屈曉波,呂永璽, 王長青

(西北工業(yè)大學(xué) 自動化學(xué)院 實驗教學(xué)中心, 陜西 西安 710072)

飛翼布局飛機通常取消水平尾翼及垂直尾翼,采用翼身融合設(shè)計,與常規(guī)布局飛機相比具有低阻力、高氣動效率、低翼載荷、大容積率、結(jié)構(gòu)效率高、低雷達反射截面積等優(yōu)勢[1-2],是未來先進飛行器的發(fā)展方向之一。隨著計算機和飛行控制技術(shù)的發(fā)展,無尾飛翼布局飛機的安全性和可靠性得到大幅提高,能滿足執(zhí)行空中偵察、情報監(jiān)測、充當(dāng)誘餌、電子信息戰(zhàn)、無人自主空戰(zhàn)等任務(wù)的需求。

本文結(jié)合多種飛行實驗科目的需求,針對飛翼布局無人機實驗平臺的設(shè)計進行了初步探索,利用CFD方法對設(shè)計的2種飛翼布局方案進行了數(shù)值計算,獲得了該飛機的關(guān)鍵氣動數(shù)據(jù),借助于計算機輔助設(shè)計(CAD)軟件創(chuàng)建了方案B的三維電子樣機,采用制作工藝實現(xiàn)了該實驗平臺的零件加工和裝配,并基于該飛行實驗平臺開展了一系列飛行實驗科目的試飛驗證。實驗結(jié)果驗證了本文設(shè)計方法和方案的可行性,具有較好的工程應(yīng)用前景。

1 總體設(shè)計思路

1.1 主要技術(shù)指標

擬開發(fā)的飛翼無人機實驗平臺主要用于搭載小型飛行控制系統(tǒng)、高精度飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)以及圖像傳感器等設(shè)備開展飛行實驗,可用于飛行控制律試飛驗證、飛機模型辨識、圖像識別與跟蹤算法試飛驗證等實驗教學(xué)以及科學(xué)技術(shù)研究等。借鑒國內(nèi)外小型飛翼布局無人機的發(fā)展狀況,擬定實驗平臺的主要指標:最大起飛重量15 kg;有效載荷≥3 kg, 任務(wù)載荷空間容積≥15 L,巡航速度80～126 km/h,實用升限3 000 m,航程100～150 km。

1.2 設(shè)計思路

飛翼布局飛機具有阻力小、氣動效率高、裝載空間大、機體結(jié)構(gòu)效率高、雷達可探測性低等優(yōu)勢。但也存在一些亟待解決的問題:升力系數(shù)相對較小或者中立航向穩(wěn)定性與阻尼特性,大升力狀態(tài)下俯仰力矩呈現(xiàn)不穩(wěn)定趨勢等[3]。因此,為了提高飛翼飛機的綜合性能,改善上述問題,可從平面形狀、翼型選擇、優(yōu)化及三維布置、重心位置配置等方面考慮。

1.2.1 平面形狀設(shè)計

在設(shè)計飛翼布局平面形狀時,重點關(guān)注參數(shù)是機翼的前緣后掠角,它對飛機的縱向穩(wěn)定性、前向雷達散射截面波峰的分布起到?jīng)Q定性作用[4]。機翼后掠角增大,有利于提高高速氣動效率,改善阻力發(fā)散特性和前向隱身性等,但會影響低速氣動特性和飛機的起降性能。反之,則容易滿足起降及低速時飛行升阻特性要求,但對飛機高速性能產(chǎn)生不利影響。故機翼后掠角的大小選擇是兼顧高低速特性的一種折中。

平面形狀設(shè)計要綜合考慮發(fā)動機、任務(wù)載荷等位置和容積要求,這決定了該處剖面的絕對厚度。若使用相對厚度較小的翼型,就要求該位置的弦長不能太短。另外,也要考慮操縱面力臂的需求,過短的操縱力臂會降低舵效,影響飛機的操縱特性,故氣動特性與舵面操縱效率之間需折中設(shè)計。

本文采用機翼前緣中度后掠、后緣倒置雙“W”平面布局,類似于美國B-2隱形轟炸機[1],如圖1所示。機翼前緣后掠角為35°,機身處絕對長度較大,方便機載設(shè)備安裝,有利于全機重心配置。外翼段展弦比相對較大,有利于提高飛機的升阻比,改善縱向配平及操縱性能。為了提高飛機的隱身性能,機翼邊緣采用平行設(shè)計法則,飛機外輪廓線盡量平行[3-4]。

圖1 飛翼無人機平面形狀及重心參考位置

與平直機翼相比,后掠翼表面氣流的橫向流動特性更為突出,會產(chǎn)生翼尖或者外翼過早失速的問題。氣流分離主要發(fā)生在機翼后緣,這將對該位置處布置的操縱面的氣動特性產(chǎn)生非常不利的影響,使得舵效顯著減弱或者喪失。氣流分離與舵面偏轉(zhuǎn)嚴重耦合時還會影響飛機的俯仰和滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性[4]。因此,翼尖或外翼過早失速的問題需要改善,其措施主要包括:氣動扭轉(zhuǎn)、幾何扭轉(zhuǎn)、翼尖平面形狀及參數(shù)優(yōu)化、增加前緣縫翼或翼刀等。

1.2.2 翼型的選擇及布置

1.2.3 全機重心位置

相對于常規(guī)布局飛機,飛翼布局飛機的重心位置與全機氣動焦點關(guān)系更加密切[6]。飛翼布局飛機只能靠機翼上面的舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生配平和操縱力矩實現(xiàn)飛機的縱向力和力矩的平衡。因此,通常要求飛翼縱向具有弱靜穩(wěn)定性,即全機重心布置在氣動焦點附近靠前的位置。為了獲得更好的氣動性能,亦可放寬飛翼的縱向靜穩(wěn)定性,將重心配置在全機氣動焦點之后,但需借助于飛控增穩(wěn)系統(tǒng)改善飛機的飛行品質(zhì),保障飛行安全。在沒有增穩(wěn)系統(tǒng)輔助控制情況下,飛翼則需要設(shè)計成縱向靜穩(wěn)定的,航向控制問題則需要通過創(chuàng)新型氣動效應(yīng)面來解決,比如翼尖開裂式阻力方向舵、嵌入式操縱面、全動翼尖等。飛翼布局飛機的氣動焦點主要由機翼的平面形狀決定。因此在平面形狀設(shè)計是就需要考慮大型結(jié)構(gòu)部件以及主要裝載設(shè)備的位置布置,以免方案推倒重來。

本實驗平臺要求無人機具備自動飛行、純遙控(人工)飛行兩種典型飛行控制模式,即飛機的縱向設(shè)計成靜穩(wěn)定的。飛機的縱向靜穩(wěn)定余度配置在5%～8% MAC[5-6],MAC為平均氣動弦長。重心位置變化范圍如圖1所示。

1.3 設(shè)計方案

本文擬采用兩種方案進行對比分析和研究,利用CATIA軟件創(chuàng)建的三維數(shù)模如圖2所示。兩種方案舵面配置相同,即在飛機后緣布置8個操縱面,機身軸線至翼舵面尖分別為δ1L/δ1R、δ2L/δ2R、δ3L/δ3R、δLSDR/δRSDR。載機設(shè)備、任務(wù)載荷、發(fā)動機(單發(fā))安裝在機身段,起落架、油箱安裝在內(nèi)翼段。兩種設(shè)計方案主要幾何參數(shù)保持一致:機長1.08 m,翼展2.77 m; 機翼面積1.33m2,平均氣動弦長0.65 m。

方案A中,機身和內(nèi)翼段分別選用NACA0015、NACA0012對稱翼型(Cm0≈0),機身具有明顯凸起部分(考慮機載和任務(wù)設(shè)備安裝),外翼段采用相對厚度較大的MH92低速反彎度“S”翼型(Cm0>0),便于開裂式阻力方向結(jié)構(gòu)布置及數(shù)字舵機的安裝和維護,翼尖無幾何扭轉(zhuǎn)。

方案B中,機身段采用融合設(shè)計,各截面均采用修型的E186-M低速反彎度“S”翼型(Cm0>0),翼尖具有-3°幾何扭轉(zhuǎn)。

兩種方案的外翼段均采用最大彎度靠前且后緣卸載略大的“S”翼型,可以減小設(shè)計點俯仰力矩系數(shù)大小,提高俯仰自配平能力,同時減小因巡航配平而產(chǎn)生的附加阻力,提高飛機氣動效率。

圖2 飛翼布局無人機實驗平臺方案

2 CFD氣動分析

2.1 計算網(wǎng)格

隨著計算機軟硬件技術(shù)的飛速發(fā)展,計算流體力學(xué)(computational fluid dynamics, CFD)方法已經(jīng)成為一種與風(fēng)洞試驗互為補充、互相驗證的重要設(shè)計手段,在航空航天領(lǐng)域里得到了廣泛的應(yīng)用[7-9]。本文采用ICEM-CFD軟件創(chuàng)建飛翼飛機的外流場網(wǎng)格,該軟件具有完善的CAD結(jié)構(gòu),方便導(dǎo)入包括CATIA在內(nèi)的多種CAD模型數(shù)據(jù)[10]。擬采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進行CFD計算,生成過程主要包括4步:第1步,導(dǎo)入飛機幾何外形并建立流體計算域; 第2步,塊的劃分及塊的關(guān)聯(lián); 第3步,針對整個流場細化網(wǎng)格,滿足網(wǎng)格質(zhì)量要求; 第4步,導(dǎo)出網(wǎng)格,生成求解器所需的網(wǎng)格類型文件。

本文的計算流場域中采用了多塊拓撲結(jié)構(gòu)生成貼體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,并對近避免區(qū)域進行網(wǎng)格加密處理。考慮到空氣黏性因素,即為了保證壁面第一層網(wǎng)格的摩擦雷諾數(shù)約為1,所有計算工況下飛機近壁面均利用“O”型網(wǎng)格進行周向加密處理,首層網(wǎng)格厚度設(shè)置為(0.2～1)×MAC×10-5。

根據(jù)對稱性原則,飛機的縱向基本氣動采用半模計算,網(wǎng)格數(shù)量為500～600萬。橫側(cè)向基本氣動計算采用全模,網(wǎng)格數(shù)為1 000～1 200萬。各舵效計算采用舵面獨立偏轉(zhuǎn)構(gòu)型全模,網(wǎng)格數(shù)為1000～1200萬。全機六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖如圖3所示。

圖3 飛翼布局無人機六面體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格示意圖

2.2 計算工況

數(shù)值計算中,通過改變?nèi)肟谶吔缣幍乃俣仁噶磕M飛機在不同迎角、側(cè)滑角下的流動特性,方便批量計算。計算空速V=25 m/s,迎角-2°≤α≤22°,側(cè)滑角β=-18°～18°,雷諾數(shù)Re=1.06×106(平均氣動弦長處),操縱面偏轉(zhuǎn)角δi=-20°～20° (i=1,2,3),開裂式阻力方向δSDR=0～120°。

2.3 流場求解

本文采用CFX Solver求解器,該求解器采用基于有限元的有限體積法,在保證有限體積法的守恒特性基礎(chǔ)上,吸收了有限元法的數(shù)值精確性的優(yōu)點。計算中采用定常流動進行求解,控制方程采用Navier-Stokes,空間離散為Roe格式,湍流模型為SST模型,計算殘差收斂精度10-5,利用有限體積法(FVM)將控制方程進行離散處理,對流項為二階迎風(fēng)格式進行求解推進[11-12]。采用分布式并行計算(4臺4核HP xw8600工作站),單個文件收斂時間為5～6 h。

2.4 計算結(jié)果分析

在空速V=25 m/s,高度H=1 000 m的飛行狀態(tài)下,方案A/B縱向基本氣動特性(升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD、俯仰力矩系數(shù)Cm、升阻比隨迎角變化的曲線)如圖4所示; 橫側(cè)向基本氣動特性(側(cè)力系數(shù)Cr、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl、偏航力矩系數(shù)Cn隨迎角變化的趨勢)如圖5所示。各舵面的操縱特性可參考文獻[13-14]。

圖4 縱向基本氣動特性

圖5 橫側(cè)向基本氣動特性

2.4.1 縱向基本特性分析

(3) 巡航迎角α=4°狀態(tài)下,方案A中俯仰力矩系數(shù)Cm,α=4°<0,需要升降舵配平; 方案B中俯仰力矩系數(shù)Cm,α=4°≈0,其縱向力矩自配平性能力更強;

(4) 兩種方案的最大升阻比非常接近,方案B的配平升阻比將更具優(yōu)勢。

2.4.2 橫側(cè)向基本特性分析

(1) 由于取消了垂尾,飛翼飛機的側(cè)面積非常小,側(cè)滑飛行時產(chǎn)生的側(cè)力系數(shù)非常小,側(cè)力系數(shù)隨迎角增大呈現(xiàn)增加趨勢;

(5) 小側(cè)滑角范圍飛翼的側(cè)力系數(shù)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)和偏航力矩系數(shù)曲線呈現(xiàn)線性變化趨勢,這有利于橫航向增穩(wěn)系統(tǒng)的設(shè)計和實現(xiàn)。

2.4.3 全機壓力分布

飛翼布局無人機在α=4°狀態(tài)下,半機翼上表面壓力云、典型站位面壓力分布如圖6所示(方案A為左翼,方案B為右翼,另一側(cè)分別與之對稱，η為站位面)。分析可知:

(1) 方案A中突起機身的機頭位置出現(xiàn)了局部高壓區(qū),且對周圍產(chǎn)生了明顯干擾,這對飛機阻力不利;

(2) 方案B采用翼身融合設(shè)計,飛機的上表面等壓線延伸到翼身融合段,全機整體作為一個升力體共同產(chǎn)生升力。翼尖幾何扭轉(zhuǎn)使得機翼外段上等壓線平行度好,緩解了氣流沿翼展流動的趨勢,減緩翼尖氣流分離;

(3) 與方案A相比,方案B上翼面尾部正壓力區(qū)域較大,后緣卸載范圍大,貢獻更大的抬頭力矩,有利于改善飛翼飛機俯仰配平及操縱特性。

圖6 兩種方案上翼面壓力云及各站位面壓力系數(shù)分布(α=4°)

3 飛翼布局無人機實驗平臺

3.1 CATIA三維建模

飛翼布局無人機實驗平臺(XQ-6B)的所有結(jié)構(gòu)均使用CATIA軟件設(shè)計。該軟件參數(shù)化設(shè)計方案給零部件尺寸修改提供很大便利，尤其是在無人機的結(jié)構(gòu)打樣協(xié)調(diào)階段、飛機氣動外形及幾何尺寸反復(fù)迭代期間，可明顯節(jié)省研制周期，CATIA軟件至上而下的產(chǎn)品設(shè)計思路使得工作人員設(shè)計效率大為提高[15]?；谠撦o助設(shè)計軟件，可以實現(xiàn)三維電子樣機虛擬裝配、運動機構(gòu)動態(tài)仿真，從而減少加工、裝配過程中零件和組件的報廢率，降低研制成本。

在CATIA中創(chuàng)建完整的零部件數(shù)字模型，進行虛擬裝配后，生成2D加工零件圖，之后進行切割排版，利用高精度激光切割機完成飛機零件的切割。XQ-6B實驗平臺的全機三維數(shù)模如圖7所示，其裝配桁架數(shù)模如圖8所示。

圖7 XQ-6B全機三維數(shù)模

圖8 XQ-6B 裝配桁架數(shù)模

3.2 實驗平臺制作

飛翼布局無人機實驗平臺內(nèi)部骨架主要使用巴爾莎輕木、航空層板以及碳纖維管等材料，機翼蒙皮采用玻璃纖維+環(huán)氧樹脂工藝進行結(jié)構(gòu)強化。非金屬零件由激光切割機加工而成，內(nèi)部骨架采用環(huán)氧樹脂膠接方式連接。為保證飛機的氣動外形，制作裝配過程中利用桁架進行制作和細致裝配，如圖9所示。起落架、發(fā)動機、舵機等部件采用螺栓固定，方便拆裝和維護。圖10為飛翼布局無人機實驗平臺(方案B)的總裝實物圖。

圖9 XQ-6B 裝配桁架實物圖

圖10 XQ-6B飛翼無人機實驗平臺總裝測試

4 實驗平臺飛行實驗

XQ-6B典型飛行實驗狀態(tài)：起飛質(zhì)量約10 kg，含機載燃油0.8 kg、導(dǎo)航飛控系統(tǒng)及數(shù)據(jù)記錄儀2 kg，機載電源0.5 kg；全機縱向靜穩(wěn)定余度約6% MAC，該飛翼無人機的舵面分配如圖11所示，機身內(nèi)側(cè)4個舵面為升降舵，外翼內(nèi)側(cè)舵面為副翼，左右翼尖位置開裂式阻力方向舵用于控制飛機的航向[13-14]。

圖11 XQ-6B舵面分配示意圖

截至目前，該飛翼布局無人機實驗平臺已制作8架，先后在不同機場完成了近百架次飛行實驗。典型實驗項目包括：遙控評估飛機的操縱性和穩(wěn)定性、飛行參數(shù)辨識科目、增穩(wěn)控制系統(tǒng)飛行實驗、自主姿態(tài)控制飛行實驗、自主航向飛行實驗、自主起降飛行實驗，以及多機編隊飛行實驗等。圖12為XQ-6B實驗平臺搭載小型導(dǎo)航飛控系統(tǒng)開展相關(guān)飛行科目實驗現(xiàn)場圖。自主巡航及自主降落試飛如圖13所示。方案A驗證機實物圖及試飛情況可參考文獻[14]。

圖12 搭載飛行控制系統(tǒng)開展飛行實驗

圖13 XQ-6B自主巡航及自主降落試飛

5 結(jié)語

本文探索了飛翼布局無人機實驗平臺的設(shè)計思路，完成了2種設(shè)計方案，借助于CFD技術(shù)獲得了飛機的關(guān)鍵氣動數(shù)據(jù)，采用計算機輔助設(shè)計軟件CATIA建立了該飛翼的三維數(shù)字樣機，開展了實驗平臺制作、裝配和系統(tǒng)集成與測試等工作，并基于該實驗平臺完成了諸多飛行實驗科目。CFD計算結(jié)果與試飛數(shù)據(jù)驗證了本文設(shè)計方法的可行性，體現(xiàn)了實驗平臺的通用性和工程應(yīng)用前景，為我校先進飛行控制系統(tǒng)綜合實驗教學(xué)、學(xué)生科研訓(xùn)練及科技創(chuàng)新活動提供了強有力的實驗平臺支撐。