李 翔，趙昌霞，榮海春

(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所 浮空平臺(tái)部，安徽 合肥 230088)

進(jìn)排氣系統(tǒng)對(duì)飛翼布局無人機(jī)升阻特性的影響研究

李 翔，趙昌霞，榮海春

(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所 浮空平臺(tái)部，安徽 合肥 230088)

飛翼布局以其在氣動(dòng)效率、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、隱身性能上的突出優(yōu)勢(shì)，被廣泛應(yīng)用于先進(jìn)的無人偵察作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)。采用自適應(yīng)超橢圓方法設(shè)計(jì)了菱形進(jìn)口S形進(jìn)氣道和二元噴管，并進(jìn)行了飛翼布局無人機(jī)與進(jìn)排氣系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)。通過數(shù)值計(jì)算研究了進(jìn)排氣系統(tǒng)對(duì)飛翼布局無人機(jī)升阻特性的具體影響。結(jié)果表明，在特定的迎角范圍內(nèi)，進(jìn)排氣系統(tǒng)的安裝有利于飛翼布局無人機(jī)的增升和減阻，將會(huì)帶來飛機(jī)機(jī)身表面壓力分布的改變。

飛翼布局；無人機(jī)；進(jìn)排氣系統(tǒng)；飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)；升阻特性

20世紀(jì)70年代電傳操縱系統(tǒng)的使用，解決了飛行操縱的自動(dòng)化問題，使天生具有不穩(wěn)定飛行結(jié)構(gòu)的飛翼布局飛機(jī)獲得了新生。與正常氣動(dòng)布局相比，飛翼布局飛機(jī)取消了平尾、垂尾、鴨翼等氣動(dòng)操縱面，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，重量較輕。結(jié)構(gòu)的精簡(jiǎn)使其與空氣接觸的部件減少，空氣浸潤面積減小，顯著降低了全機(jī)的摩擦阻力。翼身融合技術(shù)的應(yīng)用使得飛行器頭部的迎風(fēng)面積大大減小，并減少了機(jī)翼和機(jī)身之間的相互干擾，有效降低了型阻。因此，飛翼布局的采用可以大大提高飛機(jī)的巡航時(shí)間、效率和巡航經(jīng)濟(jì)性。另外，采用翼身融合技術(shù)的飛翼布局還可以大幅度減小飛行器的雷達(dá)散射面積(RCS)，提高飛機(jī)的戰(zhàn)場(chǎng)生存率[1]。歐美等航空強(qiáng)國目前在研的無人偵察作戰(zhàn)飛機(jī)大都采用了飛翼式布局，進(jìn)一步驗(yàn)證了飛翼布局在此類飛機(jī)上的應(yīng)用優(yōu)勢(shì)[2-4]。

目前，飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)一體化的研究多針對(duì)前機(jī)身/進(jìn)氣道或者后機(jī)身/噴管的一體化設(shè)計(jì)及外流的數(shù)值模擬[5-7]，在前機(jī)身/進(jìn)氣道、后機(jī)身/噴管內(nèi)外流數(shù)值模擬方面的相關(guān)研究還相對(duì)較少。進(jìn)行前機(jī)身/進(jìn)氣道、后機(jī)身/噴管內(nèi)外流的數(shù)值模擬對(duì)于評(píng)估、提高整機(jī)空氣動(dòng)力性能和操穩(wěn)特性是十分必要的，也是進(jìn)行飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。

本文根據(jù)已有的某飛翼布局無人作戰(zhàn)飛機(jī)氣動(dòng)外形，選擇最佳的進(jìn)氣口和噴口位置，完成了飛機(jī)/進(jìn)排氣系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)；針對(duì)不同的飛行狀況，對(duì)不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)和帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)進(jìn)行了氣動(dòng)性能的數(shù)值計(jì)算，并分析了進(jìn)排氣系統(tǒng)對(duì)飛翼布局無人機(jī)升阻特性的影響。

1 幾何模型

本文采用自適應(yīng)超橢圓方法[8]設(shè)計(jì)了對(duì)角線比為1.5的菱形進(jìn)口S形進(jìn)氣道和寬高比為4.0的二元收斂噴管[9]，其幾何外形分別如圖1和圖2所示。完成飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)之后的飛翼布局無人機(jī)如圖3所示，飛翼布局無人機(jī)采用雙發(fā)動(dòng)力裝置布局方案。

2 計(jì)算域及網(wǎng)格劃分

對(duì)不安裝進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼外形而言，其計(jì)算域只考慮外部流場(chǎng)。由于計(jì)算域具有對(duì)稱性，本文采用了半模進(jìn)行網(wǎng)格劃分和相應(yīng)的數(shù)值計(jì)算。為了得到高質(zhì)量的計(jì)算網(wǎng)格，將機(jī)身前流場(chǎng)劃分為5個(gè)半橢圓柱，其尺寸由機(jī)身的翼型剖面形狀確定。為了與機(jī)身前流場(chǎng)的劃分相對(duì)應(yīng)，將機(jī)身后流場(chǎng)劃分為5個(gè)六面體，機(jī)身前后流場(chǎng)的網(wǎng)格劃分采用六面體網(wǎng)格單元。對(duì)由機(jī)翼端面延伸至外場(chǎng)邊界的翼型端面體而言，由于其結(jié)構(gòu)的不規(guī)則性，該區(qū)域采用三角柱狀的五面體網(wǎng)格單元，如圖4所示。外流場(chǎng)分區(qū)及網(wǎng)格劃分如圖5所示。

在對(duì)帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的內(nèi)外流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬時(shí)，計(jì)算域由飛翼布局無人機(jī)外流場(chǎng)和進(jìn)氣道內(nèi)部流場(chǎng)、噴管內(nèi)部流場(chǎng)三部分組成。由于進(jìn)氣道與飛機(jī)的連接段幾何形狀嚴(yán)重不規(guī)則，故針對(duì)該連接段的網(wǎng)格劃分采用四面體網(wǎng)格單元，如圖6所示。帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)計(jì)算域的網(wǎng)格劃分，如圖7所示。

3 數(shù)值方法與邊界條件

流場(chǎng)計(jì)算基于求解三維Reynolds平均N-S方程，湍流模型采用經(jīng)過RNG理論修正的k-ε模型。計(jì)算采用耦合隱式算法，近壁區(qū)采用壁面函數(shù)，殘差收斂標(biāo)準(zhǔn)10-4，能量項(xiàng)和耗散項(xiàng)采用二階迎風(fēng)格式。

在對(duì)不安裝進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)進(jìn)行全機(jī)外流場(chǎng)的數(shù)值模擬時(shí)，將半橢圓柱的曲面、右側(cè)半橢圓面、六面體的三個(gè)側(cè)面設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，左側(cè)的半橢圓面及與其相連接的六面體側(cè)面則設(shè)置為對(duì)稱邊界條件，機(jī)身表面設(shè)置為壁面邊界條件，邊界條件的具體設(shè)置如圖8所示。外流馬赫數(shù)取為0.6，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件對(duì)應(yīng)的靜壓值取為22632.04Pa，靜溫值取為216.65K。

帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的外部流場(chǎng)分區(qū)和邊界條件設(shè)置與前面完全相同。內(nèi)部流場(chǎng)區(qū)域的邊界條件設(shè)置如下：進(jìn)氣道出口圓截面設(shè)置壓力出口邊界條件，靜壓設(shè)置為25853.9Pa，總溫值取為232.249K；噴管進(jìn)口邊界條件設(shè)置為質(zhì)量入口邊界條件，質(zhì)量流量取為21.5kg/s，靜壓值取為63525Pa，總溫值取為398.3027K；進(jìn)氣道進(jìn)口和噴管出口均設(shè)置為interface邊界條件，進(jìn)氣道壁面和噴管壁面均設(shè)置為壁面邊界條件。外流場(chǎng)區(qū)域的邊界條件設(shè)置可參照?qǐng)D8，內(nèi)流場(chǎng)的邊界條件設(shè)置如圖9所示。

本文的研究?jī)?nèi)容是在飛行馬赫數(shù)一定的條件下，對(duì)不同飛行迎角下帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的升力、阻力特性進(jìn)行研究分析，計(jì)算工況如表1所示。

表1 計(jì)算工況

4 計(jì)算結(jié)果與分析

圖10分別給出了帶進(jìn)排氣系統(tǒng)和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的升力系數(shù)特性曲線。從圖中可以看出，不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)飛翼無人機(jī)的零升力迎角在0°迎角和-2°迎角之間，且接近-2°迎角。帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)在-2°迎角時(shí)升力系數(shù)接近于零，說明帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)零升力迎角小于-2°。在-2°～6°的迎角范圍內(nèi)，兩條升力系數(shù)特性曲線接近于平行，說明在此迎角范圍內(nèi)兩種飛機(jī)的升力增長(zhǎng)趨勢(shì)一致，且從具體數(shù)值的對(duì)比中可以看出進(jìn)排氣系統(tǒng)對(duì)飛翼布局無人機(jī)的增升有貢獻(xiàn)。在6°～14°的迎角范圍內(nèi)，隨著迎角的增大，不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼無人機(jī)的升力系數(shù)繼續(xù)增長(zhǎng)，由此可知，不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)無人機(jī)的失速迎角大于14°。帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)在迎角12°附近達(dá)到最大升力系數(shù)，因此，帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的失速迎角在10°～12°之間。

圖11分別給出了帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的阻力特性曲線。分析阻力系數(shù)特性曲線可知，在-2°～6°的迎角范圍內(nèi)，二者在阻力系數(shù)的具體數(shù)值上相差不大；在6°～10°的迎角范圍內(nèi)，不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的阻力系數(shù)急劇上升；在迎角接近7°時(shí)，其阻力系數(shù)在數(shù)值上已超過帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)；在10°～14°的迎角范圍內(nèi)，二者的阻力系數(shù)繼續(xù)增加，且增加趨勢(shì)保持一致。

圖12給出了帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的升阻比特性曲線。由圖中可以看出，帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的最大升阻比在0°迎角處達(dá)到。不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)在2°迎角處達(dá)到升阻比的最大值。在迎角2°～10°的迎角范圍內(nèi)，二者的升阻比均呈現(xiàn)出快速下降的變化趨勢(shì)。對(duì)不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)而言，當(dāng)迎角達(dá)到12°之后，隨著迎角的進(jìn)一步增加，升阻比的下降速度開始明顯變緩。

圖13和圖14分別給出了帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)無人機(jī)和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)無人機(jī)在迎角0°時(shí)上機(jī)身和下機(jī)身壓力分布的等值線圖。圖中編號(hào)A、B分別對(duì)應(yīng)不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)和帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)。從圖13可以看出，由于噴流的影響，B機(jī)身上表面的低壓區(qū)較之A機(jī)身有所減小。從圖14中可以看出，在0°迎角的飛行狀態(tài)下，二者下機(jī)身表面上的壓力分布基本一致。

圖15和圖16分別給出了帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)無人機(jī)和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)無人機(jī)在迎角12°時(shí)上機(jī)身和下機(jī)身的壓力分布等值線圖。從圖15可以看出，B機(jī)身由于受射流影響，低壓區(qū)域移向進(jìn)氣道唇口與機(jī)翼前緣附近，且低壓區(qū)域的面積變小。從圖16可以看出，在飛機(jī)作有迎角飛行時(shí)，機(jī)頭和機(jī)翼前緣處壓力較高。在飛翼腹部和機(jī)翼面上壓力呈遞減趨勢(shì)，B機(jī)身下表面的壓力遞減快于A機(jī)身下表面。

5 結(jié)語

本文進(jìn)行了飛翼布局無人機(jī)和進(jìn)排氣系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)，在不同的飛行狀態(tài)下，對(duì)不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)和帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究表明：

(1)在-2°～10°的迎角范圍內(nèi)，進(jìn)排氣系統(tǒng)對(duì)飛翼布局無人機(jī)的增升有貢獻(xiàn)；安裝有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機(jī)的失速迎角降低。

(2)在6°～14°的迎角范圍內(nèi)，進(jìn)排氣系統(tǒng)的安裝對(duì)飛翼布局無人機(jī)的減阻有利。

(3)在飛機(jī)作無迎角飛行時(shí)，進(jìn)排氣系統(tǒng)安裝所帶來的噴流影響改變了飛翼布局無人機(jī)機(jī)身上表面的壓力分布，上機(jī)身面的低壓區(qū)面積減小；在有迎角的飛行狀態(tài)下，噴流對(duì)機(jī)身上、下表面的壓力分布均有影響，致使機(jī)身上表面低壓區(qū)移向機(jī)頭部位，下機(jī)身面高壓區(qū)移向機(jī)頭部位。

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[責(zé)任編輯、校對(duì)：李 琳]

Analysis Effects of the Inlet-Exhaust System on the Flying Wing UAV Lift-drag Characteristics

LIXiang,ZHAOChang-xia,RONGHai-chun

(Air-floating Platform Department,No.38 Research Institute of CETC,Hefei 230088,China)

With its great advantage in aerodynamic efficiency,structural strength and the stealth performance,the flying wing is widely used in the aerodynamic design of advanced unmanned reconnaissance and combat aircraft.A S-shaped inlet with a rhombus spouts and a 2-D nozzle were designed based on the expressions of the Super-elliptic Method,then an integrated design of the flying wing UAV and the intake and exhaust systems was completed.Effects of the intake and exhaust systems on the flying wing UAV lift-drag characteristics were studied by numerical calculation.The results show that: the installation of the inlet-exhaust system will bring the aircraft a lift increment or a drag reduction in a particular angle of attack range.Besides,the installation of the inlet-exhaust system will change the aircraft fuselage surface pressure distribution.

flying wing;UAV;inlet-exhaust system;aircraft/engine integration design;lift-drag characteristics

2016-11-07

李翔(1989-)，男，安徽亳州人，工程師，主要從事飛行器動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)研究。

V211.46

A

1008-9233(2017)01-0008-05