焦子涵，付秋軍，鄧 帆,2，陳 林，范 宇，塵 軍,

(1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076；2.謝菲爾德大學(xué)，機(jī)械工程學(xué)院，謝菲爾德 S1 3JD；3.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

2016-11-15；

2017-01-10。

工信部國家重大科學(xué)儀器設(shè)備開發(fā)專項(xiàng)(2012YQ04016407)。

焦子涵(1988—)，男，碩士，研究方向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)和空氣動力學(xué)。E-mailzihan325@126.com

全速域可變形飛行器氣動布局設(shè)計(jì)及試驗(yàn)研究

焦子涵1，付秋軍1，鄧 帆1,2，陳 林1，范 宇3，塵 軍1,

(1.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076；
2.謝菲爾德大學(xué)，機(jī)械工程學(xué)院，謝菲爾德 S1 3JD；
3.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京 100076)

為了解決大空域、寬速域水平起降可重復(fù)使用飛行器的氣動適應(yīng)性問題，設(shè)計(jì)了一種滿足高超聲速巡航飛行性能的飛行器，為解決該種飛行器地面水平起飛和高速巡航飛行氣動性能矛盾的問題，提出了兩種變形布局方式——伸縮翼布局和翻轉(zhuǎn)翼布局。通過數(shù)值手段比較分析了兩種變形布局的低速氣動特性，并通過風(fēng)洞試驗(yàn)對其性能進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果表明，在增加相同機(jī)翼面積時，伸縮翼在起飛狀態(tài)增升效率為68%，同時阻力增加35%；翻轉(zhuǎn)翼在起飛狀態(tài)增升效率為42%，阻力增加15%；伸縮翼布局比翻轉(zhuǎn)翼布局的起飛升力大16%，阻力大20%，伸縮翼布局具有明顯的升力優(yōu)勢，說明亞聲速狀態(tài)增加機(jī)翼展弦比是增升的有效手段，但同時也帶來阻力的增加；鴨翼具有顯著的增升效果，起飛狀態(tài)增升12.8%，同時阻力降低1.4%，縱向壓心系數(shù)絕對值前移0.48%，有效緩解了起飛狀態(tài)升力和縱向穩(wěn)定性的問題。

全速域；可變形飛行器；伸縮翼；翻轉(zhuǎn)翼；鴨翼；氣動布局

0 引言

可重復(fù)使用全速域可變形飛行器是一種可以從地面跑道水平起飛、降落，能夠在臨近空間高超聲速遠(yuǎn)程飛行的吸氣式高超聲速飛行器。由于飛行距離遠(yuǎn)、速度快、高度高，全速域飛行器突防能力很強(qiáng)，被敵防御系統(tǒng)攔截的概率較小，飛行器不僅能夠執(zhí)行縱深偵察和快速精確打擊任務(wù)，還可用于發(fā)展二級入軌的空天往返飛行器技術(shù)，為未來低成本空天往返運(yùn)輸技術(shù)奠定技術(shù)基礎(chǔ)，世界各航天大國均對該類飛行器進(jìn)行了深入的研究[1-4]。

由于飛行速域?qū)挘沼虼?，單一固定布局很難滿足飛行包線的要求，所以采用可變形飛行器氣動布局設(shè)計(jì)技術(shù)，根據(jù)飛行高度和速度適當(dāng)改變氣動布局，保證低速起降性能和高速巡航性能。國外學(xué)者主要對可變形飛行器的布局、方案、材料、動力學(xué)仿真和控制進(jìn)行了研究[5-14]。國內(nèi)主要研究機(jī)構(gòu)也分別從不同角度對可變形飛行器進(jìn)行了研究：中國空氣動力研究院白鵬等對高亞聲速巡航的飛行器變后掠和展長的布局和流動機(jī)理進(jìn)行了研究，認(rèn)為變后掠/展長在一定程度上能夠解決高亞聲速高低速性能的匹配問題[15-17]；南京航空航天大學(xué)陸宇平、昂海松等主要對折疊翼布局和變形乘波構(gòu)型進(jìn)行了研究[18-20]；西北工業(yè)大學(xué)谷良賢等針對超聲速巡航和亞聲速盤旋矛盾的問題對巡航彈伸縮翼開展了設(shè)計(jì)和分析，認(rèn)為伸縮翼能夠提高巡航導(dǎo)彈的飛行性能[21-22]；中國空氣動力研究與發(fā)展中心對新概念伸縮翼/舵和折疊翼布局進(jìn)行研究[23-26]；空軍工程大學(xué)劉文法等對飛機(jī)變前掠翼和變后掠翼布局和流動機(jī)理進(jìn)行了研究，認(rèn)為其能夠解決飛行器亞跨超氣動性能的匹配問題[27-29]。此外，其他相關(guān)科研機(jī)構(gòu)也對可變形飛行器開展了積極的研究，認(rèn)為對工程具有一定的參考價值[30-31]。國內(nèi)學(xué)者的研究主要集中在亞跨超聲速氣動性能的協(xié)調(diào)匹配和性能改善研究上，研究對象以飛機(jī)和巡航彈為主，針對面對稱高超聲速巡航飛行器的高超聲速巡航性能和低速起降性能匹配的研究鮮見于文獻(xiàn)報道。

本文設(shè)計(jì)了一種滿足高超聲速巡航性能的吸氣式可重復(fù)使用飛行器，針對起飛性能不足的問題，設(shè)計(jì)了伸縮翼布局和翻轉(zhuǎn)翼布局兩種變形方式，采用數(shù)值評估結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)的手段，驗(yàn)證了伸縮翼和翻轉(zhuǎn)翼的設(shè)計(jì)效果，為可重復(fù)使用全速域飛行器的設(shè)計(jì)提供參考。

1 氣動布局設(shè)計(jì)

1.1 設(shè)計(jì)約束

全速域智能飛行器典型的飛行過程分為起飛爬升、高空高速巡航、無動力滑翔、有動力返場著陸4個階段。根據(jù)任務(wù)需求,其具體氣動設(shè)計(jì)要求如下：

飛行高度：0～35 km；

飛行馬赫數(shù)：0～7.0；

飛行器總長：≤36 m；

飛行器機(jī)體寬度：≤6 m；

飛行器翼展：≤32 m；

巡航點(diǎn)升阻比(Ma=6.0/30 km)：≥4.0；

起飛升力(Ma=0.3/0 km)：≥1000 kN。

1.2 布局設(shè)計(jì)

根據(jù)氣動設(shè)計(jì)要求，兼顧低速起飛性能和高速巡航性能，對全速域可變形飛行器展開設(shè)計(jì)。全速域變形飛行器采用翼身融合鴨式布局，機(jī)體輪廓為三角形，大后掠機(jī)翼與機(jī)身采用翼身融合方式，升降舵布置在機(jī)翼后緣，雙垂尾可增加航向穩(wěn)定性并進(jìn)行偏航控制。機(jī)翼為可變形翼面，變形方案為伸縮變形和翻轉(zhuǎn)變形，伸縮翼和翻轉(zhuǎn)翼的面積相同。在飛行器地面起飛時，鴨翼張開，伸縮翼/翻轉(zhuǎn)翼展開，通過增加翼展長和面積增加起飛升力，當(dāng)飛行器起飛后加速至超聲速前，伸縮翼收入主翼中，翻轉(zhuǎn)翼向下翻轉(zhuǎn)，鴨翼收回機(jī)體。飛行器著陸前，鴨翼再次張開，伸縮翼/翻轉(zhuǎn)翼再次展開以提高升力效率，減少滑跑距離。

劉雁衡輕輕撫摸那細(xì)密的封套，再細(xì)讀那朱紅大印的印文，居然是清代王府藏品，這才想起什么，對了，一定是古樂譜：“這么貴重的東西，我們素?zé)o交情……”

方案一為伸縮翼布局，高速飛行時伸縮翼收回主翼內(nèi)，如圖1所示；方案二為翻轉(zhuǎn)翼布局，高速飛行時水平翼梢向下折疊，可有效兼顧亞聲速起降性能及高超聲速巡航機(jī)動性及穩(wěn)定性對氣動布局的要求，機(jī)翼外段采用可折疊機(jī)構(gòu)，巡航階段下折90°，機(jī)翼折疊段后緣設(shè)置方向舵，飛行器尾部兩側(cè)設(shè)置有兩個俯仰/滾轉(zhuǎn)操縱面，如圖2所示。

考慮到翻轉(zhuǎn)翼兼具方向穩(wěn)定和操縱舵的作用，伸縮翼和翻轉(zhuǎn)翼的平面形狀不一樣，但是二者的水平投影面積一致，如圖3所示。

2 數(shù)值分析

2.1 數(shù)值方法

以三維N-S方程為控制方程，采用商用軟件CFD++求解流場，空間離散方法為有限體積法，粘性通量采用中心差分格式，采用minmod 限制器和Roe 的FDS 格式求解對流通量。遠(yuǎn)場邊界條件采用自由流條件；入流邊界采用來流值；物面邊界條件采用等溫、無滑移條件。

計(jì)算網(wǎng)格采用商用軟件Pointwise生成，混合網(wǎng)格，采用T-Rex技術(shù)解決非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格流場梯度的捕捉問題。T-Rex技術(shù)是一種邊界層非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成策略，它允許大長細(xì)比表面網(wǎng)格的存在以精細(xì)捕捉流場梯度，可以從表面網(wǎng)格推進(jìn)生成高質(zhì)量的非結(jié)構(gòu)邊界層網(wǎng)格，提高了CFD計(jì)算中邊界層非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的質(zhì)量，大大改善了傳統(tǒng)非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的問題[32-33]，網(wǎng)格示意見圖4。

2.2 典型流場

圖5給出了典型起飛狀態(tài)(Ma=0.3，攻角α=6°)下的流場示意圖，鴨翼前緣和翼舵前緣均為高壓區(qū)，鴨翼已對主流場形成干擾。

2.3 起飛性能

2.3.1 伸縮翼

圖6～圖8分別給出了有鴨翼狀態(tài)伸縮翼伸出和縮回時全機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比隨攻角的變化規(guī)律。

由圖6～圖8可見，起飛狀態(tài)(Ma=0.3，攻角α=6°)，升力系數(shù)由0.203 5增加至0.341 7，伸縮翼的增升效率達(dá)到68%，超過了起飛所需升力系數(shù)0.331 5，同時阻力系數(shù)也由0.046 95增加至0.063 58，增幅約為35% 。伸縮翼具有顯著的增升效果，但是同時也帶來阻力的顯著上升；升阻比方面，在小攻角時(0o～4o)，由于升力的顯著提高，升阻比明顯提高，攻角為2o時升阻比增幅最為顯著，最大增幅達(dá)39%，這主要是由于此時升力的增幅遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于阻力的增幅，攻角增大，阻力增幅加大，升阻比增量減小，并隨攻角的增大逐漸為負(fù)。

圖9～圖11分別給出了翻轉(zhuǎn)翼對飛行器升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比等典型氣動特性的影響。

由圖9～圖11可見，起飛狀態(tài)，升力系數(shù)由0.203 5增加至0.289 3，增升效率達(dá)42%，但未達(dá)到起飛所需的升力系數(shù)，同時阻力系數(shù)由0.046 95增至0.053 67，增幅約15% 。這主要是亞聲速階段，增加展弦比是增加升力系數(shù)的有效手段[21]，而考慮翻轉(zhuǎn)翼兼具方向穩(wěn)定和控制的作用，其展弦比相對伸縮翼較小，增升效果下降。和伸縮翼相同的一點(diǎn)是翻轉(zhuǎn)翼在增升的同時也會帶來阻力的增加。升阻比方面，在Ma=0.3時，因升力增量和阻力增量相當(dāng)，有無翻轉(zhuǎn)翼對升阻比幾乎沒有影響；Ma=0.6和Ma=0.8時，正攻角下升阻比增加，最大增量出現(xiàn)在攻角α=2o時，增幅達(dá)26%，攻角繼續(xù)增大時，增幅降低，這一點(diǎn)與伸縮翼布局一致。這主要是由于隨著攻角的增大，升力的增加接近線型，而阻力的增幅隨攻角的增加逐漸增大所致。

2.3.3 鴨翼

鴨翼的設(shè)計(jì)主要考慮兩方面，一是增升，二是使壓心位置盡量前移，為起飛創(chuàng)造有利條件。圖12～圖15分別給出了升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比和縱向壓心系數(shù)隨攻角的變化規(guī)律。起飛狀態(tài)(Ma=0.3,攻角α=6°)增升12.8%，阻力降低1.4%，在0o～8o的正攻角范圍內(nèi)，攻角越大，增升效果越好，這主要是起飛狀態(tài)鴨翼脫落渦對主流造成了有利干擾，使阻力有所降低，但其他馬赫數(shù)時鴨翼使阻力不同程度的增加，這一點(diǎn)值得進(jìn)一步深入研究；升阻比方面，在起飛馬赫數(shù)Ma=0.3，由于阻力的降低和升力的提高，升阻比增加，起飛狀態(tài)升阻比增加14%，其余馬赫數(shù)在正攻角下升阻比均有不同程度的增加，但增幅不大，最大增幅為6.8%；鴨翼的作用使得起飛狀態(tài)縱向壓心系數(shù)絕對值前移0.48%，起飛狀態(tài)縱向壓心位置為0.65，滿足縱向操穩(wěn)特性要求。壓心的改變量與鴨翼的增升不成正比，主要是由于鴨翼本身的增升能力有限，進(jìn)一步數(shù)值模擬結(jié)果表明，鴨翼本身的增升效果在3.6%左右，大部分的增升作用來源于鴨翼與主翼產(chǎn)生的有利的干擾，使主翼的升力進(jìn)一步增加。

2.4 巡航性能

圖16、圖17給出了伸縮翼布局和翻轉(zhuǎn)翼布局在高超聲速條件下升阻比隨攻角的變化規(guī)律，由圖可見，伸縮翼布局和翻轉(zhuǎn)翼布局在巡航狀態(tài)(H=30 km，Ma=6，攻角α=6°)的升阻比分別為4.95和4.43，翻轉(zhuǎn)翼布局升阻比低于伸縮翼布局，這主要是由于在高超聲速巡航時，翻轉(zhuǎn)翼布局的機(jī)翼下轉(zhuǎn)90°，沒有縮回機(jī)體內(nèi)，其浸濕面積高于伸縮翼布局，所以阻力大于伸縮翼布局，升阻比較伸縮翼布局有所降低。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1試驗(yàn)方案

該布局為扁平體，模型縮比為1∶72，縮比后模型全長0.5 m，尾部厚度較薄，不能像常規(guī)飛機(jī)、導(dǎo)彈一樣將天平支桿插入體內(nèi)實(shí)現(xiàn)尾支撐。為了最大限度地避免模型失真,減少支撐干擾,采用背尾支撐方式開展風(fēng)洞試驗(yàn),即通過一個天平座和相關(guān)連接件在背風(fēng)面后端把模型撐起,如圖18所示。

3.2 結(jié)果分析

圖19給出了帶伸縮翼的飛行器布局試驗(yàn)升阻比和計(jì)算升阻比的對比，計(jì)算條件為風(fēng)洞來流條件(表1)，p表示來流壓強(qiáng)，T0表示總溫，可見計(jì)算與試驗(yàn)升阻比吻合良好，最大誤差在8.0%以內(nèi)，帶翻轉(zhuǎn)翼的飛行器布局和帶鴨翼的飛行器布局具有相似的結(jié)論，表明本文采用數(shù)值算法的精度滿足工程設(shè)計(jì)要求。

Map/kPaT0/K0.397.12910.687.32880.876.5286

4 結(jié)論

(1)伸縮翼在起飛狀態(tài)增升效率為68%，同時阻力增加35%，伸縮翼達(dá)到了起飛升力系數(shù)的要求，增加展弦比是增加升力的有效手段。

(2)翻轉(zhuǎn)翼在起飛狀態(tài)增升效率為42%，阻力增加15%，但是升力系數(shù)未達(dá)到起飛要求。

(3)鴨翼具有顯著的增升效果，起飛狀態(tài)增升效果達(dá)12.8%，同時阻力也有所降低，縱向壓心系數(shù)絕對值前移0.48%。需要強(qiáng)調(diào)的是，鴨翼與主翼的配置需要精心設(shè)計(jì)，合理選擇相關(guān)參數(shù)，包括鴨翼面積、與主翼的距離和空間位置關(guān)系等。

(4)數(shù)值計(jì)算升阻比與風(fēng)洞試驗(yàn)值吻合度良好，驗(yàn)證了數(shù)值手段的有效性。高超聲速可變形飛行器的設(shè)計(jì)涉及多個學(xué)科，飛行器變體結(jié)構(gòu)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)負(fù)擔(dān)的增加和變體結(jié)構(gòu)的熱密封等問題都對變形飛行器的設(shè)計(jì)構(gòu)成了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)，需要在未來的研究中給與足夠的重視。

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Aerodynamicconfigurationdesignandexperimentalstudyofall-speedmorphingaircraft

JIAO Zi-han1, FU Qiu-jun1, DENG Fan1,2, CHEN Lin1, FAN Yu3,CHEN Jun1

(1.Science and Technology on Space Physics Laboratory, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China;2. Department of Mechanical Engineering, University of Sheffield, Sheffield, S1 3JD ；3. China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)

Abstract：Aerodynamic adaptability problem is the primary issues for large-space, wide speed range, horizontal take-off and landing reusable launch vehicle. An aerodynamic configuration was proposed, which satisfies the requirement of supersonic and hypersonic cruise. In order to solve the horizontal take-off problem and contradictions of high and low speed aerodynamic characteristics, two morphing configuration (telescopic wing configuration and overturning wing configuration) were proposed. The performance of low-speed aerodynamic characteristics were compared using numerical simulation, and verified by wind tunnel experiments. While increasing the same wing area, the following conclusion were summarized. Telescopic wing increases the lift coefficient by 68% at take-off status, while increases the drag coefficient by 35%. Overturning wing increases the lift coefficient by 42% at take-off status, while increases the drag coefficient by 15%. The lift coefficient of telescopic wing is 16% higher than overturning wing at a take-off status, while the drag coefficient is 20% greater. The telescopic wing configuration has obviously advantage at improving the lift coefficient. Increasing the wing aspect ratio is one of the effective methods to improve the lift at subsonic speed, and meanwhile the drag is increased. Canards has a significantly effect on increasing lift. Lift is increased by 12.8% at take-off status, while drag is reduced by 1.4%, and the longitudinal pressure center is moved forward by 0.48%, so the lift coefficient and longitudinal stability problems at take-off status are relieved effectively.

all speeds; morphing aircraft; telescopic wing; overturning wing; canard; aerodynamic configuration

V411

A

1006-2793(2017)05-0653-07

10.7673/j.issn.1006-2793.2017.05.021

(編輯：呂耀輝)