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一种连翼式双机身无人机气动特性

2021-04-08刘战合乔良直罗明强田博韬

空军工程大学学报 2021年1期
关键词:迎角升力气动

刘战合,乔良直,罗明强,王 菁,田博韬

(1.郑州航空工业管理学院航空工程学院,郑州,450046; 2.郑州航空工业管理学院无人机研究院,郑州,450046; 3.北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京,100191)

连翼(又称菱形翼、联翼)[1-3]采用前、后两机翼连接的方式,前翼有一定后掠,后翼前掠,二者在前机翼翼尖或机翼外端外置连接,为减少前机翼对后机翼的气动干扰,改善后机翼气动特性,一般将后机翼布置在前机翼上方位置(负交错方式)。连翼在结构性能、结构质量、诱导阻力、跨音速波阻等方面具有较好的优势,成为无人机研究的重要方向[4-7],如已实用化的我国翔龙无人机、美国洛马公司“环保飞机计划”方案等。随着战场环境物资运输、伤员救援、战场信息搜集、侦察监视、战场预警[1]等任务需求的发展,对无人机的承载质量能力、巡航性能、航程、隐身性能等均提出了较高要求[8-10],为适应该发展趋势,需结合布局设计提高气动性能、飞行性能[11-13]。

为重点解决无人机承载质量能力问题,基于连翼结构,提出一种新概念连翼式双机身[14]无人机布局方案,将连翼和双机身布局设计结合,综合解决气动效率、结构性能、载荷力学支点问题。为验证技术方案正确性,先后设计了基础方案A和改进方案B,基于N-S方程、SST湍流模型详细研究了新型连翼式双机身布局无人机的气动特性,并分析了产生的原因,开展了初步飞行试验,验证了方案的正确性,为新概念气动布局无人机设计提供了技术参考。

1 连翼双机身布局无人机模型

由于有限展长条件下具有相对较大的升力性能和多个承力支点,连翼具有优秀的装载能力和结构性能,对起降条件要求较小[6,15-16]。结合双机身载荷装载空间需求,设计了连翼+双机身新概念布局无人机A,如图1(a),并完成了设计、仿真、试飞;为有效降低气动阻力、提高升力性能,在布局A基础上,采用翼身融合、前后机翼连接处优化、机翼翼型改进等性能优化,设计改进方案的布局B,如图1(b)。

图1 连翼式双机身无人机布局

实际研究中,遵循总体设计、性能仿真、模型试飞、气动修形、性能再仿真、模型再试飞的循环改进过程,首先通过对布局A的总体设计、性能仿真及模型试飞,根据其气动性能研究结果对总体气动外形进行翼身融合等修形,提出改进方案布局B,进一步完成性能仿真和模型试飞。为更直观研究连翼+双机身新概念布局的气动特性、模型B的性能改进效果及产生机理,采用二者性能对比分析的方法开展研究。

与“正交错”方式相比,鉴于“负交错”连翼具有优秀的结构性能,为获得更高的双机身结构性能,布局A、B均采用“负交错”连翼和双机身结构。对基础布局A,为提高巡航及起降升力性能、气动性能影响及结构性能,前翼上反角取2°,后翼安装角、下反角分别为2°、5°;从机翼结构刚度、轮距及任务需求等综合考虑,双机身的间距取为前翼展长40%;由于设计任务为中低速飞行,前翼外段前缘后掠角设定为11°,内段前缘后掠角为24°,后翼前缘后掠角为30°,后翼连接于前翼展向70%处,翼梢外形采用霍纳式翼尖;翼型采用NACA63A812,机翼展长为14 m,机翼面积为28 m2。通过布局A的设计、仿真、试飞研究,为提高气动性能,对改进布局B,重点在以下三部分开展了改进修形,一是翼身连接处采用翼身融合技术降低气动干扰,二是机身尤其是机头为适应翼身融合进行了气动修形,以提高气动性能,三是前、后翼连接处采用圆润修行及光滑过渡,减小干扰阻力。

2 气动性能仿真分析方法

考虑到军民两用物流运输等实际应用,飞行高度设定为6 000 m,巡航速度为0.5Ma,雷诺数为8 210 000,为分析方便,计算模型选为1∶10模型,即缩比比例为10,机翼翼展为1.4 m,采用动力相似条件,基于FLUENT完成仿真分析。以可压缩连续性方程和定常可压缩的雷诺平均(RANS)N-S方程为基本控制方程[3,10],为精确模拟近壁面和远壁面的流动情况,提高逆压梯度区域、分离流区域的计算精度,湍流模型选择剪切应力传输模型k-ωSST两方程湍流模型。计算时,边界条件采用远场压力条件,速度、压力、温度等物理参数的收敛条件为残差取0.001。

为兼顾计算精度和效率,鉴于无人机对称性,采用半模方法生成混合非结构计算网格,布局A无人机表面面网格数约为11万,边界层网格数为230万左右,体网格数约为250万,网格总数为480万,如图2(a);采用相同网格生成方法,布局B的网格总数为500万左右,如图2(b)。

图2 两模型计算网格

根据布局设计需求,巡航迎角为2°,为研究气动特性变化规律,迎角取为-4°~20°,步长为间隔2°,计算了基础布局A和改进布局B的升力系数、阻力系数、升阻比及典型状态下的绕流情况、压力云图等。同时,通过两种布局的气动性能对比,分析了产生的原因和影响关系,以研究连翼式双机身布局气动特点及改进措施的气动性能影响。

3 2种布局气动特性分析

3.1 气动参数对比

基础布局A、改进布局B的升力系数Cl、阻力系数Cd、升阻比K的计算对比曲线分别见图3~5。

图3 两布局升力系数计算对比曲线

从图3可以看出,首先经过翼身融合、前后翼连接处修行处理等技术改进后,布局B的升力特性有了较为明显的改善,在迎角-4°~20°范围上,布局B在迎角0°之后,有更高的升力系数,-4°~0°改进布局B的升力系数较低,说明改进布局B有较大的升力线斜率,利于气动性能的提高。其次,观察图3可以看出,两布局失速迎角均在迎角10°附近,即最大升力系数出现在10°,但改进布局失速性能优于基础布局A,迎角大于失速迎角时,布局B的升力系数减小较为平缓。最后,面向运输需求的连翼式双机身无人机更关注巡航性能,巡航迎角一般为2°~4°,此时的升力、阻力性能更有研究价值,基础布局A迎角2°、4°的升力系数分别为0.504、0.667,改进布局B的升力系数分别为0.513、0.692,升力系数改进后分别提高了1.8%、3.7%,说明巡航状态升力系数提高比较明显;对失速迎角升力性能,基础布局A和改进布局B分别为1.05、1.06。

图4 两布局阻力系数计算对比曲线

与升力系数研究类似,结合图4阻力系数对比曲线可以看出,在迎角较小时(6°以下),两布局基本接近,但布局B阻力系数更小;迎角增加时,改进布局B阻力系数稍大,这一增加是由于大迎角时,隐身融合结构会影响后翼的流动状态,增加了干扰阻力。布局A在迎角2°、4°时分别为0.03、0.041,布局B分别为0.028、0.039 4,分别减小了6.7%、3.9%,说明布局B采用的改进措施有较好的效果。尽管迎角较大时(8°以上),改进布局阻力系数较大,但考虑到该连翼式双机身布局主要应用方向为运输,经济性要求更高,布局B更适合。

升阻比性能对飞行器的航程、运载能力等有重要影响,图5可以看出,升阻比变化分为4个区域,在-4°~0°上,基础布局A升阻比较高;在巡航迎角附近,即0°~6°范围内,改进布局升阻比较大,尤其是迎角为2°、4°时,升阻比增加较为明显,这一现象与升力系数和阻力系数关系较大;在迎角大于6°时,尽管并未失速,且升力系数较大,但由于阻力系数的增加,改进布局升阻比较小;在失速之后(即迎角大于10°),由于有较好的失速性能,升力系数较大,尽管此时阻力系数增加,但升阻比二者基本接近,变化趋势一致。从巡航性能来看,基础布局A迎角2°、4°的升阻比分别为16.800、16.268,而改进布局B为18.321、17.563,分别提高了9.1%、8.0%,可以看出,在布局A的研究基础上,布局B的改进措施有较明显提升效果。

3.2 压力及绕流分析

为进一步分析2种布局的气动特性,以部分典型状态(迎角2°,迎角12°)的压力云图来分析,迎角2°时布局A、B的压力云图见图6。

图6 两布局迎角2°压力云图

以升阻比最高的迎角2°(巡航状态)为例,图6可以看出,升力主要在前翼上产生,与布局A相比,布局B的后翼在展向采用了流线型过渡方式,其上部低压区较大,升力有一定提高;翼身融合后,布局B的机身可提供部分升力,其机身的翼身融合部位有一定升力产生。采用翼身融合技术会引起机身外形发生变化,与布局A相比,布局B在机头位置的高压区有较大减小,同时,在布局A机翼机身连接处,采用上单翼后在迎风方向产生局部高压区,以上两点使布局B在该迎角下有较好的阻力性能,降低了阻力,提高了升阻比,4°迎角下情况类似。

迎角2°及12°时无人机对称面处压力云图及流线对比如图6。

迎角2°和12°为典型的姿态角,以2°时对称面压力云图及流线来分析巡航状态气动性能变化,结合图3,12°下两布局升力特性有较大差异,以此为例研究二者在大迎角下的升阻特性。图7表明,在迎角2°下,布局A、B前后翼绕流均稳定,从压力分布来看,布局B机翼的上部低压较为明显,说明翼身融合展向流动较小,提高了对称截面位置的升力性能。迎角12°时,布局A和B的前翼绕流状态稳定,未发生明显分离,为升力产生的主要组成部分;在后翼上,布局A已产生明显分离现象,失速后升力损失较大,而布局B的后翼依然保持较好的层流状态,因此连翼后翼的圆润过渡可在失速后改善升力产生机制;迎角12°时布局A、B的升力系数分别为0.89、1.02,提高了14.6%,如图3所示。

图7 迎角2°、12°两布局对称面压力云图

3.3 飞行试验

为验证提出的新概念连翼式双机身布局无人机的飞行性能,与计算分析模型对应,先后设计制作了布局A、B的试飞验证机,并成功完成了试飞,如图8所示。

图8 两布局无人机试飞试验

两模型的飞行试验说明,提出的连翼式双机身布局有较好的飞行性能、气动性能和操纵性能,飞行过程稳定。结合气动特性仿真及飞行试验,为提高高亚音速巡航性能,可采用超临界翼型,研究前后翼相对位置、安装角、上下反角等参数的影响因素并优化,以进一步改进气动特性。

4 结论

为提高载运能力,结合连接翼和双机身优势,提出了一种连翼式双机身布局,研究了基础布局和改进布局的气动性能,并进行了试飞验证。

1)布局方案合理性:提出的连翼式双机身布局方案具有较好的气动特性,巡航状态升阻比可达16以上,结合较大的前后翼机翼面积,可以较好提升载荷能力。

2)升阻特性:两种布局方案具有相似的气动特性,经过改进后,布局B具有较好的巡航特性(迎角2°),升力系数和升阻比更高,分别提高了1.8%、9.1%,阻力有较大改善,减小了6.7%,同时布局B有更好的失速特性,但大迎角时阻力系数较大。

3)压力及绕流特性:对巡航状态,布局B采用翼身融合等技术后,机头位置和翼身连接处的表面压力有较大降低,利于降低阻力;压力云图显示,巡航状态布局B升力性能较为优秀,迎角12°时布局B的后翼上表面流动未分离,而布局A已分离,升力损失较大。

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