考慮隱身約束的艦載飛翼無人機(jī)翼尖裝置氣動設(shè)計(jì)和分析

李繼廣,陳 欣,李 震

(南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院,江蘇 南京 210016)

考慮隱身約束的艦載飛翼無人機(jī)翼尖裝置氣動設(shè)計(jì)和分析

李繼廣,陳 欣*,李 震

(南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院,江蘇 南京 210016)

在隱身要求約束下，設(shè)計(jì)了艦載飛翼無人機(jī)翼下增升裝置。并針對未來尾流雷達(dá)探測的反隱身技術(shù)，分析了增升裝置對尾流消弱的作用，從而提高了該探測方式的隱身效果。計(jì)算結(jié)果表明，該增升裝置可以較好地增加升力、減弱誘導(dǎo)阻力、提高升阻比，并能起到減弱尾流的作用。最后分析了增升、減阻、消弱尾流的機(jī)理，解釋了在大迎角條件下氣動優(yōu)化效果更好的原因，并與常規(guī)布局飛機(jī)翼尖小翼的作用作了對比。

艦載飛翼無人機(jī); 氣動優(yōu)化; 增升裝置; 尾流減弱; 機(jī)理分析

0 引 言

艦載機(jī)作為航母主要的攻擊手段，應(yīng)具有一定的機(jī)動能力。由文獻(xiàn)[1-2]可知，機(jī)動能力要求艦載機(jī)應(yīng)具有較大的機(jī)翼后掠角。艦載機(jī)應(yīng)具有優(yōu)良的起降性能則要求艦載機(jī)應(yīng)具有優(yōu)異的低速性能，在設(shè)計(jì)上表現(xiàn)為具有較大的展弦比。但是機(jī)動性和起降性在艦載機(jī)的氣動設(shè)計(jì)上是一對矛盾。另外，航母狹小的起降和存放空間也決定了艦載機(jī)的展弦比不能太大。

為了協(xié)調(diào)這一矛盾，添加翼尖增升減阻裝置是一可選的方案。自從Whitecomb[3]在1976發(fā)明了翼尖裝置代替端板以來，翼尖裝置已廣泛應(yīng)用在大型客機(jī)、運(yùn)輸機(jī)以及一些小型公務(wù)機(jī)上，如KC-135空中加油機(jī)、波音 747-400、DC-10、A340、MD-11、C-17等[2,4]，且有較完善的理論研究[4-7]。翼尖裝置具有減少機(jī)翼的誘導(dǎo)阻力、提高升阻比和耗散翼尖渦的作用[4]。

雖然翼尖小翼可以很好地減少誘導(dǎo)阻力、增加升力，但是也存在一些弊端[8-10]。首先翼尖小翼的存在增加了結(jié)構(gòu)重量；其次，翼尖小翼布置不合理將引起機(jī)翼的顫振，對機(jī)翼結(jié)構(gòu)造成破壞。對軍用飛機(jī)來說，還增加了飛機(jī)的雷達(dá)反射面積，降低了戰(zhàn)場生存能力。

作戰(zhàn)飛機(jī)的隱身性是飛機(jī)突防和戰(zhàn)場生存的重要保證。飛翼布局無人機(jī)一個重要優(yōu)勢是隱身性好。隨著隱身技術(shù)被越來越多的國家掌握，反隱身技術(shù)也得到了長足的發(fā)展，如俄羅斯的“鎧甲”雷達(dá)系統(tǒng)以及一些長波雷達(dá)系統(tǒng)就曾成功探測到F-22、F-117等隱身戰(zhàn)機(jī)。與此同時，新型反隱身雷達(dá)還在不斷發(fā)展中。

由文獻(xiàn)[10-13]知，飛機(jī)尾流的雷達(dá)探測技術(shù)有望成為反隱身的重要技術(shù)途徑之一。理論研究和實(shí)測試驗(yàn)結(jié)果表明，對于 B-2、F-22 等隱身飛機(jī)，基于尾流的雷達(dá)探測效果有望優(yōu)于基于機(jī)身散射回波的雷達(dá)探測效果。美國空軍已經(jīng)將基于尾流探測的反隱身技術(shù)列入2025年中遠(yuǎn)期研究計(jì)劃[14]。在國內(nèi)，國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)對尾流探測問題做了相關(guān)的研究[13-14]。

另外，翼尖小翼是一個較大的雷達(dá)反射面，不利于飛機(jī)的隱身。實(shí)際應(yīng)用中的翼尖小翼都比較大，這對飛機(jī)的隱身優(yōu)勢破壞很大。

根據(jù)上文的敘述，針對艦載飛翼無人機(jī)的氣動優(yōu)化有以下要求：

1) 盡可能的減小誘導(dǎo)阻力；

2) 增大升力系數(shù)；

3) 減弱尾流下洗渦的強(qiáng)度,提高對尾流探測雷達(dá)的隱身能力；

4) 盡量不破壞飛翼布局的外形隱身性能；

5) 裝置重量輕，不破壞機(jī)翼的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。

針對以上要求，本文設(shè)計(jì)和分析新的氣動優(yōu)化增升裝置。

1 計(jì)算模型

所研究的飛翼無人機(jī)以FX63137翼型為基礎(chǔ)，采用翼身融合升力體布局方式。無人機(jī)的基本外形數(shù)據(jù)如圖1所示。

為方便對比分析，計(jì)算了三種模型，分別為不加裝增升裝置的原型機(jī)(Model1)、加裝增升裝置的模型(Model2)、加裝增升裝置的模型(Model3),翼尖增升裝置位于機(jī)翼下方。翼下增升裝置的位置和尺寸如表1所示。

表1 模型的增升裝置(單位：mm)Table 1 Lift device of model(unit:mm)

從上表數(shù)據(jù)可知，本文采用的增升裝置尺寸較小，對機(jī)體的重量影響較弱。采用適當(dāng)?shù)碾[身外形處理方式，對飛翼無人機(jī)的隱身性的破壞在可接受的范圍內(nèi)。計(jì)算模型的三維模型如圖2所示。

2 計(jì)算結(jié)果

針對計(jì)算模型，本文的計(jì)算狀態(tài)為來流速度v=100 m/s,Re=9.08×105，網(wǎng)格數(shù)量708.73萬。加裝增升裝置后氣動數(shù)據(jù)如圖3所示。

由圖3可知，增升裝置在整個計(jì)算迎角范圍內(nèi)具有良好的優(yōu)化效果，且在迎角較大時，優(yōu)化效果更好。Model2和Model3相對Model1的升力系數(shù)(CL)、阻力系數(shù)(CD)、升阻比(K)的優(yōu)化結(jié)果如表2所示。

表2 氣動優(yōu)化結(jié)果Table 2 Aerodynamic optimization results

3 機(jī)理分析

3.1 裝置氣動優(yōu)化機(jī)理分析

飛翼無人機(jī)在飛行中，上下翼面存在壓力差，氣流由高壓區(qū)流向低壓區(qū)。使得機(jī)翼翼尖附近形成一個畸變的三元流場。該畸變流場是來流、機(jī)翼尾流、翼尖渦流的組合。原機(jī)型的翼尖氣流如圖4所示，它是上翼面氣流向內(nèi)向后流動，下翼面氣流向外向后流動所形成的動能很大、旋轉(zhuǎn)速度很高的渦束。這個渦束是機(jī)翼產(chǎn)生升力的副產(chǎn)品，它的存在使得氣動能量以動能的形式耗散在空氣中，不能產(chǎn)生有效的升力，并且增加了誘導(dǎo)阻力。

Model2模型翼下裝置處于下翼面展向氣流流動最快的區(qū)域，它的存在對于展向流動造成了阻礙，其作用相當(dāng)于增加了機(jī)翼的展弦比。該模型翼尖氣流如圖5所示。

對比圖4、圖5可知，Model2的翼尖渦束的動能比Model1要小，翼面的展向流動得到了抑制，從而減小了誘導(dǎo)阻力，增加了升力。

Model3模型翼尖氣流如圖6所示。圖5、圖6對比可知，Model3的翼尖渦束的動能比Model2并沒有明顯的減小。但是，該模型的增升裝置處于畸變流場中，使翼尖集中渦破碎成許多小渦。這些小渦的距離很近，在黏性作用下相互纏繞，彼此耗散，并使翼尖渦能量分散，使機(jī)翼展向升力分布盡可能為橢圓，從而提高氣動效率因子的取值，從而更好地減小了誘導(dǎo)阻力。

3.2 大迎角影響分析

模型在大迎角時，氣流流過機(jī)翼剖面的前沿，將急劇加速使機(jī)翼上表面形成負(fù)壓區(qū)，然后壓強(qiáng)快速恢復(fù)，形成很陡的逆壓梯度區(qū)，引起翼尖邊界層分離，造成翼尖先出現(xiàn)失速現(xiàn)象。Model1模型的半機(jī)身壓力分布如圖7(a)所示。增升裝置的前端位于機(jī)翼剖面靠近最大厚度處，機(jī)翼翼尖的逆壓場與增升裝置的順壓場重合，使得機(jī)翼翼尖區(qū)的壓力分布趨于平滑，從而減小了逆壓梯度，延遲了翼尖分離的出現(xiàn)。Model3模型的半機(jī)身壓力分布如圖7(b)所示。

3.3 裝置雷達(dá)反射信號強(qiáng)度影響分析

從3.1節(jié)的分析可知，兩種增升裝置的布置方式都能起到降低翼尖渦系強(qiáng)度的作用，從而降低了渦系的雷達(dá)反射信號。但是，Model2模型的布置方式的翼尖渦系仍然相對集中，能量集中在較小的范圍內(nèi)，這對減弱雷達(dá)反射信號不利。Model3布置方式，使得渦系的能量分散，雷達(dá)反射信號將分散在相對較大的范圍內(nèi)，從而更好地減弱雷達(dá)反射信號。

3.4 飛翼布局無人機(jī)與大型常規(guī)布局對比

將計(jì)算所得數(shù)據(jù)，對比文獻(xiàn)[2,4-7]可知，本文所訴的增升裝置雖然比大型常規(guī)布局飛機(jī)要小的多，但是卻得到了相近的氣動優(yōu)化結(jié)果。這種現(xiàn)象是由飛翼布局無人機(jī)的展弦比較小所引起的。例如本文計(jì)算模型，翼展為2400 mm，中心弦長1000 mm，轉(zhuǎn)折處機(jī)翼弦長500 mm,翼稍弦長400 mm，平均展弦比為5.2。而大型常規(guī)布局飛機(jī)的展弦比一般在7.5～10.0范圍內(nèi)，如果只計(jì)算機(jī)翼，展弦比將會更大。飛翼布局較小的展弦比帶來的氣動效果為氣流的展向流動比常規(guī)布局飛機(jī)明顯，因此增升裝置對展向流動的速度梯度影響較大。

4 結(jié) 論

1) 對于飛翼布局無人機(jī)加裝小重量的增升裝置，可以起到很好的減阻增升效果；

2) 在大迎角條件下，翼尖增升裝置具有更好的氣動增升效果；

3) 在稍微犧牲外形隱身能力的代價下，可以減弱翼尖渦流的雷達(dá)反射信號，針對未來反隱身的尾跡探測雷達(dá)起到一定的隱身效果。

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Aerodynamicdesignandanalysisoftipdevicesoncarrier-basedfly-wingUAVwithstealthconstraints

LI Jiguan,CHEN Xin*,LI Zhen

(SchoolofAutomation,NanjingUniversityofAeronautics&Astronautics,Nanjing210016,China)

In consideration of the constraints of shape stealth,a under-wing lift augmenter was designed for carrier-based fly-wing UAV wings.Regarding future anti-stealth technology,i.e.,wake flow detection,the flow mechanism around the lift augmenter was analyzed,and the wake flow can be weakened by the lift augmenter,so as to avoid the detection of wake-detection radar.The results show that this lift augmenter can effectively increase aerodynamic lift weaken induced drag,and improve lift-drag ratio.Moreover,the augmenter has the effect on weakening the wake flow.Based on mechanism analysis,the current configuration,compared with conventional aircraft with winglet,has the advantages of drag reduction,lift increment,and weakened wake flow at large angle of attack.

carrier-based fly-wing UAV; aerodynamic optimization; lift augmenter; weakened wake flow; mechanism analysis

0258-1825(2017)06-0846-04

V224+.4

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0061

2015-05-15;

2015-09-22

航空基金(20160152001)；中央高校基金科研業(yè)務(wù)專項(xiàng)基金(N52015038)

李繼廣(1987-)，男，河南開封人，研究方向：無人機(jī)氣動優(yōu)化，控制系統(tǒng)設(shè)計(jì).E-mail：912646963@qq.com

陳欣*，研究員，博導(dǎo)，研究方向：飛行控制系統(tǒng)開發(fā).E-mail：chenxin@nuaa.edu.cn

李繼廣,陳欣,李震.考慮隱身約束的艦載飛翼無人機(jī)翼尖裝置氣動設(shè)計(jì)和分析[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2017,35(6):846-849.

10.7638/kqdlxxb-2015.0061 LI J G,CHEN X,LI Z.Aerodynamic design and analysis of tip devices on carrier-based fly-wing UAV with stealth constraints[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):846-849.