劉戰(zhàn)合，喬良直，羅明強，王 菁，田博韜

(1.鄭州航空工業(yè)管理學院航空工程學院，鄭州，450046； 2.鄭州航空工業(yè)管理學院無人機研究院，鄭州，450046； 3.北京航空航天大學航空科學與工程學院，北京，100191)

連翼(又稱菱形翼、聯(lián)翼)[1-3]采用前、后兩機翼連接的方式，前翼有一定后掠，后翼前掠，二者在前機翼翼尖或機翼外端外置連接，為減少前機翼對后機翼的氣動干擾，改善后機翼氣動特性，一般將后機翼布置在前機翼上方位置(負交錯方式)。連翼在結(jié)構(gòu)性能、結(jié)構(gòu)質(zhì)量、誘導阻力、跨音速波阻等方面具有較好的優(yōu)勢，成為無人機研究的重要方向[4-7]，如已實用化的我國翔龍無人機、美國洛馬公司“環(huán)保飛機計劃”方案等。隨著戰(zhàn)場環(huán)境物資運輸、傷員救援、戰(zhàn)場信息搜集、偵察監(jiān)視、戰(zhàn)場預(yù)警[1]等任務(wù)需求的發(fā)展，對無人機的承載質(zhì)量能力、巡航性能、航程、隱身性能等均提出了較高要求[8-10]，為適應(yīng)該發(fā)展趨勢，需結(jié)合布局設(shè)計提高氣動性能、飛行性能[11-13]。

為重點解決無人機承載質(zhì)量能力問題，基于連翼結(jié)構(gòu)，提出一種新概念連翼式雙機身[14]無人機布局方案，將連翼和雙機身布局設(shè)計結(jié)合，綜合解決氣動效率、結(jié)構(gòu)性能、載荷力學支點問題。為驗證技術(shù)方案正確性，先后設(shè)計了基礎(chǔ)方案A和改進方案B，基于N-S方程、SST湍流模型詳細研究了新型連翼式雙機身布局無人機的氣動特性，并分析了產(chǎn)生的原因，開展了初步飛行試驗，驗證了方案的正確性，為新概念氣動布局無人機設(shè)計提供了技術(shù)參考。

1 連翼雙機身布局無人機模型

由于有限展長條件下具有相對較大的升力性能和多個承力支點，連翼具有優(yōu)秀的裝載能力和結(jié)構(gòu)性能，對起降條件要求較小[6,15-16]。結(jié)合雙機身載荷裝載空間需求，設(shè)計了連翼+雙機身新概念布局無人機A，如圖1(a)，并完成了設(shè)計、仿真、試飛；為有效降低氣動阻力、提高升力性能，在布局A基礎(chǔ)上，采用翼身融合、前后機翼連接處優(yōu)化、機翼翼型改進等性能優(yōu)化，設(shè)計改進方案的布局B，如圖1(b)。

圖1 連翼式雙機身無人機布局

實際研究中，遵循總體設(shè)計、性能仿真、模型試飛、氣動修形、性能再仿真、模型再試飛的循環(huán)改進過程，首先通過對布局A的總體設(shè)計、性能仿真及模型試飛，根據(jù)其氣動性能研究結(jié)果對總體氣動外形進行翼身融合等修形，提出改進方案布局B，進一步完成性能仿真和模型試飛。為更直觀研究連翼+雙機身新概念布局的氣動特性、模型B的性能改進效果及產(chǎn)生機理，采用二者性能對比分析的方法開展研究。

與“正交錯”方式相比，鑒于“負交錯”連翼具有優(yōu)秀的結(jié)構(gòu)性能，為獲得更高的雙機身結(jié)構(gòu)性能，布局A、B均采用“負交錯”連翼和雙機身結(jié)構(gòu)。對基礎(chǔ)布局A，為提高巡航及起降升力性能、氣動性能影響及結(jié)構(gòu)性能，前翼上反角取2°，后翼安裝角、下反角分別為2°、5°；從機翼結(jié)構(gòu)剛度、輪距及任務(wù)需求等綜合考慮，雙機身的間距取為前翼展長40%；由于設(shè)計任務(wù)為中低速飛行，前翼外段前緣后掠角設(shè)定為11°，內(nèi)段前緣后掠角為24°，后翼前緣后掠角為30°，后翼連接于前翼展向70%處，翼梢外形采用霍納式翼尖；翼型采用NACA63A812，機翼展長為14 m，機翼面積為28 m2。通過布局A的設(shè)計、仿真、試飛研究，為提高氣動性能，對改進布局B，重點在以下三部分開展了改進修形，一是翼身連接處采用翼身融合技術(shù)降低氣動干擾，二是機身尤其是機頭為適應(yīng)翼身融合進行了氣動修形，以提高氣動性能，三是前、后翼連接處采用圓潤修行及光滑過渡，減小干擾阻力。

2 氣動性能仿真分析方法

考慮到軍民兩用物流運輸?shù)葘嶋H應(yīng)用，飛行高度設(shè)定為6 000 m，巡航速度為0.5Ma，雷諾數(shù)為8 210 000，為分析方便，計算模型選為1∶10模型，即縮比比例為10，機翼翼展為1.4 m，采用動力相似條件，基于FLUENT完成仿真分析。以可壓縮連續(xù)性方程和定?？蓧嚎s的雷諾平均(RANS)N-S方程為基本控制方程[3,10]，為精確模擬近壁面和遠壁面的流動情況，提高逆壓梯度區(qū)域、分離流區(qū)域的計算精度，湍流模型選擇剪切應(yīng)力傳輸模型k-ωSST兩方程湍流模型。計算時，邊界條件采用遠場壓力條件，速度、壓力、溫度等物理參數(shù)的收斂條件為殘差取0.001。

為兼顧計算精度和效率，鑒于無人機對稱性，采用半模方法生成混合非結(jié)構(gòu)計算網(wǎng)格，布局A無人機表面面網(wǎng)格數(shù)約為11萬，邊界層網(wǎng)格數(shù)為230萬左右，體網(wǎng)格數(shù)約為250萬，網(wǎng)格總數(shù)為480萬，如圖2(a)；采用相同網(wǎng)格生成方法，布局B的網(wǎng)格總數(shù)為500萬左右，如圖2(b)。

圖2 兩模型計算網(wǎng)格

根據(jù)布局設(shè)計需求，巡航迎角為2°，為研究氣動特性變化規(guī)律，迎角取為-4°～20°，步長為間隔2°，計算了基礎(chǔ)布局A和改進布局B的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比及典型狀態(tài)下的繞流情況、壓力云圖等。同時，通過兩種布局的氣動性能對比，分析了產(chǎn)生的原因和影響關(guān)系，以研究連翼式雙機身布局氣動特點及改進措施的氣動性能影響。

3 2種布局氣動特性分析

3.1 氣動參數(shù)對比

基礎(chǔ)布局A、改進布局B的升力系數(shù)Cl、阻力系數(shù)Cd、升阻比K的計算對比曲線分別見圖3～5。

圖3 兩布局升力系數(shù)計算對比曲線

從圖3可以看出，首先經(jīng)過翼身融合、前后翼連接處修行處理等技術(shù)改進后，布局B的升力特性有了較為明顯的改善，在迎角-4°～20°范圍上，布局B在迎角0°之后，有更高的升力系數(shù)，-4°～0°改進布局B的升力系數(shù)較低，說明改進布局B有較大的升力線斜率，利于氣動性能的提高。其次，觀察圖3可以看出，兩布局失速迎角均在迎角10°附近，即最大升力系數(shù)出現(xiàn)在10°，但改進布局失速性能優(yōu)于基礎(chǔ)布局A，迎角大于失速迎角時，布局B的升力系數(shù)減小較為平緩。最后，面向運輸需求的連翼式雙機身無人機更關(guān)注巡航性能，巡航迎角一般為2°～4°，此時的升力、阻力性能更有研究價值，基礎(chǔ)布局A迎角2°、4°的升力系數(shù)分別為0.504、0.667，改進布局B的升力系數(shù)分別為0.513、0.692，升力系數(shù)改進后分別提高了1.8%、3.7%，說明巡航狀態(tài)升力系數(shù)提高比較明顯；對失速迎角升力性能，基礎(chǔ)布局A和改進布局B分別為1.05、1.06。

圖4 兩布局阻力系數(shù)計算對比曲線

與升力系數(shù)研究類似，結(jié)合圖4阻力系數(shù)對比曲線可以看出，在迎角較小時(6°以下)，兩布局基本接近，但布局B阻力系數(shù)更??；迎角增加時，改進布局B阻力系數(shù)稍大，這一增加是由于大迎角時，隱身融合結(jié)構(gòu)會影響后翼的流動狀態(tài)，增加了干擾阻力。布局A在迎角2°、4°時分別為0.03、0.041，布局B分別為0.028、0.039 4，分別減小了6.7%、3.9%，說明布局B采用的改進措施有較好的效果。盡管迎角較大時(8°以上)，改進布局阻力系數(shù)較大，但考慮到該連翼式雙機身布局主要應(yīng)用方向為運輸，經(jīng)濟性要求更高，布局B更適合。

升阻比性能對飛行器的航程、運載能力等有重要影響，圖5可以看出，升阻比變化分為4個區(qū)域，在-4°～0°上，基礎(chǔ)布局A升阻比較高；在巡航迎角附近，即0°～6°范圍內(nèi)，改進布局升阻比較大，尤其是迎角為2°、4°時，升阻比增加較為明顯，這一現(xiàn)象與升力系數(shù)和阻力系數(shù)關(guān)系較大；在迎角大于6°時，盡管并未失速，且升力系數(shù)較大，但由于阻力系數(shù)的增加，改進布局升阻比較小；在失速之后(即迎角大于10°)，由于有較好的失速性能，升力系數(shù)較大，盡管此時阻力系數(shù)增加，但升阻比二者基本接近，變化趨勢一致。從巡航性能來看，基礎(chǔ)布局A迎角2°、4°的升阻比分別為16.800、16.268，而改進布局B為18.321、17.563，分別提高了9.1%、8.0%，可以看出，在布局A的研究基礎(chǔ)上，布局B的改進措施有較明顯提升效果。

3.2 壓力及繞流分析

為進一步分析2種布局的氣動特性，以部分典型狀態(tài)(迎角2°，迎角12°)的壓力云圖來分析，迎角2°時布局A、B的壓力云圖見圖6。

圖6 兩布局迎角2°壓力云圖

以升阻比最高的迎角2°(巡航狀態(tài))為例，圖6可以看出，升力主要在前翼上產(chǎn)生，與布局A相比，布局B的后翼在展向采用了流線型過渡方式，其上部低壓區(qū)較大，升力有一定提高；翼身融合后，布局B的機身可提供部分升力，其機身的翼身融合部位有一定升力產(chǎn)生。采用翼身融合技術(shù)會引起機身外形發(fā)生變化，與布局A相比，布局B在機頭位置的高壓區(qū)有較大減小，同時，在布局A機翼機身連接處，采用上單翼后在迎風方向產(chǎn)生局部高壓區(qū)，以上兩點使布局B在該迎角下有較好的阻力性能，降低了阻力，提高了升阻比，4°迎角下情況類似。

迎角2°及12°時無人機對稱面處壓力云圖及流線對比如圖6。

迎角2°和12°為典型的姿態(tài)角，以2°時對稱面壓力云圖及流線來分析巡航狀態(tài)氣動性能變化，結(jié)合圖3，12°下兩布局升力特性有較大差異，以此為例研究二者在大迎角下的升阻特性。圖7表明，在迎角2°下，布局A、B前后翼繞流均穩(wěn)定，從壓力分布來看，布局B機翼的上部低壓較為明顯，說明翼身融合展向流動較小，提高了對稱截面位置的升力性能。迎角12°時，布局A和B的前翼繞流狀態(tài)穩(wěn)定，未發(fā)生明顯分離，為升力產(chǎn)生的主要組成部分；在后翼上，布局A已產(chǎn)生明顯分離現(xiàn)象，失速后升力損失較大，而布局B的后翼依然保持較好的層流狀態(tài)，因此連翼后翼的圓潤過渡可在失速后改善升力產(chǎn)生機制；迎角12°時布局A、B的升力系數(shù)分別為0.89、1.02，提高了14.6%，如圖3所示。

圖7 迎角2°、12°兩布局對稱面壓力云圖

3.3 飛行試驗

為驗證提出的新概念連翼式雙機身布局無人機的飛行性能，與計算分析模型對應(yīng)，先后設(shè)計制作了布局A、B的試飛驗證機，并成功完成了試飛，如圖8所示。

圖8 兩布局無人機試飛試驗

兩模型的飛行試驗說明，提出的連翼式雙機身布局有較好的飛行性能、氣動性能和操縱性能，飛行過程穩(wěn)定。結(jié)合氣動特性仿真及飛行試驗，為提高高亞音速巡航性能，可采用超臨界翼型，研究前后翼相對位置、安裝角、上下反角等參數(shù)的影響因素并優(yōu)化，以進一步改進氣動特性。

4 結(jié)論

為提高載運能力，結(jié)合連接翼和雙機身優(yōu)勢，提出了一種連翼式雙機身布局，研究了基礎(chǔ)布局和改進布局的氣動性能，并進行了試飛驗證。

1)布局方案合理性：提出的連翼式雙機身布局方案具有較好的氣動特性，巡航狀態(tài)升阻比可達16以上，結(jié)合較大的前后翼機翼面積，可以較好提升載荷能力。

2)升阻特性：兩種布局方案具有相似的氣動特性，經(jīng)過改進后，布局B具有較好的巡航特性(迎角2°)，升力系數(shù)和升阻比更高，分別提高了1.8%、9.1%，阻力有較大改善，減小了6.7%，同時布局B有更好的失速特性，但大迎角時阻力系數(shù)較大。

3)壓力及繞流特性：對巡航狀態(tài)，布局B采用翼身融合等技術(shù)后，機頭位置和翼身連接處的表面壓力有較大降低，利于降低阻力；壓力云圖顯示，巡航狀態(tài)布局B升力性能較為優(yōu)秀，迎角12°時布局B的后翼上表面流動未分離，而布局A已分離，升力損失較大。