聯(lián)結(jié)翼布局氣動特性研究

陳偉強 崔旭

【摘 要】進(jìn)入21世紀(jì)后，無人機(jī)在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中顯示出越來越重要的作用。其中，軍用無人機(jī)發(fā)展的重點將集中在長航時無人機(jī)、作戰(zhàn)無人機(jī)、低成本無人機(jī)以及微型無人機(jī)上。本文針對我國目前的戰(zhàn)略要求，對聯(lián)結(jié)翼布局設(shè)計氣動特性進(jìn)行研究。通過調(diào)整前后翼的展長比、翼隔、翼差角等幾何參數(shù)，具有較好的氣動性能。

【關(guān)鍵詞】高空長航時 無人機(jī) 聯(lián)結(jié)翼 總體參數(shù)

海灣戰(zhàn)爭以后，美國根據(jù)偵查要求，發(fā)展高空長航時無人機(jī)。其拋棄一系列的高空維生系統(tǒng)，減輕了無人機(jī)的重量，具有更長的航時。中國在80年代開始應(yīng)用無人機(jī)，作為防空體系的靶機(jī)與干擾誘餌。無人機(jī)在未來的戰(zhàn)爭中充當(dāng)著越來越重要的角色，其不僅可以進(jìn)行高空偵查，必要時還可以對敵方目標(biāo)進(jìn)行攻擊。無人機(jī)中的聯(lián)結(jié)翼可以增加機(jī)翼的剛度，使大展弦比的機(jī)翼翼尖位移減小，降低材料要求與成本。

1聯(lián)結(jié)翼布局研究背景

聯(lián)結(jié)翼布局最早由Wolkovitch于1986年提出，具有占用空間小、重量較輕的特點。其需要結(jié)合航跡規(guī)劃靈活合理地選擇飛行路線，不能單純依靠外形隱身來達(dá)到較高的生存力。從結(jié)構(gòu)設(shè)計的角度來說，聯(lián)結(jié)翼布局所具有的直接力控制能力可為機(jī)動性提供必要的技術(shù)保證。聯(lián)結(jié)翼的前翼和后翼相互連接在一起，簡化為雙支點梁。這使得結(jié)構(gòu)重量與前翼盒段根部所受到的彎矩在氣動損失較小的情況下，可明顯減小。所謂菱形翼可以被看作是聯(lián)結(jié)翼的一種形式，該布局可以被定義為一種前翼、后翼連接成在俯視圖和前視圖都構(gòu)成菱形的串聯(lián)式機(jī)翼布局。根據(jù)雙翼空間布置的不同還可分為平列式布局和后翼斜置式布局兩種。布局根據(jù)前、后翼聯(lián)結(jié)方式的不同又可分為翼面直連式和翼尖小翼連接式。研究表明，聯(lián)結(jié)翼布局飛行器， 具有氣動效率高、結(jié)構(gòu)重量小的特點。但也存在展向流動大、連接處流動復(fù)雜等問題。作為一種創(chuàng)新型的亞、跨聲速布局，聯(lián)結(jié)翼飛行器在過去的20多年里吸引了眾多學(xué)者與機(jī)構(gòu)對其進(jìn)行研究和探索。

2聯(lián)結(jié)翼的氣動特性與求解模型

合理的聯(lián)結(jié)翼布局的氣動估算模型能夠快速對聯(lián)結(jié)翼布局進(jìn)行計算，剔除對氣動影響較小的部分。在模型建立的前期，采用計算流體力學(xué)方法（CFD）得出各設(shè)計變量對氣動特性的影響關(guān)系，為求解模型的建立做基礎(chǔ)性鋪墊。通過將干擾因子引入到模型分析中，解決了升力線理論無法分析附著渦影響的不足，得出了聯(lián)結(jié)翼布局的氣動求解模型。

（1）飛行器氣動學(xué)科的計算方法主要分為三個精度級別：氣動力工程估算方法為第一級別，精度最低。通過對飛行器幾何外形簡單的描述來計算各部件的升、阻和力矩等性能，最終求和得出全機(jī)氣動性能。其特點是求解速度快，但有一定的適用范圍。且飛行器的細(xì)節(jié)特征很難計算準(zhǔn)確，尤其是各部件的干擾阻力；第二級精度級別是升力面理論（渦格法），將物面劃分成若干渦面，用馬蹄渦來代替面分布的基本漩渦作為升力面的氣動模型，該方法思路明晰，計算簡便。但只能對誘導(dǎo)阻力，零升阻力還需要估算完成；第三精度級別是計算流體力學(xué)，該方法是目前精度最高的計算方法。它的基本思想是將空間上和時間上連續(xù)的流場，用一系列有限個離散點上的變量值的集合代替。通過一定的原則和方式建立起關(guān)于這些離散點上場變量之間關(guān)系的方程組，然后通過求解方程組來獲得場變量的近似值。

（2）聯(lián)結(jié)翼布局在飛機(jī)上的應(yīng)用研究在國外早已開展，針對此種布局的氣動與結(jié)構(gòu)設(shè)計都取得了很大進(jìn)展。Wolkovitch早在1986年就提出了聯(lián)結(jié)翼布局的許多新特點，在此后的研究中，多位學(xué)者對聯(lián)結(jié)翼布局在氣動、結(jié)構(gòu)、顫振以及相互耦合關(guān)系方面進(jìn)行了研究。國內(nèi)學(xué)者針對聯(lián)結(jié)翼布局的研究開展較晚，但也取得了初步的成效，通過風(fēng)洞試驗與理論計算相結(jié)合的方式，獲得了許多有參考價值的數(shù)據(jù)。但所選擇的計算模型較為簡單，不能完整的反映實際聯(lián)結(jié)翼布局氣動力的特點。在分析聯(lián)結(jié)翼布局的誘導(dǎo)阻力時，很多學(xué)者都采用了基于Prandtl-Munk對雙翼機(jī)誘導(dǎo)阻力的計算分析，Prandtl提出干擾因子，用以確定雙翼機(jī)機(jī)翼效率系數(shù)。但與計算和試驗結(jié)果對比發(fā)現(xiàn)采用這種方法計算出的翼展效率因子過小，這主要是因為該理論假定前翼產(chǎn)生的脫體渦不破裂并和自由流平行，Munk提出的假設(shè)過高的估計了后翼與前翼交錯部位的下洗及上洗影響。

（3）基于升力線理論對誘導(dǎo)速度的定義展開的升力線理論的基本思想是，通過把機(jī)翼的每一個縱向剖面上的流動看作是均勻流繞該剖面（翼型）的二維平面流動。升力線理論僅能分析脫體渦的影響，對采用較大后掠角的機(jī)翼還需考慮附著渦的影響。在研究此類問題時通常采用升力面理論，升力面理論主要是將機(jī)翼劃分成若干微塊，通過求解各微塊間的渦強并求和進(jìn)而獲得所需的氣動數(shù)據(jù)。由于聯(lián)結(jié)翼布局的前、后翼后掠角超過了升力線理論的適用范圍，不能僅僅將機(jī)翼簡化為一條直的、變渦強的升力線，應(yīng)加入附著渦的影響。因此在研究過程中引入了干擾因子，即不直接研究附著渦的影響，而是通過干擾因子進(jìn)行了修正。

（4）聯(lián)結(jié)翼布局并不是對升力線理論的直接應(yīng)用，因此不受經(jīng)典升力線理論的適用范圍的約束。聯(lián)結(jié)翼布局具有氣動結(jié)構(gòu)強耦合的特點，單純從氣動力的角度分析，無法得到系統(tǒng)級最優(yōu)。從理論上講，采用翼尖連接方式氣動效率最高，但實際情況確是，當(dāng)高亞音速巡航時，翼表面氣動載荷較大，采用翼內(nèi)連接要比翼梢連接更輕，使得翼梢連接在氣動上的優(yōu)點被結(jié)構(gòu)重量的增加所抵消。當(dāng)巡航速度較小時，翼載荷較小，翼尖聯(lián)接則成為可行的方案。當(dāng)前翼展弦比一定的情況下，兩翼間翼隔2倍于平均氣動力弦，展長比為1時 （即翼尖連接）時，布局具有最佳翼展效率因子，可有效降低總誘阻。

3結(jié)語

聯(lián)結(jié)翼布局的氣動估算模型，與CFD數(shù)值方法結(jié)果對比，具有足夠的精度。能夠滿足方案設(shè)計階段對布局氣動特性的評估需要，是一種適合低速及高亞音速速度范圍的布局形式。與單翼布局相比，在機(jī)翼面積、巡航速度一定，后掠角相同，前翼翼展不變的情況下，合理選擇展長比與翼隔可使總誘導(dǎo)阻力降低。

參考文獻(xiàn)：

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大學(xué)生創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)項目：項目名稱：飛行器的氣動及結(jié)構(gòu)強度分析，項目編號：DCS140104。