王 菡，沈永強(qiáng)，向紀(jì)鑫，李志強(qiáng)，吳光輝

(1.太原理工大學(xué) a.航空航天學(xué)院，b.機(jī)械與運(yùn)載工程學(xué)院，太原 030024；2.南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院，南京 210016)

近年來，隨著能源緊缺和環(huán)境污染問題的日益突出，世界各國對(duì)零污染，大儲(chǔ)量、高效率的氫能產(chǎn)生極大興趣，各國也在大力推動(dòng)氫能源飛機(jī)的研制[1-2]。與傳統(tǒng)無人機(jī)相比，氫能無人機(jī)具有高效、無污染、長續(xù)航等優(yōu)點(diǎn)[3]。然而只以氫能源為動(dòng)力驅(qū)動(dòng)的無人機(jī)，由于燃料電池本身的特性，需要采用非常規(guī)氣動(dòng)布局、大展弦比柔性機(jī)翼等技術(shù)來適配氫燃料電池額外帶來的空間布局[4]，這樣也會(huì)造成設(shè)計(jì)成本高、設(shè)計(jì)周期長和飛行性能下降等問題[5]。因此，針對(duì)綠色能源，長航時(shí)的設(shè)計(jì)要求，采用混合動(dòng)力驅(qū)動(dòng)的無人機(jī)因其成本低、能執(zhí)行低空長航時(shí)任務(wù)成為無人機(jī)領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。

翼型選型是長航時(shí)氫能源無人機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)的首要環(huán)節(jié)，各國學(xué)者針對(duì)翼型優(yōu)化問題進(jìn)行了大量的研究。陳杰等[6]采用基于自組織特征映射(SOM)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的超臨界翼型設(shè)計(jì)方法，研究了超臨界翼型設(shè)計(jì)問題。趙童等[7]考慮超臨界機(jī)翼的當(dāng)?shù)睾舐咏呛彤?dāng)?shù)厍视绊懀l(fā)展了面向三維機(jī)翼性能的翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法。劉遠(yuǎn)強(qiáng)等[8]等針對(duì)某型通用飛機(jī)設(shè)計(jì)狀態(tài)，基于自由變形(FFD)技術(shù)參數(shù)化方法以及NSGA-Ⅱ多目標(biāo)優(yōu)化算法進(jìn)行了高升力層流翼型的優(yōu)化設(shè)計(jì)，所提出的方法可為通用航空飛機(jī)高升力層流翼型設(shè)計(jì)提供參考。趙歡等[9]通過對(duì)影響氣動(dòng)穩(wěn)健優(yōu)化設(shè)計(jì)效率的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行研究，發(fā)展了基于自適應(yīng)前向-后向選擇(AFBS)的稀疏多項(xiàng)式混沌重構(gòu)方法，有效地解決了傳統(tǒng)翼型設(shè)計(jì)方法難以滿足高速高升力自然層流翼型設(shè)計(jì)兼顧高升力設(shè)計(jì)、自然層流設(shè)計(jì)以及超臨界設(shè)計(jì)的難題。

氣動(dòng)特性是表征飛行器飛行性能的重要指標(biāo)，常采用計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(CFD)和其它優(yōu)化算法相結(jié)合的方法對(duì)其進(jìn)行優(yōu)化分析。吳文華等[10]基于伴隨算子的氣動(dòng)布局優(yōu)化方法，開展全機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼多參數(shù)、高精度優(yōu)化設(shè)計(jì)取得了明顯的優(yōu)化效果。在國外，OKTAY et al[11]針對(duì)飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)拓?fù)鋬?yōu)化問題，結(jié)合CFD，提出了一套結(jié)構(gòu)優(yōu)化工具。MASOUD et al[12]通過風(fēng)洞試驗(yàn)和CFD建模，研究運(yùn)輸機(jī)尾部進(jìn)行降阻增升優(yōu)化，結(jié)果表明CFD可作為阻力計(jì)算和飛機(jī)外形設(shè)計(jì)的可靠工具。BOELENS et al[13]的研究結(jié)果也表明CFD技術(shù)在飛機(jī)設(shè)計(jì)過程中起到不可替代的作用。YUE et al[14]利用CATIA軟件設(shè)計(jì)了機(jī)載加油機(jī)的三面幾何模型，并基于CFD技術(shù)對(duì)裝載式加油機(jī)流場的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到了壓力、速度和噴流溫度等流場的基本特性。SURESH et al[15]為了提高單翼布局的效率，提出了“C翼”布局，利用CFD技術(shù)比較了直翼和“C翼”的阻力、失速等特性。但目前針對(duì)氫能源長航時(shí)無人機(jī)的氣動(dòng)分析較少，其氣動(dòng)布局特性有待進(jìn)一步研究。

本文以長航時(shí)氫能源混合動(dòng)力無人機(jī)為研究對(duì)象，基于MH114翼型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，得到滿足研制需求的翼型，提出直機(jī)翼(HY0)和橢圓翼(HY1)兩種氣動(dòng)布局，并對(duì)兩種布局分別處于最大升阻比和失速兩種狀態(tài)下的流場進(jìn)行數(shù)值仿真，分析流線、壓力分布、氣動(dòng)參數(shù)等流場特征，以期評(píng)估該款無人機(jī)氣動(dòng)布局方案，為進(jìn)一步優(yōu)化設(shè)計(jì)和改進(jìn)提供參考。

1 構(gòu)型設(shè)計(jì)方案

長航時(shí)氫能源混合動(dòng)力無人機(jī)主要性能指標(biāo)如表1所示。為了滿足設(shè)計(jì)要求，該款氫能源動(dòng)力無人機(jī)選擇整體強(qiáng)度大、穩(wěn)定性好的雙尾撐布局，前三點(diǎn)式起落架。固定翼選取大展弦比、上單翼的布局形式，基于MH114翼型對(duì)其進(jìn)行改進(jìn)優(yōu)化得到綜合性能更好的翼型；動(dòng)力儲(chǔ)氫裝置(含燃料)質(zhì)量約322.3 kg，容積為753.6 L，氫燃料重量約29.03 kg，總動(dòng)力裝置約416.72 kg，巡航螺旋槳功率約為10.7 kW，燃料電池電堆的輸出功率約為14.7 kW，經(jīng)過參數(shù)匹配，燃料型號(hào)巴拉德公司產(chǎn) FCvelocity?-9SSL較符合；考慮具有不同平面形狀的直機(jī)翼與橢圓翼兩種布局方案，分別對(duì)其進(jìn)行氣動(dòng)分析以獲得性能更好的機(jī)翼形狀。雙尾撐尾端各布置一個(gè)垂尾，雙垂尾和平尾呈“Π”型布局，減少機(jī)翼尾渦帶來的不利干擾，為飛機(jī)提供足夠的穩(wěn)定性和操縱性。該無人機(jī)整體呈現(xiàn)出“廿”式布局，三維模型如圖1所示，幾何尺寸參數(shù)如表2所示。該無人機(jī)起飛速度v1=79.2 km/h，巡航速度v2=100 km/h，巡航高度1 km，考慮起飛、速度變化(蓄電池工作)等工況，續(xù)航階段航時(shí)為30 h/90%；海平面的最大平飛速度為vmax=164.6 km/h，最小平飛速度為vmin=71.8 km/h，凈升限為4.2 km.該無人機(jī)的任務(wù)剖面圖見圖2.其中，2點(diǎn)和3點(diǎn)分別為巡航開始點(diǎn)和結(jié)束點(diǎn)，v為飛行速度、H為飛行高度，CL為升力系數(shù)，設(shè)整個(gè)續(xù)航階段V、H和CL均相等。

表1 無人機(jī)性能要求Table 1 UAV performance requirements

表2 無人機(jī)主要幾何參數(shù)Table 2 Geometric parameters of UAV

圖1 兩種無人機(jī)氣動(dòng)布局Fig.1 Two pneumatic layout of UAV

圖2 無人機(jī)任務(wù)剖面圖Fig.2 UAV mission profile

2 數(shù)值模擬

2.1 網(wǎng)格劃分

考慮到無人機(jī)模型的結(jié)構(gòu)對(duì)稱性，為提高數(shù)值計(jì)算速率，建立半機(jī)模型并對(duì)其外部流場采用Pointwise進(jìn)行網(wǎng)格劃分。整個(gè)計(jì)算區(qū)域?yàn)榘雮€(gè)立方體，區(qū)域的前部到頭部機(jī)尾的距離為30L，上下面距離機(jī)身15L，展向距離機(jī)翼30L，其中L為機(jī)身長度，如圖3(a)所示。網(wǎng)格的生成對(duì)無人機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)分析至關(guān)重要，網(wǎng)格質(zhì)量直接影響求解效率和計(jì)算精度。對(duì)整機(jī)進(jìn)行面網(wǎng)格劃分時(shí)，機(jī)翼前后緣以及模型曲率較大區(qū)域做加密處理，在此基礎(chǔ)之上生成體網(wǎng)格，其中整機(jī)區(qū)域附近網(wǎng)格細(xì)化且邊界層體網(wǎng)格設(shè)置為100層，并保證第一層網(wǎng)格無量綱距離y+≈1，以滿足湍流模型的計(jì)算要求。無人機(jī)網(wǎng)格分布如圖3所示，經(jīng)過網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證優(yōu)化后網(wǎng)格總數(shù)約為690萬。

圖3 長航時(shí)無人機(jī)網(wǎng)格劃分示意圖Fig.3 Schematic diagram of grid division of long-endurance UAV

2.2 控制方程

控制方程采用穩(wěn)態(tài)的時(shí)均N-S方程，包括連續(xù)方程、動(dòng)量方程和能量方程，具體可表示為如下通用形式：

(1)

式中：ρ為密度，ν為速度矢量，φ為待求變量，包括速度、溫度等Γφ為廣義擴(kuò)散系數(shù)，Sφ為廣義源項(xiàng)。廣義擴(kuò)散系數(shù)和廣義源項(xiàng)的具體表達(dá)式由待求變量決定。

2.3 數(shù)值方法與邊界條件

本文采用ANSYS CFX軟件對(duì)流場進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，計(jì)算中使用整場離散耦合求解的策略，應(yīng)用有限體積法離散控制方程組，對(duì)流項(xiàng)和擴(kuò)散項(xiàng)的離散采用2階迎風(fēng)格式。采用雙參數(shù)SSTk-ω(Shear Stress Transfer)湍流模型求解時(shí)均N-S方程。SSTk-ω模型綜合了k-ω模型在近壁區(qū)計(jì)算的優(yōu)點(diǎn)和k-ε模型在遠(yuǎn)場計(jì)算的優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)增加了橫向耗散導(dǎo)數(shù)項(xiàng)，在湍流黏度定義中考慮了湍流剪切應(yīng)力的輸運(yùn)過程，適用更廣，更加適用于帶逆壓梯度的流動(dòng)、翼型氣動(dòng)分析等問題。SSTk-ω湍流方程為

(2)

(3)

式中：Gk是由層流速度而產(chǎn)生的湍流動(dòng)能；Gω是由ω方程產(chǎn)生，Γk和Γω表明k和ω的擴(kuò)散率；Yk和Yω是由于擴(kuò)散產(chǎn)生的湍流；Sk和Sω為表面張力。

來流風(fēng)速為100 km/h，高度為1 000 m，外部大氣壓為89 875.8 Pa，靜溫為281.65 K，側(cè)滑角為0°，以經(jīng)驗(yàn)公式選取最大升阻比迎角α=4°和失速迎角α=12°兩種工況進(jìn)行數(shù)值模擬。流場中氣體為理想氣體，入口、出口和其他遠(yuǎn)場均選擇自由流邊界條件，對(duì)稱面設(shè)置對(duì)稱邊界條件，飛機(jī)表面選擇無滑移壁面邊界條件。

3 結(jié)果與討論

本文首先對(duì)翼型進(jìn)行優(yōu)化，然后建立模型對(duì)其進(jìn)行流場數(shù)值模擬，得到兩種氣動(dòng)布局下的速度場、流線、壓力和馬赫數(shù)分布等特征，重點(diǎn)對(duì)翼型優(yōu)化、機(jī)翼表面流場和壓力分布以及飛機(jī)氣動(dòng)參數(shù)進(jìn)行分析。

3.1 翼型優(yōu)化

基于MH114基礎(chǔ)翼型，聯(lián)合采用MATLAB和XFOIL軟件，使用Hicks-Henne型函數(shù)法對(duì)翼型進(jìn)行參數(shù)化，以雷諾數(shù)為1 820 000、迎角4°時(shí)的升阻比為優(yōu)化目標(biāo)，使用遺傳算法對(duì)基礎(chǔ)翼型進(jìn)行優(yōu)化，適應(yīng)度函數(shù)利用XFOIL作函數(shù)器求解升阻比，設(shè)計(jì)變量為Hicks-Henne型函數(shù)的12個(gè)系數(shù)。得到了優(yōu)化前后的翼型曲線對(duì)比、升力系數(shù)對(duì)比、阻力系數(shù)對(duì)比、升阻比對(duì)比和俯仰力矩系數(shù)對(duì)比，分別如圖4(a)-(e)所示。從圖中可以看出迎角為4°時(shí)，升力系數(shù)由1.306 7提高到了1.468 5，提高了12.38%；阻力系數(shù)由0.007 15增加到0.007 19，增加了0.42%；俯仰力矩系數(shù)絕對(duì)值由0.191 8增加到0.227，增加了18.35%；升阻比由180.336提高到205.644，提高了14.03%；因此，迎角為4°時(shí)優(yōu)化后的翼型性能有了很大的改善。在整個(gè)迎角變化過程中，升阻比在-8°到7°之間都高于基礎(chǔ)翼型，阻力系數(shù)在-8°到8°之間與基礎(chǔ)翼型基本相同，所以優(yōu)化后在無人機(jī)平飛狀態(tài)時(shí)的迎角范圍內(nèi)翼型阻力基本沒有變化，而升阻比有了顯著的提高。

3.2 機(jī)翼表面流場分析

機(jī)翼是飛機(jī)產(chǎn)生升力的主要部件，無人機(jī)整體性能的優(yōu)劣往往與機(jī)翼表面氣流的附著情況有關(guān)。為了直觀地分析兩種構(gòu)型機(jī)翼在不同迎角狀態(tài)下的流場流動(dòng)情況，圖4和圖5分別給出了在最大升阻比狀態(tài)(迎角α=4°)和失速狀態(tài)(迎角α=12°)下兩種構(gòu)型機(jī)翼表面的局部外流場氣流分布，為了更好地探究不同迎角下流動(dòng)分離的機(jī)理，在距離無人機(jī)中性面3 m位置，分別取機(jī)翼縱截面外流場流線進(jìn)行分析。從圖5中可以看出α=4°時(shí)，兩種構(gòu)型無人機(jī)外流場表面流線依然為附著流動(dòng)；從圖6中可以看出隨著飛機(jī)抬頭，迎角不斷增大，α=12°時(shí)下后緣流線均出現(xiàn)了大面積的分離，并有不斷向前緣發(fā)展的趨勢，飛機(jī)開始出現(xiàn)失速。

圖4 優(yōu)化前(MH114)、后(optim)翼型氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比Fig.4 Comparison of aerodynamic parameters of airfoils before and after optimization

圖5 α=4°時(shí)，兩種構(gòu)型無人機(jī)表面流場對(duì)比Fig.5 Airfoil surface flow field comparison when α=4°

圖6 α=12°時(shí)，兩種構(gòu)型無人機(jī)表面流場對(duì)比Fig.6 Airfoil surface flow field comparison when α=12°

3.3 機(jī)翼表面的壓力分布

圖7展示了α=4°和α=12°下，兩種構(gòu)型無人機(jī)表面壓力分布云圖。從圖中可以看出，兩構(gòu)型的整體壓力布局較合理，最大壓力普遍分布在機(jī)翼的前緣下表面，最小壓力也集中在機(jī)翼上表面的前緣位置，這就使全機(jī)壓差的最大值主要集中在靠近機(jī)翼前緣的大部分區(qū)域，盡可能的為無人機(jī)貢獻(xiàn)更多的升力。同時(shí)，α=4°，機(jī)翼上表面展向壓力分布分界線近似直線分布，過渡十分平緩，說明該類壓力分布主要由翼型形狀決定，機(jī)翼表面氣流未發(fā)生流動(dòng)分離，并且橢圓翼構(gòu)型無人機(jī)的升力趨于翼根處集中，分布更合理。當(dāng)飛機(jī)處于失速狀態(tài)α=12°時(shí)，機(jī)翼上表面壓力分布界線分布不再均勻，說明在大迎角飛行時(shí)，機(jī)翼表面的展向流動(dòng)加劇，機(jī)翼表面已經(jīng)開始了流動(dòng)分離；進(jìn)一步對(duì)比兩種機(jī)型的壓力分布，直機(jī)翼構(gòu)型的波浪狀壓力界限位置相比于橢圓翼構(gòu)型更加靠前，橢圓翼構(gòu)型的失速特性和升力分布要優(yōu)于直機(jī)翼構(gòu)型。

3.4 氣動(dòng)參數(shù)

圖7給出直機(jī)翼和橢圓翼構(gòu)型無人機(jī)的基本氣動(dòng)力系數(shù)CFD分析結(jié)果，結(jié)果顯示，隨著迎角的增加，兩構(gòu)型的升力系數(shù)先近似呈線性增長，直形翼構(gòu)型無人機(jī)迎角α=10°左右，升力系數(shù)到達(dá)最大值，開始發(fā)生失速；橢圓翼構(gòu)型無人機(jī)迎角α=12°左右，進(jìn)入失速狀態(tài)，也再次證明橢圓翼構(gòu)型的失速特性要稍優(yōu)于直機(jī)翼構(gòu)型；從力矩特性來看，兩構(gòu)型無人機(jī)都滿足靜穩(wěn)定狀態(tài)，但橢圓翼構(gòu)型的力矩系數(shù)較小，力矩特性要優(yōu)于梯形翼構(gòu)型。由于兩構(gòu)型的整體尺寸、結(jié)構(gòu)布局相差不大，所以升力和阻力數(shù)值上相差不大，但升阻比都到達(dá)20.3左右，整體氣動(dòng)性能滿足本次長航時(shí)氫能源混合動(dòng)力無人機(jī)的設(shè)計(jì)要求。綜合來看，橢圓翼構(gòu)型從穩(wěn)定性、失速特性、升力分布以及強(qiáng)度上要優(yōu)于直機(jī)翼。

圖7 機(jī)背與機(jī)腹壓力分布比較Fig.7 Comparison of pressure distribution between back and belly

圖8 氣動(dòng)參數(shù)對(duì)比Fig.8 Comparison of pneumatic parameters

通過氣動(dòng)分析結(jié)果可知，HY1(橢圓翼)飛機(jī)巡航推重比為0.049 2，功重比為1.37 m/s，巡航時(shí)螺旋槳功率為10.7 kW，飛機(jī)以100 km/h的速度巡航30 h，考慮工況變化，實(shí)用航時(shí)為30/90%.計(jì)算巡航階段所需能量為1 284 000 kJ.氫氣的熱值為1.4×105kJ/kg，氫燃料電池發(fā)電效率約為50%，估算螺旋槳效率為85%，電機(jī)電調(diào)效率為90%，直流變換器DC/DC效率為95%.則計(jì)算所需氫燃料質(zhì)量為25.24 kg.另外還需要考慮起飛、速度變化(蓄電池工作)等工況，要適當(dāng)考慮燃料裕度，一般增加10%～20%余量(取15%).因此所需氫氣質(zhì)量為29.03 kg.以70 MPa、質(zhì)量儲(chǔ)氫密度9%來計(jì)算氫容器的質(zhì)量，則氫氣罐(含燃料)質(zhì)量約為322.6 kg，容積為753.6 L，總的動(dòng)力裝置重量為416.72 kg.加上飛機(jī)結(jié)構(gòu)、飛控及通訊系統(tǒng)的重量，無人機(jī)總重量為725.28 kg.無人機(jī)設(shè)計(jì)滿足航時(shí)不低于30 h的情況下，也同時(shí)滿足最大起飛重量，巡航高度以及航程設(shè)計(jì)要求。HY0(直翼)驗(yàn)證如上。因此，無人機(jī)整體氣動(dòng)性能滿足本次長航時(shí)氫能源混合動(dòng)力無人機(jī)的設(shè)計(jì)要求。

4 結(jié)論

本文針對(duì)兩種滿足性能指標(biāo)的氫能源混合動(dòng)力固定翼無人機(jī)氣動(dòng)布局進(jìn)行氣動(dòng)分析與優(yōu)化，對(duì)兩種氣動(dòng)布局方案進(jìn)行評(píng)估，為進(jìn)一步優(yōu)化提供了方向，通過本文研究可以得到如下結(jié)論：

1) 通過聯(lián)合MATLAB和XFOIL對(duì)MH114翼型進(jìn)行優(yōu)化，優(yōu)化后的升阻比由180.336提高到了205.644提高了14.03%，翼型的氣動(dòng)性能相較基礎(chǔ)翼型有了很大的提高，更適合本項(xiàng)目的需求。

2) 最大升阻比狀態(tài)(迎角α=4°)，兩構(gòu)型飛機(jī)翼身連接處后緣均發(fā)生不同程度流動(dòng)分離；失速狀態(tài)(迎角α=12°)下，機(jī)翼上表面壓力分布不均勻，機(jī)翼后緣出現(xiàn)分離渦，但HY1方案氣流依附更加緊密。

3) 兩種構(gòu)型無人機(jī)的壓力分布較合理，最大壓差主要集中在機(jī)翼前緣；最大升阻比狀態(tài)(迎角α=4°)，HY1升力趨于翼根處集中，分布更好；失速狀態(tài)(迎角α=12°)下，HY1構(gòu)型的波浪狀壓力界線位置更靠后，說明HY1構(gòu)型的失速要優(yōu)于HY0.

4) 從力矩特性來看，兩構(gòu)型無人機(jī)都滿足靜穩(wěn)定狀態(tài)，但HY1構(gòu)型的力矩系數(shù)較小，穩(wěn)定性要優(yōu)于HY0構(gòu)型。