王允良，劉湘一，劉書巖，郁大照

（海軍航空大學(xué)，山東煙臺264001）

無人戰(zhàn)斗機(jī)縮比訓(xùn)練機(jī)氣動特性計(jì)算分析

王允良，劉湘一，劉書巖，郁大照

（海軍航空大學(xué)，山東煙臺264001）

針對無人戰(zhàn)斗機(jī)系統(tǒng)維護(hù)和飛行訓(xùn)練耗費(fèi)巨大的問題，借鑒縮比模型驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)的思路，研制具有相同飛行性能和操縱特性的縮比訓(xùn)練機(jī)。應(yīng)用相似性原理，通過相似參數(shù)分析獲得了縮比機(jī)與全尺寸原型機(jī)的飛行范圍。在縮比機(jī)幾何外形的基礎(chǔ)上，應(yīng)用Gridgen軟件創(chuàng)建機(jī)體周圍流場的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。通過Fluent軟件，計(jì)算了縮比機(jī)縱向氣動特性。根據(jù)俯仰力矩系數(shù)估算出全機(jī)氣動中心位置，為縮比機(jī)的操縱性穩(wěn)定性研究和控制率設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。

無人戰(zhàn)斗機(jī)；縮比機(jī)；相似理論；氣動特性計(jì)算

隨著航空工程技術(shù)的飛速發(fā)展，無人機(jī)系統(tǒng)的作戰(zhàn)能力持續(xù)提高，無人戰(zhàn)斗機(jī)（UCAV）將成為未來?？諔?zhàn)的主力，擔(dān)負(fù)起壓制敵防空系統(tǒng)、對面攻擊、空中格斗等任務(wù)。無人機(jī)戰(zhàn)斗機(jī)結(jié)構(gòu)簡單、配置多樣、機(jī)動性強(qiáng)，在氣動布局的選擇方面具有較大靈活性[1-2]。無人機(jī)系統(tǒng)造價(jià)昂貴，維修維護(hù)費(fèi)用較高。為了高效地完成日常使用維護(hù)訓(xùn)練、模擬飛行、原理教學(xué)以及操作人員培訓(xùn)等任務(wù)，針對現(xiàn)有無人機(jī)系統(tǒng)研制具有相同飛行性能和操縱特點(diǎn)的縮比訓(xùn)練機(jī)，在大幅節(jié)省無人機(jī)系統(tǒng)維護(hù)保障經(jīng)費(fèi)同時(shí)，亦可達(dá)到培訓(xùn)和訓(xùn)練目的，提高無人機(jī)裝備的保障能力和作戰(zhàn)使用能力。

縮比模型驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)是在飛行器設(shè)計(jì)階段驗(yàn)證氣動數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的有效方式，為預(yù)測飛行特性、設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)奠定了基礎(chǔ)[3-4]。隨著控制技術(shù)、材料科學(xué)、通信技術(shù)的進(jìn)步，滿足科研需求的小型化數(shù)據(jù)采集設(shè)備、小型動力裝置、輕型化結(jié)構(gòu)、可靠的數(shù)據(jù)鏈、微小型飛行控制系統(tǒng)等基礎(chǔ)軟硬件的逐漸普及，縮比模型驗(yàn)證機(jī)飛行試驗(yàn)成為降低新機(jī)研制成本和風(fēng)險(xiǎn)、縮短了研制周期的有效技術(shù)途徑[5-6]。通過縮比模型飛行試驗(yàn)，可以獲得失速/尾旋試驗(yàn)數(shù)據(jù)，研究飛機(jī)失速特性及改出方法，驗(yàn)證理論計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，為飛行員從事新機(jī)試飛提供正確的操縱參考，確保飛行安全[7]。對飛翼這樣的新型氣動布局飛行器，針對其舵效低、靜不穩(wěn)定裕度強(qiáng)、耦合嚴(yán)重等不利因素，以縮比模型機(jī)為控制對象，分析其氣動特性，對縱向和橫航向進(jìn)行增穩(wěn)回路設(shè)計(jì)，完成了全流程飛行控制律的設(shè)計(jì)[8]。變穩(wěn)飛機(jī)通過采用相似性匹配技術(shù)，模擬目標(biāo)飛機(jī)的飛行動態(tài)響應(yīng)，使駕駛員感受到目標(biāo)飛機(jī)的飛行品質(zhì)，提高飛行模擬的逼真度[9]。本文針對無人戰(zhàn)斗機(jī)飛行訓(xùn)練問題，在相似性原理的基礎(chǔ)上，給出了其縮比訓(xùn)練機(jī)的飛行高度范圍。應(yīng)用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法，計(jì)算并分析縮比機(jī)的縱向氣動特性，為進(jìn)一步的飛行性能分析和控制率設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。

1 相似性原理

縮比訓(xùn)練機(jī)不僅要與全尺寸原型機(jī)滿足幾何相似，并按一定比例縮小，而且應(yīng)滿足氣動力相似。這樣才能確保縮比機(jī)與原型機(jī)具有相同空氣動力特性和飛行性能[10-11]。

設(shè)有流經(jīng)2個(gè)不同物體的流場，如果滿足以下條件，則稱這2個(gè)流場是動力相似的[12]：

1）流譜幾何相似；

3）物體的氣動力系數(shù)相同。

確保2個(gè)流場動力相似的條件為：①物體及其他邊界幾何相似；②2個(gè)流場具有相同的相似參數(shù)，即馬赫數(shù)Ma、雷諾數(shù)Re。

縮比模型試飛可以實(shí)現(xiàn)完全相似條件下的流動模擬。由于大氣密度隨高度而變化，通過組合飛行高度、速度和縮尺比例可以實(shí)現(xiàn)與全尺寸原型機(jī)相同的馬赫數(shù)與雷諾數(shù)[13-14]。

飛機(jī)相對來流的馬赫數(shù)Ma∞與雷諾數(shù)Re∞定義表達(dá)式分別為：

式（1）、（2）中：V∞為飛行器飛行速度；a∞、ρ∞、μ∞、ν∞分別為飛行器相對來流，即飛行高度上的大氣參數(shù)（聲速、密度、動力粘性系數(shù)和運(yùn)動粘性系數(shù)）；L為參考長度，對于飛行器而言，一般取為機(jī)翼的平均氣動弦長cA。

根據(jù)相似性原理，要保證縮比機(jī)和全尺寸原型機(jī)流場的動力相似，需滿足：

式（3）中：M代表縮比機(jī)；F代表全尺寸原型機(jī)。

根據(jù)馬赫數(shù)與雷諾數(shù)定義表達(dá)式，有

由于縮比機(jī)尺寸小于全尺寸原型機(jī)，則

因此，

結(jié)合圖1所示大氣聲速與運(yùn)動粘度之比的變化規(guī)律，由式（6）可以看出，在保證飛行器氣動特性相同的前提下，縮比機(jī)可以在更低的飛行高度上，模擬全尺寸原型機(jī)的氣動特性。

2 縮比訓(xùn)練機(jī)氣動布局

根據(jù)任務(wù)使命要求，無人戰(zhàn)斗機(jī)應(yīng)具有大升力、高升阻比、機(jī)動性強(qiáng)的特點(diǎn)。鴨式布局配平阻力較小，鴨翼與主機(jī)翼間的近距耦合可獲得較大的渦升力，鴨翼因不受主機(jī)翼尾流干擾操縱效能較高。因此，無人戰(zhàn)斗機(jī)采用鴨式布局是適宜的。

縮比訓(xùn)練機(jī)氣動布局如圖2所示，沿機(jī)身軸線由機(jī)頭指向機(jī)尾定義為x軸，y軸位于機(jī)體對稱面內(nèi)垂直于x軸向上，z軸由x軸和y軸根據(jù)右手定則確定。在該坐標(biāo)系下，建立機(jī)體CAD模型，為氣動特性計(jì)算奠定基礎(chǔ)。縮比機(jī)主機(jī)翼翼展b=3 m。半模機(jī)翼參考面積Sref=2.103 6 m2；機(jī)翼平均氣動弦長為cA=0.727 9 m。

3 氣動力特性計(jì)算分析

在縮比機(jī)CAD模型的基礎(chǔ)上，應(yīng)用Gridgen軟件對機(jī)體周圍空氣流場區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格劃分[15]。為了分析縮比機(jī)縱向氣動特性，可建立如圖3所示的半模網(wǎng)格。

流場區(qū)域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進(jìn)行離散化。與縮比機(jī)對稱面重合的網(wǎng)格表面定義為“對稱面”邊界，縮比機(jī)外表面定義為“物面”邊界，遠(yuǎn)離“物面”的網(wǎng)格外表面定義為“速度入口”邊界。

將機(jī)體外部流場網(wǎng)格導(dǎo)入FLUENT軟件，使用基于密度的求解器，Roe格式離散算法、S-A湍流模型，選擇一階迎風(fēng)離散格式[16-18]。參考面積取半模機(jī)翼參考面積Sref，參考長度取機(jī)翼平均氣動弦長cA。

計(jì)算縮比機(jī)在海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，低速飛行時(shí)氣動力隨迎角的變化規(guī)律，如圖4所示。

計(jì)算數(shù)據(jù)表明，縮比機(jī)臨界迎角約為35°，超過該迎角后，進(jìn)入失速狀態(tài)，升力系數(shù)明顯下降。鴨翼自由渦對主機(jī)翼邊界層的加速作用，使縮比機(jī)臨界迎角較大，可以獲得較大的升力。在小迎角狀態(tài)下，縮比機(jī)阻力系數(shù)較小，此時(shí)摩擦阻力占主導(dǎo)；隨著迎角逐漸增大，升力系數(shù)增大導(dǎo)致誘導(dǎo)阻力增大；當(dāng)接近并超過臨界迎角后，機(jī)體表面邊界層分離導(dǎo)致壓差阻力大幅增加。因此，隨著迎角逐漸增大，縮比機(jī)阻力系數(shù)增大的幅度越來越大。在迎角α=4°的狀態(tài)下，縮比機(jī)的升阻比達(dá)到了最大值12，確保優(yōu)越的機(jī)動性。

縮比機(jī)相對于機(jī)頭頂點(diǎn)的俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角α的變化趨勢如圖5所示。

根據(jù)俯仰力矩系數(shù)隨迎角的變化規(guī)律，應(yīng)用下式進(jìn)行差分計(jì)算：

式（7）中：ˉref為俯仰力矩參考點(diǎn)位置；ˉac為焦點(diǎn)位置系數(shù)；CL為升力系數(shù)；Cmα為俯仰力矩系數(shù)對迎角的導(dǎo)數(shù)。

可以算得在中小迎角范圍內(nèi)縮比機(jī)氣動中心到機(jī)頭的距離為1.758 m，如圖6所示。氣動中心的位置決定了全機(jī)靜穩(wěn)定裕度，是分析操穩(wěn)特性、設(shè)計(jì)控制率的基礎(chǔ)。

4 結(jié)束語

本文通過流場相似參數(shù)分析，得出了縮比訓(xùn)練機(jī)與全尺寸原型機(jī)飛行范圍的差別。應(yīng)用CFD方法計(jì)算了縮比機(jī)升力系數(shù)、阻力系數(shù)、俯仰力矩系數(shù)隨飛行迎角的變化規(guī)律，并估算了全機(jī)氣動中心位置，為后續(xù)的操穩(wěn)特性分析和控制率設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)?？s比訓(xùn)練機(jī)的研制對強(qiáng)化無人機(jī)系統(tǒng)的飛行操作和使用維護(hù)訓(xùn)練，節(jié)省無人機(jī)系統(tǒng)維護(hù)保障經(jīng)費(fèi)具有重要意義。

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Aerodynamic Performance Computation Analysis of the Subscale UCAV for Training

WANG Yunliang,LIU Xiangyi,LIU Shuyan,YU Dazhao
（Naval Aviation University,Yantai Shandong 264001,China）

In order to decrease the maintenance and flight training cost of UCAV,a subscale model for training with the same flight performance and controlling characteristic as full scale prototype vehicle ass developed referring to the flight test of subscale model during the process of aircraft design.According to similar parameters analysis with the similarity theory,the flight alitude of subscale model was compared to the full scale prototype vehicle.The geometry of the subscale model was imported to Gridgen soft to build the flow field around the model with unstructured grid.The longitudinal aerodynamic performances of the subscale model were computed by Fluent soft.The position of aerodynamic center was estimated with pitch moment coefficient data.It prepares for the further work at controllability/stability investigation and control law design.

UCAV;subscale aircraft;similarity theory;aerodynamic performance computation

V279；V221

A

1673-1522（2017）05-0473-05

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.05.011

2017-02-14；

2017-07-22

王允良（1977-），男，講師，博士。