長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)特性數(shù)值模擬

岳奎志,孫義成,程亮亮,郁大照

(1.海軍航空大學(xué),山東 煙臺(tái) 264001;2.清華大學(xué)航天航空學(xué)院,北京 100191)

長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)是一種航時(shí)長(zhǎng)、航程遠(yuǎn)的無(wú)人作戰(zhàn)飛行器,該飛行器自身攜帶光學(xué)攝像機(jī)、紅外偵測(cè)設(shè)備、衛(wèi)星導(dǎo)航設(shè)備和合成孔徑雷達(dá),同時(shí)，也能掛載飛航導(dǎo)彈,用于執(zhí)行巡邏、偵察和打擊任務(wù)。目前,長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)在各國(guó)正在如火如荼地研發(fā)、生產(chǎn)和使用,并且不斷更新升級(jí)。美國(guó)的“捕食者”無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的最大飛行半徑為3 700 km,最大飛行速度為240 km/h,最大續(xù)航時(shí)間為60 h?！叭蝥棥备呖者h(yuǎn)程無(wú)人機(jī)的最大飛行速度為740 km/h,巡航速度為635 km/h,航程為26 000 km,續(xù)航時(shí)間為42 h。我國(guó)也研究長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī),公開報(bào)道的型號(hào)有“翼龍”等,從公開的飛行性能數(shù)據(jù)中分析,我國(guó)的“翼龍”與美國(guó)同類型的“捕食者”存在一定差距,有待于從飛機(jī)總體設(shè)計(jì)與氣動(dòng)性能等方面加以研究,并不斷完善提高無(wú)人機(jī)的性能,最終超越國(guó)外同類型無(wú)人機(jī)。

關(guān)于長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性的研究,國(guó)內(nèi)外專家學(xué)者已經(jīng)取得了非常豐富的學(xué)術(shù)成果。文獻(xiàn)[1]集成動(dòng)網(wǎng)格、邊界條件、前處理、流場(chǎng)解算、計(jì)算功率因子和后處理模塊,并通過(guò)Wing Optimal優(yōu)化器模塊將以上模塊集成到一起,研究長(zhǎng)航時(shí)飛機(jī)機(jī)翼翼型的優(yōu)化;文獻(xiàn)[2]基于Parsec參數(shù)化方法和Hicks-Henne函數(shù),研究長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)在低雷諾數(shù)時(shí)的翼型;文獻(xiàn)[3]設(shè)計(jì)了長(zhǎng)航時(shí)飛翼無(wú)人機(jī),利用CFD理論獲得其基本氣動(dòng)參數(shù),并進(jìn)行飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。文獻(xiàn)[4]針對(duì)中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī),設(shè)計(jì)了高升力、低力矩的層流翼型;文獻(xiàn)[5]設(shè)計(jì)了翼身融合布局中央機(jī)體翼型,并得出以下結(jié)論:采用具有前緣加載特征的“鷹勾”隱身前緣設(shè)計(jì),氣動(dòng)性能損失小；文獻(xiàn)[6]基于CFD技術(shù),研究無(wú)人機(jī)的堵錐整流模型和動(dòng)力影響模型,并分析兩種模型的升阻特性;文獻(xiàn)[7]應(yīng)用CCFD軟件,進(jìn)行萬(wàn)核級(jí)并行流場(chǎng)數(shù)值模擬,分析飛機(jī)高速巡航構(gòu)型阻力和低速增升裝置的氣動(dòng)特性;文獻(xiàn)[8]為了提高CFD模型對(duì)高空滑移流區(qū)域流動(dòng)的模擬精度,用速度滑移與溫度跳躍邊界條件代替無(wú)滑移邊界條件;文獻(xiàn)[9]基于CFD理論,研究新型軍用運(yùn)輸機(jī)的氣動(dòng)特性;文獻(xiàn)[10]基于CFD理論,使用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,研究民用飛機(jī)的機(jī)身和機(jī)翼的氣動(dòng)特性;文獻(xiàn)[11]基于CFD理論,以F-16戰(zhàn)斗機(jī)為背景,通過(guò)數(shù)值模擬系統(tǒng)辨識(shí)測(cè)定飛機(jī)的穩(wěn)定性和控制性;文獻(xiàn)[12]基于CFD理論,以F-16和F-22A為背景,數(shù)值模擬飛機(jī)的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)。文獻(xiàn)[13]基于CFD理論,研究了掛載導(dǎo)彈發(fā)射時(shí)其尾流對(duì)無(wú)人機(jī)的影響;文獻(xiàn)[14]利用數(shù)值模擬方法,研究了機(jī)載導(dǎo)彈發(fā)射的過(guò)程;文獻(xiàn)[15]研究了長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)的翼尖小翼的氣動(dòng)特性;文獻(xiàn)[16]研究了一種小型低雷諾數(shù)無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性;文獻(xiàn)[17]基于商業(yè)軟件VSAERO計(jì)算了無(wú)人機(jī)全機(jī)的氣動(dòng)特性。雖然關(guān)于長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)機(jī)體的氣動(dòng)特性研究比較豐富,但是關(guān)于無(wú)人機(jī)的掛載導(dǎo)彈的氣動(dòng)特性影響研究還未收集到相關(guān)文獻(xiàn)。

本文采用CFD技術(shù),針對(duì)掛載飛航導(dǎo)彈的長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)特性分析,期望對(duì)無(wú)人機(jī)的總體與氣動(dòng)特性的研究提供理論依據(jù)與技術(shù)支持。

1 理論依據(jù)

在無(wú)人機(jī)進(jìn)行CFD數(shù)值模擬過(guò)程中,空氣流場(chǎng)的湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)的k-ε方程,流體力學(xué)控制理論則采用三維N-S方程。

湍流模型的標(biāo)準(zhǔn)k-ε方程為[18]:

Gk+Gb-ρε-YM+Sk

(1)

(2)

控制理論的三維N-S方程為[19]:

(3)

(4)

(5)

其中,ρ是流體密度,k是湍動(dòng)能,t是時(shí)間,ui是時(shí)均速度,μ是流體動(dòng)力黏度,μt是湍動(dòng)黏度,σk是與湍動(dòng)能k對(duì)應(yīng)的Prandtl數(shù),Gk是由平均速度梯度引起的湍動(dòng)能k的產(chǎn)生項(xiàng),Gb是由浮力引起的湍動(dòng)能k的產(chǎn)生項(xiàng),ε是湍動(dòng)耗散率,YM是湍流中脈動(dòng)擴(kuò)張的貢獻(xiàn),Sk是用戶定義的源項(xiàng),σε是與耗散率ε對(duì)應(yīng)的Prandtl數(shù),C1ε、C2ε和C3ε是經(jīng)驗(yàn)常數(shù),Sε是用戶定義的源項(xiàng),u是速度矢量,u、v和w是速度矢量u在x、y和z方向上的分量,p是流體微元體上的壓力,div()是散度,grad()是梯度,Su是動(dòng)量守恒方程u方向的廣義源項(xiàng),Sv是動(dòng)量守恒方程v方向的廣義源項(xiàng),Sw是動(dòng)量守恒方程w方向的廣義源項(xiàng)。

2 數(shù)值模擬

無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)氣動(dòng)特性數(shù)值模擬,包含3個(gè)部分:飛機(jī)幾何模型建立與網(wǎng)格生成,空機(jī)氣動(dòng)特性分析,掛載導(dǎo)彈的無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性分析。

2.1 飛機(jī)幾何模型建立與網(wǎng)格生成

在飛機(jī)概念設(shè)計(jì)中,本文參考國(guó)外先進(jìn)的長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)MQ-1“捕食者”無(wú)人機(jī)、RQ-4A“全球鷹”無(wú)人機(jī)和MQ-9“收割者”無(wú)人機(jī)的優(yōu)點(diǎn),采用CATIA軟件,設(shè)計(jì)出長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的3D幾何模型。長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)采用大展弦比的機(jī)翼、V形尾翼、渦輪增壓發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)身尾部帶螺旋槳的無(wú)人機(jī),飛機(jī)機(jī)翼下可以掛載兩枚飛航式導(dǎo)彈。長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的幾何模型見圖1，其基本尺寸見表1。

圖1 長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)幾何模型

表1 長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的基本尺寸

在建立無(wú)人機(jī)的幾何模型之后,就要對(duì)飛機(jī)劃分網(wǎng)格,然后，才能進(jìn)行CFD分析。本文對(duì)長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)進(jìn)行網(wǎng)格化分,基于 Workbench軟件Mesh模塊,采用非結(jié)構(gòu)的四面體網(wǎng)格,對(duì)無(wú)人機(jī)飛行的氣動(dòng)流場(chǎng)進(jìn)行劃分網(wǎng)格,生成空機(jī)的流場(chǎng)網(wǎng)格數(shù)量為12 976 283個(gè),生成掛載導(dǎo)彈的無(wú)人機(jī)的流場(chǎng)網(wǎng)格數(shù)量為13 556 103個(gè)。取流場(chǎng)網(wǎng)格在無(wú)人機(jī)表面的網(wǎng)格部分,生成無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的網(wǎng)格,見圖2。

圖2 無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)網(wǎng)格

在生成流場(chǎng)網(wǎng)格后,下面進(jìn)行無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)特性分析。

2.2 空機(jī)氣動(dòng)特性分析

本節(jié)采用Workbench軟件的Fluent模塊,基于CFD理論,分析長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)在空機(jī)時(shí)的氣動(dòng)特性。

因?yàn)殚L(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)在中高空經(jīng)常進(jìn)行偵查、巡航飛行,所以，本文分析飛機(jī)在3 000 km空中飛行時(shí)的氣動(dòng)特性。在CFD分析求解無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性過(guò)程中,在模型設(shè)置選項(xiàng)中，湍流理論采用標(biāo)準(zhǔn)的k-ε方程,而流體力學(xué)控制理論采用三維N-S方程。飛機(jī)流場(chǎng)的初始條件設(shè)置如下:1)流場(chǎng)入口流體為空氣,在海拔3 000 km空中的大氣密度為0.909 25 kg/m3,壓力為70 121 Pa,聲速為328.58 m/s,動(dòng)力黏度為1.693 8 N·s/m2;2)大氣流場(chǎng)入口速度為80 m/s=0.243 472Ma;3)大氣流場(chǎng)出口為自由出流;4)機(jī)翼參考面積為12.215 m2;5)重心位置設(shè)為x=4.046 m,y=0 m,z=0.115 m。

經(jīng)Fluent軟件的數(shù)值模擬,飛機(jī)在迎角為0°時(shí),可以得出:1)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的壓力系數(shù)云圖,見圖3;2)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的動(dòng)壓、靜壓云圖,見圖4;3)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的速度等值面圖,見圖5。

經(jīng)Fluent軟件的數(shù)值模擬,飛機(jī)在迎角為-6°～15°時(shí),還可以得出:無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)力系數(shù)和氣動(dòng)力矩系數(shù),見表2。

圖3 無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的壓力系數(shù)云圖

圖4 無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的壓力云圖

圖5 無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的速度等值面圖

圖6 無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的湍動(dòng)能剖面圖

表2 無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)力系數(shù)及力矩系數(shù)

無(wú)人機(jī)氣流的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)就是氣流的平流層向湍流層的過(guò)度點(diǎn)。從圖6中,可以看出:1)機(jī)身前段均勻的氣流屬于層流,機(jī)身中段氣流屬于低強(qiáng)度的湍流;2)機(jī)翼下表面的氣流屬于層流,機(jī)翼上表面的前段氣流屬于層流,機(jī)翼上表面的后段氣流屬于湍流,襟副翼上下表面的氣流屬于低強(qiáng)度的湍流,機(jī)翼與機(jī)身連接處的氣流屬于中等強(qiáng)度的湍流;3)機(jī)頭前段下方的攝像頭前部氣流屬于層流,而后部氣流為高等強(qiáng)度的湍流;4)螺旋槳后方的氣流屬于高強(qiáng)度的湍流。

螺旋槳后方湍流不可避免,可以減小的湍流范圍為攝像頭后方的氣流。實(shí)施方案為:高速飛行時(shí)攝像頭收于機(jī)身內(nèi),實(shí)施偵察時(shí)攝像頭再伸出。

無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)在3 km高空,迎角為3°條件下,以80 m/s=0.243 472Ma速度平飛時(shí),其所受的氣動(dòng)阻力D和升力L如下:

0.071 115=2 527.48 N,

0.622 525=22 125.01 N。

在對(duì)飛機(jī)進(jìn)行初步性能評(píng)估時(shí),飛機(jī)在穩(wěn)定平飛條件下,升力、阻力、重力、推力之間的關(guān)系如下:

所以,長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)在3 km空中平飛時(shí)的需用推力為

長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)在3 km空中平飛時(shí),可承載的飛機(jī)質(zhì)量為

對(duì)于長(zhǎng)航時(shí)的無(wú)人機(jī),湍流轉(zhuǎn)捩對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)需用功率影響的邏輯關(guān)系如下:

長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)在3 km空中,以80 m/s的速度平飛時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)需用功率P如下:

由此可知,長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)在3 km空中以80 m/s的速度平飛時(shí),其總質(zhì)量能夠達(dá)到2 280.22 kg,約2.28 t,同時(shí),無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的需用推力約為2 537 N。無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)平飛時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的需用功率為202.20 kW。

2.3 掛載導(dǎo)彈的無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性分析

同理,本節(jié)采用Workbench軟件的Fluent模塊,基于CFD理論,分析長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)在掛載飛航導(dǎo)彈時(shí)的氣動(dòng)特性。

飛機(jī)流場(chǎng)的初始條件設(shè)置基本不變,改變的只有如下設(shè)置:重心位置設(shè)定為x=3.597 m,y=0 m,z=0.041 m。

經(jīng)Fluent軟件的數(shù)值模擬,飛機(jī)在迎角為3°時(shí),可以得出:1)掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的壓力系數(shù)云圖,見圖7;2)掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的動(dòng)壓云圖,見圖8;3)掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的靜壓云圖,見圖9;4)掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的總壓云圖,見圖10;5)掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的速度等值面圖,見圖11。

經(jīng)Fluent軟件的數(shù)值模擬,飛機(jī)在迎角為-6°～15°時(shí),可以得出:掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)力系數(shù)和氣動(dòng)力矩系數(shù),見表3。

圖7 掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的壓力系數(shù)云圖

圖8 掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的動(dòng)壓云圖

圖9 掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的靜壓云圖

圖10 掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的總壓云圖

圖11 掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的速度等值面圖

表3 掛載導(dǎo)彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)力系數(shù)及力矩系數(shù)

由表2和表3可知,在空氣來(lái)流速度為80 m/s,飛機(jī)迎角為3°時(shí),長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)特性如下:1)空機(jī)的升力系數(shù)為0.622 525,掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的升力系數(shù)為0.614 326,掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)比空機(jī)的升力系數(shù)減小了1.317%;2)空機(jī)的阻力系數(shù)為0.071 115,掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的阻力系數(shù)為0.075 232,掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)比空機(jī)的阻力系數(shù)增加了5.789%;3)空機(jī)的升阻比為8.754,掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)升阻比為8.166,掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)比空機(jī)的升阻比縮減了6.717%。同理,可以知道在空氣來(lái)流速度為80 m/s時(shí),在飛機(jī)迎角為-6°、-3°、0°、6°、9°、12和15°時(shí),長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)特性。

下面將本文概念設(shè)計(jì)的長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)與MQ-1“捕食者”無(wú)人機(jī)進(jìn)行對(duì)比分析。MQ-1“捕食者”無(wú)人機(jī),機(jī)長(zhǎng)8.22 m,翼展14.8 m,機(jī)高2.1 m,機(jī)翼面積11.5 m2,空重512 kg,最大起飛重量1 020 kg。在飛機(jī)尺寸基本相同的條件下,概念設(shè)計(jì)的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)比MQ-1“捕食者”無(wú)人機(jī)最大起飛重量提高了123.529%。

采用CFD技術(shù)進(jìn)行估算無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)及其流場(chǎng)的壓強(qiáng)、速率及升阻特性的準(zhǔn)確性和可靠性,并通過(guò)大量的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證,證明方法的可靠性及準(zhǔn)確性均滿足無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)概念設(shè)計(jì)時(shí)估算飛機(jī)氣動(dòng)性能的要求。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文基于CFD技術(shù),對(duì)長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)特性數(shù)值模擬。在CFD數(shù)值模擬過(guò)程中,無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的空氣流場(chǎng)的湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)的k-ε方程,流體力學(xué)控制理論則采用三維N-S方程。經(jīng)CFD數(shù)值模擬,得出如下結(jié)論:

1)基于CATIA軟件對(duì)飛機(jī)進(jìn)行三維曲面建模,然后，使用Workbench 軟件的Fluent模塊對(duì)3D模型進(jìn)行氣動(dòng)特性分析,該計(jì)算流程可行性強(qiáng);

2)長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)在3 km空中以80 m/s的速度平飛時(shí),在迎角為3°的條件下,其總質(zhì)量能夠達(dá)到2 280 kg。在飛機(jī)尺寸基本相同的條件下,MQ-1“捕食者”無(wú)人機(jī)的載重為1 020 kg,概念設(shè)計(jì)的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)比MQ-1“捕食者”無(wú)人機(jī)載重提高了123.529%;同時(shí),無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的需用推力約為2 537 N;

3)在迎角為3°條件下,掛彈的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)比空機(jī)的升力系數(shù)減小了1.317%,阻力系數(shù)增加了5.789%,升阻比縮減了6.717%。

長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)特性分析,可為飛機(jī)總體設(shè)計(jì)與氣動(dòng)特性分析提供理論依據(jù)與技術(shù)支持。