朱建勇，鐘 超，徐讓書，屈秋林

(1.沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 110136； 2.北京航空航天大學(xué) 流體力學(xué)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191)

三角翼無人機(jī)受損升阻特性的數(shù)值模擬

朱建勇1,2，鐘 超1，徐讓書1，屈秋林2

(1.沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 110136； 2.北京航空航天大學(xué) 流體力學(xué)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191)

使用CFD軟件求解定常可壓縮流動(dòng)的質(zhì)量加權(quán)平均N-S方程和S-A模型，數(shù)值模擬了無損無人機(jī)和受損無人機(jī)的繞流流場(chǎng)，揭示了馬赫數(shù)和雷諾數(shù)對(duì)無人機(jī)升阻特性的影響規(guī)律，分析了不同位置、不同尺寸損傷孔對(duì)無人機(jī)升阻特性的影響規(guī)律。計(jì)算結(jié)果表明，機(jī)身受損對(duì)全機(jī)的升阻特性影響較??；機(jī)翼受損導(dǎo)致氣流分離，嚴(yán)重影響全機(jī)的升阻性能，造成全機(jī)升力減小，阻力增大；尾舵位置受損對(duì)全機(jī)升力影響較大，對(duì)全機(jī)阻力影響較小。

無人機(jī)；升阻特性；數(shù)值模擬計(jì)算；受損

數(shù)值模擬是研究無人機(jī)氣動(dòng)性能的一種常用方法[4]，本文以某三角翼無人機(jī)為對(duì)象，研究無損無人機(jī)、無人機(jī)典型位置被擊穿受損，而致命部件未受損條件下的升阻特性，典型位置分別取機(jī)身、機(jī)翼與尾舵，受損面積簡(jiǎn)化為直徑分別為0.10 m、0.15 m和0.20 m的圓。通過數(shù)值計(jì)算分析壓縮性及雷諾數(shù)效應(yīng)對(duì)無損無人機(jī)升阻特性的影響，受損位置及損傷尺寸對(duì)受損無人機(jī)升阻特性的影響，并且分析了無人機(jī)損傷后的表面壓力分布。

1 數(shù)值方法

1.1 計(jì)算模型

某三角翼無人機(jī)的幾何外形及坐標(biāo)選取如圖1所示，具體外形參數(shù)見表1。坐標(biāo)系固定在無人機(jī)上，坐標(biāo)原點(diǎn)位于機(jī)頭前緣點(diǎn)，x軸平行于來流方向指向上游，z軸垂直于來流方向指向上方，y軸由右手坐標(biāo)系確定。在俯視圖中各損傷孔位置孔心坐標(biāo)分別為A(-0.5 m，0 mm)、B(-1.5 m，0.225 m)和C(-2.175 m，0.9 m)。損傷孔的直徑分別為0.10 m、0.15 m和0.20 m；沿尾舵的舵面外側(cè)D開始，損傷部位分別為寬為尾舵的弦向尺寸，長為0.10 m、0.15 m和0.20 m的長方形。損傷孔位置如圖1所示。

圖1 無人機(jī)幾何模型

表1 無人機(jī)主要外形參數(shù)

使用Pointwise軟件進(jìn)行剖分網(wǎng)格，整個(gè)流場(chǎng)采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，隨著損傷孔大小的變化，網(wǎng)格數(shù)也會(huì)相應(yīng)變化，網(wǎng)格數(shù)大致維持在400萬左右。無人機(jī)壁面網(wǎng)格如圖2所示。

圖2 壁面網(wǎng)格

1.2 計(jì)算方法

使用CFD軟件求解定?？蓧嚎s的質(zhì)量加權(quán)平均的N-S方程，選取S-A湍流模型。采用有限體積法離散上述方程，對(duì)流項(xiàng)采用一階迎風(fēng)格式，擴(kuò)散項(xiàng)采用中心差分格式[5-6]，通過SIMPLE算法耦合壓力與速度。無人機(jī)表面滿足無滑移邊界條件。根據(jù)無人機(jī)的飛行高度3 km，確定了計(jì)算條件，如表2所示。計(jì)算馬赫數(shù)取0.3043，各種工況下的計(jì)算攻角均為0°。

表2 計(jì)算條件

2 計(jì)算結(jié)果分析

2.1 無損無人機(jī)升阻特性

商標(biāo)使用及其判斷標(biāo)準(zhǔn)省思 ..................................劉 毅 04.72

為了對(duì)比無人機(jī)受損對(duì)其升阻特性的影響，首先計(jì)算無損無人機(jī)的氣動(dòng)性能。在低速飛行條件下，取馬赫數(shù)為0.091 2、0.182 6、0.209 9和0.304 3，數(shù)值模擬無損無人機(jī)的繞流流場(chǎng)并計(jì)算得到不同馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的氣動(dòng)力。無損無人機(jī)升阻特性隨馬赫數(shù)的變化規(guī)律如圖3所示。

圖3a表示數(shù)值計(jì)算得到的升力系數(shù)隨馬赫數(shù)的增大而增大，且近似線性變化，馬赫數(shù)的增加導(dǎo)致壓縮性明顯，機(jī)翼上翼面吸力增加，下翼面壓力增加，上下翼面壓差增大，升力系數(shù)增大；無人機(jī)機(jī)翼所用翼型為NACA4410，隨著雷諾數(shù)的增加，升力系數(shù)和升力線斜率均增大[7，8]。

圖3b表示數(shù)值計(jì)算得到的合阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的增大先減小后增大，主要原因是機(jī)身對(duì)于全機(jī)阻力系數(shù)影響較小，主要考慮機(jī)翼對(duì)全機(jī)阻力系數(shù)的影響，在小攻角范圍內(nèi)，機(jī)翼表面沒有氣流分離，壓差阻力系數(shù)很小，機(jī)翼阻力系數(shù)的主要成分為摩擦阻力系數(shù)和誘導(dǎo)阻力系數(shù)。誘導(dǎo)阻力系數(shù)與升力系數(shù)平方呈正比，馬赫數(shù)影響升力系數(shù)的變化，進(jìn)而影響誘導(dǎo)阻力的變化；隨著馬赫數(shù)增加，雷諾數(shù)增加導(dǎo)致機(jī)翼表面邊界層厚度變薄，摩擦阻力系數(shù)與雷諾數(shù)的平方根成反比，因此摩擦阻力系數(shù)隨著雷諾數(shù)的增加而減小；因此馬赫數(shù)與雷諾數(shù)共同作用導(dǎo)致合阻力系數(shù)隨著馬赫數(shù)增加先減小后增加，在低馬赫數(shù)下，雷諾數(shù)效應(yīng)作用明顯，而隨著馬赫數(shù)增加，較高馬赫數(shù)導(dǎo)致的壓縮性占據(jù)主導(dǎo)作用。

圖3c、圖3d分別表示升阻比曲線和極曲線。升阻比隨著馬赫數(shù)的增大而增大，斜率逐漸減小。

為了對(duì)比驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算結(jié)果，利用工程經(jīng)驗(yàn)公式對(duì)無人機(jī)的升阻特性進(jìn)行估算[9,10]。假定馬赫數(shù)為0.091 2對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)為不可壓流對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)，根據(jù)普朗特-格勞厄準(zhǔn)則(1)修正，見公式(1)，進(jìn)而得到其它馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)，如圖3a所示。普-格修正升力系數(shù)隨著馬赫數(shù)增大而增大，與數(shù)值計(jì)算結(jié)果變化趨勢(shì)一致。由于普-格修正選取Ma=0.091 2對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)作為不可壓流對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)，以及忽略機(jī)身對(duì)機(jī)翼的干擾，造成普-格修正升力系數(shù)略大于數(shù)值計(jì)算結(jié)果。

(1)

其中，(Cl)Ma為可壓縮流對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)，(Cl)0為不可壓流對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)。對(duì)于展弦比小于3的機(jī)翼，要考慮側(cè)緣渦和前緣渦效應(yīng)，在亞聲速流動(dòng)中誘導(dǎo)阻力CDi特性通過升力特性來估算，見公式(2)，參數(shù)a根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式(3)修正。修正-誘導(dǎo)阻力CDi與升力系數(shù)平方成正比并隨馬赫數(shù)的增加而增大，如圖3b所示，與數(shù)值計(jì)算-誘導(dǎo)阻力CDi變化趨勢(shì)一致。

CDi=aCl2

(2)

(3)

其中，λ為展弦比，χ0.5為1/2弦線后掠角。

圖3 無損無人機(jī)氣動(dòng)系數(shù)

Ma=0.304下的全機(jī)表面壓力分布如圖4所示，下表面的壓力分布以壓力為主，壓力分布較平緩，上表面壓力分布以吸力為主，且流動(dòng)更加復(fù)雜。從翼根到翼梢，由于“翼根效應(yīng)”導(dǎo)致不同剖面的吸力峰沿弦向上移，且吸力峰不斷增大，即剖面越靠近翼根的剖面，吸力峰越靠近弦向下游位置，且吸力峰數(shù)值越小。另外在鈍前緣條件下，氣流在翼根下游的部分前緣發(fā)生分離，產(chǎn)生脫體渦，垂尾的存在促使脫體渦沿垂尾內(nèi)側(cè)向下游移動(dòng)。“翼根效應(yīng)”以及脫體渦產(chǎn)生的渦升力使得機(jī)翼外側(cè)部分前緣及翼尖附近吸力較大。

圖4 壓力分布

2.2 受損無人機(jī)的升阻特性

不同位置、不同尺寸損傷孔對(duì)受損無人機(jī)升阻特性的影響，如圖5所示。為了清晰地對(duì)比受損與無損無人機(jī)氣動(dòng)性能變化，各圖中橫坐標(biāo)損傷孔尺寸為0所對(duì)應(yīng)的是無損無人機(jī)的氣動(dòng)性能。

圖5 受損無人機(jī)氣動(dòng)系數(shù)

由圖5a可得：損傷孔在B，C，D位置處，受損無人機(jī)的升力系數(shù)均小于無損無人機(jī)升力系數(shù)，且隨著損傷孔尺寸的增大而減小。C位置處受損對(duì)升力影響最大，損傷孔尺寸為0.20 m時(shí)，升力系數(shù)相對(duì)減小8.57%。在A位置處，受損無人機(jī)的升力系數(shù)略大于無損無人機(jī)，且隨著損傷孔尺寸的增大而變化非常平緩。

由圖5b可得：損傷孔在B，C位置處，受損無人機(jī)的阻力系數(shù)均大于無損構(gòu)型阻力系數(shù)，且隨著損傷孔尺寸的增大而顯著增大。C位置受損對(duì)阻力影響最大，在A，D位置處，受損無人機(jī)的阻力系數(shù)略小于無損無人機(jī)，且隨損傷孔尺寸的增大而變化不大。損傷孔尺寸為0.2 m時(shí)，阻力系數(shù)相對(duì)增加超過20%。通過分析阻力的成分構(gòu)成，在各個(gè)工況下，摩擦阻力幾乎不變，受損后無人機(jī)升力系數(shù)均減小，誘導(dǎo)阻力減小，因此B、C位置受損造成的阻力大幅度增加，源于流動(dòng)分離導(dǎo)致壓差阻力較大幅度增加；而A、D受損位置對(duì)機(jī)翼流動(dòng)干擾較小，壓差阻力較小。

由圖5c可得：損傷孔在B、C、D位置處，受損無人機(jī)的升阻比均小于無損無人機(jī)升阻比，且隨著損傷孔尺寸的增大而減小。A位置處，受損無人機(jī)的升阻比略大于無損無人機(jī)，且隨著損傷孔尺寸的增大而減小。

A位置、受損孔尺寸為0.20 m對(duì)應(yīng)的表面壓力分布如圖6所示。通過與圖4比較，由于氣流由損傷孔從機(jī)身下表面流入上表面，然后流過機(jī)翼上表面，對(duì)上翼面流動(dòng)產(chǎn)生了有利干擾。損傷孔導(dǎo)致上翼面的吸力增加，下翼面的壓力減小，但是吸力的增加量大于壓力的減小量，從而受損無人機(jī)升力增加。

C位置、受損孔尺寸為0.20 m對(duì)應(yīng)的表面壓力分布如圖7所示。通過與圖4比較，損傷孔導(dǎo)致受損無人機(jī)無損機(jī)翼與受損機(jī)翼的上翼面吸力均減小，下翼面壓力減小。損傷孔主要影響損傷孔周圍及下游的壓力分布，在遠(yuǎn)離損傷孔的機(jī)翼內(nèi)側(cè)及上游，無損機(jī)翼與受損機(jī)翼的壓力分布對(duì)稱。

圖6 損傷孔A對(duì)應(yīng)壓力分布

圖7 損傷孔C對(duì)應(yīng)壓力分布

3 結(jié)論

1)壓縮性和雷諾數(shù)效應(yīng)共同作用影響無人機(jī)的升阻特性，隨著馬赫數(shù)的增大，無人機(jī)升力增大，阻力先減小后增大，升阻比增大。

2)機(jī)身受損對(duì)機(jī)翼流動(dòng)影響較小，對(duì)無人機(jī)的升阻性能影響較?。粰C(jī)翼受損嚴(yán)重影響全機(jī)的升阻性能，造成全機(jī)升力減小，流動(dòng)分離導(dǎo)致阻力大幅度增加，升阻比急劇下降；靠近機(jī)翼外側(cè)的尾舵位置受損對(duì)全機(jī)升力影響較大，對(duì)上游機(jī)翼流動(dòng)影響較小，從而對(duì)全機(jī)阻力影響較小。

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(責(zé)任編輯：宋麗萍 英文審校：劉紅江)

Numericalsimulationonlift-dragcharacteristicsofcertaindamageddeltawingUAV

ZHU Jian-yong1，2，ZHONG Chao1，XU Rang-shu1，QU Qiu-lin2

(1.Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China；2.Key Laboratory of Fluid Mechanics,Ministry of Education,Beihang University,Beijing 100191,China)

Numerical results are presented by simulating the flow around certain undamaged UAV and damaged UAV based on the mass-averaged N-S equation of steady compressible flow and S-A turbulence model solved by FLUENT software.The paper reveals the effects of the Mach number and Reynolds number on the lift-drag characteristics.The effects of damaged holes of different sizes in different positions on the lift-drag characteristics of UAV are also analyzed.The results show that the damaged fuselage has little effect on the lift-drag characteristics,that the damaged wings lead to flow separation and strongly influence the lift-drag characteristics,causing the lift decrease and the drag increase,and that the damaged stern rudder has great influence on the lift,while has little influence on the drag.

UAV;lift-drag characteristics;numerical simulation;damaged

2013-12-23

國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(項(xiàng)目編號(hào)：11302015)；沈陽航空航天大學(xué)自選課題(項(xiàng)目編號(hào)：201212Y)

朱建勇(1987-)，男，山東東營人，助教，主要研究方向：應(yīng)用空氣動(dòng)力學(xué)，E-mail：michellend@126.com。

2095-1248(2014)04-0006-06

V211.4

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.04.002