中空長航時無人機兩段翼型設計和應用研究

李建華，李鋒,，李茂強，包曉翔

(1.中國航天空氣動力技術研究院 浙江南洋科技股份有限公司，北京 100074)(2.中國航天空氣動力技術研究院 彩虹無人機科技有限公司，北京 100074)

0 引 言

中空長航時無人機追求高續(xù)航性能和任務多樣化，此類飛機通常具有大展弦比、低推重比和較大寄生阻力等技術特點，因而在起飛升力、起飛和巡航升阻比以及結構高度等方面具有很高的要求。首先，由于較大寄生阻力并追求高續(xù)航性能，此類無人機需用很大的巡航升力以提高其續(xù)航因子[1-4]；其次，較小的推重比和短距起降要求無人機具有很高的起飛升力和升阻比；再者，大展弦比和內部裝載要求機翼具有一定的結構高度；除此之外，著陸時又需要無人機具有較高的阻力，降低著陸距離并提高著陸安全性[5]。目前大多數(shù)此類無人機僅針對高巡航效率單設計點而開展設計[4]，像本文原始飛機一樣，存在起降距離長等問題。

兩段翼型能保持較長的層流區(qū)，在大升力時維持較小阻力，同時可通過構型的變化適用于不同任務階段,具有多任務適應能力等技術特點，是長航時和短距起降無人機翼型設計的一個重要發(fā)展方向[5-7]。兩段翼型一般是在原始翼型的基礎上參照常規(guī)襟翼設計方法,通過切割法生成外形[8]。目前，所能查到的國外文獻，多是介紹兩段翼型在此類無人機上應用的意義和所能達到的效果，并未查到針對設計方法的研究。W.H.Wentz等[9]雖然提到了翼型分割之后襟翼平移的設計思路，但未給出具體的外形生成方法。為了加強對外形的控制，國內，侯成義等[6]采用“橢圓-控制點切割法”來生成兩段翼型外形；董斌斌[10]引入偏移量和斜率來控制襟翼前緣形狀。但受限于設計方法和控制參數(shù)數(shù)量等因素，上述方法對初始翼型的依賴性較強。

本文在原始低速長航時無人機單段翼型的基礎上，開展?jié)M足多設計點兩段翼型設計方法研究,并結合數(shù)值計算和優(yōu)化方法完成對翼型和機翼的改進設計及其改進效果分析。

1 翼型設計思路和生成方法

1.1 兩段翼型設計思路

結合某型無人機在續(xù)航和起降特性改進方面的設計需要，為了滿足起降、巡航以及結構高度等約束，在單段翼型設計的基礎上，盡量維持原有翼型的基本幾何形狀(尤其是上表面，維持原有翼型在低雷諾數(shù)條件下層流特性[3])，并在主翼后梁高度和襟翼(第二段翼)前緣半徑等關鍵位置設置控制點，其余部分通過分段可控二次曲線與原始翼型相切過渡。利用控制點加分段二次曲線方法快速生成兩段翼型外形，之后通過優(yōu)化程序使主翼及襟翼外形、縫道參數(shù)和轉軸位置匹配，使之滿足多設計點要求。

1.2 兩段翼型生成方法

后緣襟翼生成方法通常參考《飛機設計手冊》或文獻[8]，在原始翼型的基礎上通過切割法生成襟翼外形。本文除了需考慮到高升力和多設計點綜合設計，還涉及低雷諾數(shù)流動和層流再生成等復雜流動現(xiàn)象。從國外研究結果來看，其主翼和襟翼外形參數(shù)和常規(guī)襟翼參數(shù)分布存在較大差異[2-3,9]，主翼和襟翼下表面外形也與原始翼型差別較大。

為了加強對外形的控制，侯成義等[6]采用“橢圓-控制點切割法”來生成兩段翼型外形；董斌斌[10]引入襟翼頭部上表面點位置偏移量和斜率來控制襟翼前緣形狀，并通過形狀控制變量來改變襟翼上表面外形。研究表明，上述方法與初始翼型關系較大，針對本文的初始翼型因外形改變量較大，效果不是特別理想。本文在文獻[6]和文獻[10]工作的基礎上，借用其部分思想，通過在關鍵位置增加控制點數(shù)量并結合可控二次曲線生成兩段翼型，提高其對原始翼型的適應能力，從而更加適用于優(yōu)化程序，同時改善流場品質提高翼型性能。

具體的設計過程如下：

(1)將需要優(yōu)化的外形分成五部分(如圖1所示)，即點1～點3段曲線段、點3～點5段曲線段和點1～點4段曲線段，其構成襟翼前緣外形；點6～點7段曲線段和點7～點8段曲線段構成主翼下翼面后緣外形。

(a)外形生成示意圖

(b)襟翼平移圖1 兩段翼型外形生成示意圖Fig.1 Geometry generation diagram of two-element airfoil

(2)選擇控制點及其參數(shù)，除了一般控制點約束(點4、點5、點6、點8只能在原始翼型上移動)，點1和點2給定坐標(點2處斜率無窮大)用于控制襟翼前緣形狀；為了更好地控制主翼后梁高度和后緣形狀，點3和點7給定了點坐標與斜率，其值作為優(yōu)化參數(shù)隨優(yōu)化過程而改變。

(3)設定曲線的形狀控制參數(shù)用于進一步控制曲線的形式。此方法控制參數(shù)更多,很大程度上將主翼下表面和襟翼頭部外形分開設計，下表面外形對原始翼型依賴性更?。煌瑫r結合目標要求對外形參數(shù)和縫道參數(shù)一并優(yōu)化設計，從而具有更好的靈活性和適應能力，更適合多目標和多約束下的優(yōu)化設計。

二次曲線控制方程表達式為

y2+ax2+bxy+cx+dy+e=0

(1)

二次曲線可為橢圓、雙曲線和拋物線，如果已知兩端點的坐標和斜率，則可由形狀控制參數(shù)(Q=DE/DC)決定曲線形狀，控制效果如圖2所示。根據(jù)外形生成的需要,點6～點7和點3～點5曲線段采用可變的形狀控制參數(shù)控制其二次曲線類型，由優(yōu)化算法決定形狀控制參數(shù)Q值；其余曲線段根據(jù)初步研究結果采用固定形狀控制參數(shù)(二次曲線的類型在優(yōu)化過程中不變)。結合控制點參數(shù)和曲線類型能夠生成翼型優(yōu)化外形，例如通過聯(lián)合求解點1的坐標、點2和點3的坐標與斜率得到二次曲線系數(shù)，從而確定點1～點3段曲線外形方程；其余曲線段外形方程的系數(shù)則通過聯(lián)合求解相應曲線的起點/終點坐標和斜率以及形狀控制參數(shù)而得到。

圖2 形狀控制參數(shù)對曲線的影響Fig.2 Effect of control parameter on curve shape

2 設計方法及結果分析

2.1 設計方法和條件

針對低速固定翼長航時無人機在巡航和起飛等狀態(tài)下的約束進行兩段翼型優(yōu)化設計,優(yōu)化參數(shù)包括兩段翼型外形、縫道參數(shù)和轉軸位置?？紤]到無人機的使用和保障要求，襟翼形式盡量簡單，采用固定轉軸(轉軸位置在設計過程中變化)。此外，本文的主要目的是驗證兩段翼型外形生成方法和優(yōu)化設計方法的有效性，此階段將巡航狀態(tài)和起飛狀態(tài)分開設計，巡航狀態(tài)以最大升阻比為優(yōu)化目標(長航時無人機續(xù)航性能為首選)，優(yōu)化變量為兩段翼型外形和縫道參數(shù)；起飛狀態(tài)以起飛升力為優(yōu)化目標，以轉軸位置為優(yōu)化參數(shù)，并校核優(yōu)化結果是否滿足起降要求?？紤]到目標函數(shù)與控制參數(shù)及約束條件的關系不明確，采用多島遺傳算法進行全局尋優(yōu)；優(yōu)化設計程序包含優(yōu)化算法、翼型生成、網(wǎng)格生成、流場模擬和結果處理五大模塊。

由于涉及到大升力和多段翼縫道流動，其流場特性包含大量粘性擾流和分離流。為了保證數(shù)值模擬的準確性，氣動力通過求解RANS方程得到，選用SSTk-ω兩方程湍流模型，此模型在低雷諾數(shù)分離流和襟翼升力方面都具有很好的模擬能力[11-12]。來流馬赫數(shù)Ma=0.15，Re=3.0×106。為了更加準確地對流場進行模擬，采用多塊C型網(wǎng)格(如圖3所示)，并保證每次優(yōu)化過程網(wǎng)格參數(shù)分布一致，以避免因網(wǎng)格而對優(yōu)化結果造成影響。

圖3 計算網(wǎng)格Fig.3 Computational grid

2.2 設計結果及分析

續(xù)航性能對于低速長航時無人機而言是最為重要的指標之一，其在很大程度上依賴于翼型的升阻比，故翼型優(yōu)化設計時以巡航狀態(tài)的升阻比為目標；考慮不改變飛機基本配平情況，對翼型的俯仰力矩進行一定的限制，以不大于原始翼型百分之二的低頭力矩以及大于初始升力系數(shù)為約束條件，優(yōu)化變量、變化范圍和優(yōu)化后的參數(shù)取值如表1所示。δx和δy分別為襟翼向后和向下移動的量，以翼型弦長無量綱化，以點2的原始位置為參考點，其意義相當于縫道參數(shù)。Y1、Y2、Y3、Y7分別為點1、點2、點3、點7在Y方向(高度方向)的位置，其中Y1以點1所在弦向位置原始翼型下翼面點為參考點，以點2與點1的高度差無量綱化；Y2和Y7以相應位置的翼型高度無量綱化，以相應位置下翼面點為參考點；Y3以點2和點5的高度差無量綱化，以點2為參考點。K3、K7分別為點3、點7的斜率(以可控角的范圍無量綱化)。經(jīng)初步研究發(fā)現(xiàn)，點6～點7段和點3～點5段曲線的線型對優(yōu)化結果影響較大，采用變化的形狀控制參數(shù)(即Q67和Q35)；其他線段根據(jù)初步研究結果采用固定形狀控制參數(shù)。襟翼外形生成通常的做法是在原始翼型的某個位置進行分割，但這樣簡單處理襟翼上表面局部壓力并不理想，本文將主翼和襟翼分割點進行分開設計，點6在點5的位置上進行適當調整，形成參數(shù)X6(以δx無量綱化)。

遺傳優(yōu)化每代總群體規(guī)模數(shù)為144，雜交概率0.7，變異概率0.03，最大進化代數(shù)40代。

表1 巡航狀態(tài)優(yōu)化參數(shù)和優(yōu)化結果Table 1 Optimal parameters and their optimal results of cruise

優(yōu)化翼型和初始翼型的外形如圖4所示，在優(yōu)化翼型的基礎上，對其氣動特性進行評估，計算結果如圖5所示，可以看出：相對于原始翼型,兩段翼型升力線性段范圍增加,最大升力系數(shù)由1.5增加到2.1，襟翼無偏轉情況下最大升力系數(shù)增加40%；失速攻角增大，擴展了無人機的飛行包線，增強其抗風能力。在升阻比方面，滑跑狀態(tài)下(0°攻角，襟翼放下)優(yōu)化后翼型升阻比得到大幅提升，從約25提升到69；襟翼無偏轉狀態(tài)最大升阻比大于原始翼型(由67.0增加到68.3)，但受兩段翼型較大零升阻力的影響，較小升力下升阻比略低于原始翼型，在更大升力系數(shù)下(大于1.3)，升阻比大于原始翼型。文獻[2]等研究表明，此類長航時無人機其續(xù)航升力系數(shù)的選擇與零升阻力有很大關系，本文研究的無人機最佳續(xù)航升力系數(shù)應該在1.3以上(Heron-1無人機巡航設計升力系數(shù)大于1.5)，故相對于原始翼型，優(yōu)化后的兩段翼型更適合此類飛機。

圖4 原始和優(yōu)化翼型Fig.4 Before and after optimized airfoil

(a)最大升力系數(shù)對比

(b)升阻比對比圖5 優(yōu)化前后翼型氣動性能對比Fig.5 Aerodynamic performance comparison of before and after optimization

優(yōu)化前后翼型續(xù)航因子與升力系數(shù)的關系如圖6所示，結合升力曲線，可以看出：在安全飛行包線內(1.2倍的失速速度，圖中圓點)，其最大續(xù)航因子由優(yōu)化前的75.5提升到兩段翼型的85.0(提升了12.6%)，根據(jù)文獻[2]等研究結果小幅度偏轉襟翼后續(xù)航因子還能進一步提升。

圖6 優(yōu)化前后續(xù)航因子Fig.6 Endurance factors comparison of before and after optimization

針對起飛要求，在相同襟翼偏轉下(20°)，優(yōu)化前后最大升力系數(shù)得到大幅提升，由原始翼型的2.2提高到2.9。進一步分析發(fā)現(xiàn)，升力提升只是一方面，由于原始翼型為了追求巡航升阻比，翼型后緣加載比較嚴重，襟翼偏轉后緣分離嚴重，在升力受到限制的同時阻力急劇增加。過低的升阻比(如圖5所示)嚴重影響到此類低推重比無人機的滑跑加速度；研究發(fā)現(xiàn)，由原始翼型生成的無人機有/無常規(guī)襟翼對無人機的滑跑距離影響有限，極大地限制了無人機的使用(例如高原和短距起降)。優(yōu)化設計后的兩段翼型則不存在上述問題，在取得大升力同時保持高的升阻比，即在降低離地速度的同時還能提升無人機的滑跑加速度；相當于其起飛升力由原始翼型的1.4提升到2.7(由于受阻力影響，原始翼型使用無襟翼數(shù)據(jù))，改進后的兩段翼型能極大地提升無人機的起飛性能。除此之外，襟翼的大角度偏轉,在保持一定升力的同時阻力增大(圖5中襟翼偏轉60°情況下升阻比降到10左右)，其效果相當于阻力板，可以滿足著陸下滑和防止長距離飄移的大阻力(保持一定的升力)要求，具有集巡航、起飛和著陸多任務一體的技術特點。

在巡航狀態(tài)的基礎上，結合襟翼舵機功率(壓力分布決定舵機功率)和飛機安裝位置的約束，給出轉軸位置的限制范圍，對轉軸位置進行優(yōu)化設計，確定無人機轉軸位置和起飛狀態(tài)構型。優(yōu)化所用方法與巡航狀態(tài)優(yōu)化設計基本一致，優(yōu)化參數(shù)和優(yōu)化結果如表2所示，在優(yōu)化結果的基礎上開展起飛狀態(tài)不同攻角氣動性能評估(如圖5所示)。

表2 起飛狀態(tài)優(yōu)化參數(shù)和優(yōu)化結果Table 2 Optimal parameters and their optimal results of take-off

2.3 設計結果應用

利用上述兩段翼型設計方法，開展對其工程應用的研究。針對某型無人機起飛距離長和著陸階段減速慢等問題，在基本維持原有飛機巡航狀態(tài)性能和主機翼結構的前提下，對其內翼部分進行改進設計(外翼維持原始飛機單段翼型)，改進設計的效果如圖7所示。

圖7 飛機改進機翼外形圖Fig.7 The configuration of the optimized wing

改進前后的氣動性能對比如圖8所示。

(a)升力系數(shù)對比

(b)升阻比對比圖8 改進前后飛機氣動特性對比Fig.8 Aerodynamic characteristics comparison of before and after optimization

從圖8可以看出：盡管受到原有飛機巡航點氣動特性(升力系數(shù)和力矩)和結構主梁等約束，在襟翼面積較小(約占弦長的20%)的情況下，飛機的起飛升力和升阻比得到大幅提升。20°襟翼情況下，起飛升力(6°攻角)由原來的1.56提升到1.83；滑跑狀態(tài)(0°攻角)的升阻比由12.9提升到18.8；由于常規(guī)襟翼升阻比低，襟翼對起飛性能影響有限，改進后起飛升力的實際效果相當于由原來的1.32(無襟翼狀態(tài))提升到了1.83，極大地降低了無人機的離地速度。小攻角下(2°以下)巡航升阻比與原始外形基本一致,其他攻角范圍改進外形升阻比高于原始外形。

改進前后飛機起降性能評估結果如表3所示，由于起飛升力和升阻比提高，改進外形離地速度減小18%，起飛滑跑距離減小約40%；接地速度減小11%，綜合接地速度和大角度襟翼阻力因素，飛機著陸滑跑距離降低約55%。

表3 改進前后起降性能對比Table 3 Comparison of take-off and landing performance between the optimized configuration and original one

上述結果表明，即使受到巡航狀態(tài)氣動性能和主機翼結構等因素限制，利用本文設計方法，飛機在保持巡航性能(略有提高)的前提下，其起降性能得到大幅改善；彌補了原始單段翼型在起降階段的不足，達到了對巡航和起降多設計點綜合設計的要求，即針對中空長航時無人機，此方法具有明顯的優(yōu)勢。

3 結 論

(1)相比于常規(guī)直接切割法，本文采用的方法控制點和控制參數(shù)更多，其對原始翼型適應性更好，更適合多目標優(yōu)化設計。

(2)新設計的兩段翼型續(xù)航因子和起飛升力分別提升了12.6%和40%，起飛升阻比由原始常規(guī)襟翼的25提升到了69。

(3)實際的飛機工程應用中，飛機的起降滑跑距離分別降低40%和55%，彌補了原始翼型在起降階段的不足，達到了對巡航和起降多設計點綜合設計的要求，此方法對中空長航時無人機設計具有重要意義。