機(jī)網(wǎng)格示意圖如圖2所示。

(a) 表面網(wǎng)格

(b) 典型空間網(wǎng)格

計(jì)算條件下物面y+范圍為30～200，近壁面與外流場(chǎng)的物理量銜接采用壁面函數(shù)法。數(shù)值求解在商業(yè)軟件FLUENT中完成，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式離散，湍流模型為SSTk-ω，湍動(dòng)能k和耗散率ω采用一階迎風(fēng)格式，數(shù)值迭代采用壓力與速度同時(shí)求解的耦合解法來完成，以實(shí)現(xiàn)快速收斂。

2氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果

2.1NASA鈍前緣三角翼標(biāo)模的計(jì)算

為了驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算的可靠度，以NASA在1996年完成的鈍前緣三角翼為算例進(jìn)行氣動(dòng)力及流場(chǎng)特性的計(jì)算，計(jì)算網(wǎng)格及方法同1.2節(jié)。NASA鈍前緣三角翼的幾何外形如圖3所示，氣動(dòng)力及壓力分布計(jì)算結(jié)果分別如圖4～圖5所示，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)條件為Ma=0.4，Re=6×106。

圖3　NASA鈍前緣三角翼

(a) 法向力系數(shù)

(b) 俯仰力矩系數(shù)

(a) 壓力分布剖面站位

(b1) x/Cr=0.20

(b2) x/Cr=0.40

(b3) x/Cr=0.60

(b4) x/Cr=0.80

(b5) x/Cr=0.95

從圖4可以看出：本文所采用的CFD計(jì)算方法在較大迎角范圍內(nèi)對(duì)氣動(dòng)力地評(píng)估較為準(zhǔn)確，法向力系數(shù)的計(jì)算值與實(shí)驗(yàn)值基本吻合；計(jì)算得到的俯仰力矩系數(shù)的趨勢(shì)和量值與實(shí)驗(yàn)值基本吻合，但是實(shí)驗(yàn)值在迎角為10°～15°范圍內(nèi)有非線性波動(dòng)，可能是由于三角翼鈍前緣附面層轉(zhuǎn)捩特性的變化而導(dǎo)致的渦結(jié)構(gòu)變化，而SSTk-ω模型采用全紊流假設(shè)，不會(huì)出現(xiàn)氣動(dòng)力和流場(chǎng)特性的異常波動(dòng)。

從圖5可以看出：在接近前緣時(shí)(約x/Cr=0.20)，CFD計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值略有偏差，渦流出現(xiàn)偏早，同樣與RANS方法對(duì)前緣附面層狀態(tài)的簡(jiǎn)化模擬有關(guān)，但在x/Cr=0.40之后，壓力分布的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合良好。

綜上所述，本文采用的計(jì)算方法對(duì)評(píng)估鈍前緣三角翼無人機(jī)氣動(dòng)力特性是適用且可信的。

2.2無人機(jī)氣動(dòng)力特性

全機(jī)不同升降舵偏度下的升力特性、俯仰力矩特性、極曲線以及飛機(jī)升阻比曲線如圖6～圖9所示。考慮到三角翼無人機(jī)升降舵偏轉(zhuǎn)對(duì)全機(jī)升力和阻力特性的影響較大，圖中同時(shí)給出了基于參考重心將俯仰力矩配平后的氣動(dòng)力曲線。

圖6　無人機(jī)升力線

圖7　無人機(jī)俯仰力矩特性

圖8　無人機(jī)極曲線

圖9　無人機(jī)升阻比

從圖6可以看出：無人機(jī)升力線在迎角為0～40°范圍內(nèi)沒有明顯失速，升力線線性度良好但斜率較小，得到的最大升力系數(shù)較小，升降舵負(fù)偏轉(zhuǎn)配平后可使升力明顯降低，考慮縱向配平后飛機(jī)的最大升力系數(shù)出現(xiàn)在迎角為35°左右，量值為0.48，相對(duì)不配平狀態(tài)的0.62降低了23%。

從圖7可以看出：無人機(jī)在所研究的迎角范圍(0～40°)內(nèi)，縱向力矩系數(shù)相對(duì)升力系數(shù)為負(fù)斜率，具有良好的俯仰力矩穩(wěn)定性，在接近失速時(shí)產(chǎn)生了額外的低頭力矩，有利于保證飛行安全；升降舵在所研究的迎角范圍內(nèi)均具有較高的操縱效率，能夠滿足飛機(jī)配平和操縱的需求。

從圖8可以看出：隨著升降舵偏度的增加，在相同升力系數(shù)下無人機(jī)的阻力迅速增大，其主要原因是升降舵負(fù)偏度使全機(jī)升力下降較多，達(dá)到相同的升力系數(shù)需要采用更高的迎角，導(dǎo)致三角翼渦流的增強(qiáng)甚至渦破裂提前，從而產(chǎn)生較多的能量損失和壓差阻力。

從圖9可以看出：三角翼的升阻比在小升力系數(shù)時(shí)較高，例如在設(shè)計(jì)升力系數(shù)0.2時(shí)，配平后的升阻比達(dá)7.7，其原因是無人機(jī)展弦比雖然只有1.7，但由于沒有平尾且機(jī)身和機(jī)翼融合設(shè)計(jì)，飛機(jī)的浸潤(rùn)面積得到降低，根據(jù)飛機(jī)的升阻比與基于浸潤(rùn)面積的展弦比有關(guān)[27]的觀點(diǎn)，本文無人機(jī)的升阻比應(yīng)當(dāng)與常規(guī)布局展弦比3.4的飛機(jī)的升阻比相當(dāng)；此外當(dāng)迎角較小時(shí)(不超過15°)，無人機(jī)背風(fēng)面的渦流流動(dòng)不明顯，避免了渦流流動(dòng)帶來的能量損失和阻力增加；隨著升力系數(shù)的增加升阻比迅速降低，在較大的升力系數(shù)例如0.4時(shí)，升阻比僅為3，可見三角翼渦流帶來的阻力增量十分顯著；升降舵配平也會(huì)導(dǎo)致阻力的進(jìn)一步增加。

2.3無人機(jī)流場(chǎng)特性

無人機(jī)不同迎角下的空間等渦量圖、表面流線圖及空間橫截剖面速度分量圖如圖10～圖12所示。

(a)α=10°(b)α=15°

(c)α=20°(d)α=40°

圖10無人機(jī)等渦量圖(漩渦強(qiáng)度)

Fig.10Draft of constant vorticity of the UAV

(swirling strength)

(a)α=10°(b)α=15°

(c)α=20°(d)α=40°

圖11無人機(jī)表面流線

Fig.11Surface flow pattern of the UAV

圖12　無人機(jī)空間剖面速度分量(α=20°)

從圖10～圖11可以看出：鈍前緣三角翼無人機(jī)在迎角小于15°時(shí)以附體流動(dòng)為主，隨著迎角的增加，從翼尖開始出現(xiàn)渦流并逐漸向前緣發(fā)展，當(dāng)迎角為40°時(shí)渦流分離點(diǎn)已到達(dá)外露翼的翼根處；在迎角小于15°范圍內(nèi)上翼面空間內(nèi)沒有明顯的渦流特征，表面流線的橫向流動(dòng)不明顯；當(dāng)迎角大于15°后空間渦流結(jié)構(gòu)逐漸增強(qiáng)，表面流線的橫向流動(dòng)顯著，這一流動(dòng)特點(diǎn)顯著推遲了飛機(jī)的大迎角氣流分離，對(duì)于保證飛機(jī)的縱向穩(wěn)定性和升降舵效率是有利的。

從圖12可以看出：鈍前緣三角翼具有典型的部分渦流、部分附體流動(dòng)的特征；在前橫截面內(nèi)速度矢量無明顯偏斜，而在后橫截面內(nèi)有漩渦狀的空間流態(tài)。

3結(jié)論

(1) 鈍前緣三角翼無人機(jī)在迎角為15°以下時(shí)以附體流動(dòng)為主，小升力系數(shù)時(shí)可獲得較高的升阻比；當(dāng)迎角增加至15°以上，渦流特征逐漸變得顯著，推遲了無人機(jī)背風(fēng)面的氣流分離，在0～40°迎角范圍內(nèi)具有良好的俯仰力矩穩(wěn)定性和較高的升降舵效率。

(2) 在翼展受限、翼載較小的限制條件下，鈍前緣三角翼是一種具有優(yōu)良特性的氣動(dòng)布局方案。

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Research on the Aerodynamic Characteristics of a Delta Wing UAV with Blunt Leading Edge

Li Yang1, Jin Hongbin2, Liu Yi1, Zhao Xiaoxia1

(1.Research and Development Center, AVIC Aircraft Corporation， Ltd.， Xi’an 710089, China)(2.Hanzhong Branch, AVIC Aircraft Corporation， Ltd.， Hanzhong 723000, China)

Abstract:Delta wing arrangement is widely adopted by military aircraft and unmanned aerial vehicle(UAV) due to its advanced aerodynamic characteristics. In order to investigate the aerodynamic characteristics of a low speed UAV with delta wing configuration, the validity of the computing method is checked firstly by the comparative simulation of the NASA standard delta wing with blunt leading edge. Then the aerodynamic force and flow field of the UAV with 4 elevator deflection angles are studied. The results reveal that, when the lift coefficient is low the lift to drag ratio is relatively large. When the angle of attack(AOA) is less than 15° the flow is attached to the surface due to the blunt leading edge, which results in higher leading-edge suction, less cross flow on the wing and the improved lift to drag ratio. When the AOA is increased above 15°the vortex flow pattern is dominant, which prevents large scale flow separation within the AOA range up to 40°, and maintains the elevator efficiency at the same time. The delta wing with blunt leading edge has certain advantages for aircraft with limited span and low wing loading.

Key words:delta wing; blunt leading edge; UAV; aerodynamic characteristic; vortex flow

收稿日期：2016-02-24；修回日期：2016-03-20

通信作者：劉毅,evanliuyi@hotmail.com

文章編號(hào):1674-8190(2016)02-158-07

中圖分類號(hào)：V211.3

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.02.004

作者簡(jiǎn)介：

李洋(1985-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：飛機(jī)總體設(shè)計(jì)。

靳宏斌(1966-)，男，研究員。主要研究方向：飛機(jī)總體設(shè)計(jì)。

劉毅(1982-)，男，碩士，高級(jí)工程師。主要研究方向：飛機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)。

趙曉霞(1967-)，女，研究員。主要研究方向：飛機(jī)設(shè)計(jì)。

(編輯：馬文靜)