李洋，靳宏斌，劉毅，趙曉霞

(1.中航飛機股份有限公司 研發(fā)中心，西安　710089)(2.中航飛機股份有限公司 漢中飛機分公司，漢中　723000)

鈍前緣三角翼無人機氣動特性研究

李洋1，靳宏斌2，劉毅1，趙曉霞1

(1.中航飛機股份有限公司 研發(fā)中心，西安710089)(2.中航飛機股份有限公司 漢中飛機分公司，漢中723000)

摘要：三角翼布局因其優(yōu)良的氣動特性在軍用飛機和無人機上獲得了廣泛應(yīng)用。為了研究鈍前緣三角翼無人機的氣動特性，首先采用求解雷諾平均N-S方程的方法對NASA鈍前緣三角翼標(biāo)模進行對比計算，以驗證計算方法的可靠度；然后對無人機四個升降舵偏角的氣動力和流場特性進行分析研究。結(jié)果表明：三角翼無人機在升力系數(shù)較小時具有較高的升阻比，當(dāng)迎角小于15°時，鈍前緣三角翼前緣氣流附體、吸力較高，翼面的橫向流動不明顯，使飛機的升阻比提高；當(dāng)迎角大于15°后，渦流特征起主導(dǎo)作用，使得飛機在直到40°迎角范圍內(nèi)沒有出現(xiàn)大面積氣流分離，具有良好的俯仰穩(wěn)定性，升降舵效率較高。鈍前緣三角翼氣動布局在翼展受限、翼載較小的條件下具有一定的氣動特性優(yōu)勢。

關(guān)鍵詞：三角翼；鈍前緣；無人機；氣動特性；渦流

0引言

自20世紀(jì)50年代，三角翼布局及其相應(yīng)的前緣渦流特性開始受到關(guān)注并得到了深入研究，該布局方式的主要優(yōu)點是同時具備跨/超音速優(yōu)良的阻力特性以及低速條件下的高升力特性，且其雷達反射截面小、結(jié)構(gòu)特性良好[1-2]。由于其優(yōu)良的氣動特性，三角翼布局在軍用飛機上得到了廣泛應(yīng)用，例如法國的幻影系列、美國的F-117、前蘇聯(lián)的米格21、瑞典的薩伯37以及中國的殲7、殲8等；在民用領(lǐng)域的典型應(yīng)用為協(xié)和超音速客機。尤其是在無人機的設(shè)計方案中，三角翼布局不僅用于高亞音速/跨音速飛機，使其獲得較好的高速特性，還廣泛應(yīng)用于低速飛行器，例如“豺2”、“哈比”、“百靈鳥”、“麻雀”、“龍”、“幽靈”等。

早期，對三角翼氣動特性的研究主要集中于尖前緣、細長翼面氣動外形，其前緣渦被固定在前緣處，基本結(jié)構(gòu)和特征包括次渦、渦破裂等已被較好地了解。尖前緣三角翼的渦流結(jié)構(gòu)對雷諾數(shù)不敏感，在高亞音速條件下渦流結(jié)構(gòu)與低速時相似，但負壓絕對值降低。鈍前緣三角翼的渦流特性更為復(fù)雜，主要原因是其前緣粘性效應(yīng)作用顯著，從剖面看渦流分離點在前緣附近，而在翼展方向分離的起始點隨前緣鈍度、迎角、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等條件而變化[3-6]。

研究三角翼氣動力及流場特性的方法主要包括風(fēng)洞實驗和數(shù)值計算兩大類。風(fēng)洞實驗方面，1996年NASA Langley實驗室進行了65°后掠平板三角翼在不同前緣鈍度、雷諾數(shù)、馬赫數(shù)條件下的測力和測壓實驗，系統(tǒng)地研究了上述參數(shù)對三角翼氣動特性的影響[3-5]；國內(nèi)外還進行了大量針對不同外形三角翼、雙三角翼以及三角翼飛行器的氣動特性實驗，對表面、空間流場結(jié)構(gòu)采用表面測壓、五孔壓力探頭、三分量激光速度計、PIV、壓敏噴漆等方法，得到各種三角翼配置在不同姿態(tài)角、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)等外流條件下的流場結(jié)構(gòu)[7-11]；采用全機測力實驗方法研究了諸如雙三角翼、前緣邊條等基于前緣渦原理氣動布局的氣動力特征[12-15]。數(shù)值計算方面，通過大量三角翼CFD研究表明，雷諾平均N-S方程配合一方程或二方程湍流模型計算得到的壓力分布及氣動力能夠與風(fēng)洞實驗較好地吻合[16-20]，而對精細的渦流結(jié)構(gòu)、渦破裂特性、鈍前緣三角翼分離起始點的預(yù)測等還需要繼續(xù)改進[21-24]，采用DES模型能夠獲得更加精細的渦結(jié)構(gòu)細節(jié)[25-26]。

目前，針對鈍前緣三角翼的研究，其研究模型多為在平板翼型的基礎(chǔ)上疊加鈍前緣的簡化模型，例如NASA Langley NTF風(fēng)洞研究的鈍前緣三角翼模型，而對于本文所研究的以NACA 6族翼型為剖面的鈍前緣三角翼的研究鮮有報道。本文首先采用求解雷諾平均N-S方程的方法計算NASA鈍前緣三角翼標(biāo)模的法向力、俯仰力矩和表面壓力分布，并與實驗值進行對比，確認計算方法的可靠度；然后對無人機四個升降舵偏度構(gòu)型的氣動力和流場特性進行計算分析，進一步研究俯仰力矩配平后的升阻力特性及其流動特征、機理。研究結(jié)果對工程應(yīng)用具有參考意義。

1研究概況

1.1無人機氣動外形

某三角翼無人機前緣后掠角為58°，無尾式布局，剖面翼型為NACA 6族對稱翼型，采用推進式螺旋槳動力，該無人機的外形示意圖如圖1所示。

圖1　無人機外形

無人機采用1.7小展弦比、無尾式設(shè)計，這種設(shè)計方式對氣動特性有很大影響，一方面小展弦比一般會導(dǎo)致升阻比降低，氣動效率較低；另一方面飛機是否具有大迎角俯仰穩(wěn)定性及足夠的升降舵效率也對氣動布局可行性有關(guān)鍵影響。

1.2數(shù)值計算方法

數(shù)值計算采用求解雷諾平均N-S方程的方法以獲得飛機氣動力及繞流特性。計算網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，在流域中主要為四面體，垂直于飛機表面生成多層棱柱層，在預(yù)計的空間渦流區(qū)進行網(wǎng)格加密，總網(wǎng)格數(shù)量約為1 300萬，全機網(wǎng)格示意圖如圖2所示。

(a) 表面網(wǎng)格

(b) 典型空間網(wǎng)格

計算條件下物面y+范圍為30～200，近壁面與外流場的物理量銜接采用壁面函數(shù)法。數(shù)值求解在商業(yè)軟件FLUENT中完成，對流項采用二階迎風(fēng)格式離散，湍流模型為SSTk-ω，湍動能k和耗散率ω采用一階迎風(fēng)格式，數(shù)值迭代采用壓力與速度同時求解的耦合解法來完成，以實現(xiàn)快速收斂。

2氣動特性計算結(jié)果

2.1NASA鈍前緣三角翼標(biāo)模的計算

為了驗證數(shù)值計算的可靠度，以NASA在1996年完成的鈍前緣三角翼為算例進行氣動力及流場特性的計算，計算網(wǎng)格及方法同1.2節(jié)。NASA鈍前緣三角翼的幾何外形如圖3所示，氣動力及壓力分布計算結(jié)果分別如圖4～圖5所示，風(fēng)洞實驗條件為Ma=0.4，Re=6×106。

圖3　NASA鈍前緣三角翼

(a) 法向力系數(shù)

(b) 俯仰力矩系數(shù)

(a) 壓力分布剖面站位

(b1) x/Cr=0.20

(b2) x/Cr=0.40

(b3) x/Cr=0.60

(b4) x/Cr=0.80

(b5) x/Cr=0.95

從圖4可以看出：本文所采用的CFD計算方法在較大迎角范圍內(nèi)對氣動力地評估較為準(zhǔn)確，法向力系數(shù)的計算值與實驗值基本吻合；計算得到的俯仰力矩系數(shù)的趨勢和量值與實驗值基本吻合，但是實驗值在迎角為10°～15°范圍內(nèi)有非線性波動，可能是由于三角翼鈍前緣附面層轉(zhuǎn)捩特性的變化而導(dǎo)致的渦結(jié)構(gòu)變化，而SSTk-ω模型采用全紊流假設(shè)，不會出現(xiàn)氣動力和流場特性的異常波動。

從圖5可以看出：在接近前緣時(約x/Cr=0.20)，CFD計算結(jié)果與實驗值略有偏差，渦流出現(xiàn)偏早，同樣與RANS方法對前緣附面層狀態(tài)的簡化模擬有關(guān)，但在x/Cr=0.40之后，壓力分布的計算結(jié)果與實驗值吻合良好。

綜上所述，本文采用的計算方法對評估鈍前緣三角翼無人機氣動力特性是適用且可信的。

2.2無人機氣動力特性

全機不同升降舵偏度下的升力特性、俯仰力矩特性、極曲線以及飛機升阻比曲線如圖6～圖9所示?？紤]到三角翼無人機升降舵偏轉(zhuǎn)對全機升力和阻力特性的影響較大，圖中同時給出了基于參考重心將俯仰力矩配平后的氣動力曲線。

圖6　無人機升力線

圖7　無人機俯仰力矩特性

圖8　無人機極曲線

圖9　無人機升阻比

從圖6可以看出：無人機升力線在迎角為0～40°范圍內(nèi)沒有明顯失速，升力線線性度良好但斜率較小，得到的最大升力系數(shù)較小，升降舵負偏轉(zhuǎn)配平后可使升力明顯降低，考慮縱向配平后飛機的最大升力系數(shù)出現(xiàn)在迎角為35°左右，量值為0.48，相對不配平狀態(tài)的0.62降低了23%。

從圖7可以看出：無人機在所研究的迎角范圍(0～40°)內(nèi)，縱向力矩系數(shù)相對升力系數(shù)為負斜率，具有良好的俯仰力矩穩(wěn)定性，在接近失速時產(chǎn)生了額外的低頭力矩，有利于保證飛行安全；升降舵在所研究的迎角范圍內(nèi)均具有較高的操縱效率，能夠滿足飛機配平和操縱的需求。

從圖8可以看出：隨著升降舵偏度的增加，在相同升力系數(shù)下無人機的阻力迅速增大，其主要原因是升降舵負偏度使全機升力下降較多，達到相同的升力系數(shù)需要采用更高的迎角，導(dǎo)致三角翼渦流的增強甚至渦破裂提前，從而產(chǎn)生較多的能量損失和壓差阻力。

從圖9可以看出：三角翼的升阻比在小升力系數(shù)時較高，例如在設(shè)計升力系數(shù)0.2時，配平后的升阻比達7.7，其原因是無人機展弦比雖然只有1.7，但由于沒有平尾且機身和機翼融合設(shè)計，飛機的浸潤面積得到降低，根據(jù)飛機的升阻比與基于浸潤面積的展弦比有關(guān)[27]的觀點，本文無人機的升阻比應(yīng)當(dāng)與常規(guī)布局展弦比3.4的飛機的升阻比相當(dāng)；此外當(dāng)迎角較小時(不超過15°)，無人機背風(fēng)面的渦流流動不明顯，避免了渦流流動帶來的能量損失和阻力增加；隨著升力系數(shù)的增加升阻比迅速降低，在較大的升力系數(shù)例如0.4時，升阻比僅為3，可見三角翼渦流帶來的阻力增量十分顯著；升降舵配平也會導(dǎo)致阻力的進一步增加。

2.3無人機流場特性

無人機不同迎角下的空間等渦量圖、表面流線圖及空間橫截剖面速度分量圖如圖10～圖12所示。

(a)α=10°(b)α=15°

(c)α=20°(d)α=40°

圖10無人機等渦量圖(漩渦強度)

Fig.10Draft of constant vorticity of the UAV

(swirling strength)

(a)α=10°(b)α=15°

(c)α=20°(d)α=40°

圖11無人機表面流線

Fig.11Surface flow pattern of the UAV

圖12　無人機空間剖面速度分量(α=20°)

從圖10～圖11可以看出：鈍前緣三角翼無人機在迎角小于15°時以附體流動為主，隨著迎角的增加，從翼尖開始出現(xiàn)渦流并逐漸向前緣發(fā)展，當(dāng)迎角為40°時渦流分離點已到達外露翼的翼根處；在迎角小于15°范圍內(nèi)上翼面空間內(nèi)沒有明顯的渦流特征，表面流線的橫向流動不明顯；當(dāng)迎角大于15°后空間渦流結(jié)構(gòu)逐漸增強，表面流線的橫向流動顯著，這一流動特點顯著推遲了飛機的大迎角氣流分離，對于保證飛機的縱向穩(wěn)定性和升降舵效率是有利的。

從圖12可以看出：鈍前緣三角翼具有典型的部分渦流、部分附體流動的特征；在前橫截面內(nèi)速度矢量無明顯偏斜，而在后橫截面內(nèi)有漩渦狀的空間流態(tài)。

3結(jié)論

(1) 鈍前緣三角翼無人機在迎角為15°以下時以附體流動為主，小升力系數(shù)時可獲得較高的升阻比；當(dāng)迎角增加至15°以上，渦流特征逐漸變得顯著，推遲了無人機背風(fēng)面的氣流分離，在0～40°迎角范圍內(nèi)具有良好的俯仰力矩穩(wěn)定性和較高的升降舵效率。

(2) 在翼展受限、翼載較小的限制條件下，鈍前緣三角翼是一種具有優(yōu)良特性的氣動布局方案。

參考文獻

[1] 祝小平, 向錦武, 張才文, 等. 無人機設(shè)計手冊[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2007: 1-57.

Zhu Xiaoping, Xiang Jinwu, Zhang Caiwen, et al. Design manual of unmanned aerial vehicle[M]. Beijing: National Defense Industry Press, 2007: 1-57.(in Chinese)

[2] 《世界無人機大全》編寫組. 世界無人機大全[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2004： 32-192.

Editorial Committee ofTheencyclopediaofworldunmannedaerialvehicle. The encyclopedia of world unmanned aerial vehicle[M]. Beijing: Aviation Industry Press, 2004: 32-192.(in Chinese)

[3] Chu J, Luckring J M. Experimental surface pressure data obtained on 65° delta wing across Reynolds number and Mach number ranges, Volume 4-large-radius leading edge[R]. NASA Technical Memorandum 4645, 1996.

[4] Luckring J M. Transonic Reynolds number and leading-edge bluntness effects on a 65° delta wing[R]. AIAA-2003-0753, 2003.

[5] Luckring J M. Reynolds number, compressibility, and leading-edge bluntness effects on delta-wing aerodynamics[C]. ICAS2004, 2004.

[6] 顧祥玉, 楊永, 李喜樂. 馬赫數(shù)和雷諾數(shù)對鈍前緣三角翼流場的影響[J]. 航空計算技術(shù), 2012, 42(6): 13-16.

Gu Xiangyu, Yang Yong, Li Xile. Numerical simulation for effects of Mach and Reynolds number on flow over medium radius leading edge delta wing[J]. Aeronautical Computing Technique, 2012, 42(6): 13-16.(in Chinese)

[7] Kjelgaard S O, Sellers W L. Detailed flow-field measurements over a 75°swept delta wing[R]. NASA Technical Paper 2997, 1990.

[8] Payne F M, Ng T T, Nelson R C. Visualization of leading edge vortices on a series of late plate delta wings[R]. NASA Contractor Report 4320, 1991.

[9] Bare E A, Reubush D E, Haddad R C. Flow field over the wing of a delta-wing fighter model with vortex control devices at Mach 0.6 to 1.2[R]. NASA Technical Memorandum 4296, 1992.

[10] Erickson G E, Gonzalez H A. Wind tunnel application of a pressure-sensitive paint technique to a double delta wing model at subsonic and transonic speeds[R]. NASA TM-2006-214319, 2006.

[11] Verhaagen N G, Jenkins L N, Kern S B, et al. A study of the vortex flow over 76/40-deg double-delta wing[R]. NASA Contractor Report 195032, 1995.

[12] Rao D M, Bhat M K. A low-speed wind tunnel study of vortex interaction control techniques on a chine-forebody/delta-wing configuration[R]. NASA Contractor Report 189616, 1992.

[13] Rao D M, Bhat M K. Subsonic investigations of vortex interaction control for enhanced high-alpha aerodynamics of a chine forebody/delta wing configuration[R]. NASA Contractor Report 189641, 1992.

[14] Erickson G E, Rogers L W. Effects of forbody strakes and Mach number on overall aerodynamic characteristics of configuration with 55° cropped delta wing[R]. NASA Technical Paper 3253, 1992.

[15] Sun H S, Jiang Y B, Liu Z T, et al. Experimental research on the high angle of attack aerodynamic characteristics of an 80°/65°double-delta wing[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2011, 25(6): 6-12.

[16] Ghaffari F. Turbulent vortex-flow simulation over a 65° sharp and blunt leading-edge delta wing at subsonic speeds[R]. NASA TM-2005-213781, 2005.

[17] 陳蘭, 王晉軍, 左林玄, 等. 低雷諾數(shù)下50°后掠三角翼的旋渦流動[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2010, 28(2): 174-179.

Chen Lan, Wang Jinjun, Zuo Linxuan, et al. Vortex flow over 50° sweep delta wing at low Reynolds number[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2010, 28(2): 174-179.(in Chinese)

[18] 王光學(xué), 鄧小剛, 劉化勇, 等. 高階精度格式WCNS在三角翼大攻角模擬中的應(yīng)用研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2012, 30(1)： 28-33.

Wang Guangxue, Deng Xiaogang, Liu Huayong, et al. Application of high-order scheme(WCNS) at high angles of incidence for delta wing[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 30(1): 28-33.(in Chinese)

[19] 張付昆, 李棟. 前緣鈍度和雷諾數(shù)對三角翼流場的影響[J]. 科學(xué)技術(shù)與工程, 2013, 13(16)： 4741-4746.

Zhang Fukun, Li Dong. Reynolds numbers and leading-edge bluntness effects on delta wing[J]. Science Technology and Engineering, 2013, 13(16): 4741-4746.(in Chinese)

[20] 劉杰, 劉沛清, 閆指江. 中等后掠角三角翼前緣雙渦結(jié)構(gòu)的形成機理數(shù)值研究[J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報, 2012, 30(6)： 767-771.

Liu Jie, Liu Peiqing, Yan Zhijiang. Numerical investigation on mechanism about a dual leading-edge vortex structure of a delta wing with medium leading-edge sweep angle[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 30(6): 767-771.(in Chinese)

[21] Agrawal S, Robinson B A, Barnett R M. Prediction of vortex breakdown on a delta wing[C]. The Fifth Symposium on Numerical and Physical Aspects of Aerodynamic Flows, 1992.

[22] Londenberg W K. Transonic Navier-Stokes calculations about a 65° delta wing[R]. NASA Contractor Report 4635, 1994.

[23] 王熙, 高正紅. 改進的k-ω模型在亞音速旋渦流動中的應(yīng)用[J]. 科學(xué)技術(shù)與工程, 2012, 12(12)： 2879-2883.

Wang Xi, Gao Zhenghong. The application of enhancedk-ωmodel in simulation on subsonic vortex flow[J]. Science Technology and Engineering, 2012, 12(12): 2879-2883.(in Chinese)

[24] 王光學(xué), 鄧小剛, 王運濤, 等. 三角翼渦破裂的高精度數(shù)值模擬[J]. 計算物理, 2012, 29(4)： 489-494.

Wang Guangxue, Deng Xiaogang, Wang Yuntao, et al. High-order numerical simulation of vortex breakdown on delta wing[J]. Chinese Journal of Computational Physics, 2012, 29(4): 489-494.(in Chinese)

[25] 陳龍, 伍貽兆, 夏健. 基于非定常低速預(yù)處理和DES的三角翼數(shù)值模擬[J]. 南京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2011, 43(2)： 159-164.

Chen Long, Wu Yizhao, Xia Jian. Delta wing numerical simulation using unsteady low speed precondition and DES[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2011, 43(2): 159-164.(in Chinese)

[26] Bai Junqiang, Wang Bo, Sun Zhiwei. The application of numerical simulation of delta wing with blunt leading edge using RANS/LES hybrid method[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2012, 30(3): 373-379.

[27] Raymer D P. Aircraft design: a conceptual approach[M]. 4th ed. Reston Virginia: AIAA, 2006: 23-27.

Research on the Aerodynamic Characteristics of a Delta Wing UAV with Blunt Leading Edge

Li Yang1, Jin Hongbin2, Liu Yi1, Zhao Xiaoxia1

(1.Research and Development Center, AVIC Aircraft Corporation， Ltd.， Xi’an 710089, China)(2.Hanzhong Branch, AVIC Aircraft Corporation， Ltd.， Hanzhong 723000, China)

Abstract:Delta wing arrangement is widely adopted by military aircraft and unmanned aerial vehicle(UAV) due to its advanced aerodynamic characteristics. In order to investigate the aerodynamic characteristics of a low speed UAV with delta wing configuration, the validity of the computing method is checked firstly by the comparative simulation of the NASA standard delta wing with blunt leading edge. Then the aerodynamic force and flow field of the UAV with 4 elevator deflection angles are studied. The results reveal that, when the lift coefficient is low the lift to drag ratio is relatively large. When the angle of attack(AOA) is less than 15° the flow is attached to the surface due to the blunt leading edge, which results in higher leading-edge suction, less cross flow on the wing and the improved lift to drag ratio. When the AOA is increased above 15°the vortex flow pattern is dominant, which prevents large scale flow separation within the AOA range up to 40°, and maintains the elevator efficiency at the same time. The delta wing with blunt leading edge has certain advantages for aircraft with limited span and low wing loading.

Key words:delta wing; blunt leading edge; UAV; aerodynamic characteristic; vortex flow

收稿日期：2016-02-24；修回日期：2016-03-20

通信作者：劉毅,evanliuyi@hotmail.com

文章編號:1674-8190(2016)02-158-07

中圖分類號：V211.3

文獻標(biāo)識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.02.004

作者簡介：

李洋(1985-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：飛機總體設(shè)計。

靳宏斌(1966-)，男，研究員。主要研究方向：飛機總體設(shè)計。

劉毅(1982-)，男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機氣動力設(shè)計。

趙曉霞(1967-)，女，研究員。主要研究方向：飛機設(shè)計。

(編輯：馬文靜)