張 翔曹德一何海波崔 飛

(北京機電工程研究所,北京 100074)

0 引 言

飛翼布局無人機由于其較大的升阻比以及較優(yōu)秀的隱身特性,是高空長航時無人機的一種理想選擇[1-2]。飛翼布局無人機大多采用渦輪噴氣發(fā)動機或者渦輪風扇發(fā)動機,為保證無人機的隱身特性,一般采取進排氣一體化外形設(shè)計[3-4]。而無人機尾噴管的噴流會對外流場產(chǎn)生一定的影響,進而改變無人機的氣動特性[5]。由于飛翼布局無人機縱向穩(wěn)定性較弱,航向處于中立穩(wěn)定[6],精細研究發(fā)動機噴流對無人機操穩(wěn)特性的影響規(guī)律具有較大的意義。

現(xiàn)階段獲取噴流影響量的手段有風洞試驗和數(shù)值計算。對于典型戰(zhàn)機,由于其展弦比較小,考慮國內(nèi)主要風洞的尺寸和試驗模型的堵塞度,可以進行風洞試驗[7-8]；但對于飛翼布局無人機,由于其大展弦比的外形特點,考慮模型堵塞度縮比后,模型內(nèi)部空間不足,測量部件安裝空間不夠,導致試驗精度差等問題,無法精細刻畫無人機進排氣對氣動特性的影響規(guī)律。

隨著計算流體力學的發(fā)展,數(shù)值模擬越來越多應(yīng)用在無人機氣動特性研究及流動控制中[9]。為精細刻畫噴流對飛翼布局無人機氣動特性的影響規(guī)律,本文利用CFD技術(shù),研究了噴流帶來的尾部外形破壞,以及噴流效應(yīng)對無人機氣動特性的影響規(guī)律。

1 數(shù)值模擬方法

1.1 控制方程

本文通過求解Reynolds平均N-S方程,守恒形式[9]為:

模型中更具體的各參數(shù)的意義以及模型驗證詳見文獻[10]。為了使式(1)封閉,需要對式(1)中的雷諾應(yīng)力做出各種假設(shè)。從對模式處理的出發(fā)點不同,一般可將湍流模式分為雷諾應(yīng)力模型和渦粘性模型兩類,受計算條件的約束,雷諾應(yīng)力模型計算量巨大,使其應(yīng)用范圍受到限制,在工程湍流問題中廣泛應(yīng)用的是渦粘性模型[11]。本文選取Menter SST[12]湍流模型進行計算[13]。

1.2 數(shù)值離散方法

采用有限體積法求解Reynolds平均可壓縮N-S方程和模型輸運方程；無粘通量采用Roe的FDS格式[14],并通過限制器[15]來抑制振蕩；粘性通量采用二階中心差分格式；時間推進采用LU-SGS(Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel)隱式方法。

2 計算模型網(wǎng)格及邊界條件

本文所采用的計算模型如圖1所示內(nèi)外流一體化的飛翼布局無人機模型,無人機翼展13 m,平均氣動弦長3.12 m,下文重點分析Ma0.2、Ma0.4、Ma0.6下無人機的氣動特性。

本文對無噴流外形(基準外形)和噴流外形進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成,研究噴流對無人機氣動特性的影響量。圖2給出了無人機尾噴管處的網(wǎng)格,其中紅色部分為基準外形,黑色部分為噴流外形。網(wǎng)格生成中保證壁面法向網(wǎng)格滿足y-plus小于1。

圖1 計算模型Fig.1 Computational model

圖2 計算網(wǎng)格示意圖Fig.2 Computational grid

計算域遠場采用遠場邊界條件,壁面采用無滑移壁面,發(fā)動機出口設(shè)置為壓力出口邊界,給定出口邊界的總壓和總溫。

3 計算模型驗證

本文中的基準無人機模型(無進排氣系統(tǒng))曾在高低速風洞中進行過風洞試驗,為校核本文采用的計算方法和湍流模型的精度,本文計算了圖2中的基準模型所對應(yīng)的風洞試驗狀態(tài),并與該模型在高低速風洞試驗中的試驗結(jié)果進行對比。

低速試驗中,模型縮比為1∶5；高速試驗中,模型縮比為1∶12；計算來流Ma分別為0.2和0.6,基于單位長度的雷諾數(shù)分別為4.78×106和2.77×106。風洞試驗數(shù)據(jù)經(jīng)過了支架干擾修正。圖3-圖5給出了Ma0.2和Ma0.6下,無人機CFD計算結(jié)果與試驗結(jié)果的對比。

可以看到,本文計算方法下獲取的無人機氣動特性與風洞試驗結(jié)果吻合良好。Ma0.2時,阻力系數(shù)約有5%左右的差異,升力系數(shù)吻合良好,俯仰力矩系數(shù)與試驗相差約4%左右；Ma0.6時,阻力系數(shù)差異約在2%左右,升力系數(shù)差異很小,俯仰力矩系數(shù)差異約為1.5%左右,CFD計算結(jié)果與試驗對比驗證了本文計算方法的精度。

圖3 計算與試驗阻力系數(shù)對比Fig.3 Comparison of drag coefficient between computation and experiment

圖4 計算與試驗升力系數(shù)對比Fig.4 Comparison of lift coefficient between computation and experiment

圖5 計算與試驗俯仰力矩系數(shù)對比Fig.5 Comparison of pitch moment between computation and experiment

4 網(wǎng)格無關(guān)性驗證

為確保計算方法的正確性,并衡量網(wǎng)格因素對計算結(jié)果的影響,本文參考文獻[16],通過三套不同尺度的網(wǎng)格量,對進排氣系統(tǒng)外形進行網(wǎng)格無關(guān)性研究。對無人機半模型進行網(wǎng)格劃分,在保證壁面法向網(wǎng)格滿足y-plus小于1的前提下,生成粗網(wǎng)格 (1100萬 )、中等網(wǎng)格 (2400萬 )、密網(wǎng)格 (23 500萬)三套網(wǎng)格。對Ma0.6下,20 km高空條件進行數(shù)值仿真。圖6-圖8給出了三套網(wǎng)格下,阻力系數(shù)、升力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)對比。

圖6 不同網(wǎng)格尺度下阻力系數(shù)對比Fig.6 Comparison of drag coefficient at different grids

圖7 不同網(wǎng)格尺度升力系數(shù)對比Fig.7 Comparison of lift coefficient at different grids

圖8 不同網(wǎng)格尺度俯仰力矩系數(shù)對比Fig.8 Comparison of pitch moment at different grids

從圖6-圖8可以看到,三種網(wǎng)格尺度下升力系數(shù)的差別很小；阻力系數(shù)略有平移,網(wǎng)格越密阻力系數(shù)越??；網(wǎng)格尺度主要影響俯仰力矩系數(shù)的斜率,網(wǎng)格量越大,俯仰力矩斜率越小,但整體變化并不大。

雖然中等量網(wǎng)格得到的阻力系數(shù)與密網(wǎng)格得到的結(jié)果略有差距,但無量綱量相差僅0.0003,考慮到本文需要獲取的是噴流影響量以及網(wǎng)格量過大帶來的計算成本,因此后續(xù)采取中等網(wǎng)格進行數(shù)值計算。

5 外形變化對無人機氣動特性影響

在飛翼布局無人機設(shè)計階段,無人機氣動布局設(shè)計、優(yōu)化一般采用無進排氣部件的模型進行優(yōu)化設(shè)計。實際飛行中由于發(fā)動機進排氣需要,無人機機體外形會發(fā)生相應(yīng)破壞,進而對無人機氣動特性產(chǎn)生一定影響。在研究飛翼布局無人機噴流影響量時,噴流狀態(tài)相比基準外形氣動特性的變化包含兩部分:一部分是模型變化帶來的影響；一部分是噴流效應(yīng)帶來的影響。本文首先研究噴流模型與基準模型下氣動特性對比。

圖9-圖11給出了噴流模型和基準模型之間由于模型差異帶來的氣動力差異?？梢钥吹?不同Ma數(shù)下,噴流模型的阻力系數(shù)較基準外形略大6%～9%左右；升力系數(shù)變化不大；俯仰力矩系數(shù)向下平移約0.012,無人機升阻比下降近5%～8%。外形產(chǎn)生的變化對無人機氣動特性影響較大。

圖9 噴流模型與基準外形阻力系數(shù)對比Fig.9 Comparison of drag coefficient between basic model and exhaust model

圖10 噴流模型與基準外形升力系數(shù)對比Fig.10 Comparison of lift coefficient between basic model and exhaust model

圖11 噴流模型與基準外形俯仰力矩系數(shù)對比Fig.11 Comparison of pitch moment between basic model and exhaust model

由于不同馬赫數(shù)、不同迎角下,外形變化對無人機氣動特性的影響相似,因此下面以Ma0.6零度迎角下的流場進行分析。圖12-圖15給出了基準外形和噴流外形下,無人機壁面和對稱面的壓力系數(shù)分布。

圖12 基準模型尾部壓力云圖Fig.12 Pressure contour on the tail of the basic model

圖13 噴流外形尾部壓力云圖Fig.13 Pressure contour on the tail of the exhaust model

圖14 基準外形對稱面壓力系數(shù)云圖Fig.14 Pressure contour on the symmetry of the basic model

圖15 噴流模型對稱面壓力系數(shù)云圖Fig.15 Pressure contour on the symmetry of the exhaust model

從圖12和圖13可以看到,無人機整體壓力云圖分布基本相同,但基準構(gòu)型在尾噴管出口處為高壓區(qū)域。該區(qū)域的高壓在阻力方向表現(xiàn)為“推力”的形式,對于噴流模型該“推力”消失就表現(xiàn)出圖9中阻力系數(shù)增大的效果；由于升力貢獻面遠大于噴管面積,因此外形改變對升力系數(shù)影響不大；而該位置的高壓對無人機貢獻抬頭力矩,因此噴流模型下該抬頭力矩消失,表現(xiàn)出圖11中的的特性。通過該區(qū)域壓力系數(shù)均值與噴管面積進行核算,可確定無人機氣動特性發(fā)生變化是由于該部位的變化帶來的。

6 噴流效應(yīng)對無人機氣動特性影響

選取兩種來流條件下三種不同噴流落壓比[17]進行數(shù)值計算,來流參數(shù)按照標準大氣參數(shù)設(shè)置,計算狀態(tài)如下表1所示。

表1 計算狀態(tài)表Table 1 Computational conditions

在工程應(yīng)用中,動力系統(tǒng)一般只考慮發(fā)動機噴流所產(chǎn)生的阻力系數(shù),不考慮噴流產(chǎn)生的升力系數(shù)進和俯仰力矩系數(shù),因此本文中的阻力系數(shù)扣除尾噴管的阻力系數(shù),對升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)則不扣除尾噴管部件。

6.1 Ma 0.2噴流效應(yīng)分析

圖16-圖18給出了Ma0.2時無人機噴流效應(yīng)對氣動特性的影響規(guī)律。可以看到,落壓比P0/P∞＝1.51時,噴流使無人機阻力系數(shù)略微增加,落壓比P0/P∞＝1.17及1.09時,噴流使無人機阻力系數(shù)減小。綜合認為,由于渦扇發(fā)動機噴流落壓比較小時,噴流效應(yīng)并不明顯。當落壓比相對較大(P0/P∞＝1.51)時,噴流的引射效應(yīng)占主導作用,阻力系數(shù)相對噴流模型增加；當落壓比較小時噴流體積效應(yīng)占主導作用,尾部產(chǎn)生高壓作用相當于“推力”,因此使無人機阻力系數(shù)減小。

圖16 來流Ma 0.2時阻力系數(shù)噴流效應(yīng)Fig.16 Effect of exhaust on drag coefficient(Ma＝0.2)

圖17 來流Ma 0.2時升力系數(shù)噴流效應(yīng)Fig.17 Effect of exhaust on lift coefficient(Ma＝0.2)

圖18 來流Ma 0.2時俯仰力矩系數(shù)噴流效應(yīng)Fig.18 Effect of exhaust on pitch moment coefficient(Ma＝0.2)

另外,噴流使無人機升力系數(shù)略微減小；噴流效應(yīng)使無人機產(chǎn)生較大抬頭力矩,抬頭力矩隨落壓比的增加而增加。這主要是由于飛翼布局無人機特殊的非對稱、非圓噴管造成的。并且無人機的縱向靜穩(wěn)定度發(fā)生變化,縱向靜穩(wěn)定度從噴流外形(無噴流)的－6.61%改變?yōu)椋?.10%、－6.95%、－6.82%(隨落壓比減小排列)。

圖19給出了Ma0.2,0°迎角下不同落壓比時尾噴管處的馬赫云圖。可以看到,不同落壓比下噴口馬赫云圖的形態(tài)基本不變,但出口馬赫數(shù)差異較大:噴流落壓比越大,出口馬赫數(shù)越高。

圖19 來流Ma 0.2不同落壓比噴管出口馬赫云圖(0°迎角)Fig.19 Mach contour on the tail of the exhaust model at different nozzle pressure ratios(angle of attack＝0°,Ma＝0.2)

6.2 Ma 0.4噴流效應(yīng)分析

圖20-圖22給出了Ma0.4時無人機噴流效應(yīng)對氣動特性的影響規(guī)律?？梢钥吹?與Ma0.2不同,Ma0.4時,不同落壓比均使無人機阻力系數(shù)減小,落壓比越小,減小量越大,這主要是由于噴流體積效應(yīng)占主導地位。

圖20 來流Ma 0.4時阻力系數(shù)噴流效應(yīng)Fig.20 Effect of exhaust on drag coefficient(Ma＝0.4)

圖21 來流Ma 0.4時升力系數(shù)噴流效應(yīng)Fig.21 Effect of exhaust on lift coefficient(Ma＝0.4)

圖22 來流Ma 0.4時俯仰力矩系數(shù)噴流效應(yīng)Fig.22 Effect of exhaust on pitch moment coefficient(Ma＝0.4)

Ma0.4時噴流同樣給無人機施加抬頭力矩,并且使無人機的縱向靜穩(wěn)定度發(fā)生變化,縱向靜穩(wěn)定度從噴流外形(無噴流)的－7.55%改變?yōu)椋?.87%、－7.83%、－7.73%(隨落壓比減小排列)。

圖23給出了不同落壓比下,噴管出口處的馬赫云圖。可以看到,不同落壓比下出口馬赫云圖形態(tài)一致,出口馬赫數(shù)隨落壓比有一定的變化。

圖23 來流Ma 0.4不同落壓比噴管出口馬赫云圖(0°迎角)Fig.23 Mach contour on the tail of the exhaust model at different nozzle pressure ratios(angle of attack＝0°,Ma＝0.4)

6.3 Ma 0.6噴流效應(yīng)分析

圖24-圖26給出了Ma0.6時無人機噴流效應(yīng)對氣動特性的影響規(guī)律。可以看到,與Ma0.2不同,Ma0.6時,不同落壓比均使無人機阻力系數(shù)減小,落壓比越小,減小量越大,這主要是由于噴流體積效應(yīng)占主導地位；升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)與Ma0.2相同,但Ma0.6下落壓比的影響量明顯較小。

圖24 來流Ma 0.6時阻力系數(shù)噴流效應(yīng)Fig.24 Effect of engine exhaust on drag coefficient(Ma＝0.6)

圖25 來流Ma 0.6時升力系數(shù)噴流效應(yīng)Fig.25 Effect of engine exhaust on lift coefficient(Ma＝0.6)

圖26 來流Ma 0.6時俯仰力矩系數(shù)噴流效應(yīng)Fig.26 Effect of engine exhaust on pitch moment coefficient(Ma＝0.6)

Ma0.6時噴流同樣給無人機施加抬頭力矩,并且使無人機的縱向靜穩(wěn)定度發(fā)生變化,縱向靜穩(wěn)定度從噴流外形(無噴流)的－8.71%改變?yōu)椋?.08%。

圖27給出了不同落壓比下,噴管出口處的馬赫云圖?？梢钥吹?不同落壓比下出口馬赫云圖形態(tài)一致,并且出口馬赫數(shù)隨落壓比的變化與前文所述一致。

圖27 來流Ma 0.6不同落壓比噴管出口馬赫云圖(0°迎角)Fig.27 Mach contour on the tail of the exhaust model at different nozzle pressure ratios(angle of attack＝0°,Ma＝0.6)

表2 來流Ma＝0.2時不同外形、不同落壓比時升阻比對比Table 2 Comparison of L/D in different nozzle pressure ratios and different models(the coming flow Ma＝0.2)

表3 來流Ma＝0.4時不同外形、不同落壓比時升阻比對比Table 3 Comparison of L/D in different nozzle pressure ratios and different models(the coming flow Ma＝0.4)

表4 來流Ma＝0.6時不同外形、不同落壓比升阻比對比Table 4 Comparison of L/D in different nozzle pressure ratios and different models(the coming flow Ma＝0.6)

最后,下面三表給出了三個Ma數(shù)下,基準外形、噴流外形以及不同落壓比時無人機升阻比的變化?？梢钥吹?不同Ma時無人機基準外形最大升阻比達到21.97、22.22、20.92,噴流外形(無噴流)時升阻比最小,有噴流時升阻比略微增加,但仍小于基準外形。

7 結(jié) 論

本文通過雷諾平均N-S方程數(shù)值模擬方法,研究了噴流對典型飛翼布局無人機氣動特性的影響規(guī)律,研究結(jié)果表明:

1)噴流導致飛翼布局無人機外形發(fā)生變化,該外形的變化對無人機氣動特性有一定的影響,使無人機阻力系數(shù)增加約6%～9%,并使俯仰力矩系數(shù)下移；

2)扣除尾噴管的阻力系數(shù),噴流效應(yīng)對無人機升力系數(shù)影響較?。粚ψ枇ο禂?shù)的影響主要取決于噴流落壓比:當落壓比較小時,噴流體積效應(yīng)起主導作用,使無人機阻力系數(shù)減??；反之噴流引射作用占主導作用,使無人機阻力系數(shù)增加。另外,噴流效應(yīng)給無人機附加抬頭力矩；

3)總體來看,相對設(shè)計階段的基準外形,發(fā)動機噴流給無人機帶來的氣動影響有:無人機最大升阻比最大減小量為2,使無人機縱向靜穩(wěn)定度略微增加0.3%～0.4%,并給無人機附加抬頭力矩。