李建華，李鋒,，李茂強(qiáng)，包曉翔

(1.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 浙江南洋科技股份有限公司，北京 100074)(2.中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 彩虹無(wú)人機(jī)科技有限公司，北京 100074)

0 引 言

中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)追求高續(xù)航性能和任務(wù)多樣化，此類飛機(jī)通常具有大展弦比、低推重比和較大寄生阻力等技術(shù)特點(diǎn)，因而在起飛升力、起飛和巡航升阻比以及結(jié)構(gòu)高度等方面具有很高的要求。首先，由于較大寄生阻力并追求高續(xù)航性能，此類無(wú)人機(jī)需用很大的巡航升力以提高其續(xù)航因子[1-4]；其次，較小的推重比和短距起降要求無(wú)人機(jī)具有很高的起飛升力和升阻比；再者，大展弦比和內(nèi)部裝載要求機(jī)翼具有一定的結(jié)構(gòu)高度；除此之外，著陸時(shí)又需要無(wú)人機(jī)具有較高的阻力，降低著陸距離并提高著陸安全性[5]。目前大多數(shù)此類無(wú)人機(jī)僅針對(duì)高巡航效率單設(shè)計(jì)點(diǎn)而開(kāi)展設(shè)計(jì)[4]，像本文原始飛機(jī)一樣，存在起降距離長(zhǎng)等問(wèn)題。

兩段翼型能保持較長(zhǎng)的層流區(qū)，在大升力時(shí)維持較小阻力，同時(shí)可通過(guò)構(gòu)型的變化適用于不同任務(wù)階段,具有多任務(wù)適應(yīng)能力等技術(shù)特點(diǎn)，是長(zhǎng)航時(shí)和短距起降無(wú)人機(jī)翼型設(shè)計(jì)的一個(gè)重要發(fā)展方向[5-7]。兩段翼型一般是在原始翼型的基礎(chǔ)上參照常規(guī)襟翼設(shè)計(jì)方法,通過(guò)切割法生成外形[8]。目前，所能查到的國(guó)外文獻(xiàn)，多是介紹兩段翼型在此類無(wú)人機(jī)上應(yīng)用的意義和所能達(dá)到的效果，并未查到針對(duì)設(shè)計(jì)方法的研究。W.H.Wentz等[9]雖然提到了翼型分割之后襟翼平移的設(shè)計(jì)思路，但未給出具體的外形生成方法。為了加強(qiáng)對(duì)外形的控制，國(guó)內(nèi)，侯成義等[6]采用“橢圓-控制點(diǎn)切割法”來(lái)生成兩段翼型外形；董斌斌[10]引入偏移量和斜率來(lái)控制襟翼前緣形狀。但受限于設(shè)計(jì)方法和控制參數(shù)數(shù)量等因素，上述方法對(duì)初始翼型的依賴性較強(qiáng)。

本文在原始低速長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)單段翼型的基礎(chǔ)上，開(kāi)展?jié)M足多設(shè)計(jì)點(diǎn)兩段翼型設(shè)計(jì)方法研究,并結(jié)合數(shù)值計(jì)算和優(yōu)化方法完成對(duì)翼型和機(jī)翼的改進(jìn)設(shè)計(jì)及其改進(jìn)效果分析。

1 翼型設(shè)計(jì)思路和生成方法

1.1 兩段翼型設(shè)計(jì)思路

結(jié)合某型無(wú)人機(jī)在續(xù)航和起降特性改進(jìn)方面的設(shè)計(jì)需要，為了滿足起降、巡航以及結(jié)構(gòu)高度等約束，在單段翼型設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，盡量維持原有翼型的基本幾何形狀(尤其是上表面，維持原有翼型在低雷諾數(shù)條件下層流特性[3])，并在主翼后梁高度和襟翼(第二段翼)前緣半徑等關(guān)鍵位置設(shè)置控制點(diǎn)，其余部分通過(guò)分段可控二次曲線與原始翼型相切過(guò)渡。利用控制點(diǎn)加分段二次曲線方法快速生成兩段翼型外形，之后通過(guò)優(yōu)化程序使主翼及襟翼外形、縫道參數(shù)和轉(zhuǎn)軸位置匹配，使之滿足多設(shè)計(jì)點(diǎn)要求。

1.2 兩段翼型生成方法

后緣襟翼生成方法通常參考《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》或文獻(xiàn)[8]，在原始翼型的基礎(chǔ)上通過(guò)切割法生成襟翼外形。本文除了需考慮到高升力和多設(shè)計(jì)點(diǎn)綜合設(shè)計(jì)，還涉及低雷諾數(shù)流動(dòng)和層流再生成等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象。從國(guó)外研究結(jié)果來(lái)看，其主翼和襟翼外形參數(shù)和常規(guī)襟翼參數(shù)分布存在較大差異[2-3,9]，主翼和襟翼下表面外形也與原始翼型差別較大。

為了加強(qiáng)對(duì)外形的控制，侯成義等[6]采用“橢圓-控制點(diǎn)切割法”來(lái)生成兩段翼型外形；董斌斌[10]引入襟翼頭部上表面點(diǎn)位置偏移量和斜率來(lái)控制襟翼前緣形狀，并通過(guò)形狀控制變量來(lái)改變襟翼上表面外形。研究表明，上述方法與初始翼型關(guān)系較大，針對(duì)本文的初始翼型因外形改變量較大，效果不是特別理想。本文在文獻(xiàn)[6]和文獻(xiàn)[10]工作的基礎(chǔ)上，借用其部分思想，通過(guò)在關(guān)鍵位置增加控制點(diǎn)數(shù)量并結(jié)合可控二次曲線生成兩段翼型，提高其對(duì)原始翼型的適應(yīng)能力，從而更加適用于優(yōu)化程序，同時(shí)改善流場(chǎng)品質(zhì)提高翼型性能。

具體的設(shè)計(jì)過(guò)程如下：

(1)將需要優(yōu)化的外形分成五部分(如圖1所示)，即點(diǎn)1～點(diǎn)3段曲線段、點(diǎn)3～點(diǎn)5段曲線段和點(diǎn)1～點(diǎn)4段曲線段，其構(gòu)成襟翼前緣外形；點(diǎn)6～點(diǎn)7段曲線段和點(diǎn)7～點(diǎn)8段曲線段構(gòu)成主翼下翼面后緣外形。

(a)外形生成示意圖

(b)襟翼平移圖1 兩段翼型外形生成示意圖Fig.1 Geometry generation diagram of two-element airfoil

(2)選擇控制點(diǎn)及其參數(shù)，除了一般控制點(diǎn)約束(點(diǎn)4、點(diǎn)5、點(diǎn)6、點(diǎn)8只能在原始翼型上移動(dòng))，點(diǎn)1和點(diǎn)2給定坐標(biāo)(點(diǎn)2處斜率無(wú)窮大)用于控制襟翼前緣形狀；為了更好地控制主翼后梁高度和后緣形狀，點(diǎn)3和點(diǎn)7給定了點(diǎn)坐標(biāo)與斜率，其值作為優(yōu)化參數(shù)隨優(yōu)化過(guò)程而改變。

(3)設(shè)定曲線的形狀控制參數(shù)用于進(jìn)一步控制曲線的形式。此方法控制參數(shù)更多,很大程度上將主翼下表面和襟翼頭部外形分開(kāi)設(shè)計(jì)，下表面外形對(duì)原始翼型依賴性更小；同時(shí)結(jié)合目標(biāo)要求對(duì)外形參數(shù)和縫道參數(shù)一并優(yōu)化設(shè)計(jì)，從而具有更好的靈活性和適應(yīng)能力，更適合多目標(biāo)和多約束下的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

二次曲線控制方程表達(dá)式為

y2+ax2+bxy+cx+dy+e=0

(1)

二次曲線可為橢圓、雙曲線和拋物線，如果已知兩端點(diǎn)的坐標(biāo)和斜率，則可由形狀控制參數(shù)(Q=DE/DC)決定曲線形狀，控制效果如圖2所示。根據(jù)外形生成的需要,點(diǎn)6～點(diǎn)7和點(diǎn)3～點(diǎn)5曲線段采用可變的形狀控制參數(shù)控制其二次曲線類型，由優(yōu)化算法決定形狀控制參數(shù)Q值；其余曲線段根據(jù)初步研究結(jié)果采用固定形狀控制參數(shù)(二次曲線的類型在優(yōu)化過(guò)程中不變)。結(jié)合控制點(diǎn)參數(shù)和曲線類型能夠生成翼型優(yōu)化外形，例如通過(guò)聯(lián)合求解點(diǎn)1的坐標(biāo)、點(diǎn)2和點(diǎn)3的坐標(biāo)與斜率得到二次曲線系數(shù)，從而確定點(diǎn)1～點(diǎn)3段曲線外形方程；其余曲線段外形方程的系數(shù)則通過(guò)聯(lián)合求解相應(yīng)曲線的起點(diǎn)/終點(diǎn)坐標(biāo)和斜率以及形狀控制參數(shù)而得到。

圖2 形狀控制參數(shù)對(duì)曲線的影響Fig.2 Effect of control parameter on curve shape

2 設(shè)計(jì)方法及結(jié)果分析

2.1 設(shè)計(jì)方法和條件

針對(duì)低速固定翼長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)在巡航和起飛等狀態(tài)下的約束進(jìn)行兩段翼型優(yōu)化設(shè)計(jì),優(yōu)化參數(shù)包括兩段翼型外形、縫道參數(shù)和轉(zhuǎn)軸位置。考慮到無(wú)人機(jī)的使用和保障要求，襟翼形式盡量簡(jiǎn)單，采用固定轉(zhuǎn)軸(轉(zhuǎn)軸位置在設(shè)計(jì)過(guò)程中變化)。此外，本文的主要目的是驗(yàn)證兩段翼型外形生成方法和優(yōu)化設(shè)計(jì)方法的有效性，此階段將巡航狀態(tài)和起飛狀態(tài)分開(kāi)設(shè)計(jì)，巡航狀態(tài)以最大升阻比為優(yōu)化目標(biāo)(長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)續(xù)航性能為首選)，優(yōu)化變量為兩段翼型外形和縫道參數(shù)；起飛狀態(tài)以起飛升力為優(yōu)化目標(biāo)，以轉(zhuǎn)軸位置為優(yōu)化參數(shù)，并校核優(yōu)化結(jié)果是否滿足起降要求。考慮到目標(biāo)函數(shù)與控制參數(shù)及約束條件的關(guān)系不明確，采用多島遺傳算法進(jìn)行全局尋優(yōu)；優(yōu)化設(shè)計(jì)程序包含優(yōu)化算法、翼型生成、網(wǎng)格生成、流場(chǎng)模擬和結(jié)果處理五大模塊。

由于涉及到大升力和多段翼縫道流動(dòng)，其流場(chǎng)特性包含大量粘性擾流和分離流。為了保證數(shù)值模擬的準(zhǔn)確性，氣動(dòng)力通過(guò)求解RANS方程得到，選用SSTk-ω兩方程湍流模型，此模型在低雷諾數(shù)分離流和襟翼升力方面都具有很好的模擬能力[11-12]。來(lái)流馬赫數(shù)Ma=0.15，Re=3.0×106。為了更加準(zhǔn)確地對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行模擬，采用多塊C型網(wǎng)格(如圖3所示)，并保證每次優(yōu)化過(guò)程網(wǎng)格參數(shù)分布一致，以避免因網(wǎng)格而對(duì)優(yōu)化結(jié)果造成影響。

圖3 計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Computational grid

2.2 設(shè)計(jì)結(jié)果及分析

續(xù)航性能對(duì)于低速長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)而言是最為重要的指標(biāo)之一，其在很大程度上依賴于翼型的升阻比，故翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)以巡航狀態(tài)的升阻比為目標(biāo)；考慮不改變飛機(jī)基本配平情況，對(duì)翼型的俯仰力矩進(jìn)行一定的限制，以不大于原始翼型百分之二的低頭力矩以及大于初始升力系數(shù)為約束條件，優(yōu)化變量、變化范圍和優(yōu)化后的參數(shù)取值如表1所示。δx和δy分別為襟翼向后和向下移動(dòng)的量，以翼型弦長(zhǎng)無(wú)量綱化，以點(diǎn)2的原始位置為參考點(diǎn)，其意義相當(dāng)于縫道參數(shù)。Y1、Y2、Y3、Y7分別為點(diǎn)1、點(diǎn)2、點(diǎn)3、點(diǎn)7在Y方向(高度方向)的位置，其中Y1以點(diǎn)1所在弦向位置原始翼型下翼面點(diǎn)為參考點(diǎn)，以點(diǎn)2與點(diǎn)1的高度差無(wú)量綱化；Y2和Y7以相應(yīng)位置的翼型高度無(wú)量綱化，以相應(yīng)位置下翼面點(diǎn)為參考點(diǎn)；Y3以點(diǎn)2和點(diǎn)5的高度差無(wú)量綱化，以點(diǎn)2為參考點(diǎn)。K3、K7分別為點(diǎn)3、點(diǎn)7的斜率(以可控角的范圍無(wú)量綱化)。經(jīng)初步研究發(fā)現(xiàn)，點(diǎn)6～點(diǎn)7段和點(diǎn)3～點(diǎn)5段曲線的線型對(duì)優(yōu)化結(jié)果影響較大，采用變化的形狀控制參數(shù)(即Q67和Q35)；其他線段根據(jù)初步研究結(jié)果采用固定形狀控制參數(shù)。襟翼外形生成通常的做法是在原始翼型的某個(gè)位置進(jìn)行分割，但這樣簡(jiǎn)單處理襟翼上表面局部壓力并不理想，本文將主翼和襟翼分割點(diǎn)進(jìn)行分開(kāi)設(shè)計(jì)，點(diǎn)6在點(diǎn)5的位置上進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整，形成參數(shù)X6(以δx無(wú)量綱化)。

遺傳優(yōu)化每代總?cè)后w規(guī)模數(shù)為144，雜交概率0.7，變異概率0.03，最大進(jìn)化代數(shù)40代。

表1 巡航狀態(tài)優(yōu)化參數(shù)和優(yōu)化結(jié)果Table 1 Optimal parameters and their optimal results of cruise

優(yōu)化翼型和初始翼型的外形如圖4所示，在優(yōu)化翼型的基礎(chǔ)上，對(duì)其氣動(dòng)特性進(jìn)行評(píng)估，計(jì)算結(jié)果如圖5所示，可以看出：相對(duì)于原始翼型,兩段翼型升力線性段范圍增加,最大升力系數(shù)由1.5增加到2.1，襟翼無(wú)偏轉(zhuǎn)情況下最大升力系數(shù)增加40%；失速攻角增大，擴(kuò)展了無(wú)人機(jī)的飛行包線，增強(qiáng)其抗風(fēng)能力。在升阻比方面，滑跑狀態(tài)下(0°攻角，襟翼放下)優(yōu)化后翼型升阻比得到大幅提升，從約25提升到69；襟翼無(wú)偏轉(zhuǎn)狀態(tài)最大升阻比大于原始翼型(由67.0增加到68.3)，但受兩段翼型較大零升阻力的影響，較小升力下升阻比略低于原始翼型，在更大升力系數(shù)下(大于1.3)，升阻比大于原始翼型。文獻(xiàn)[2]等研究表明，此類長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)其續(xù)航升力系數(shù)的選擇與零升阻力有很大關(guān)系，本文研究的無(wú)人機(jī)最佳續(xù)航升力系數(shù)應(yīng)該在1.3以上(Heron-1無(wú)人機(jī)巡航設(shè)計(jì)升力系數(shù)大于1.5)，故相對(duì)于原始翼型，優(yōu)化后的兩段翼型更適合此類飛機(jī)。

圖4 原始和優(yōu)化翼型Fig.4 Before and after optimized airfoil

(a)最大升力系數(shù)對(duì)比

(b)升阻比對(duì)比圖5 優(yōu)化前后翼型氣動(dòng)性能對(duì)比Fig.5 Aerodynamic performance comparison of before and after optimization

優(yōu)化前后翼型續(xù)航因子與升力系數(shù)的關(guān)系如圖6所示，結(jié)合升力曲線，可以看出：在安全飛行包線內(nèi)(1.2倍的失速速度，圖中圓點(diǎn))，其最大續(xù)航因子由優(yōu)化前的75.5提升到兩段翼型的85.0(提升了12.6%)，根據(jù)文獻(xiàn)[2]等研究結(jié)果小幅度偏轉(zhuǎn)襟翼后續(xù)航因子還能進(jìn)一步提升。

圖6 優(yōu)化前后續(xù)航因子Fig.6 Endurance factors comparison of before and after optimization

針對(duì)起飛要求，在相同襟翼偏轉(zhuǎn)下(20°)，優(yōu)化前后最大升力系數(shù)得到大幅提升，由原始翼型的2.2提高到2.9。進(jìn)一步分析發(fā)現(xiàn)，升力提升只是一方面，由于原始翼型為了追求巡航升阻比，翼型后緣加載比較嚴(yán)重，襟翼偏轉(zhuǎn)后緣分離嚴(yán)重，在升力受到限制的同時(shí)阻力急劇增加。過(guò)低的升阻比(如圖5所示)嚴(yán)重影響到此類低推重比無(wú)人機(jī)的滑跑加速度；研究發(fā)現(xiàn)，由原始翼型生成的無(wú)人機(jī)有/無(wú)常規(guī)襟翼對(duì)無(wú)人機(jī)的滑跑距離影響有限，極大地限制了無(wú)人機(jī)的使用(例如高原和短距起降)。優(yōu)化設(shè)計(jì)后的兩段翼型則不存在上述問(wèn)題，在取得大升力同時(shí)保持高的升阻比，即在降低離地速度的同時(shí)還能提升無(wú)人機(jī)的滑跑加速度；相當(dāng)于其起飛升力由原始翼型的1.4提升到2.7(由于受阻力影響，原始翼型使用無(wú)襟翼數(shù)據(jù))，改進(jìn)后的兩段翼型能極大地提升無(wú)人機(jī)的起飛性能。除此之外，襟翼的大角度偏轉(zhuǎn),在保持一定升力的同時(shí)阻力增大(圖5中襟翼偏轉(zhuǎn)60°情況下升阻比降到10左右)，其效果相當(dāng)于阻力板，可以滿足著陸下滑和防止長(zhǎng)距離飄移的大阻力(保持一定的升力)要求，具有集巡航、起飛和著陸多任務(wù)一體的技術(shù)特點(diǎn)。

在巡航狀態(tài)的基礎(chǔ)上，結(jié)合襟翼舵機(jī)功率(壓力分布決定舵機(jī)功率)和飛機(jī)安裝位置的約束，給出轉(zhuǎn)軸位置的限制范圍，對(duì)轉(zhuǎn)軸位置進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，確定無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)軸位置和起飛狀態(tài)構(gòu)型。優(yōu)化所用方法與巡航狀態(tài)優(yōu)化設(shè)計(jì)基本一致，優(yōu)化參數(shù)和優(yōu)化結(jié)果如表2所示，在優(yōu)化結(jié)果的基礎(chǔ)上開(kāi)展起飛狀態(tài)不同攻角氣動(dòng)性能評(píng)估(如圖5所示)。

表2 起飛狀態(tài)優(yōu)化參數(shù)和優(yōu)化結(jié)果Table 2 Optimal parameters and their optimal results of take-off

2.3 設(shè)計(jì)結(jié)果應(yīng)用

利用上述兩段翼型設(shè)計(jì)方法，開(kāi)展對(duì)其工程應(yīng)用的研究。針對(duì)某型無(wú)人機(jī)起飛距離長(zhǎng)和著陸階段減速慢等問(wèn)題，在基本維持原有飛機(jī)巡航狀態(tài)性能和主機(jī)翼結(jié)構(gòu)的前提下，對(duì)其內(nèi)翼部分進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)(外翼維持原始飛機(jī)單段翼型)，改進(jìn)設(shè)計(jì)的效果如圖7所示。

圖7 飛機(jī)改進(jìn)機(jī)翼外形圖Fig.7 The configuration of the optimized wing

改進(jìn)前后的氣動(dòng)性能對(duì)比如圖8所示。

(a)升力系數(shù)對(duì)比

(b)升阻比對(duì)比圖8 改進(jìn)前后飛機(jī)氣動(dòng)特性對(duì)比Fig.8 Aerodynamic characteristics comparison of before and after optimization

從圖8可以看出：盡管受到原有飛機(jī)巡航點(diǎn)氣動(dòng)特性(升力系數(shù)和力矩)和結(jié)構(gòu)主梁等約束，在襟翼面積較小(約占弦長(zhǎng)的20%)的情況下，飛機(jī)的起飛升力和升阻比得到大幅提升。20°襟翼情況下，起飛升力(6°攻角)由原來(lái)的1.56提升到1.83；滑跑狀態(tài)(0°攻角)的升阻比由12.9提升到18.8；由于常規(guī)襟翼升阻比低，襟翼對(duì)起飛性能影響有限，改進(jìn)后起飛升力的實(shí)際效果相當(dāng)于由原來(lái)的1.32(無(wú)襟翼狀態(tài))提升到了1.83，極大地降低了無(wú)人機(jī)的離地速度。小攻角下(2°以下)巡航升阻比與原始外形基本一致,其他攻角范圍改進(jìn)外形升阻比高于原始外形。

改進(jìn)前后飛機(jī)起降性能評(píng)估結(jié)果如表3所示，由于起飛升力和升阻比提高，改進(jìn)外形離地速度減小18%，起飛滑跑距離減小約40%；接地速度減小11%，綜合接地速度和大角度襟翼阻力因素，飛機(jī)著陸滑跑距離降低約55%。

表3 改進(jìn)前后起降性能對(duì)比Table 3 Comparison of take-off and landing performance between the optimized configuration and original one

上述結(jié)果表明，即使受到巡航狀態(tài)氣動(dòng)性能和主機(jī)翼結(jié)構(gòu)等因素限制，利用本文設(shè)計(jì)方法，飛機(jī)在保持巡航性能(略有提高)的前提下，其起降性能得到大幅改善；彌補(bǔ)了原始單段翼型在起降階段的不足，達(dá)到了對(duì)巡航和起降多設(shè)計(jì)點(diǎn)綜合設(shè)計(jì)的要求，即針對(duì)中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)，此方法具有明顯的優(yōu)勢(shì)。

3 結(jié) 論

(1)相比于常規(guī)直接切割法，本文采用的方法控制點(diǎn)和控制參數(shù)更多，其對(duì)原始翼型適應(yīng)性更好，更適合多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)。

(2)新設(shè)計(jì)的兩段翼型續(xù)航因子和起飛升力分別提升了12.6%和40%，起飛升阻比由原始常規(guī)襟翼的25提升到了69。

(3)實(shí)際的飛機(jī)工程應(yīng)用中，飛機(jī)的起降滑跑距離分別降低40%和55%，彌補(bǔ)了原始翼型在起降階段的不足，達(dá)到了對(duì)巡航和起降多設(shè)計(jì)點(diǎn)綜合設(shè)計(jì)的要求，此方法對(duì)中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)具有重要意義。