无人直升机组合外挂体气动特性研究

2018-06-13龙海斌吴裕平

直升机技术 2018年2期

龙海斌，吴裕平

(中国直升机设计研究所，江西景德镇 333001)

0 引言

导弹、火箭弹等武器通常采用外挂的方式加装在飞行器机翼下方，但近年来部分无人直升机采用在机身左右两侧外挂的方式来加装武器，形成具备打击敌方目标能力的武装无人直升机。如美国的“火力侦查兵”采用挂梁+挂架的形式挂载了空地导弹和70mm火箭弹等武器。由武器与悬挂装置等组成的组合外挂体在前飞时与机身、尾梁和平尾等部件产生气动干扰，与其单独在前飞流场中时的气动特性差别比较大。目前国内外主要采用风洞试验、经验公式和数值计算等方法分别对飞行器机载武器和外挂物的气动特性进行计算与分析。文献[1]通过风洞试验的方法研究了八棱锥头导弹的减阻特性；文献[2]在风洞中采用同时测力试验技术对某型飞机进行了外挂测力试验,获得了该机翼下外挂物及其部件的气动特性；文献[3]则分别采用数值计算和试验测量的方法计算和实测了直升机武器挂架的气动载荷。经验公式具有计算速度快的优点，因此在型号初步设计阶段应用得比较多。文献[4]根据细长体理论干扰因子法得出了导弹部件升力的计算公式，编写了可用于估算导弹气动特性的软件并应用于某型号导弹气动特性计算；文献[5]提出了一种适于在初步设计中计算导弹大攻角气动特性的工程方法。随着计算机技术和数值计算方法的进步，研究人员开始采用求解N-S方程的方法来计算导弹和外挂物的气动特性。文献[6]、[7] 采用求解N -S方程的紊流场计算软件对某型空空导弹和有折翼的导弹进行了气动特性计算。文献[8]、[9]采用结构重叠网格技术对不同挂弹状态的机翼-挂架-外挂物组合体进行了气动特性计算与分析。文献[10]采用格子Boltmann方法计算了稀薄气体效应对导弹气动特性的影响。从飞行试验数据中也可以获取导弹的气动特性。文献[11]采用基于K-最近邻算法的数据分析方法从飞行试验数据中获取对导弹气动特性的准确描述，以预测导弹的气动特性。但是国内外对于无人直升机的组合外挂体的气动特性研究比较少，本文采用求解N-S方程的CFD方法对某型无人直升机机载状态的组合外挂体(挂梁、挂架、导发架和导弹四部分组成)的气动特性进行了数值计算与分析研究。

1 数值计算概述

某型无人直升机的武器外挂方式与“火力侦查兵”类似，如图1所示。组合外挂体由挂梁、挂架、导发架和导弹四部分组成，其中挂梁形状与“火力侦查兵”的相似，挂架为“八”字形，导发架外形为前后有斜切面的长方体，导弹前缘为半球形，尾部有气动控制面。

图1 “火力侦查兵”武器示意图

数值计算之前对无人直升机以及组合外挂体的几何外形进行修理，之后将流场域进行网格划分，对几何外形曲率变化较大和流场比较复杂的区域进行了网格局部加密。数值计算过程中采用Roe格式的空间离散方法，湍流模型选择一方程S-A模型。设置来流速度为55.57m/s(200km/h)以计算大速度前飞状态下的气动特性。

设定无人直升机抬头时的攻角为正，向左侧偏转时侧滑角为正。力矩系数参考点为计算状态的重心位置。数值计算过程中的无人直升机模型包括机身、主桨毂、稳瞄、尾梁、尾桨毂、垂尾、平尾等部件。由于大速度前飞时外挂体位于旋翼尾流之外，因此没有考虑旋翼下洗流场的影响。该型无人直升机采用对称的方式在机身两侧外挂武器，而且组合外挂体气动外形相同。为了研究方便，只选取了位于机身右侧的组合外挂体的CFD计算结果进行气动特性分析，左侧组合外挂体的气动特性与右侧基本相同。

2 组合外挂体气动特性

某型无人直升机右侧的组合外挂体在各个计算状态下的气动力与力矩系数如图2所示。分析图2(a)可以发现挂梁对组合外挂体阻力的贡献最大，在0°攻角时挂梁的阻力占组合外挂体总阻力的46.40%，同时组合外挂体的阻力占全机阻力的7.66%。随着攻角的增大，挂梁、挂架和导发架的阻力基本上保持不变，而导弹的阻力却不断增大，因此大攻角时组合外挂体的阻力增大主要是由导弹引起的。表1给出了各部件在0°攻角时的迎风面积，对比表1中的迎风面积与图2(a)中的阻力系数值可以看出挂梁与导发架的迎风面积基本相等，但是阻力却相差比较大，说明部件的气动外形对阻力影响比较大。

表1 各部件迎风面积(0°攻角)

由图2(b)各曲线变化趋势可以看出，攻角变化时挂梁、挂架和导发架的升力变化比较小，而导弹的升力呈线性增长。其中在2°攻角时组合外挂体的升力系数与导弹的比值为1.0045，而大部分攻角范围内导弹与组合外挂体的升力变化趋势基本一致。

而分析图2(c)可以发现，随着攻角的增大,组合外挂体的俯仰力矩不断增大，说明其在纵向上是静不稳定的。其中挂架和导发架的俯仰力矩系数与组合外挂体变化趋势一致，而挂梁和导弹的俯仰力矩基本上不受攻角变化的影响。

机身侧滑角变化主要引起组合外挂体的侧向力、滚转力矩和偏航力矩的变化。由图2(d)中的曲线变化趋势可以发现组合外挂体和各部件的侧向力随侧滑角呈线性变化，其中挂梁与挂架的侧向力比较小，导弹的侧向力比较大。分析图2(e)可以看出组合外挂体和导弹的滚转力矩随着侧滑角的增大而不断减小，说明它们在横向上是静稳定的。在-4°到2°攻角范围内，导弹的滚转力矩与组合外挂体滚转力矩的比值在0.95～1.17之间，两者的差别比较小。而导发架的滚转力矩系数在大侧滑角时不断减小。从图2(f)可以看出组合外挂体偏航力矩系数随着侧滑角的增大而不断增长，说明组合外挂体在航向上是静不稳定的，其中组合外挂体的偏航力矩线斜率与导弹偏航力矩线斜率的比值为1.26，但两者随攻角的变化趋势一致。

图2 组合外挂体及各部件气动特性图

3 发射安装角变化对气动特性的影响

无人直升机载导弹的发射安装角对导弹的发射距离和组合外挂体的气动特性等有比较大的影响，导弹安装角变化时组合外挂体的气动特性如图3所示。分析图3(a)可以发现，导弹发射安装角变化时组合外挂体的阻力变化趋势基本上一致，在阻力系数变化图上相当于偏移了一定的攻角值。而从图3(b)可以看出在0°至9°范围内，发射安装角每增大3°，同一攻角的升力系数增大约0.006，组合外挂体在同一攻角时的升力增长与发射安装角变化基本上呈线性变化关系。由图3(c)可以看出，组合外挂体的俯仰力矩变化趋势与升力基本一致。

分析图3(d)可以发现，发射安装角变化时组合外挂体的侧向力基本保持一致，由于发射安装角变化时侧向力迎风面积不变，因此侧向力基本不变。由图3(e)可以看出，发射安装角每增大3°，组合外挂体的滚转力矩系数减小约0.001，同一攻角时的滚转力矩随发射安装角的变化而呈线性变化趋势。根据图3(f)可以看出在负侧滑角范围内组合外挂体的偏航力矩呈线性变化趋势；而在正侧滑角范围内，偏航力矩的差别随发射安装角的增大逐渐变小。

4 机身侧滑角变化对气动特性的影响

无人直升机在转弯飞行或遇到侧向阵风(相当于机身侧滑角发生变化)时组合外挂体的气动特性如图4所示。

分析图4(a)可以看出，侧滑角从-6°变化到0°时，组合外挂体的阻力变化比较小，而从0°变化到6°时阻力不断增大。在0°攻角时，-6°侧滑角时的阻力比0°时增大1.4%，而6°侧滑角的阻力比0°时增大14.0%。这是由于选取的是位于机身右侧的组合外挂体的气动特性数据，因此负侧滑角时机身对侧风的干扰产生了阻碍作用。分析图4(b)中的数据可以发现，在0°攻角时，-6°侧滑角时的升力比0°时增大12.9%，而6°侧滑角的升力比0°时减小20.7%，说明侧滑角变化时组合外挂体的升力系数变化比较大，其中正侧滑角范围内影响更大。而由图4(c)可以看出在0°攻角时，-6°侧滑角时的俯仰力矩(绝对值)比0°时减小11.2%，而6°侧滑角的俯仰力矩(绝对值)比0°时增大15.1%，组合外挂体的俯仰力矩系数的曲线斜率大小基本一致。由于组合外挂体的俯仰力矩为负值，因此正侧滑角时组合外挂体的俯仰力矩变化更大。力和力矩随机身侧滑角的变化趋势说明由于组合外挂体安装在机身左右外侧，侧风或转弯飞行时组合外挂体对无人直升机的升阻力和稳定性影响比较大。

图4 不同侧滑角时组合外挂体气动特性图

5 挂载状态变化对气动特性的影响

武装无人直升机在导弹发射之后需要返回基地进行加油、维修和重新装弹等，因此无挂载飞行状态的时间占无人直升机使用时间的比例比较大。组合外挂体无挂载状态时的气动特性如图5所示。分析图5(a)可以看出，在小攻角范围内，无挂载状态的阻力约为挂载状态阻力的80%。而随着攻角的增大，挂载状态的阻力增长更快。由图5(b)可以发现，无挂载与挂载状态的升力系数随攻角变化呈线性关系，其中挂载状态的升力线斜率是无挂载状态升力线斜率的2.37倍。

从图5(c)可以看出，俯仰力矩系数的变化趋势与升力系数变化趋势一致，而挂载状态的俯仰力矩线斜率是无挂载状态俯仰力矩线斜率的1.66倍，说明挂载状态的俯仰力矩变化更快，对机身的纵向稳定性影响也越大。分析图5(d)和图5(e)可以发现，无挂载与挂载状态的侧向力系数和滚转力矩系数与侧滑角都呈线性变化关系，其中挂载状态的侧向力线斜率是无挂载状态侧向力线斜率的2.53倍，同时挂载状态的滚转力矩线斜率是无挂载状态滚转力矩线斜率的2.57倍。挂载状态的侧向力系数与滚转力矩系数曲线斜率更小，说明挂载状态组合外挂体对无人直升机横向稳定性影响更大。从图5(f)可以看出，无挂载状态的偏航力矩系数基本上不受侧滑角变化的影响，而挂载状态的偏航力矩系数随侧滑角的增大而呈线性增大的趋势。由于导弹的侧向迎风面积比较大，因此无挂载状态的侧向力、滚转和偏航力矩与挂载导弹状态差别比较大。