頭部外形對無人機氣動/隱身性能影響

劉戰(zhàn)合　游澤宇　王菁　苗楠

摘要：? ? ? ?為研究頭部形狀對無人機氣動/隱身性能的影響， 建立了頭部外形改進前后的分析模型。 基于FLUENT和物理光學(xué)法， 研究了不同狀態(tài)下的氣動/隱身性能影響， 提出氣動性能影響分析的相對變化率概念。 結(jié)果表明， 頭部外形改進可明顯提高無人機氣動性能， 迎角4°時， 升力系數(shù)相對增加率、 阻力系數(shù)相對減小率、 升阻比相對增加率分別為0.225 8%， 5.505%， 6.065%; 頭部外形改進后， 機身下方具有更大面積的高壓區(qū)而其頭部高壓區(qū)相對較小， 增加了升力， 減小了阻力; 頭部外形改進對散射曲線分布影響不大， 前向角域RCS曲線向內(nèi)收縮較大， 隱身性能提高， 頭部外形改進在頻率和俯仰角變化時均有隱身性能提升效果， 頻率增加時， 前向角域降低幅值最大可達6.637 0 dB， 俯仰角變化時可達11.457 7 dB; 頭部外形曲面融合技術(shù)可有效提高無人機氣動/隱身性能。

關(guān)鍵詞：? ? ? 無人機; 氣動/隱身性能;? 升力系數(shù); 阻力系數(shù); 電磁散射

中圖分類號：? ? ? ?V279文獻標識碼：? ? ?A文章編號：? ? ? ?1673-5048（2020）02-0039-08

0引言

無人機是現(xiàn)代軍事力量中的重要平臺， 已廣泛用于偵察、 監(jiān)視、 作戰(zhàn)等[1-3]， 由于執(zhí)行任務(wù)的不同， 總體外形有所區(qū)別。 對偵察無人機， 需要攜帶探測雷達、 紅外光電設(shè)備等， 載荷類型、 安裝位置和方式等會帶來無人機外形尤其是機身外形的較大變化[4-6]， 較小的外形改變對氣動性能、 電磁散射特性等影響較小， 外形改變較大時， 會有較大影響。

隨著軍事技術(shù)的快速發(fā)展， 大型偵察、 察打一體無人機均已投入實際應(yīng)用， 模塊式探測設(shè)備尤其是共形探測技術(shù)未來將裝備于偵察、 攻擊型無人機。 無人機隱身性能的優(yōu)劣對其戰(zhàn)場生存力影響明顯[7-8]， 針對不同布局無人機的電磁散射特性[9-10]及進氣道的電磁影響[11-12]， 已有相關(guān)文獻開展了較為深入的研究。 就當前情況來看， 探測設(shè)備如雷達等會較大地改變飛行器外形， 如美軍“全球鷹”、 “捕食者”、 “復(fù)仇者”等無人機頭部。 以“全球鷹”為例， 其頭部安裝了高分辨率的合成孔徑雷達及其他光電設(shè)備， 使得頭部外形明顯增大， 從而使無人機氣動性能、 隱身性能發(fā)生較大改變， 有必要進行詳細研究。

為分析頭部外形改變對無人機氣動性能、 隱身性能的影響規(guī)律， 以美軍“全球鷹”無人機為參考研究對象， 分別建立頭部凸起和修正后的三維模型， 通過二者對比分析氣動性能、 隱身性能的變化規(guī)律。 基于FLUENT軟件， 采用N-S方程， 研究了兩種模型的升力系數(shù)、 阻力系數(shù)、 升阻比及關(guān)鍵位置的壓力云圖差異， 以分析頭部外形帶來的氣動性能變化; 基于高頻算法中的物理光學(xué)法（Physical Optics， PO）分析了頭部外形改變前后的RCS（Radar Cross Section）曲線變化趨勢， 以RCS算術(shù)均值變化特性分析了重要威脅角域內(nèi)的隱身性能及產(chǎn)生原因， 為飛行器設(shè)計提供技術(shù)參考。

1無人機分析模型建立

為分析頭部形狀影響， 以“全球鷹”無人機為參考， 建立分析模型A， 進一步借鑒“彩虹”無人機、 “捕食者”等攻擊型無人機機頭形狀， 模擬共形雷達技術(shù)對頭部的影響情況， 僅對模型A頭部采用曲面修形改進分析頭部外形的氣動/隱身性能影響， 且頭部寬度不變。 在模型A的基礎(chǔ)上建立模型B， 兩種分析模型示意圖如圖1所示。

模型A與B翼展相同， 均為35 m， 二者平均氣動弦長為1.45 m， 展弦比為24.14， 機身長度均為13 m， 高度（未計垂尾高度）分別為2.85 m， 機翼參考面積為51.03 m2。 對氣動特性， 以巡航馬赫速度0.6為例， 飛行高度為15 000 m， 研究頭部修形前后兩種模型升力系數(shù)、 阻力系數(shù)、 升阻比等氣動性能影響; 對于電磁隱身性能， 主要討論不同入射頻率、 俯仰角RCS曲線變化特性及重要角域上的RCS均值影響。

2氣動/隱身性能計算方法

2.1氣動性能計算方法

以建立的兩種模型A與B為研究對象， 巡航馬赫數(shù)為0.6時， 控制方程選擇可壓縮連續(xù)性方程和定常可壓縮N-S方程， 采用遠場壓力條件為邊界條件， 湍流模型為k-ω SST模型， 飛機表面為非滑移邊界， 設(shè)置氣體為理想氣體。 計算平臺為FLUENT軟件， 計算時收斂殘差為1.0×10-4， 網(wǎng)格由ICEM軟件生成， 模型A計算網(wǎng)格如圖2所示。

航空兵器2020年第27卷第2期劉戰(zhàn)合， 等：? 頭部外形對無人機氣動/隱身性能影響根據(jù)執(zhí)行任務(wù)飛行情況， 計算氣動性能時俯仰角設(shè)定為-2°～14°， 間隔步長為2°， 計算不同狀態(tài)的升力系數(shù)、 阻力系數(shù)、 升阻比， 分析了典型狀態(tài)壓力云圖對升力、 阻力的影響關(guān)系。

2.2電磁隱身性能計算方法

“全球鷹”為一種高空偵察無人機， 面臨不同頻率、 不同入射角的電磁波照射。 根據(jù)其作戰(zhàn)任務(wù)情況， 入射頻率為0.3～18 GHz（以兼顧低頻米波預(yù)警雷達和防空導(dǎo)彈導(dǎo)引頭頻段）。 電磁計算方法一般可根據(jù)電尺寸分為高頻和低頻算法[13-14]， 對本文研究目標（電大尺寸或超大電尺寸）， 適用于典型的高頻計算方法。 物理光學(xué)法與矩量法均基于電磁場積分方程[15-16]。 為提高計算速度并保證一定的精度， 在目標電磁耦合作用上， 物理光學(xué)法保留了矩量法的面元自身耦合作用， 而忽略了不同面元間的相互耦合[9-10， 13]。

與頻率變化分析類似， 側(cè)向S-30角域上， 俯仰角偏離0°時， 模型B有一定的電磁散射減縮效果， 且兩種模型在俯仰角為-15°～15°時， RCS均值有減小趨勢， 0°俯仰角時， 兩種模型側(cè)向散射機理變化較小， 均值較為接近， 在其他俯仰角時， 二者RCS均值差異較小， 最大時僅為3.423 9 dB（俯仰角5°時）。 周向W-360角域上， 受各向角域影響， 不同俯仰角上， 模型B的RCS均值均較小， 說明隱身性能有一定提高。

5結(jié)論

針對頭部形狀對無人機的氣動/隱身性能影響， 以某型偵察機為參考對象， 建立了頭部外形改進前后的兩種模型A和B， 采用FLUENT、 物理光學(xué)法分別計算分析了不同狀態(tài)下的氣動性能、 電磁散射特性， 得到研究結(jié)論如下：

（1） 氣動性能影響。 在-2°～14°迎角上， 模型B的升力系數(shù)較高， 阻力系數(shù)降低較為明顯， 尤其在迎角較低時， 提高了巡航性能， 同時， 升阻比增加明顯。 4°迎角時， 升力系數(shù)相對增加率為0.225 8%， 阻力系數(shù)相對減小率為5.505%， 升阻比相對增加率為6.065%。 對迎角4°和10°， 模型B機身下方高壓區(qū)面積大于模型A， 具有更大的升力系數(shù)， 模型B機身頭部高壓區(qū)相對較小， 降低了阻力系數(shù); 以上結(jié)果在10°迎角上高壓區(qū)顯示更為明顯。

（2） 電磁散射影響。 從散射曲線分布上來看， 頭部外形的修改主要影響前向角域， 使對應(yīng)角域上RCS曲線向內(nèi)收斂， 而對后向角域影響較小， 同時， 對RCS分布特點影響不大; 頻率增加時， 波峰更為明顯， 震蕩性增大， 俯仰角變化時， 方位角39°和128°上波峰強度變小， 其他方位角上變化較小。 對RCS均值， 模型B在前向角域有較低的RCS均值， 隱身性能提高較為明顯， 頻率增加時， 模型B隱身性能提高， 15 GHz時減縮6.637 0 dB; 模型B在不同俯仰角上表現(xiàn)出類似現(xiàn)象， 前向角域影響最大， 俯仰角15°時減縮可達11.457 7 dB。

（3） 頭部外形氣動/隱身融合。 在滿足任務(wù)需求設(shè)計的前提下， 頭部外形對氣動性能、 隱身性能均有一定影響， 采用曲面平滑過渡技術(shù)、 盡量降低來流及雷達入射方向的頭部有效截面積可獲得氣動和隱身性能的有效提升， 曲面平滑過渡可有效降低鏡面散射效果， 同時達到降低氣動阻力的目的， 降低截面積對降低阻力、 電磁散射均有積極效果。

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Abstract： In order to study the influence of head shape on aerodynamic/stealth performance of UAV（Unmanned Aerial Vehicle）， analysis models with and without improvement of head shape are established. The effects of aerodynamic/stealth performance with different status are studied by FLUENT and physical optics method， and the conception of relative variation rate of aerodynamic performance influence analysis is proposed. The results show that the aerodynamic performance of UAV could be significantly improved by the improvement of head shape. When the angle of attack is 4 °， the relative increase rate of lift coefficient， the relative reduction rate of drag coefficient， and the relative increase rate of lifttodrag ratio are 0.225 8%， 5.505% and 6.065% respectively. There exists a larger high pressure area below the fuselage in improved model and its high pressure area in head is relatively small， which increases the lift and reduces the drag. The improvement of head shape has little effect on the distribution of scattering curve. The inward shrinkage of RCS curve in forward angle domain is large and the stealthy performance is improved. Besides， the improvement of head shape has lifting effect on stealth performance with the variation of frequency and pitch angle. The reduction amplitude of the forward angle domain can reach 6.637 0 dB and 11.457 7 dB when the frequency and pitch angle change. The surface fusion technology of head shape can effectively improve the aerodynamic/stealth performance of UAV.

Key words： UAV; aerodynamic/stealth performance ; lift coefficient; drag coefficient;? electromagnetic scattering