張　冀, 陳柏松, 華　欣

(空軍航空大學(xué) a. 飛行器與動力系; b. 航理系, 吉林 長春　130022)

基于正交試驗(yàn)的無人機(jī)仿生翼型優(yōu)化設(shè)計

張冀a, 陳柏松a, 華欣b

(空軍航空大學(xué) a. 飛行器與動力系; b. 航理系, 吉林 長春130022)

摘要:針對無人機(jī)機(jī)翼翼型設(shè)計問題,運(yùn)用仿生學(xué)的方法,從生物原型海鷗翅翼上截取翼型,并對獲取的原始翼型進(jìn)行正交試驗(yàn)優(yōu)化.結(jié)果表明,翼型尾部厚度對氣動參數(shù)升阻比影響最大,優(yōu)化后的仿海鷗翼型在中低空無人機(jī)飛行環(huán)境中的氣動參數(shù)高于航空常用翼型FX60-126、NACA0015、NASA0417,最大升阻比分別增加了58.70%、36.50%、4.00%.在大攻角條件下,能有效延緩氣流分離的發(fā)生,在攻角變化時有較強(qiáng)的適用性.

關(guān)鍵詞:無人機(jī); 翼型; 仿生; 正交試驗(yàn); 數(shù)值模擬

軍用無人機(jī)因在海灣戰(zhàn)爭、阿富汗戰(zhàn)爭的出色表現(xiàn),受到越來越多國家的重視.許多國家把軍用無人機(jī)的發(fā)展置于優(yōu)先地位.近年來,大載重、長航時、低可探測性成為未來無人機(jī)的發(fā)展趨勢,同時也是國際航空界研究的熱點(diǎn)問題[1].要提高無人機(jī)的載重與航程需要改進(jìn)無人機(jī)設(shè)計,有效的提高無人機(jī)氣動效率,這其中一個很關(guān)鍵的問題就是機(jī)翼翼型的設(shè)計,無人機(jī)翼型的好壞,很大程度上決定了該型無人機(jī)性能的優(yōu)劣.

目前,國際上對翼型的氣動外形設(shè)計主要采用反設(shè)計和優(yōu)化設(shè)計兩種方法.朱雄峰、郭正、侯中喜等[2-3]提出采用基于動網(wǎng)格的翼型優(yōu)化設(shè)計,采用這種方法翼型的特性能大幅度地提高,同時節(jié)省大量的重復(fù)操作.左林玄、王晉軍[4]發(fā)展了翼型擾動函數(shù),并對翼型優(yōu)化過程中多參數(shù),多目標(biāo)進(jìn)行了探討取得了不錯的效果.然而,運(yùn)用這些方法獲取性能優(yōu)異的翼型,仍避免不了大量的運(yùn)算.

生物在自然界中經(jīng)過漫長進(jìn)化,自身體征結(jié)構(gòu)完全適用于苛刻的環(huán)境要求,并已經(jīng)達(dá)到最優(yōu).因此,采用仿生的方法尋求解決實(shí)際工程問題簡捷有效.美國Tianshu Liu等人[5]對海鷗、秋沙鴨、水鴨和貓頭鷹進(jìn)行了翼型的提取,為仿生翼型的提取提供了可行的辦法.吉林大學(xué)的劉玉榮、金敬福等人[6-8]分別提取了家燕翅翼的兩種翅翼形態(tài)和長耳鸮翅翼的翼型,并在不同情況下對翼型的氣動性能進(jìn)行分析,找出了翅翼截面翼型氣動特性最優(yōu)位置,并將該處翼型應(yīng)用于風(fēng)力機(jī)葉片上,取得了很好的效果.

針對無人機(jī)機(jī)翼翼型的設(shè)計問題,本文從仿生學(xué)的角度出發(fā),首先對海鷗翅翼模型進(jìn)行截取來獲取截面翼型,然后對截面翼型進(jìn)行分析并提取相應(yīng)的特征控制點(diǎn).采用正交實(shí)驗(yàn)的方法對翅翼模型截面翼型進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計,明確仿海鷗翼型下翼面控制點(diǎn)中對升阻比影響的最大因素,最后獲得一種適用于無人機(jī)飛行環(huán)境的優(yōu)良仿生翼型,并參考航空常用翼型的氣動特性進(jìn)行對比分析.

1海鷗翅翼截面模型的獲取與分析

1.1仿海鷗翼型的獲取

通過三維掃描儀對海鷗的翅膀進(jìn)行掃描獲取點(diǎn)云,采用逆向工程軟件對三維掃描儀獲得的海鷗翅翼點(diǎn)云進(jìn)行處理,建立了3D模型,如圖1所示.X方向?yàn)槌岚虻南揖€方向,Y方向?yàn)槌嵋淼恼瓜?Z方向?yàn)榇怪盭Y方向.從翅膀根部到翅膀端部為截取的方向,截取截面翼型在半翼展每隔10%的位置處,選取截面翼型的最優(yōu)翼型作為仿生機(jī)翼的基本翼型[9-10].

圖1　海鷗翅翼模型及翼型

如圖1為基于海鷗翅翼掃描點(diǎn)云圖得到的海鷗翅翼翼型.這種海鷗翼型線具有以下幾個特點(diǎn):①翼型的上下表面均向上彎曲,屬于上彎翼;②海鷗翅膀的前緣較厚,由前至后,翼型的厚度過渡較為平緩;③海鷗翅翼的上翼面向上凸起,過渡較為平滑,下翼面先向下凸起,后向上過渡,后緣較為平直.

1.2仿海鷗翼型特征點(diǎn)分析

本文選取最接近海鷗翅翼翼型上翼面的常規(guī)翼型FX63-137來構(gòu)成仿生構(gòu)型模型的上翼面.采用B樣條曲線對海鷗翅翼下翼面型線進(jìn)行擬合,用5個翼型下表面曲線拐點(diǎn)確定的特征點(diǎn)(圖2中黑點(diǎn)表示)控制B樣條曲線的形狀.其中海鷗翼型前緣弧線曲率被a點(diǎn)控制;海鷗翼型前緣厚度被b點(diǎn)控制;海鷗翼型前端傾斜角被c點(diǎn)控制;海鷗翼型中部下表面曲率被d點(diǎn)控制;海鷗翼型尾部厚度被e點(diǎn)控制.

圖2　仿海鷗翼型下翼面特征點(diǎn)

2數(shù)值計算模型

2.1計算域與計算網(wǎng)格劃分

本文數(shù)值模擬前處理采用ICEM-CFD進(jìn)行網(wǎng)格劃分,計算域采用大尺度流場進(jìn)行模擬,設(shè)翼型弦長為c,計算域前部采用半圓區(qū)域,半圓半徑為12.5c,后方流場域采用矩形區(qū)域,長度為20c,寬度為25c,如圖3所示.由于翼型結(jié)構(gòu)簡單,因此本文進(jìn)行結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分,采用C型網(wǎng)格,計算網(wǎng)格如圖4所示.為了分析翼型周圍的流場,翼型的前緣與后緣要進(jìn)行網(wǎng)格的加密處理,以提高計算精度.文中劃分網(wǎng)格要求第一層厚度約為0.000 2 m,y+值在1以下.

圖3　計算域尺寸圖

Fig.3　Dimensionfigureofcomputationaldomain

2.2控制方程

對于N-S方程,連續(xù)方程、動量方程和能量方程的通用形式可以寫成如下形式:

式中:ρ是氣體密度;U是速度矢量;φ是通用變量;Γ是廣義擴(kuò)散系數(shù);S是廣義源項(xiàng).對于連續(xù)方程、動量方程和能量方程,φ分別為l、ui和T;Γ分別為0、u和k/cp;S分別為0、-?p/?xi和ST.ui是速度分量,T是溫度,u是粘性,k是流體的傳熱系數(shù),cp是比熱容,ST是粘性耗散項(xiàng),即流體的內(nèi)熱源及由于粘性作用流體機(jī)械能轉(zhuǎn)換為熱能的部分.

2.3邊界條件與湍流模型

圖5Fluent操縱界面

Fig.5Manipulation interface of Fluent

仿真采用Fluent軟件,軟件界面如圖5, Fluent是美國早在1983年就推出的一款通用的CFD軟件, 在隨后的發(fā)展過程中,功能不斷強(qiáng)大,成為目前比較通用的軟件, 在我國許多行業(yè)也得到廣泛的應(yīng)用, 實(shí)踐證明其功能非常全面、適用性很強(qiáng)[11]. 根據(jù)海鷗飛行環(huán)境特點(diǎn),選用海平面大氣環(huán)境作為數(shù)值計算環(huán)境, 來流速度v=40 m/s,由于設(shè)置邊界條件氣流速度小于0.3馬赫數(shù), 故空氣視為不可壓縮流, 計算域采用速度入口和壓力出口.湍流模型選用Spalart-Allmaras模型,S-A模型被設(shè)計用于模擬包含壁面射流的空氣動力學(xué)問題, 在含逆壓梯度的邊界層流動中模擬效果較好, 對于預(yù)測低雷諾數(shù)模型十分有效, 在流體流動過程中, 能很好地處理邊界層中粘性影響的區(qū)域. 故選用此模型可以達(dá)到對計算精度的要求.

3計算結(jié)果及分析

3.1正交試驗(yàn)優(yōu)化結(jié)果及分析

本文對海鷗翼型選擇升阻比作為指標(biāo)進(jìn)行正交試驗(yàn),表1為升阻比試驗(yàn)指標(biāo)的正交實(shí)驗(yàn)方案以及各方案的計算結(jié)果.對每個因素選取4個水平.

表1　正交試驗(yàn)方案及結(jié)果

表2為由正交試驗(yàn)結(jié)果對升阻比所做的極差分析,對于表中所得的yi平均,其數(shù)值越大,說明了對于這種翼型影響的影響因素在該水平下的升阻比也越大,Ri為極差,在此定義為各因素變動時對試驗(yàn)指標(biāo)變動幅度大小的影響,各個特征點(diǎn)對升阻比的影響與極差的大小有關(guān),按極差的大小對個特征點(diǎn)的主次排序?yàn)閑adcb.可以看出海鷗翼型尾部厚度特征點(diǎn)為影響海鷗翼型升阻比的最主要因素.根據(jù)各因素下k平均的大小,海鷗翼型的最優(yōu)組合為a3b2c4d1e4,根據(jù)正交試驗(yàn)優(yōu)化得出的最優(yōu)組合數(shù)據(jù),得出翼型如圖6所示.

表2　仿生翼型試驗(yàn)結(jié)果極差分析

圖6　仿海鷗翼型優(yōu)化結(jié)果

3.2優(yōu)化后的海鷗翼型的氣動特性分析

翼型FX63-137、FX60-126、NACA0015、NASA0417是一些中低空飛機(jī)經(jīng)常選用的翼型,翼型FX63-137是一種低速大升力翼型,常用于慢速飛機(jī).翼型FX60-126抗失速特性較好,通常用于飛機(jī)機(jī)翼翼尖處.選用這些翼型與優(yōu)化后的仿生翼型的氣動特性作比較.

中低空長航時無人機(jī)通常巡航速度在200 km/h以下,飛行高度在5 000 m以下,在模擬過程中,選用1 000 m高空處的大氣條件.控制來流速度v=50 m/s,對所選翼型的空氣動力特性進(jìn)行數(shù)值模擬計算分析.

(1) 氣動參數(shù)變化.圖7a為優(yōu)化后的海鷗仿生翼型bionic airfoil和4種標(biāo)準(zhǔn)的翼型的升力系

數(shù)隨攻角的變化關(guān)系,從圖中可以看出,所有翼型升力系數(shù)變化趨勢均呈現(xiàn)隨攻角的增大,升力系數(shù)先增大后減小的趨勢,在8°～12°之間出現(xiàn)了翼型升力系數(shù)的最大值,翼型最大升力系數(shù)的排序?yàn)?

FX63-137>bionic airfoil>NASA0417>FX60-126>NACA0015.

圖7翼型氣動參數(shù)變化曲線

Fig.7Changing curve of airfoil aerodynamic parameters

(a)—升力系數(shù)隨攻角的變化曲線; (b)—升阻比隨攻角的變化曲線.

優(yōu)化后的仿生翼型的最大升力系數(shù)Cbionic airfoil=1.453 3,優(yōu)化后仿生翼型比NACA0015、NACA0417、FX60-126的最大升力系數(shù)分別增加了65.28%、27.36%、8.49%,略低于FX63-137的最大升力系數(shù).圖7b為優(yōu)化后的海鷗仿生翼型和4種標(biāo)準(zhǔn)的翼型的升阻比隨攻角的變化關(guān)系,可以看出,所有翼型的的升阻比隨攻角的增大先增大后減小.在攻角為5°時,優(yōu)化后的仿生翼型有最大升阻比,Kbionic airfoil=52.090 1,優(yōu)化后仿生翼型比NACA0015、NASA0417、FX60-126的最大升阻比分別增加了58.70%、36.50%、4.00%.同樣地也低于FX63-137.當(dāng)攻角大于8°時,所有翼型升阻比均減小,當(dāng)攻角大于20°時翼型升阻比趨于相等.

(2) 靜壓力云圖.圖8a、8b、8c、8d、8e分別為翼型NACA0015、FX60-126、FX63-137、NASA0417和bionic airfoil的靜壓力云圖. 從圖中可以看出, 負(fù)壓力區(qū)主要分布在翼型的上表面, 正壓力主要分布于翼型的下表面, 且壓力最大值出現(xiàn)在流線駐點(diǎn)處, 在翼型前緣附近,翼型的上翼面均存在明顯的負(fù)壓力梯度. 對于bionic airfoil, 在翼型下表面比NACA0015、NASA0417、FX60-126有較大的正壓力區(qū)這能為翼型提供更高的升力. 仿生翼型上表面壓力梯度較明顯, 這樣上翼面會產(chǎn)生更大的吸力, 使翼型能產(chǎn)生更大的升力.

(3) 流線圖. 圖9是在攻角為8°時,bionic airfoil與標(biāo)準(zhǔn)翼型的靜壓力云圖與流線圖.bionic airfoil,NACA0015翼型,FX60-126翼型以及NASA0417翼型在攻角為8°時均處于層流狀態(tài),FX63-137翼型在8°時翼型后緣已開始分離.翼型表面的附面層粘性阻力是氣流與翼型分離的原因,粘性阻力使氣流不能在沿著翼型的上表面流動,使翼型后緣的氣流抬起,產(chǎn)生空壓區(qū)域,進(jìn)一步發(fā)展會在空壓區(qū)域中產(chǎn)生氣流回旋渦造成翼型失速.從流線圖可以看出,仿生翼型在8°攻角時,上翼面氣流未發(fā)生分離,這說明bionic airfoil較FX63-137翼型有著更為廣泛的攻角使用范圍,能更大程度地在復(fù)雜氣流條件下保持翼型氣動參數(shù)的穩(wěn)定.

圖8　仿生翼型和標(biāo)準(zhǔn)翼型的上下表面靜壓力云圖

圖9　靜壓力云圖與流線圖

4結(jié)論

本文針對海鷗翅翼截面翼型建立起了仿生重構(gòu)模型,采用正交試驗(yàn)的方法對仿海鷗翼型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計,并對其優(yōu)化結(jié)果進(jìn)行了數(shù)值模擬.對比其他航空常用翼型,主要結(jié)論如下:

(1) 正交試驗(yàn)優(yōu)化結(jié)果表明,在翼型下翼面曲線的5個控制點(diǎn)中,尾部厚度對該仿生翼型氣動參數(shù)升阻比的影響最大.

(2) 在模擬攻角范圍內(nèi),優(yōu)化后的仿海鷗翼型氣動參數(shù)高于航空常用翼型NACA0015、FX60-126、NASA0417,略低于FX63-137翼型,但仿生翼型在隨攻角的變化分離較晚,有較強(qiáng)的抑制分離能力.仿海鷗翼型有著更為廣泛的攻角使用范圍,能更大程度地在復(fù)雜氣流條件下保持翼型氣動參數(shù)的穩(wěn)定.

(3) 通過仿生的方法來獲取翼型,根據(jù)飛行環(huán)境來進(jìn)行優(yōu)化,能有效減少迭代次數(shù),提高無人機(jī)機(jī)翼翼型設(shè)計效率,豐富無人機(jī)翼型氣動設(shè)計途徑.

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【責(zé)任編輯: 肖景魁】

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Optimization of UAV Wing Bionic Airfoil Profile Design Based on Orthogonal Experiment

ZhangJia,ChenBaisonga,HuaXinb

(a. Aircraft and Aerodynamic Department, b. Aviation Theory Departments, Aviation University of Air Force, Changchun 130022, China)

Abstract:In view of the design of unmanned aerial vehicle (UAV) airfoil profile, using bionic method, the airfoil profile is intercepted from the wing of seagull, which is the biological prototype, and the orthogonal test optimization is done on the obtained original airfoil profile. The results show that, the thickness of the rear of airfoil profile has the greatest impact on the lift-drag ratio of aerodynamic parameters; the aerodynamic parameters of the optimized airfoil in imitation of seagull in low-altitude UAV flight environment are higher than usual aeronautical airfoils, such as FX60-126, NACA0015, and NASA0417; the maximum lift-drag ratio increases by 58.70%, 36.50% and 4.00%. It can effectively delay the occurrence of flow separation, under conditions of high angle of attack, and has better applicability when the angle of attack changes.

Key words:UAV; airfoil profile; bionic; orthogonal experiment; numerical simulation

中圖分類號:V 211

文獻(xiàn)標(biāo)志碼:A

文章編號:2095-5456(2015)06-0467-06

作者簡介:張冀(1990-),男,江蘇徐州人,空軍航空大學(xué)碩士研究生; 陳柏松(1964-),男,四川樂山人,空軍航空大學(xué)教授,碩士研究生導(dǎo)師.

收稿日期:2015-04-24