流體力學是一門古老的學科，然而當其他經(jīng)典力學的分支臻于完善之際，20世紀偉大的量子物理學家海森堡仍將流體力學中的湍流問題列為人類未來有待解決的十大物理學難題之一。近年來，流體力學基礎(chǔ)研究領(lǐng)域有三大熱點，分別是：流動分離（Separation）、激波與邊界層的相互作用（Shock wave and boundary layer interaction）、層流向湍流的轉(zhuǎn)捩過程研究（Transition）。

流動分離的研究難點主要在于：分離點及分離區(qū)域大小的預(yù)測、分離區(qū)域的流場計算及流動現(xiàn)象的捕捉。目前，計算流體力學領(lǐng)域尚無算法能做到對上述難點的全面解決。在商業(yè)計算軟件上，對流動分離模擬較好的有FLUENT的SST四方程湍流模型、CFX的γ-Reθ模型。本文以下重要工況的計算即采用FLUENT的SST四方程湍流模型完成。

至于流動分離對飛機性能的影響研究，關(guān)注較多的主要有兩個方向：低速大攻角失速（Stall）、跨音速激波抖振（Shock buffet）。常見的飛機低速大迎角失速機理被描述為：當飛機速度降低，配平迎角加大，飛機上翼面前緣附近開始出現(xiàn)分離泡。當迎角進一步加大，分離泡向機翼后緣擴張，超過某一臨界迎角后，飛機上翼面流動由局部分離變?yōu)橥耆蛛x，飛機升力急劇下降并失去控制。

當然，流動分離的發(fā)生還受來流湍流度、當?shù)財_動程度等因素影響。這樣，考慮某無人機的偏航現(xiàn)象，很可能并不是某些關(guān)鍵氣動部件（如機翼、腹鰭等）在飛行過程中發(fā)生改變或設(shè)計余量不足，而是由于機身局部某些小的擾動導(dǎo)致當?shù)亓鲌霭l(fā)生流動分離，從而影響到下游機翼或腹鰭的繞流流場，并降低它們的效率。

基于此，本文利用FLUENT計算某無人機不同天線布局下全機模型的繞流流場，并考察機身局部流動分離對飛機航向靜穩(wěn)定性的影響。最后，利用計算結(jié)果分析某無人機高速飛行時的偏航現(xiàn)象，并提出改進意見。

計算條件

如圖1～圖4所示，分別為某無人機在以下幾種計算工況時的局部面網(wǎng)格分布：

工況A：只帶推力座，不帶天線，如圖1所示。

工況B：機腹只有一根弧形天線，如圖2所示。

工況C：機腹兩根較短的弧形天線，如圖3所示。

工況D：機腹兩根直天線，如圖4所示。

流場區(qū)域的計算網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，用Hypermesh畫出。面網(wǎng)格數(shù)約為30萬；體網(wǎng)格數(shù)約為200萬～250萬。體網(wǎng)格為四面體。

計算軟件為FLUENT，計算0.7Ma時，為較好地捕捉流動分離，采用SST四方程湍流模型。計算其他速度時，采用SA單方程模型。

當飛機平飛時，來流方向在機頭右側(cè)時記為正的側(cè)滑角。結(jié)果記錄按歐美坐標系，由飛機重心指向機頭為x軸方向，z軸方向豎直向下，y軸方向由右手法則確定。

計算結(jié)果及分析

圖5、圖6為A、D兩種典型工況的機身局部馬赫數(shù)分布云圖。藍色區(qū)域所示速度較低，為流動分離區(qū)?？梢姡瑹o天線時，在推力座后僅有小區(qū)域的分離流動。而對于工況D所對應(yīng)的兩根天線情況，天線與推力座間的分離流動已產(chǎn)生嚴重的相互干擾，并使分離區(qū)域的影響范圍變大。

不同工況的航向靜穩(wěn)定性對比

統(tǒng)計0.8Ma、0°迎角時不同工況下的全機偏航力矩系數(shù)的側(cè)滑導(dǎo)數(shù)，結(jié)果如表1所示，可見：

（1）在無天線僅有推力座時，工況A所對應(yīng)的全機航向靜穩(wěn)定性與設(shè)計初期計算結(jié)果一致。初期計算模型未帶推力座及天線，因此，說明單考慮推力座后的流動分離，對全機航向靜穩(wěn)定性幾乎無影響；

（2）工況B對應(yīng)的一根弧形天線布局，全機航向靜穩(wěn)定性有很大下降。此種天線布局為2012年飛行時采用，當時未見偏航現(xiàn)象；

（3）工況C、D對應(yīng)的兩根弧形天線布局，全機航向靜穩(wěn)定性幾乎降至設(shè)計值一半。這兩種天線布局在2013年飛行時均有采用，出現(xiàn)偏航現(xiàn)象。

不同來流馬赫數(shù)下航向靜穩(wěn)定性對比

由于此無人機的偏航現(xiàn)象與飛行速度呈正反饋關(guān)系，當?shù)退贂r偏航現(xiàn)象并不明顯，當速度超過一定值時，偏航現(xiàn)象開始出現(xiàn)，并隨速度增加而增大。因此，需要考慮不同來流馬赫數(shù)下全機的航向靜穩(wěn)定性變化。在此，僅考察工況D、0°迎角，結(jié)果統(tǒng)計如表2所示可見。

（1）當來流馬赫數(shù)低于0.6時，受天線后流動分離的影響，飛機的航向穩(wěn)定性就已減小，并幾乎穩(wěn)定，為設(shè)計值的一半左右；

（2）當來流馬赫數(shù)高于0.6時，飛機的航向靜穩(wěn)定性有所恢復(fù)。如果單純考慮航向靜穩(wěn)定性的變化，這與實際飛行中速度越大偏航越大現(xiàn)象并不相符，因此，需要考慮飛機航向靜穩(wěn)定性隨其他參數(shù)的變化規(guī)律。

不同迎角下的航向靜穩(wěn)定性對比

考慮到速度增加時，飛機的配平攻角是一個由大變小的過程。因此，需要考察不同迎角下飛機的航向靜穩(wěn)定性對比，來流馬赫數(shù)為0.6時，結(jié)果統(tǒng)計如表3所示，可見：

（1）對于工況D所對應(yīng)的兩根直天線情況，當飛機攻角大于3°時，全機航向靜穩(wěn)定性基本能達到初始設(shè)計值。隨著攻角減小，飛機航向靜穩(wěn)定性減小，攻角到0°時，飛機航向靜穩(wěn)定性降至設(shè)計值一半左右；

（2）對于無天線情況，當飛機攻角為3°時，全機航向靜穩(wěn)定性已遠大于設(shè)計值。隨著迎角減小，飛機航向靜穩(wěn)定性減小，迎角到0°時，飛機航向靜穩(wěn)定性正好在設(shè)計值。

對偏航現(xiàn)象的解釋

圖7為無人機偏航現(xiàn)象中的一組典型飛行數(shù)據(jù)?？梢?，為維持定直飛行，當飛機飛行速度逐漸增加時，飛機俯仰角減小，并且飛機橫傾角顯著增加，當飛行速度達到190m/s時，橫傾角即增大到10°以上。

我們的設(shè)計要求是，在飛機速度達到250m/s時，為維持定直飛行，飛機滾轉(zhuǎn)角在10°以內(nèi)。

由于加工工藝原因，飛機的初始不對稱是一定存在的，從而存在一個初始偏航力矩，則飛機需要出一個側(cè)滑角來平衡初始偏航力矩，為維持定直飛行，這樣由于側(cè)滑角帶來的側(cè)力需要飛機出一定的滾轉(zhuǎn)角來平衡。假設(shè)飛機尾段存在一個初始偏角，則由此初偏角傳遞到側(cè)滑角、再到滾轉(zhuǎn)角的各級放大系數(shù)是怎樣的？由飛機定直飛行時基本力學平衡方程組可以推出：

即由側(cè)滑角β到滾轉(zhuǎn)角Φ的放大系數(shù)，由飛機一定面積上所承受的來流動壓以及側(cè)力系數(shù)與重力的比值共同決定。

考察k1、k2的表達式可見，在飛機飛行過程中，除表征航向靜穩(wěn)定性的參數(shù)Cnβ與速度v，其他量幾乎不變。并且，滾轉(zhuǎn)角大小與速度v成正比，與航向靜穩(wěn)定性成反比。

至此，可以大致還原此無人機在高速時的偏航原因：由于飛機總是有一定的初始不對稱，導(dǎo)致初始偏航力矩的存在，這樣飛機就需要出一定的側(cè)滑角，為保持定直飛行，飛機側(cè)向力配平就需要一個滾轉(zhuǎn)角。當飛機速度增加時，流向動壓增加，這會導(dǎo)致滾轉(zhuǎn)角變大；同時，隨著配平攻角減小，由于天線及推力座后的流動分離，導(dǎo)致飛機在0°迎角附近的航向靜穩(wěn)定性降至設(shè)計值的一半左右。這樣，在一定速度下的滾轉(zhuǎn)角會大幅超出預(yù)計值。

結(jié)論

在尋找某無人機高速偏航現(xiàn)象的原因的過程中，最開始并未考慮到共形天線這樣非關(guān)鍵氣動部件的影響，無論是在風洞吹風還是數(shù)值模擬時，所用模型均未附及天線，所以造成對飛機航向靜穩(wěn)定性的樂觀估計。

本文基于流場中小擾動可能導(dǎo)致機身局部流動分離的考慮，利用FLUENT重新計算帶天線及推力座的全機模型，結(jié)果發(fā)現(xiàn)，由于天線及推力座后流動分離對下游腹鰭繞流流場的影響，致使腹鰭效率的大幅降低，全機航向靜穩(wěn)定性在0°攻角時降至設(shè)計值的一半左右。

由此結(jié)論，對此無人機機腹下共形天線的改制成為必須，將共形天線埋入機腹可大幅降低飛機在一定速度下定直飛行時的配平側(cè)滑角及滾轉(zhuǎn)角。

（萬歡 方安石 陳召濤 洪劍峰，總參六十所）