飛翼布局氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

余永剛,黃 勇,周 鑄,黃江濤

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所,四川 綿陽(yáng) 621000)

飛翼布局氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)

余永剛,黃 勇,周 鑄*,黃江濤

(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所,四川 綿陽(yáng) 621000)

雙后掠前緣飛翼布局具有較好的氣動(dòng)隱身特性，是近年的一項(xiàng)研究熱點(diǎn)。其縱向氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)的主要難點(diǎn)是如何在小俯仰力矩的約束下實(shí)現(xiàn)高升阻比設(shè)計(jì)。本文從平面形狀選擇、重心位置選擇、翼型選擇/優(yōu)化與配置等方面提出了一些設(shè)計(jì)思路，設(shè)計(jì)了一種雙后掠前緣飛翼布局，并通過(guò)數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)兩種手段，驗(yàn)證了設(shè)計(jì)思路的合理性。CFD計(jì)算表明該布局在亞聲速設(shè)計(jì)點(diǎn)具有較高升阻比和較小的俯仰力矩系數(shù)。

飛翼；升阻比；翼型；俯仰力矩

0 引 言

近年來(lái)，飛翼氣動(dòng)布局頻頻出現(xiàn)在無(wú)人作戰(zhàn)飛行器上。如波音公司陸續(xù)發(fā)展的X-45A/B/C[1-2]，以及X-45C的改進(jìn)型“鬼怪鰩”無(wú)人驗(yàn)證機(jī)；諾斯羅普·格魯門公司發(fā)展的X-47A/B[2]；以法國(guó)為主研制的“神經(jīng)元[2]”；英國(guó)的“雷神[2-3]”、“渡鴉”無(wú)人機(jī)等。飛翼布局是最具發(fā)展前途的作戰(zhàn)飛機(jī)氣動(dòng)布局形式之一，已成為國(guó)外航空航天大國(guó)的研究熱點(diǎn)。它采用翼身融合的單翼面，且沒(méi)有垂直尾翼，由此帶來(lái)氣動(dòng)升力效率高、隱身性能好、阻力小、升阻比高的優(yōu)勢(shì)?，F(xiàn)代采用飛翼布局最成功的是美國(guó)B-2[4-6]隱身轟炸機(jī)和X-47B[7]無(wú)人機(jī)，它們?yōu)樽鲬?zhàn)模式帶來(lái)革命性的變化。

本文從飛翼布局的平面形狀選擇、重心位置選擇、翼型選擇/優(yōu)化與配置等方面入手，提出了設(shè)計(jì)思想，并在三維氣動(dòng)外形上得到了驗(yàn)證，綜合考慮各種因素配置，獲得了高巡航升阻比(23左右)和小俯仰力矩系數(shù)(接近于0)的設(shè)計(jì)效果，給出的飛翼布局飛行器外形，其航程可達(dá)4000 km。

1 流場(chǎng)計(jì)算方法和網(wǎng)格

計(jì)算采用的主控方程為三維積分形式雷諾平均的N-S方程：

其中，V為控制體體積，S為控制體表面，Q為守恒量，f為通過(guò)表面S的無(wú)黏通量和黏性通量之和，n為表面S的外法向單位矢量。以有限體積法構(gòu)造空間半離散格式，采用Roe平均迎風(fēng)通量差分分裂格式離散[8-9]無(wú)黏項(xiàng)，運(yùn)用中心差分格式離散黏性項(xiàng)，計(jì)算湍流模型選取k-ωSST二方程，利用多重網(wǎng)格、殘值平均和局部時(shí)間步長(zhǎng)等方法加速收斂。

計(jì)算網(wǎng)格的質(zhì)量直接影響模擬結(jié)果。采用結(jié)構(gòu)多塊對(duì)接網(wǎng)格，在外形和流場(chǎng)變化劇烈的空間區(qū)域進(jìn)行適當(dāng)?shù)木W(wǎng)格加密，物面法向第一層網(wǎng)格厚度為0.01 mm，對(duì)應(yīng)的y+值約為1.5，半模網(wǎng)格規(guī)模為1500萬(wàn)左右。經(jīng)過(guò)考核，網(wǎng)格滿足該類外形的流場(chǎng)準(zhǔn)確模擬要求。

2 設(shè)計(jì)思路

飛翼突出的優(yōu)勢(shì)主要表現(xiàn)在[10]：阻力小，飛行效率高；結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，重量輕，容易布置；低可探測(cè)性能好。但也存在需要重點(diǎn)解決的問(wèn)題，主要包括：較小的最大升力系數(shù)CLmax；高升力下的俯仰不穩(wěn)定傾向；較小/中立的航向穩(wěn)定性與阻尼等等。要達(dá)到綜合性能最佳，改善上述問(wèn)題，需從平面形狀、重心位置、翼型配置與優(yōu)化、三維配置與優(yōu)化等方面考慮。

2.1 平面形狀的選擇

設(shè)計(jì)飛翼布局平面形狀時(shí)要著重考慮前緣后掠角、外翼弦長(zhǎng)和前緣拐折點(diǎn)[11]。

最為關(guān)注的平面參數(shù)是前緣后掠角，它不僅對(duì)縱向靜穩(wěn)定性，而且對(duì)前向雷達(dá)散射截面波峰的分布都起決定性作用。增大前緣后掠角，有利于提高高速氣動(dòng)效率、阻力發(fā)散特性和前向隱身等，但會(huì)降低低速氣動(dòng)特性，影響飛機(jī)起降。反之，容易滿足起降狀態(tài)的升阻特性要求，但對(duì)高速的失速特性不利，過(guò)早失速，對(duì)安全造成威脅。兼顧高低速特性，多段前緣后掠角能起到折中的效果。

增大外翼弦長(zhǎng)，相對(duì)厚度減小，能有效削弱激波和抑制分離，改善低速失速特性和高速抖振特性，提高升阻比，但會(huì)引起縱向靜穩(wěn)定性增強(qiáng)，配平難度和損失增大，由于展弦比的減小會(huì)降低氣動(dòng)效率，可能因載荷的增加而會(huì)增大結(jié)構(gòu)重量，散射面的增大會(huì)影響隱身特性。因此，要兼顧高低速特性和隱身特性，選擇盡可能小的外翼弦長(zhǎng)。

前緣拐折是考慮滿足高低速特性、需要多段前緣后掠而形成的，拐折位置受任務(wù)載荷和艦載折疊要求約束。同樣任務(wù)載荷，要獲得較小內(nèi)翼相對(duì)厚度，拐折點(diǎn)則需更偏向翼尖，此時(shí)升阻比會(huì)增加，同時(shí)縱向靜穩(wěn)定性增大使得重心向后位移更大；另外，受艦載停放幾何約束，拐點(diǎn)位置受限，外移上限明確。另外，拐點(diǎn)使得空間流動(dòng)不連續(xù)，拐點(diǎn)處的外形過(guò)渡很重要。

平面形狀設(shè)計(jì)時(shí)也要考慮部件幾何約束，比如發(fā)動(dòng)機(jī)、任務(wù)載荷等位置或容積需求，這直接決定了當(dāng)?shù)氐慕^對(duì)厚度，要使得相對(duì)厚度較小，則弦長(zhǎng)不能過(guò)短；再比如舵面臂長(zhǎng)需求，臂長(zhǎng)過(guò)短，使得舵效較低，姿態(tài)控制較難，需在氣動(dòng)特性和舵效間折中。

本文采用前緣雙段后掠形式平面形狀，如圖1所示，類似X-47B。采用菱形平面機(jī)身和短翼，機(jī)體后緣外輪廓線為M形，機(jī)翼可部分折疊。為了提高升阻比和空間，增加了一段展弦比相對(duì)較大的外翼，形成雙后掠布局形式。內(nèi)段前緣采用大后掠(>50°)可以適應(yīng)較高速度和重心位置的布置，外段前緣采用相對(duì)小后掠(<35°)可以提高低速性能。另外為了提高隱身性能，采用了邊緣平行法則，使其輪廓邊線盡可能的平行，邊線數(shù)盡可能的少。

對(duì)于后掠翼，需要關(guān)注與邊界層橫向流動(dòng)有關(guān)的翼尖過(guò)早失速問(wèn)題，如圖2所示，而且流動(dòng)分離主要發(fā)生在后緣，與控制面相互作用更促進(jìn)了俯仰和滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性的減弱甚至喪失。因此需要改善翼尖過(guò)早的失速，措施主要包括機(jī)翼扭轉(zhuǎn)、改變翼型、改變翼尖平面外形、改變根稍比、添加翼刀或前緣縫翼等。

2.2 重心位置的選擇

飛翼布局飛機(jī)的重心位置取決于平面形狀大致決定的氣動(dòng)焦點(diǎn)、全機(jī)質(zhì)量分布和縱向靜穩(wěn)定度等因素。該類飛機(jī)內(nèi)部空間本已緊湊，不僅要充分利用內(nèi)部空間，而且還只能通過(guò)內(nèi)部空間的部件布置來(lái)實(shí)現(xiàn)重心位置的調(diào)節(jié)，在平面形狀設(shè)計(jì)時(shí)就要考慮大型部件的大致布置，以免方案推倒重來(lái)。重心位置與氣動(dòng)焦點(diǎn)的距離大體決定了飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定度，而飛翼布局由于取消了平尾，只能靠機(jī)翼來(lái)實(shí)現(xiàn)縱向力和力矩平衡，因此一般要求縱向弱靜(靜不)穩(wěn)定，考慮到配平飛行的要求，重心位置需位于焦點(diǎn)附近。在不同的重心位置處為獲得設(shè)計(jì)點(diǎn)小俯仰力矩系數(shù)則將對(duì)應(yīng)于不同的物面升力分布。例如，對(duì)于機(jī)頭較重、重心靠前的狀態(tài)，升力分布應(yīng)主要集中在機(jī)體前部；而對(duì)于尾部較重、重心靠后的狀態(tài)，升力分布主要集中在機(jī)體后部，此時(shí)后掠翼的外側(cè)翼載較大，容易導(dǎo)致翼尖失速和相應(yīng)舵效的弱化。因此可見，重心位置對(duì)后掠式飛翼的穩(wěn)定與氣動(dòng)特性影響很大，需要慎重考慮。

選擇重心位置時(shí)：一是根據(jù)前面確定的平面形狀，配以結(jié)構(gòu)重量和裝載重量后，初步評(píng)估重心位置；二是以此重心為前后界線，估算前后部分的載荷(設(shè)計(jì)點(diǎn)處約為設(shè)計(jì)升力的一半)是否相當(dāng)，以及前后部分的俯仰力矩系數(shù)Cm絕對(duì)值是否相當(dāng)，若不行，通過(guò)迭代載荷分布、重量重置和平面形狀調(diào)整等，實(shí)現(xiàn)最佳重心位置選擇。

本文根據(jù)重量布置、結(jié)構(gòu)需求等方面的研究，將重心位置選擇在前緣拐折點(diǎn)對(duì)應(yīng)對(duì)稱面位置的附近，如圖1紅線所示。

2.3 翼型的選擇、優(yōu)化和配置

由于飛翼布局飛機(jī)取消了尾翼，失去了平尾對(duì)Cm0和Cmα所起的調(diào)節(jié)作用。這意味著機(jī)翼不僅要產(chǎn)生升力來(lái)平衡重力，同時(shí)還要保持俯仰力矩的平衡和縱向穩(wěn)定性。因此在飛翼布局飛機(jī)的設(shè)計(jì)過(guò)程中，對(duì)Cm0>0和Cmα<0這兩個(gè)條件均需重視。

對(duì)于后掠式飛翼布局飛機(jī)，可以采用Cm0≈0的翼型(對(duì)稱翼型或正彎度很小的翼型)或輕微后卸載的翼型，并加以幾何扭轉(zhuǎn)或氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)來(lái)使得全機(jī)Cm0>0，此時(shí)位于重心后的翼尖部分所起的作用和平尾類似[12]。而要實(shí)現(xiàn)Cmα<0需將重心位置置于氣動(dòng)焦點(diǎn)之前。

采用后緣卸載即后緣反彎在使得力矩曲線向抬頭方向平移的同時(shí)，降低了翼型升力，尤其是最大升力的降低，影響了起降性能，為此需要在弦向逆壓梯度的限制內(nèi)適當(dāng)加大翼型彎度并前移最大彎度位置。

本文在設(shè)計(jì)過(guò)程中，采用前緣加載和后緣對(duì)稱或后卸載相結(jié)合、最大彎度位置前移的翼型，給以翼型幾何扭轉(zhuǎn)來(lái)改善失速特性，調(diào)整升力分布位置來(lái)改善俯仰力矩特性。

在單獨(dú)優(yōu)化二維翼型[13]、考察其氣動(dòng)特性時(shí)，不同翼型要根據(jù)站位考慮不同的三維效應(yīng)。所需達(dá)到的升力系數(shù)指標(biāo)可以根據(jù)二維與三維升力系數(shù)換算關(guān)系式粗略估算，其公式為：

同時(shí)，二維翼型計(jì)算參考點(diǎn)選取也很重要。選取在三維外形計(jì)算參考點(diǎn)相對(duì)該站位翼型弦長(zhǎng)的位置點(diǎn)，這樣做的好處是生成三維外形后能盡可能地得到設(shè)計(jì)點(diǎn)升力下的小俯仰力矩系數(shù)。

3 設(shè)計(jì)結(jié)果

利用前面所述的設(shè)計(jì)思路，遵循如圖3所示的設(shè)計(jì)流程，經(jīng)過(guò)多輪的優(yōu)化設(shè)計(jì)迭代，獲得了符合設(shè)計(jì)指標(biāo)要求的氣動(dòng)外形模型，如圖4所示。

優(yōu)化設(shè)計(jì)的模型主要參數(shù)如下：投影面積為87.42 m2；重心為距機(jī)頭53.86%機(jī)身長(zhǎng)的相對(duì)位置；平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)(MAC)為6.571 m；展向厚度分布(對(duì)應(yīng)圖4中5個(gè)站位)為17.5%、9%、12%、12%、12%；設(shè)計(jì)點(diǎn)為M=0.6、CL=0.335、H=10 km。

站位1到站位5的扭轉(zhuǎn)角分別為0°、-0.5°、-3°、-3°、-5°，以改善俯仰力矩特性、較大迎角的失速特性以及翼尖的失速特性等。

內(nèi)段翼主要采用后緣對(duì)稱翼型或輕微后卸載翼型，主要考慮的是內(nèi)段翼后緣襟翼舵效不要受此影響較大，再則在內(nèi)段翼對(duì)稱面后緣附近是發(fā)動(dòng)機(jī)噴口和推力矢量噴口安置的地方，過(guò)度的反彎會(huì)使得此區(qū)域的外形扭曲，影響其布置，因此，舵效和空間的約束限制了該區(qū)域的反彎程度。

外段翼主要采用最大彎度前移與后緣卸載略大相結(jié)合的翼型，主要考慮的是將外段翼的主要升力分布集中在前半段，以減小設(shè)計(jì)點(diǎn)俯仰力矩系數(shù)值，使得其在設(shè)計(jì)點(diǎn)盡可能地接近配平，減小因巡航配平而帶來(lái)的阻力增量和氣動(dòng)效率降低的影響。

從三維截面壓力分布(圖5)可以看出，優(yōu)化后的外形實(shí)現(xiàn)了前面敘述的設(shè)計(jì)理念。展向上，內(nèi)段后緣輕微后卸載，不會(huì)影響襟翼效率，外段后緣后卸載加重，減小較大的低頭力矩。弦向上，大部分載荷分布在前半段，內(nèi)段大后掠的氣動(dòng)效率低但離重心相對(duì)遠(yuǎn)，外段相對(duì)小后掠的氣動(dòng)效率高但離重心相對(duì)近，那么綜合作用下，在重心前產(chǎn)生的抬頭力矩與在重心后產(chǎn)生的低頭力矩在設(shè)計(jì)點(diǎn)附近達(dá)到了大致平衡，且能達(dá)到需求的升力，即可微調(diào)重心位置來(lái)實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)點(diǎn)的力矩配平。

圖6為CFD計(jì)算的氣動(dòng)力曲線。從升力系數(shù)曲線看，M=0.2時(shí)CLmax達(dá)到了0.9，線性段斜率CLα為0.059，M=0.6時(shí)CLmax達(dá)到了0.65，CLα為0.066，這在同類布局中是相對(duì)較高的，但失速特性還存在進(jìn)一步優(yōu)化的余地。

從俯仰力矩系數(shù)曲線看，Cm0為+0.01，有利于全機(jī)的配平。M=0.2和0.6的Cm曲線的線性度良好，斜率分別為0.041和0.061，處于靜穩(wěn)定，且穩(wěn)定度合適。設(shè)計(jì)點(diǎn)左右對(duì)應(yīng)的有效升力域較寬，氣動(dòng)效率高，有利于遠(yuǎn)航。設(shè)計(jì)點(diǎn)的Cm值較小，約為-0.0154，可以通過(guò)略調(diào)重心(即重心后移4.6%MAC，至56.46%機(jī)身長(zhǎng)的位置)，可實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)點(diǎn)的Cm配平，減小因配平而需俯仰舵偏轉(zhuǎn)帶來(lái)的阻力增量，且重心后移還有利于結(jié)構(gòu)和重量的布置。

從升阻比曲線看，在M=0.6時(shí)，最大升阻比kmax達(dá)到23.6，設(shè)計(jì)點(diǎn)的升阻比為23，充分利用高升阻比狀態(tài)巡航，且設(shè)計(jì)點(diǎn)附近升阻比變化不大，對(duì)應(yīng)的升力域較寬，較高的氣動(dòng)效率適合于遠(yuǎn)航。

根據(jù)航程計(jì)算公式，可以計(jì)算出航程：

其中：R為航程；CL為升力；CD為阻力；W1為飛機(jī)巡航起始重量；W2為飛機(jī)巡航結(jié)束時(shí)重量；V為飛行速度；SFC為所安裝的發(fā)動(dòng)機(jī)的燃油消耗率。

假定飛機(jī)因舵面設(shè)計(jì)、噴口布置、配平等方面使得巡航升阻比損失至20，某發(fā)動(dòng)機(jī)的SFC為0.8 kg/(daN·h)，起飛耗油500 kg，余油為15%任務(wù)油重，即巡航耗油4250 kg，則根據(jù)公式可得在不加油情況時(shí)航程為3976 km，航時(shí)可達(dá)6 h。

該飛機(jī)以5.15°的迎角巡航，從圖7的物面流線可以看出，巡航時(shí)流場(chǎng)特征良好，且無(wú)激波出現(xiàn)，無(wú)流動(dòng)分離出現(xiàn)。

從圖8中可以看出，該飛機(jī)Cnβ<0，航向靜不穩(wěn)定，但不穩(wěn)定度較小(α=2°時(shí)Cnβ約為-0.0001)，而常規(guī)飛機(jī)Cnβ>0，航向是靜穩(wěn)定的，這與飛翼類飛機(jī)的航向穩(wěn)定特性[12]是吻合的。這也是飛翼布局飛機(jī)與常規(guī)飛機(jī)一個(gè)很大的不同之處，可以通過(guò)航向控制措施[14-15]和增設(shè)基于控制舵面的增穩(wěn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)可控。

圖9對(duì)比了M=0.2、Re=3.6×106時(shí)CFD計(jì)算數(shù)據(jù)與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)。計(jì)算采用全湍流模擬，試驗(yàn)采用1∶5縮比模型。試驗(yàn)在CARDC低速空氣動(dòng)力研究所FL-13風(fēng)洞進(jìn)行。FL-13風(fēng)洞是一座開路式、閉口串列雙試驗(yàn)段的大型低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段長(zhǎng)15 m、寬8 m、高6 m，橫截面為切角矩形，中心截面有效面積47.4 m2，常用風(fēng)速為20 m/s～80 m/s。從對(duì)比結(jié)果看，數(shù)值評(píng)估可靠，各曲線總體趨勢(shì)一致，并反映出了該布局良好的氣動(dòng)特性。

4 結(jié) 論

本文探索了飛翼布局的設(shè)計(jì)思想，基于該思想開展了氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，并用CFD和風(fēng)洞試驗(yàn)兩種手段得以驗(yàn)證，得出的結(jié)論如下：

1) 針對(duì)飛翼布局，從平面形狀、重心選擇、翼型選擇/優(yōu)化與配置等方面提出了設(shè)計(jì)思想，形成了一套設(shè)計(jì)方法，并通過(guò)兩種手段驗(yàn)證，此方法是可行有效的。

2) 遵循上述設(shè)計(jì)方法，獲得了亞聲速高升阻比、長(zhǎng)航程、俯仰接近配平的前緣雙后掠飛翼布局外形，馬赫數(shù)0.6時(shí)最大升阻比約為23.6，巡航升阻比約為23，氣動(dòng)效率高，航程可達(dá)4000 km。

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Aerodynamicdesignofaflying-wingaircraft

YU Yonggang,HUANG Yong,ZHOU Zhu*,HUANG Jiangtao

(ComputationalAerodynamicsInstituteofChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

The flying-wing layout with cranked planform is a research focus in recent years due to its superiority on aerodynamics and stealth.Major difficulty in its design for longitudinal performance is how to obtain high lift/drag ratio with the constraint of low pitching moment coefficient.A flying-wing layout was constructed in term of some ideas about the planform,the location of the centre of gravity,and the airfoil optimization/arrangement in this paper.The viability of these ideas was verified through numerical simulations and a low speed wind tunnel test.The computational results presented in figures exhibit that the flying-wing layout have relatively high maximum lift/drag ratio and low pitching moment coefficient at the given subsonic design point.

flying-wing; lift/drag ratio; airfoil; pitching moment

0258-1825(2017)06-0832-06

V221+.3

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0163

2015-09-02;

2015-10-22

國(guó)家自然科學(xué)基金(11402288);裝備預(yù)研基金重點(diǎn)項(xiàng)目(9140A13021015KG29038)；“十三五”裝備預(yù)研項(xiàng)目(513130303)

余永剛(1978- ),男,四川綿陽(yáng)人,碩士,助理研究員,研究方向:計(jì)算空氣動(dòng)力學(xué)與飛行器設(shè)計(jì).E-mail:lenkoo@tom.com

周鑄*(1973-),男,重慶人,博士,研究員,研究方向:計(jì)算空氣動(dòng)力學(xué)與飛行器設(shè)計(jì).E-mail:zhouzhu@tom.com

余永剛,黃勇,周鑄,等.飛翼布局氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2017,35(6):832-836,878.

10.7638/kqdlxxb-2015.0163 YU Y G,HUANG Y,ZHOU Z,et al.Aerodynamic design of a flying-wing aircraft[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):832-836,878.