马 洋, 周 伟,2, 秦伟伟

(1.火箭军工程大学 动力工程系, 西安 710025；2.西北工业大学航天学院 航天飞行动力学技术重点实验室, 西安 710072)

【航天工程】

基于升力体的变构型超声速飞行器气动特性研究

马 洋1, 周 伟1,2, 秦伟伟1

(1.火箭军工程大学 动力工程系, 西安 710025；2.西北工业大学航天学院 航天飞行动力学技术重点实验室, 西安 710072)

为了满足超声速飞行器多任务、全速域飞行要求，提出一种基于升力体的变构型超声速飞行器布局。飞行器通过机翼的伸缩/后掠变形来兼顾高速和低速条件下的气动性能。采用CFD手段对典型飞行工况进行数值模拟。结果显示：通过机翼的伸缩/后掠变构型，飞行器在亚声速和超声速阶段能够保持较高升阻比，跨声速阶段气动性能需要通过外形优化设计进一步提高。相比于固定机翼外形，变构型飞行器在亚声速和超声速条件下的升阻比优势明显。研究工作可为大速域飞行条件下的机翼变构型设计提供参考。

变构型；升力体；数值模拟；全速域气动特性

range

飞得更快、更远是飞行器研制的终极目标之一。目前亚、超声速飞行器研制已经积累了十分成熟的研究经验，各种高超声速飞行器研制的关键技术也逐渐被掌握[1,2]。另一方面，随着多任务需求的不断提高，飞行器不仅要求具有良好的巡航飞行性能，而且要求具有较好的高、低速飞行性能。显然固定气动外形的飞行器难以满足多任务、全速域、高性能飞行的要求。变构型技术是最有可能实现未来飞行器跨越式发展的关键技术之一，其最大优势是能实现飞行器全速域气动性能的优化[3]。

机翼变构型结构实现简单、改善气动性能效果明显，因而是变构型技术研究的热点。对于机翼的大变形，国内外有代表性的研究工作有：美国的“Morphing Aircraft Structure, (MAS)”研究项目提出了折叠机翼、滑动蒙皮和伸缩机翼概念，并通过数值模拟和飞行试验等手段，深入探讨了各种变构型方式的可行性[3]。Wang[4]采用CFD方法研究低速无人机机翼伸缩带来的气动特性变化，结果表明变构型尽管对升力系数和阻力系数影响不大，但能对升阻比产生很大的影响。徐国武[5]提出了变前掠翼和可伸缩翼等新的布局形式，并给出了不同马赫数下的气动特性，总结出了不同马赫数下实现最大升阻比的变构型方式；陈钱[6]对比研究了两种不同变后掠方式引起的气动特性的差异，认为剪切变后掠具有优于旋转变后掠的特性，前者在宽广的速域内均具有显著优越的升阻比和阻力；为了揭示变形对流动的影响机理，文献[7]采用试验手段，研究机翼后掠时产生的非定常气动特性，并提出了3种可用于解释这些非定常特性的物理效应。

本文精心设计升力体机身，通过机翼伸缩/后掠组合变构型来实现飞行器的跨速域飞行，即在不同的速度段通过改变其外形来保持最佳的气动性能，这里主要针对最大升阻比展开探索。通过对比计算分析不同变形量条件下的升力、阻力、升阻比和俯仰力矩特性,可以初步评估该变构型布局的气动性能，为大速域飞行条件下的机翼变构型设计提供参考。

1 数值仿真模型

在不考虑重力和高温效应、不考虑流动的非定常因素、满足量热完全气体假设简化条件下，描述飞行器外部绕流流动的控制方程可以写为

(1)

其中，方程组左端为守恒项，右端为扩散项。具体的方程形式见文献[8]。

使用有限体积法离散计算域，采用AUSM格式计算交接面处的无粘通量，对流项离散采用采用二阶迎风格式，湍流模型采用SSTk-ω两方程湍流模型，飞行器表面满足无滑移边界条件，进口取来流参数，出口数值边界条件采用外推方式获得。

数值计算网格采用非结构网格，在飞行器表面附近进行加密，网格规模大约为200万。图1为典型计算网格示意图。

图1 计算网格示意图

2 基于升力体的超声速变构型气动布局

2.1 基于升力体的超声速气动布局

ηψ=Cψ·Sψ

(2)

其中类型函数表达式为

(3)

式中Nc1、Nc2为类型函数指数。由于本文研究升力体的面对称特性，记：Nc1=Nc2=Nc。形状函数S根据所要表达的曲线形式确定，这里取S=22Nc。将式(3)和式(4)代入式(2)，并将参数坐标还原到物理坐标可以得到

(4)

其中下标“u”和“l”分别表示上、下截面曲线参数。

图2 升力体机体底部截面轮廓曲线

如图3所示，俯视截面曲线采用幂函数描述[10]

(6)

其中n为控制曲线曲率变化的指数，不同的n值对应于不同的曲线形式，体现为升力体头部宽度的变化，图中实线代表的曲线n=0.3；虚线代表的曲线n=0.6。

图3 升力体机体俯视面轮廓曲线

值得指出的是，为了安装可变机翼，将机体两侧对称地进行了切边处理。为了减小气动加热的影响，机体前沿进行倒圆处理。升力体机体的具体尺寸见表1。经过修整的升力体机体如图4所示。

表1 升力体机体具体尺寸

图4 升力体机体

机翼剖面采用倒圆的菱形翼型，翼根到翼尖的翼型剖面按线性逐渐缩小。图5给出了飞行器的典型外形。

图5 典型飞行器外形

2.2 机翼变构型方案

升力体外形的变构型通过机翼伸缩/后掠组合变形来实现，即机翼同时变后掠和伸缩，以满足不同飞行速度下的气动特性要求。如图6所示为本文所研究的4个典型飞行马赫数(从左至右依次为马赫数4.7、2.5、0.9、0.4)下的飞行器外形。

图6 飞行器机翼变构型方案

3 仿真结果与分析

3.1 变构型布局基本气动特性

记图6所示的机翼变形位置对应的飞行器变构型外形，从左至右分别为Shape1、Shape2、Shape3和Shape4，它们对应的标准飞行条件如表2所示。

表2 变构型飞行器标准飞行工况

采用CFD方法计算上述4种工况的气动特性，计算结果如图7所示。可见，升力系数随马赫数增加迅速减小，同时阻力系数大体上也是逐渐减小的(跨声速工况除外)。这样导致升阻比从亚声速的2.8迅速降低到跨声速的0.9，然后在超声速阶段，升阻比又逐渐增大。气动力对升力体理论顶点的俯仰力矩系数变化趋势与升力系数的变化趋势十分类似，都是随马赫数增加迅速减小。以上气动特性反映出，通过机翼的伸缩/后掠变构型，飞行器在亚声速和超声速阶段能够保持较高升阻比，跨声速阶段气动性能可以通过外形优化设计进一步提高。

3.2 变构型布局全速域气动性能改善效果分析

为了更加清晰地分析变构型带来的气动性能的改善效果，选取Shape2和Shape3两个外形，计算它们在非标准工况下(不同的马赫数和高度)的气动特性，并将其与飞行器标准工况的气动特性相比较，结果如图8所示，图中“standard results”表示上一节中的标准工况计算结果。从图中可以看出，对于升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数而言，标准工况的计算结果并不见得比非标准工况的计算结果更好，直观的看就有这样的结论：机翼面积越大，升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数也就越大，这是非常好理解的。但从升阻比曲线可以很清晰地看出，标准工况的升阻比大于非标准工况的升阻比，非标准工况与标准工况的差距在亚声速下表现得最明显，超声速下也较为明显，但跨声速下标准工况的优势并不明显。这就是说，对于升阻比这一重要气动性能而言，通过变构型，飞行器在亚声速和超声速下要明显好于固定外形，在跨声速下的性能下一步可以通过外形方案优化加以改进。

图7 标准工况下自适应变构型飞行器气动特性

图8 非标准工况与标准工况计算结果对比

4 结论

1) 通过精心设计升力体和采取机翼伸缩/后掠变构型，基于升力体的超声速飞行器基本能实现全速域飞行，并保持较好的气动性能。

2) 相比于固定机翼外形，本文提出的变构型飞行器在亚声速和超声速条件下的升阻比优势明显。

3) 本文提出的变构型飞行器在跨声速条件下表现一般，需要通过进一步优化设计提高其性能，以满足飞行器全速域飞行的要求。

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[10] 蔡国飙, 徐大军.高超声速飞行器技术 [M].北京: 科学出版社, 2012.

ResearchonAerodynamicCharacterofSupersonicMorphingVehicleBasedonLiftingBody

MA Yang1, ZHOU Wei1,2, QIN Weiwei1

(1.Rocket Force University of Engineering, Department of Power Engineeringm, Xi’an 710025, China;2.School of Astronautics Polytechnical University, Science and Technology on Aerospace Flight Dynamics Laboratory, Xi’an 710072, China)

An innovative aerodynamic shape of supersonic morphing vehicle based on lifting body is proposed for good aerodynamic character during the flight of all speed range and multitasking. The Supersonic morphing vehicle takes care of both high and low speed aerodynamic character by wing stretching and swept. The CFD method is employed to compute the aerodynamic character of typical cases, and the simulation results summarize as follows. The supersonic vehicle can maintain the lift-to-drag ratio at relative high level in subsonic and supersonic stage by wing morphing, while the configuration optimization is demanded to improve the transonic aerodynamic character. Compared to vehicle with fixed wing, the proposed morphing vehicle based on lifting body has obvious advantage on lift-to-drag ratio. The research work can instruct the morphing wing design of supersonic vehicle at the condition of large speed range.

morphing vehicle; lifting body; numerical simulation; aerodynamic character of all speed

2017-09-20；

2017-10-15

马洋(1982—)，男，讲师，主要从事超声速、高超声速气动布局设计与优化研究。

10.11809/scbgxb2017.12.043

本文引用格式：马洋, 周伟, 秦伟伟.基于升力体的变构型超声速飞行器气动特性研究[J].兵器装备工程学报，2017(12):191-194,226.

formatMA Yang, ZHOU Wei, QIN Weiwei.Research on Aerodynamic Character of Supersonic Morphing Vehicle Based on Lifting Body[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(12):191-194,226.

TJ86

A

2096-2304(2017)12-0191-04

(责任编辑杨继森)