雙囊體飛艇布局氣動特性分析

周 萌，高國柱，薛松海

(中國電子科技集團(tuán)公司第三十八研究所 浮空平臺部，合肥 230088)

0 引言

飛艇是一種主要依靠浮升氣體升空，由動力推進(jìn)并可操縱的航空器[1]，近年來受到了各國的廣泛關(guān)注，并取得了長足的發(fā)展。其中，浮升混合飛艇采用組合囊體的高升力布局形式，將傳統(tǒng)靜浮力飛艇與其他動升力飛行器優(yōu)點(diǎn)結(jié)合在一起。此外，這種飛艇的嚢體結(jié)構(gòu)能夠有效減小截面曲率，增加等效截面半徑。浮升混合飛艇具有載荷能力強(qiáng)、續(xù)航時(shí)間長、操控簡單可靠、對地面基礎(chǔ)設(shè)施依賴小等突出優(yōu)點(diǎn)[2]，有著重要的科學(xué)研究和工程實(shí)用價(jià)值[3]。國外已經(jīng)開展一些浮升混合飛艇的試驗(yàn)，如美國Lockheed Martin Corporation的P-791[4]和英國的Advanced Technologies Group的Skycat[5]。

飛艇主要由囊體、尾翼、吊艙和推進(jìn)裝置等部分構(gòu)成。囊體用于充填升力氣體(氦氣、氫氣等)以產(chǎn)生浮力。囊體是飛艇的主要部件，也是飛艇氣動阻力產(chǎn)生的主要部件，在飛艇的總阻力中，約有1/2至2/3的阻力是由囊體引起的。升阻比和阻力大小息息相關(guān)，同時(shí)阻力是關(guān)系飛艇運(yùn)輸能力的重要參量[6]，與飛行器的最大飛行速度、航程和運(yùn)載能力直接相關(guān)。因此獲得設(shè)計(jì)條件下雙囊體飛艇布局的最優(yōu)囊體距離以取得最優(yōu)升阻比是設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵所在。

龍飛等[7]的風(fēng)洞試驗(yàn)研究結(jié)果表明，浮升混合式飛艇的升阻比優(yōu)于常規(guī)單囊體飛艇。李琦等[8]討論了浮升混合式飛艇與常規(guī)飛艇升阻特性的區(qū)別。孟軍輝[9]分析了浮重比、巡航速度等參數(shù)對于浮升混合式飛艇總體性能的影響規(guī)律，同時(shí)研究了浮升飛艇氣動性能、總體飛行性能和經(jīng)濟(jì)性能。糜攀攀等[10]的研究結(jié)果表明，浮升混合式飛艇布局具有較好的氣動性能和效率，相同條件下提供的動升力為常規(guī)飛艇的3倍。但是總的來說，上述均針對固定的雙囊體浮升混合式飛艇開展研究，尚未有針對囊體之間的間距開展研究，缺乏對雙囊體飛艇布局的氣動特性全面認(rèn)識。

本文采用計(jì)算流體動力學(xué)(CFD)方法對雙囊體飛艇的囊體之間的間距進(jìn)行研究，分別計(jì)算了單囊體飛艇和雙囊體飛艇的氣動性能，對比分析了升阻特性，最后給出了雙囊體飛艇設(shè)計(jì)中的兩個(gè)囊體之間的間距范圍。

1 計(jì)算模型

1.1 計(jì)算對象幾何特征說明

為了建立相對統(tǒng)一的參考標(biāo)準(zhǔn)，以得到更準(zhǔn)確的分析結(jié)果，本文做了如下假設(shè)：

(1)所有計(jì)算對象(單囊體飛艇、雙囊體飛艇)均具有相同的囊體體積，即囊體體積V0=1540 m3；

(2)單囊體飛艇的囊體曲面是由多段曲線組成的母線的旋成體表面構(gòu)成；

(3)雙囊體飛艇是基于常規(guī)單囊體飛艇并列組合而成；

(4)單囊體飛艇尾翼采用“十”字型布局，雙囊體飛艇尾翼采用倒“П”字型布局；

(5)雙囊體之間的囊體間距定義為兩個(gè)囊體最大直徑處圓心之間的距離；

(6)參考面積S為囊體體積V0的2/3次方，參考長度L為飛艇囊體體積V0的1/3次方。

1.2 建立幾何模型

如圖1(a)所示，單囊體飛艇主囊體外形為旋轉(zhuǎn)體，尾翼成“十”字型布局位于囊體后部。該囊體外形曲面經(jīng)過理論計(jì)算、風(fēng)洞試驗(yàn)、外場飛行試驗(yàn)等過程驗(yàn)證和優(yōu)化后確定，具有良好的氣動外形。圖1(b)、圖1 (c)和圖1 (d)所示為部分雙囊體飛艇外形圖，由圖可以看出，雙囊體飛艇是由2個(gè)單囊體飛艇組合而成的，尾翼成倒“П”字型布置在兩個(gè)單體的后部，兩片垂尾，兩片平尾，四片尾翼與單囊體尾翼外形完全相同。其中：圖1(c)所示的雙囊體飛艇5中的兩個(gè)囊體尚交聯(lián)在一起；圖1 (d)所示的雙囊體飛艇6中的兩個(gè)囊體已不再相交。

(a)單囊體飛艇 (b)雙囊體飛艇3 (c)雙囊體飛艇5 (d)雙囊體飛艇6

計(jì)算模型主要參數(shù)如表1所示。表1中的參數(shù)定義如圖2所示，其中：囊體間距表示兩個(gè)囊體對稱面之間的距離；最大長度表示囊體對稱面上從頭部到尾部的距離；最大寬度表示囊體最大截面的寬度。雙囊體飛艇1～5中的兩個(gè)囊體相交，雙囊體飛艇6～8中的兩個(gè)囊體已不再相交。

圖2 飛艇參數(shù)示意圖

表1 飛艇主要總體參數(shù)表

1.3 網(wǎng)格模型及邊界條件

采用ICEM CFD劃分多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。遠(yuǎn)場長度、寬度和高度分別為單囊體飛艇艇體最大截面直徑的30倍、30倍和20倍。單囊體網(wǎng)格數(shù)為400萬，雙囊體網(wǎng)格數(shù)為560萬。在近壁面采用貼體O型網(wǎng)格，邊界層上布置33層網(wǎng)格，壁面第一層網(wǎng)格滿足y+≈1.0。本文選取的計(jì)算高度為3 km，來流風(fēng)速為30 m/s。

1.4 數(shù)值計(jì)算

計(jì)算速度為30 m/s，為低速不可壓流動，采用三維雷諾平均N-S方程(RANS方程)求解。為了進(jìn)一步提高計(jì)算效率，采用多重網(wǎng)格加速收斂技術(shù)和并行計(jì)算技術(shù)。

2 單囊體飛艇與雙囊體飛艇3氣動特性對比

選取兩個(gè)囊體間距適中的模型進(jìn)行分析，即雙囊體飛艇3，此時(shí)兩個(gè)囊體間距為4.00 m，約為雙囊體飛艇6的囊體間距的一半。單囊體飛艇和雙囊體飛艇3的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比隨迎角變化曲線如圖3所示。由圖3中可以看出，在計(jì)算迎角范圍內(nèi)，尚未出現(xiàn)失速現(xiàn)象，升力系數(shù)與迎角呈現(xiàn)線性關(guān)系，阻力系數(shù)與迎角呈典型的非線性關(guān)系。當(dāng)迎角α小于0°時(shí)，兩類飛艇的升力系數(shù)均為負(fù)值，升力系數(shù)隨著迎角增大而增大，阻力系數(shù)隨著迎角增大而減小，升阻比隨著迎角增大先減小后增大；當(dāng)迎角α等于0°時(shí)，阻力系數(shù)達(dá)到最小，升力系數(shù)基本為0，升阻比基本為0；當(dāng)迎角α大于0°時(shí)，兩類飛艇的升力系數(shù)為正值，阻力系數(shù)和升力系數(shù)均隨著迎角增大而增大，升阻比隨著迎角增大先增大后減小。

在相同的負(fù)迎角下，雙囊體飛艇3的升力系數(shù)較單囊體飛艇的小，阻力系數(shù)較單囊體飛艇的大，且隨著迎角增大，兩類飛艇的升力系數(shù)差值和阻力系數(shù)差值逐漸減小。在相同的負(fù)迎角下，雙囊體的升阻比較單囊體的大，且隨著迎角增大，兩類飛艇的升阻比差值先增大后減小。

(a)升力系數(shù)曲線 (b)阻力系數(shù)曲線 (c)升阻比曲線

在相同的正迎角下，雙囊體飛艇3的升力系數(shù)和阻力系數(shù)較單囊體飛艇的大，且隨著迎角增大，由于迎風(fēng)面積增加，兩類飛艇的升力系數(shù)差值和阻力系數(shù)差值逐漸增大。在相同的迎角下，雙囊體的升阻比較單囊體大，且隨著迎角增大，兩類飛艇的升阻比差值先增加后減小。

圖4所示為囊體尾部表面流線圖，由圖4(a)可以看出，單囊體飛艇由于縱向摩擦力和逆壓梯度，在囊體尾部形成小的漩渦。由圖4(b)可以看出，在雙囊體飛艇3中的兩個(gè)囊體之間存在干擾，流場較為紊亂，氣流在兩個(gè)囊體的結(jié)合面上相遇，之后在尾部左右兩側(cè)空間內(nèi)各自形成漩渦，引起向后的氣動阻力。

3 雙囊體間距對氣動性能影響

圖5所示為雙囊體飛艇1～5氣動特性，由圖5可見，當(dāng)兩個(gè)囊體距離小于7.13 m時(shí)，在相同的迎角下，隨著兩個(gè)囊體之間的距離增加，囊體的升力系數(shù)、阻力系數(shù)逐漸和升阻比均增加，雙囊體效果逐漸明顯。但是在囊體之間的間距增大一定程度時(shí)，可以看出，阻力系數(shù)迅速增加，在大迎角下，其升阻比反而有所減小。隨著迎角距離增加，五個(gè)計(jì)算對象(雙囊體飛艇1～5)的升阻比先增加后減小，在迎角為8～10°時(shí)達(dá)到最大。

(a)升力系數(shù) (b)阻力系數(shù) (c)升阻比

當(dāng)兩個(gè)囊體距離大于7.85 m時(shí)，此時(shí)兩個(gè)囊體不再相交，布局形式為兩個(gè)獨(dú)立的單囊體并列放置。如圖6所示，在相同的迎角下，隨著兩個(gè)囊體之間的距離增加，囊體的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比逐漸減小，雙囊體效果逐漸減弱。隨著迎角的增大，三個(gè)計(jì)算對象(雙囊體飛艇6～8)的升阻比先增大后減小，在迎角為8～10°時(shí)達(dá)到最大。

(a)升力系數(shù) (b)阻力系數(shù) (c)升阻比

圖7 雙囊體飛艇站位選取示意圖

綜合對比圖5和圖6可以看出，在雙囊體飛艇的兩個(gè)囊體不相交之前，即雙囊體飛艇5，升力系數(shù)最優(yōu)；在迎角小于14°時(shí)，相同的迎角下，雙囊體飛艇5升阻比最優(yōu)。

選取雙囊體飛艇的兩個(gè)站位進(jìn)行壓力分布對比分析，選取站位示意圖如圖7所示。對雙囊體飛艇2、4和5的對稱面進(jìn)行壓力分布分析，結(jié)果如圖8所示。由圖8(a)可以看出，隨著間距逐漸增加，雙囊體飛艇的前緣吸力峰不斷增強(qiáng)，且上下表面壓力分布的交叉點(diǎn)逐漸后移，因此升力和阻力系數(shù)不斷增大。

(a)囊體對稱面 (b)垂尾對稱面

(a) 0°迎角 (b) 8°迎角 (c) 30°迎角

對雙囊體飛艇2、4、5和8的垂尾對稱面當(dāng)?shù)貕毫Ψ植挤治觯p囊體飛艇5表示兩個(gè)囊體即將不再相交，雙囊體飛艇8表示兩個(gè)囊體不再相交。由圖8(b)可以看出，雙囊體飛艇5前緣吸力峰達(dá)到最大，上下表面壓力分布交叉點(diǎn)達(dá)到最后，因此在囊體不再相交之際，其升力系數(shù)最大，阻力系數(shù)最大。

飛艇的阻力分為兩種：摩擦阻力和壓差阻力。圖9所示為壓差阻力CDp和摩擦阻力CDv隨囊體距離變化曲線。由圖9可見，在小迎角狀態(tài)下，壓差阻力CDp和摩擦阻力CDv占比相當(dāng)，但是大迎角狀態(tài)下，壓差阻力CDp遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于摩擦阻力CDv。

在同一個(gè)迎角狀態(tài)下，壓差阻力CDp從單囊體飛艇到雙囊體飛艇1時(shí)，壓差阻力減小，隨著囊體之間的間距逐漸增加，壓差阻力先增大后減小，在雙囊體飛艇5時(shí)，壓差阻力達(dá)到最大。當(dāng)兩個(gè)囊體不再相交且隨著囊體之間的間距不斷增加時(shí)，壓差阻力迅速減小，這是由于迎風(fēng)面面積保持不變，兩個(gè)囊體之間的氣動干擾逐漸減弱。

在同一個(gè)迎角狀態(tài)下，摩擦阻力CDv從單囊體飛艇到雙囊體飛艇6時(shí)，摩擦阻力逐漸增加，即在在兩個(gè)囊體即將分開時(shí)達(dá)到最大，此時(shí)囊體表面積最大。之后從雙囊體飛艇6～8，由于囊體表面積保持不變，摩擦阻力基本保持不變。

4 結(jié)論

本文討論了浮升混合雙囊體飛艇布局與常規(guī)單囊體飛艇氣動特性的區(qū)別，得出如下結(jié)論：

(1)相同正迎角條件下，與常規(guī)單囊體飛艇相比，雙囊體飛艇具有更大的升力、阻力和升阻比；

(2)單囊體和雙囊體的最大升阻比對應(yīng)的迎角基本保持不變，維持在8～10°；

(3)雙囊體飛艇在囊體間距較小時(shí)，隨著囊體間距逐漸增加，升力、阻力和升阻比逐漸增加；

(4)雙囊體飛艇囊體間距達(dá)到一定程度但是左右囊體尚相交時(shí)，其在大迎角下，阻力系數(shù)迅速增加，升阻比迅速減?。?/p>

(5)雙囊體飛艇不再相交時(shí)，隨著囊體間距逐漸增加，升力、阻力和升阻比逐漸減小。