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        雙囊體飛艇布局氣動特性分析

        2021-07-24 04:35:50高國柱薛松海
        西安航空學院學報 2021年1期

        周 萌,高國柱,薛松海

        (中國電子科技集團公司第三十八研究所 浮空平臺部,合肥 230088)

        0 引言

        飛艇是一種主要依靠浮升氣體升空,由動力推進并可操縱的航空器[1],近年來受到了各國的廣泛關注,并取得了長足的發(fā)展。其中,浮升混合飛艇采用組合囊體的高升力布局形式,將傳統(tǒng)靜浮力飛艇與其他動升力飛行器優(yōu)點結合在一起。此外,這種飛艇的嚢體結構能夠有效減小截面曲率,增加等效截面半徑。浮升混合飛艇具有載荷能力強、續(xù)航時間長、操控簡單可靠、對地面基礎設施依賴小等突出優(yōu)點[2],有著重要的科學研究和工程實用價值[3]。國外已經開展一些浮升混合飛艇的試驗,如美國Lockheed Martin Corporation的P-791[4]和英國的Advanced Technologies Group的Skycat[5]。

        飛艇主要由囊體、尾翼、吊艙和推進裝置等部分構成。囊體用于充填升力氣體(氦氣、氫氣等)以產生浮力。囊體是飛艇的主要部件,也是飛艇氣動阻力產生的主要部件,在飛艇的總阻力中,約有1/2至2/3的阻力是由囊體引起的。升阻比和阻力大小息息相關,同時阻力是關系飛艇運輸能力的重要參量[6],與飛行器的最大飛行速度、航程和運載能力直接相關。因此獲得設計條件下雙囊體飛艇布局的最優(yōu)囊體距離以取得最優(yōu)升阻比是設計中的關鍵所在。

        龍飛等[7]的風洞試驗研究結果表明,浮升混合式飛艇的升阻比優(yōu)于常規(guī)單囊體飛艇。李琦等[8]討論了浮升混合式飛艇與常規(guī)飛艇升阻特性的區(qū)別。孟軍輝[9]分析了浮重比、巡航速度等參數(shù)對于浮升混合式飛艇總體性能的影響規(guī)律,同時研究了浮升飛艇氣動性能、總體飛行性能和經濟性能。糜攀攀等[10]的研究結果表明,浮升混合式飛艇布局具有較好的氣動性能和效率,相同條件下提供的動升力為常規(guī)飛艇的3倍。但是總的來說,上述均針對固定的雙囊體浮升混合式飛艇開展研究,尚未有針對囊體之間的間距開展研究,缺乏對雙囊體飛艇布局的氣動特性全面認識。

        本文采用計算流體動力學(CFD)方法對雙囊體飛艇的囊體之間的間距進行研究,分別計算了單囊體飛艇和雙囊體飛艇的氣動性能,對比分析了升阻特性,最后給出了雙囊體飛艇設計中的兩個囊體之間的間距范圍。

        1 計算模型

        1.1 計算對象幾何特征說明

        為了建立相對統(tǒng)一的參考標準,以得到更準確的分析結果,本文做了如下假設:

        (1)所有計算對象(單囊體飛艇、雙囊體飛艇)均具有相同的囊體體積,即囊體體積V0=1540 m3;

        (2)單囊體飛艇的囊體曲面是由多段曲線組成的母線的旋成體表面構成;

        (3)雙囊體飛艇是基于常規(guī)單囊體飛艇并列組合而成;

        (4)單囊體飛艇尾翼采用“十”字型布局,雙囊體飛艇尾翼采用倒“П”字型布局;

        (5)雙囊體之間的囊體間距定義為兩個囊體最大直徑處圓心之間的距離;

        (6)參考面積S為囊體體積V0的2/3次方,參考長度L為飛艇囊體體積V0的1/3次方。

        1.2 建立幾何模型

        如圖1(a)所示,單囊體飛艇主囊體外形為旋轉體,尾翼成“十”字型布局位于囊體后部。該囊體外形曲面經過理論計算、風洞試驗、外場飛行試驗等過程驗證和優(yōu)化后確定,具有良好的氣動外形。圖1(b)、圖1 (c)和圖1 (d)所示為部分雙囊體飛艇外形圖,由圖可以看出,雙囊體飛艇是由2個單囊體飛艇組合而成的,尾翼成倒“П”字型布置在兩個單體的后部,兩片垂尾,兩片平尾,四片尾翼與單囊體尾翼外形完全相同。其中:圖1(c)所示的雙囊體飛艇5中的兩個囊體尚交聯(lián)在一起;圖1 (d)所示的雙囊體飛艇6中的兩個囊體已不再相交。

        (a)單囊體飛艇 (b)雙囊體飛艇3 (c)雙囊體飛艇5 (d)雙囊體飛艇6

        計算模型主要參數(shù)如表1所示。表1中的參數(shù)定義如圖2所示,其中:囊體間距表示兩個囊體對稱面之間的距離;最大長度表示囊體對稱面上從頭部到尾部的距離;最大寬度表示囊體最大截面的寬度。雙囊體飛艇1~5中的兩個囊體相交,雙囊體飛艇6~8中的兩個囊體已不再相交。

        圖2 飛艇參數(shù)示意圖

        表1 飛艇主要總體參數(shù)表

        1.3 網(wǎng)格模型及邊界條件

        采用ICEM CFD劃分多塊結構網(wǎng)格。遠場長度、寬度和高度分別為單囊體飛艇艇體最大截面直徑的30倍、30倍和20倍。單囊體網(wǎng)格數(shù)為400萬,雙囊體網(wǎng)格數(shù)為560萬。在近壁面采用貼體O型網(wǎng)格,邊界層上布置33層網(wǎng)格,壁面第一層網(wǎng)格滿足y+≈1.0。本文選取的計算高度為3 km,來流風速為30 m/s。

        1.4 數(shù)值計算

        計算速度為30 m/s,為低速不可壓流動,采用三維雷諾平均N-S方程(RANS方程)求解。為了進一步提高計算效率,采用多重網(wǎng)格加速收斂技術和并行計算技術。

        2 單囊體飛艇與雙囊體飛艇3氣動特性對比

        選取兩個囊體間距適中的模型進行分析,即雙囊體飛艇3,此時兩個囊體間距為4.00 m,約為雙囊體飛艇6的囊體間距的一半。單囊體飛艇和雙囊體飛艇3的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比隨迎角變化曲線如圖3所示。由圖3中可以看出,在計算迎角范圍內,尚未出現(xiàn)失速現(xiàn)象,升力系數(shù)與迎角呈現(xiàn)線性關系,阻力系數(shù)與迎角呈典型的非線性關系。當迎角α小于0°時,兩類飛艇的升力系數(shù)均為負值,升力系數(shù)隨著迎角增大而增大,阻力系數(shù)隨著迎角增大而減小,升阻比隨著迎角增大先減小后增大;當迎角α等于0°時,阻力系數(shù)達到最小,升力系數(shù)基本為0,升阻比基本為0;當迎角α大于0°時,兩類飛艇的升力系數(shù)為正值,阻力系數(shù)和升力系數(shù)均隨著迎角增大而增大,升阻比隨著迎角增大先增大后減小。

        在相同的負迎角下,雙囊體飛艇3的升力系數(shù)較單囊體飛艇的小,阻力系數(shù)較單囊體飛艇的大,且隨著迎角增大,兩類飛艇的升力系數(shù)差值和阻力系數(shù)差值逐漸減小。在相同的負迎角下,雙囊體的升阻比較單囊體的大,且隨著迎角增大,兩類飛艇的升阻比差值先增大后減小。

        (a)升力系數(shù)曲線 (b)阻力系數(shù)曲線 (c)升阻比曲線

        在相同的正迎角下,雙囊體飛艇3的升力系數(shù)和阻力系數(shù)較單囊體飛艇的大,且隨著迎角增大,由于迎風面積增加,兩類飛艇的升力系數(shù)差值和阻力系數(shù)差值逐漸增大。在相同的迎角下,雙囊體的升阻比較單囊體大,且隨著迎角增大,兩類飛艇的升阻比差值先增加后減小。

        圖4所示為囊體尾部表面流線圖,由圖4(a)可以看出,單囊體飛艇由于縱向摩擦力和逆壓梯度,在囊體尾部形成小的漩渦。由圖4(b)可以看出,在雙囊體飛艇3中的兩個囊體之間存在干擾,流場較為紊亂,氣流在兩個囊體的結合面上相遇,之后在尾部左右兩側空間內各自形成漩渦,引起向后的氣動阻力。

        3 雙囊體間距對氣動性能影響

        圖5所示為雙囊體飛艇1~5氣動特性,由圖5可見,當兩個囊體距離小于7.13 m時,在相同的迎角下,隨著兩個囊體之間的距離增加,囊體的升力系數(shù)、阻力系數(shù)逐漸和升阻比均增加,雙囊體效果逐漸明顯。但是在囊體之間的間距增大一定程度時,可以看出,阻力系數(shù)迅速增加,在大迎角下,其升阻比反而有所減小。隨著迎角距離增加,五個計算對象(雙囊體飛艇1~5)的升阻比先增加后減小,在迎角為8~10°時達到最大。

        (a)升力系數(shù) (b)阻力系數(shù) (c)升阻比

        當兩個囊體距離大于7.85 m時,此時兩個囊體不再相交,布局形式為兩個獨立的單囊體并列放置。如圖6所示,在相同的迎角下,隨著兩個囊體之間的距離增加,囊體的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比逐漸減小,雙囊體效果逐漸減弱。隨著迎角的增大,三個計算對象(雙囊體飛艇6~8)的升阻比先增大后減小,在迎角為8~10°時達到最大。

        (a)升力系數(shù) (b)阻力系數(shù) (c)升阻比

        圖7 雙囊體飛艇站位選取示意圖

        綜合對比圖5和圖6可以看出,在雙囊體飛艇的兩個囊體不相交之前,即雙囊體飛艇5,升力系數(shù)最優(yōu);在迎角小于14°時,相同的迎角下,雙囊體飛艇5升阻比最優(yōu)。

        選取雙囊體飛艇的兩個站位進行壓力分布對比分析,選取站位示意圖如圖7所示。對雙囊體飛艇2、4和5的對稱面進行壓力分布分析,結果如圖8所示。由圖8(a)可以看出,隨著間距逐漸增加,雙囊體飛艇的前緣吸力峰不斷增強,且上下表面壓力分布的交叉點逐漸后移,因此升力和阻力系數(shù)不斷增大。

        (a)囊體對稱面 (b)垂尾對稱面

        (a) 0°迎角 (b) 8°迎角 (c) 30°迎角

        對雙囊體飛艇2、4、5和8的垂尾對稱面當?shù)貕毫Ψ植挤治?,雙囊體飛艇5表示兩個囊體即將不再相交,雙囊體飛艇8表示兩個囊體不再相交。由圖8(b)可以看出,雙囊體飛艇5前緣吸力峰達到最大,上下表面壓力分布交叉點達到最后,因此在囊體不再相交之際,其升力系數(shù)最大,阻力系數(shù)最大。

        飛艇的阻力分為兩種:摩擦阻力和壓差阻力。圖9所示為壓差阻力CDp和摩擦阻力CDv隨囊體距離變化曲線。由圖9可見,在小迎角狀態(tài)下,壓差阻力CDp和摩擦阻力CDv占比相當,但是大迎角狀態(tài)下,壓差阻力CDp遠遠大于摩擦阻力CDv。

        在同一個迎角狀態(tài)下,壓差阻力CDp從單囊體飛艇到雙囊體飛艇1時,壓差阻力減小,隨著囊體之間的間距逐漸增加,壓差阻力先增大后減小,在雙囊體飛艇5時,壓差阻力達到最大。當兩個囊體不再相交且隨著囊體之間的間距不斷增加時,壓差阻力迅速減小,這是由于迎風面面積保持不變,兩個囊體之間的氣動干擾逐漸減弱。

        在同一個迎角狀態(tài)下,摩擦阻力CDv從單囊體飛艇到雙囊體飛艇6時,摩擦阻力逐漸增加,即在在兩個囊體即將分開時達到最大,此時囊體表面積最大。之后從雙囊體飛艇6~8,由于囊體表面積保持不變,摩擦阻力基本保持不變。

        4 結論

        本文討論了浮升混合雙囊體飛艇布局與常規(guī)單囊體飛艇氣動特性的區(qū)別,得出如下結論:

        (1)相同正迎角條件下,與常規(guī)單囊體飛艇相比,雙囊體飛艇具有更大的升力、阻力和升阻比;

        (2)單囊體和雙囊體的最大升阻比對應的迎角基本保持不變,維持在8~10°;

        (3)雙囊體飛艇在囊體間距較小時,隨著囊體間距逐漸增加,升力、阻力和升阻比逐漸增加;

        (4)雙囊體飛艇囊體間距達到一定程度但是左右囊體尚相交時,其在大迎角下,阻力系數(shù)迅速增加,升阻比迅速減??;

        (5)雙囊體飛艇不再相交時,隨著囊體間距逐漸增加,升力、阻力和升阻比逐漸減小。

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