無人直升機組合外掛體氣動特性研究

龍海斌，吳裕平

(中國直升機設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

導(dǎo)彈、火箭彈等武器通常采用外掛的方式加裝在飛行器機翼下方，但近年來部分無人直升機采用在機身左右兩側(cè)外掛的方式來加裝武器，形成具備打擊敵方目標(biāo)能力的武裝無人直升機。如美國的“火力偵查兵”采用掛梁+掛架的形式掛載了空地導(dǎo)彈和70mm火箭彈等武器。由武器與懸掛裝置等組成的組合外掛體在前飛時與機身、尾梁和平尾等部件產(chǎn)生氣動干擾，與其單獨在前飛流場中時的氣動特性差別比較大。目前國內(nèi)外主要采用風(fēng)洞試驗、經(jīng)驗公式和數(shù)值計算等方法分別對飛行器機載武器和外掛物的氣動特性進行計算與分析。文獻[1]通過風(fēng)洞試驗的方法研究了八棱錐頭導(dǎo)彈的減阻特性；文獻[2]在風(fēng)洞中采用同時測力試驗技術(shù)對某型飛機進行了外掛測力試驗,獲得了該機翼下外掛物及其部件的氣動特性；文獻[3]則分別采用數(shù)值計算和試驗測量的方法計算和實測了直升機武器掛架的氣動載荷。經(jīng)驗公式具有計算速度快的優(yōu)點，因此在型號初步設(shè)計階段應(yīng)用得比較多。文獻[4]根據(jù)細長體理論干擾因子法得出了導(dǎo)彈部件升力的計算公式，編寫了可用于估算導(dǎo)彈氣動特性的軟件并應(yīng)用于某型號導(dǎo)彈氣動特性計算；文獻[5]提出了一種適于在初步設(shè)計中計算導(dǎo)彈大攻角氣動特性的工程方法。隨著計算機技術(shù)和數(shù)值計算方法的進步，研究人員開始采用求解N-S方程的方法來計算導(dǎo)彈和外掛物的氣動特性。文獻[6]、[7] 采用求解N -S方程的紊流場計算軟件對某型空空導(dǎo)彈和有折翼的導(dǎo)彈進行了氣動特性計算。文獻[8]、[9]采用結(jié)構(gòu)重疊網(wǎng)格技術(shù)對不同掛彈狀態(tài)的機翼-掛架-外掛物組合體進行了氣動特性計算與分析。文獻[10]采用格子Boltmann方法計算了稀薄氣體效應(yīng)對導(dǎo)彈氣動特性的影響。從飛行試驗數(shù)據(jù)中也可以獲取導(dǎo)彈的氣動特性。文獻[11]采用基于K-最近鄰算法的數(shù)據(jù)分析方法從飛行試驗數(shù)據(jù)中獲取對導(dǎo)彈氣動特性的準(zhǔn)確描述，以預(yù)測導(dǎo)彈的氣動特性。但是國內(nèi)外對于無人直升機的組合外掛體的氣動特性研究比較少，本文采用求解N-S方程的CFD方法對某型無人直升機機載狀態(tài)的組合外掛體(掛梁、掛架、導(dǎo)發(fā)架和導(dǎo)彈四部分組成)的氣動特性進行了數(shù)值計算與分析研究。

1 數(shù)值計算概述

某型無人直升機的武器外掛方式與“火力偵查兵”類似，如圖1所示。組合外掛體由掛梁、掛架、導(dǎo)發(fā)架和導(dǎo)彈四部分組成，其中掛梁形狀與“火力偵查兵”的相似，掛架為“八”字形，導(dǎo)發(fā)架外形為前后有斜切面的長方體，導(dǎo)彈前緣為半球形，尾部有氣動控制面。

圖1 “火力偵查兵”武器示意圖

數(shù)值計算之前對無人直升機以及組合外掛體的幾何外形進行修理，之后將流場域進行網(wǎng)格劃分，對幾何外形曲率變化較大和流場比較復(fù)雜的區(qū)域進行了網(wǎng)格局部加密。數(shù)值計算過程中采用Roe格式的空間離散方法，湍流模型選擇一方程S-A模型。設(shè)置來流速度為55.57m/s(200km/h)以計算大速度前飛狀態(tài)下的氣動特性。

設(shè)定無人直升機抬頭時的攻角為正，向左側(cè)偏轉(zhuǎn)時側(cè)滑角為正。力矩系數(shù)參考點為計算狀態(tài)的重心位置。數(shù)值計算過程中的無人直升機模型包括機身、主槳轂、穩(wěn)瞄、尾梁、尾槳轂、垂尾、平尾等部件。由于大速度前飛時外掛體位于旋翼尾流之外，因此沒有考慮旋翼下洗流場的影響。該型無人直升機采用對稱的方式在機身兩側(cè)外掛武器，而且組合外掛體氣動外形相同。為了研究方便，只選取了位于機身右側(cè)的組合外掛體的CFD計算結(jié)果進行氣動特性分析，左側(cè)組合外掛體的氣動特性與右側(cè)基本相同。

2 組合外掛體氣動特性

某型無人直升機右側(cè)的組合外掛體在各個計算狀態(tài)下的氣動力與力矩系數(shù)如圖2所示。分析圖2(a)可以發(fā)現(xiàn)掛梁對組合外掛體阻力的貢獻最大，在0°攻角時掛梁的阻力占組合外掛體總阻力的46.40%，同時組合外掛體的阻力占全機阻力的7.66%。隨著攻角的增大，掛梁、掛架和導(dǎo)發(fā)架的阻力基本上保持不變，而導(dǎo)彈的阻力卻不斷增大，因此大攻角時組合外掛體的阻力增大主要是由導(dǎo)彈引起的。表1給出了各部件在0°攻角時的迎風(fēng)面積，對比表1中的迎風(fēng)面積與圖2(a)中的阻力系數(shù)值可以看出掛梁與導(dǎo)發(fā)架的迎風(fēng)面積基本相等，但是阻力卻相差比較大，說明部件的氣動外形對阻力影響比較大。

表1 各部件迎風(fēng)面積(0°攻角)

由圖2(b)各曲線變化趨勢可以看出，攻角變化時掛梁、掛架和導(dǎo)發(fā)架的升力變化比較小，而導(dǎo)彈的升力呈線性增長。其中在2°攻角時組合外掛體的升力系數(shù)與導(dǎo)彈的比值為1.0045，而大部分攻角范圍內(nèi)導(dǎo)彈與組合外掛體的升力變化趨勢基本一致。

而分析圖2(c)可以發(fā)現(xiàn)，隨著攻角的增大,組合外掛體的俯仰力矩不斷增大，說明其在縱向上是靜不穩(wěn)定的。其中掛架和導(dǎo)發(fā)架的俯仰力矩系數(shù)與組合外掛體變化趨勢一致，而掛梁和導(dǎo)彈的俯仰力矩基本上不受攻角變化的影響。

機身側(cè)滑角變化主要引起組合外掛體的側(cè)向力、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩的變化。由圖2(d)中的曲線變化趨勢可以發(fā)現(xiàn)組合外掛體和各部件的側(cè)向力隨側(cè)滑角呈線性變化，其中掛梁與掛架的側(cè)向力比較小，導(dǎo)彈的側(cè)向力比較大。分析圖2(e)可以看出組合外掛體和導(dǎo)彈的滾轉(zhuǎn)力矩隨著側(cè)滑角的增大而不斷減小，說明它們在橫向上是靜穩(wěn)定的。在-4°到2°攻角范圍內(nèi)，導(dǎo)彈的滾轉(zhuǎn)力矩與組合外掛體滾轉(zhuǎn)力矩的比值在0.95～1.17之間，兩者的差別比較小。而導(dǎo)發(fā)架的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)在大側(cè)滑角時不斷減小。從圖2(f)可以看出組合外掛體偏航力矩系數(shù)隨著側(cè)滑角的增大而不斷增長，說明組合外掛體在航向上是靜不穩(wěn)定的，其中組合外掛體的偏航力矩線斜率與導(dǎo)彈偏航力矩線斜率的比值為1.26，但兩者隨攻角的變化趨勢一致。

圖2 組合外掛體及各部件氣動特性圖

3 發(fā)射安裝角變化對氣動特性的影響

無人直升機載導(dǎo)彈的發(fā)射安裝角對導(dǎo)彈的發(fā)射距離和組合外掛體的氣動特性等有比較大的影響，導(dǎo)彈安裝角變化時組合外掛體的氣動特性如圖3所示。分析圖3(a)可以發(fā)現(xiàn)，導(dǎo)彈發(fā)射安裝角變化時組合外掛體的阻力變化趨勢基本上一致，在阻力系數(shù)變化圖上相當(dāng)于偏移了一定的攻角值。而從圖3(b)可以看出在0°至9°范圍內(nèi)，發(fā)射安裝角每增大3°，同一攻角的升力系數(shù)增大約0.006，組合外掛體在同一攻角時的升力增長與發(fā)射安裝角變化基本上呈線性變化關(guān)系。由圖3(c)可以看出，組合外掛體的俯仰力矩變化趨勢與升力基本一致。

分析圖3(d)可以發(fā)現(xiàn)，發(fā)射安裝角變化時組合外掛體的側(cè)向力基本保持一致，由于發(fā)射安裝角變化時側(cè)向力迎風(fēng)面積不變，因此側(cè)向力基本不變。由圖3(e)可以看出，發(fā)射安裝角每增大3°，組合外掛體的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)減小約0.001，同一攻角時的滾轉(zhuǎn)力矩隨發(fā)射安裝角的變化而呈線性變化趨勢。根據(jù)圖3(f)可以看出在負側(cè)滑角范圍內(nèi)組合外掛體的偏航力矩呈線性變化趨勢；而在正側(cè)滑角范圍內(nèi)，偏航力矩的差別隨發(fā)射安裝角的增大逐漸變小。

4 機身側(cè)滑角變化對氣動特性的影響

無人直升機在轉(zhuǎn)彎飛行或遇到側(cè)向陣風(fēng)(相當(dāng)于機身側(cè)滑角發(fā)生變化)時組合外掛體的氣動特性如圖4所示。

分析圖4(a)可以看出，側(cè)滑角從-6°變化到0°時，組合外掛體的阻力變化比較小，而從0°變化到6°時阻力不斷增大。在0°攻角時，-6°側(cè)滑角時的阻力比0°時增大1.4%，而6°側(cè)滑角的阻力比0°時增大14.0%。這是由于選取的是位于機身右側(cè)的組合外掛體的氣動特性數(shù)據(jù)，因此負側(cè)滑角時機身對側(cè)風(fēng)的干擾產(chǎn)生了阻礙作用。分析圖4(b)中的數(shù)據(jù)可以發(fā)現(xiàn)，在0°攻角時，-6°側(cè)滑角時的升力比0°時增大12.9%，而6°側(cè)滑角的升力比0°時減小20.7%，說明側(cè)滑角變化時組合外掛體的升力系數(shù)變化比較大，其中正側(cè)滑角范圍內(nèi)影響更大。而由圖4(c)可以看出在0°攻角時，-6°側(cè)滑角時的俯仰力矩(絕對值)比0°時減小11.2%，而6°側(cè)滑角的俯仰力矩(絕對值)比0°時增大15.1%，組合外掛體的俯仰力矩系數(shù)的曲線斜率大小基本一致。由于組合外掛體的俯仰力矩為負值，因此正側(cè)滑角時組合外掛體的俯仰力矩變化更大。力和力矩隨機身側(cè)滑角的變化趨勢說明由于組合外掛體安裝在機身左右外側(cè)，側(cè)風(fēng)或轉(zhuǎn)彎飛行時組合外掛體對無人直升機的升阻力和穩(wěn)定性影響比較大。

圖4 不同側(cè)滑角時組合外掛體氣動特性圖

5 掛載狀態(tài)變化對氣動特性的影響

武裝無人直升機在導(dǎo)彈發(fā)射之后需要返回基地進行加油、維修和重新裝彈等，因此無掛載飛行狀態(tài)的時間占無人直升機使用時間的比例比較大。組合外掛體無掛載狀態(tài)時的氣動特性如圖5所示。分析圖5(a)可以看出，在小攻角范圍內(nèi)，無掛載狀態(tài)的阻力約為掛載狀態(tài)阻力的80%。而隨著攻角的增大，掛載狀態(tài)的阻力增長更快。由圖5(b)可以發(fā)現(xiàn)，無掛載與掛載狀態(tài)的升力系數(shù)隨攻角變化呈線性關(guān)系，其中掛載狀態(tài)的升力線斜率是無掛載狀態(tài)升力線斜率的2.37倍。

從圖5(c)可以看出，俯仰力矩系數(shù)的變化趨勢與升力系數(shù)變化趨勢一致，而掛載狀態(tài)的俯仰力矩線斜率是無掛載狀態(tài)俯仰力矩線斜率的1.66倍，說明掛載狀態(tài)的俯仰力矩變化更快，對機身的縱向穩(wěn)定性影響也越大。分析圖5(d)和圖5(e)可以發(fā)現(xiàn)，無掛載與掛載狀態(tài)的側(cè)向力系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)與側(cè)滑角都呈線性變化關(guān)系，其中掛載狀態(tài)的側(cè)向力線斜率是無掛載狀態(tài)側(cè)向力線斜率的2.53倍，同時掛載狀態(tài)的滾轉(zhuǎn)力矩線斜率是無掛載狀態(tài)滾轉(zhuǎn)力矩線斜率的2.57倍。掛載狀態(tài)的側(cè)向力系數(shù)與滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線斜率更小，說明掛載狀態(tài)組合外掛體對無人直升機橫向穩(wěn)定性影響更大。從圖5(f)可以看出，無掛載狀態(tài)的偏航力矩系數(shù)基本上不受側(cè)滑角變化的影響，而掛載狀態(tài)的偏航力矩系數(shù)隨側(cè)滑角的增大而呈線性增大的趨勢。由于導(dǎo)彈的側(cè)向迎風(fēng)面積比較大，因此無掛載狀態(tài)的側(cè)向力、滾轉(zhuǎn)和偏航力矩與掛載導(dǎo)彈狀態(tài)差別比較大。

圖5 不同掛載狀態(tài)時組合外掛體氣動特性圖

6 結(jié)論與探討

通過對某型無人直升機組合外掛體在不同導(dǎo)彈發(fā)射安裝角、機身側(cè)滑角以及不同掛載狀態(tài)時的氣動特性進行計算與分析，得出如下結(jié)論：

1)在負攻角與小攻角范圍內(nèi)，掛梁對組合外掛體阻力的貢獻比較大。組合外掛體其他氣動參數(shù)的變化趨勢與導(dǎo)彈基本一致，說明導(dǎo)彈對整個組合外掛體的氣動特性影響很大。這為組合外掛體設(shè)計以及減阻等提供了研究方向。

2)無人直升機組合外掛體的升力、俯仰力矩和滾轉(zhuǎn)力矩隨導(dǎo)彈發(fā)射安裝角的改變呈線性變化關(guān)系。而阻力、側(cè)向力基本上不受導(dǎo)彈發(fā)射安裝角變化的影響。在負側(cè)滑角和小側(cè)滑角時，導(dǎo)彈發(fā)射安裝角對偏航力矩影響相對比較大。

3)由于機身對側(cè)風(fēng)的阻礙作用，機身側(cè)滑角變化時，組合外掛體的氣動特性變化比較大。

4)導(dǎo)彈發(fā)射后組合外掛體的氣動特性變化趨勢與掛載狀態(tài)基本一致，掛載狀態(tài)的曲線斜率更大，說明掛載狀態(tài)時組合外掛體對無人直升機平衡性等影響更大。

5)通過對組合外掛體氣動特性的計算與分析，可根據(jù)分析結(jié)果來選擇類似外掛方式與氣動外形武器的無人直升機估算氣動特性。在已知無人直升機載武器的氣動特性之后，可以初步估算類似組合外掛體的氣動特性，以確定該外掛方式是否可行；若此方案可行，則可以初步確定武器發(fā)射安裝角。

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