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(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 陜西 西安 7100891)

0 引 言

20世紀(jì)80年代，美國B2隱身轟炸機(jī)的問世標(biāo)志著飛翼布局發(fā)展到了成熟階段。近年來，飛翼布局以其特有的氣動、結(jié)構(gòu)和隱身優(yōu)勢，受到了無人機(jī)設(shè)計(jì)領(lǐng)域的高度重視[1]。美國是研究飛翼布局較早的國家之一，相繼推出了X-45、X-47等系列低可探測性無人作戰(zhàn)飛機(jī)研制計(jì)劃[2-3]。與常規(guī)布局相比飛翼布局隱身性能好，巡航升阻比高，結(jié)構(gòu)重量輕[4-5]；但是，飛翼布局飛機(jī)沒有常規(guī)的平尾、垂尾，航向穩(wěn)定性和操縱性較差[6-7]，俯仰操縱力臂較短，要獲得與常規(guī)布局等效的俯仰操縱效果，需付出較大的升力損失[8-9]，飛翼布局飛機(jī)在起飛著陸階段增升裝置下偏增升的同時(shí)，將會產(chǎn)生較大的附加低頭力矩，不滿足起降操縱要求[10]。

為了提高飛翼布局無人機(jī)的起降氣動性能，本文引入了一種安裝在無人機(jī)下表面的腹襟翼裝置[11]，打開腹襟翼可以增加飛機(jī)起降階段的實(shí)用升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，能夠改善飛機(jī)的起降性能。

近年來，國內(nèi)外對腹襟翼開展了初步研究。Yann D. Staelens和Ron F. Blackwelder等人分別從試驗(yàn)和計(jì)算的角度簡單研究了腹襟翼對飛翼布局飛機(jī)起降性能的影響[12-13]。Daniel Dougherty、Adam Vore和Hamid Hefazi對腹襟翼安裝位置和尺寸的影響進(jìn)行了試驗(yàn)研究[14]?？递x論述了腹襟翼對飛翼布局無人機(jī)的影響[11]。北京航空航天大學(xué)的張曙光等人通過飛翼布局小型驗(yàn)證機(jī)的飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了腹襟翼能夠提高飛翼布局無人機(jī)的著陸安全性[15]。西北工業(yè)大學(xué)的沈冬等人對腹襟翼進(jìn)行了二維的相關(guān)研究工作[16]。本文采用基于有限體積法的RANS方程，研究分析了腹襟翼對飛翼布局無人機(jī)起降氣動性能的影響，并對腹襟翼的安裝位置、偏角和板面實(shí)度進(jìn)行了詳細(xì)的氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)研究。研究結(jié)果表明，打開腹襟翼能夠增加起飛離地迎角的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，從而提高了飛翼布局無人機(jī)的起降氣動特性，通過對腹襟翼關(guān)鍵參數(shù)的氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，得到了最優(yōu)的參數(shù)組合。

1 腹襟翼的工作原理

如圖1所示，腹襟翼是安裝在飛機(jī)腹部的一種增升和俯仰控制裝置。圖2給出了腹襟翼繞流的流場示意圖，由圖可見由于腹襟翼的存在，當(dāng)氣流流經(jīng)飛機(jī)下表面時(shí)，使得腹襟翼前區(qū)域氣流速度減小，因此該區(qū)域承受的壓力增大，腹襟翼后區(qū)域流動出現(xiàn)分離，因此該區(qū)域承受的壓力減小。

圖1 腹襟翼示意圖Fig.1 Diagram of the belly-flap

圖2 腹襟翼繞流示意圖Fig.2 Diagram of flow around the belly-flap

圖3給出了壓力變化對氣動力影響的示意圖，飛機(jī)下表面腹襟翼前后壓力的改變對飛機(jī)產(chǎn)生了附加的抬頭力矩，這種附加的抬頭力矩對飛機(jī)起降階段的俯仰力矩配平以及俯仰控制是有利的。

圖3 腹襟翼工作原理示意圖Fig.3 Diagram of working principles of the belly-flap

2 計(jì)算方法驗(yàn)證

本文數(shù)值模擬研究采用的是基于有限體積法的三維定常RANS方程求解器，湍流模型選擇的是SA模式。

三維積分形式的雷諾平均N-S方程：

式中：V為控制體體積，S為控制體表面積，Q為守恒量，f為通過表面S的無黏通量和黏性通量之和，n為控制體表面S的外法向單位矢量。

為了驗(yàn)證計(jì)算方法的可靠性，采用該方法對某民機(jī)翼身組合體風(fēng)洞試驗(yàn)標(biāo)模的氣動特性進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，并將氣動力特性的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比。模型的幾何參數(shù)如表 1所示，模型的俯視圖如圖4所示。

表1 模型的幾何參數(shù)Table 1 Geometry parameters of the model

圖4 某民機(jī)標(biāo)模的俯視圖Fig.4 Top view of the civil aircraft model

計(jì)算網(wǎng)格為采用ANSYS-ICEM軟件生成的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格量約為1200萬， 模型表面網(wǎng)格和對稱面部分網(wǎng)格如圖5所示，表 2為計(jì)算網(wǎng)格的分布情況。

圖5 模型的網(wǎng)格Fig.5 Grid of the model

機(jī)翼附面層展向弦向網(wǎng)格量第一層到物面距離165129572×10-6m

低速計(jì)算模擬狀態(tài)與風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)一致，計(jì)算迎角為-5°到13°。圖6和圖7分別為模型的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對比，圖中實(shí)線為本文RANS方程的計(jì)算結(jié)果，紅色矩形符號為風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。由氣動力特性的對比結(jié)果可以看出，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好，驗(yàn)證了本文計(jì)算方法的可靠性。

圖6 升力系數(shù)計(jì)算值與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對比Fig.6 Comparison of lift coefficient between calculated value and experimental data

3 算例分析

為了研究腹襟翼對飛翼布局飛機(jī)起降氣動性能的影響，本文對如圖8所示三種計(jì)算模型進(jìn)行了CFD數(shù)值模擬研究。其中，a構(gòu)型(Model a)為干凈構(gòu)型；b構(gòu)型(Model b)為起降構(gòu)型；c構(gòu)型(Model c)為腹襟翼打開的起降構(gòu)型，c構(gòu)型腹襟翼位于無人機(jī)下表面重心后距重心15%MAC(平均氣動弦長)位置處，腹襟翼打開角度為90°。

(a) 干凈構(gòu)型

(b) 起降構(gòu)型

(c) 腹襟翼打開的起降構(gòu)型

計(jì)算網(wǎng)格同樣為采用ANSYS-ICEM軟件生成的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，以c構(gòu)型為例，網(wǎng)格如圖9所示，網(wǎng)格量約為1000萬，網(wǎng)格分布如表 3所示。

圖9 c構(gòu)型的網(wǎng)格Fig.9 Grid of the model c

機(jī)翼附面層展向弦向網(wǎng)格量第一層到物面距離217129493×10-6 m

采用RANS方程求解器對如圖8所示的三種構(gòu)型進(jìn)行了低速數(shù)值模擬研究，計(jì)算馬赫數(shù)為0.2，計(jì)算高度為標(biāo)準(zhǔn)海平面高度。圖10為隨迎角變化，b構(gòu)型和c構(gòu)型相對a構(gòu)型升力系數(shù)增量的變化曲線，圖11為隨迎角變化，c構(gòu)型相對b構(gòu)型升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線。

圖10 b構(gòu)型和c構(gòu)型升力系數(shù)增量的變化曲線Fig.10 Curve of CL increment of Model b and Model c

圖11 c構(gòu)型升力系數(shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線Fig.11 Curve of CL increment and Cm increment of Model c

如圖10所示，與a構(gòu)型相比，由于打開增升裝置，b構(gòu)型和c構(gòu)型的升力系數(shù)明顯增大；如圖11所示，與b構(gòu)型相比，迎角小于10°時(shí)，c構(gòu)型升力系數(shù)有所增大，俯仰力矩系數(shù)有所增加。在起飛離地迎角(8°)處，c構(gòu)型升力系數(shù)比b構(gòu)型大0.024 4，c構(gòu)型俯仰力矩系數(shù)比b構(gòu)型大0.025 4。因此，與起降構(gòu)型相比，打開腹襟翼能夠提高飛機(jī)起飛離地迎角的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，對飛機(jī)的起飛著陸是有利的。

截取如圖12所示距對稱面2 m的剖面，圖13和圖14分別為c構(gòu)型和b構(gòu)型在該剖面處的壓力云圖和流線圖譜。與圖14相比，圖13腹襟翼前氣動壓力明顯增強(qiáng)，腹襟翼后氣動壓力明顯減弱，因此與b構(gòu)型相比，c構(gòu)型抬頭力矩增大。圖15為c構(gòu)型和b構(gòu)型在該剖面處壓力分布的對比，如圖15所示，同樣可以得到c構(gòu)型腹襟翼前后氣動載荷的變化，且與藍(lán)線相比，黑線腹襟翼前面積的增加量比腹襟翼后面積的減小量要大，因此，c構(gòu)型比b構(gòu)型升力系數(shù)大。

圖12 剖面位置示意圖Fig.12 Diagram of profile position

圖13 c構(gòu)型剖面壓力云圖和流線Fig.13 Pressure clouds and streamlines on the profile of Model c

圖14 b構(gòu)型剖面壓力云圖和流線Fig.14 Pressure clouds and streamlines on the profile of Model b

圖15 剖面壓力分布的對比Fig.15 Comparison of profile pressure distribution

4 腹襟翼氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)

為了尋求適用于本文飛翼布局無人機(jī)最優(yōu)的腹襟翼，本文對腹襟翼的弦向位置、偏角和板面實(shí)度參數(shù)進(jìn)行了氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，為保證計(jì)算結(jié)果的可對比性，計(jì)算網(wǎng)格與上文c模型的數(shù)量和分布情況完全一致。

4.1 弦向位置氣動優(yōu)化

以起降構(gòu)型為基準(zhǔn)，如圖16所示分別將腹襟翼安裝在無人機(jī)起降構(gòu)型重心后15%MAC、20%MAC、25%MAC、30%MAC和35%MAC位置處，研究腹襟翼的安裝位置對無人機(jī)低速氣動性能的影響。圖17和圖18分別為隨迎角變化，在不同位置安裝上腹襟翼的起降構(gòu)型相對原起降構(gòu)型升力系數(shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線，圖19和圖20為8°迎角時(shí)相對起降構(gòu)型，隨腹襟翼位置的改變升力系數(shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線。如圖19和圖20所示隨安裝位置不斷后移，當(dāng)?shù)赜堑纳ο禂?shù)增量不斷增大，但是俯仰力矩系數(shù)增量不斷減小。

圖16 腹襟翼安裝位置示意圖Fig.16 Diagram of belly-flap locations

圖17 升力系數(shù)增量的變化曲線Fig.17 Curve of CL increment

圖18 俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線Fig.18 Curve of Cm increment

圖19 升力系數(shù)增量隨腹襟翼位置變化的關(guān)系曲線Fig.19 Curve of CL increment with belly-flap locations

圖20 俯仰力矩系數(shù)增量隨腹襟翼位置變化的關(guān)系曲線Fig.20 Curve of Cm increment with belly-flap locations

由此可見,腹襟翼安裝在重心后15%MAC和20%MAC位置，升力增量有限；安裝在30%MAC和35%MAC位置，俯仰力矩系數(shù)增量有限。因此，權(quán)衡升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的增量，重心后25%MAC處為本文飛翼布局無人機(jī)腹襟翼的最佳安裝位置。

4.2 偏角氣動優(yōu)化

選取重心后25%MAC處為腹襟翼的安裝位置，研究腹襟翼的偏角對低速氣動性能的影響，腹襟翼分別偏轉(zhuǎn)30°、45°、60°和90°。圖21和圖22分別為隨迎角變化，安裝不同偏角的腹襟翼的起降構(gòu)型相對原起降構(gòu)型升力系數(shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線，圖23和圖24為8°迎角時(shí)相對起降構(gòu)型，隨腹襟翼偏角的改變升力系數(shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線。由圖23和圖24得到，在8°迎角時(shí)，隨著腹襟翼偏角不斷增大，當(dāng)?shù)赜堑纳ο禂?shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量都不斷增大。因此，90°為本文飛翼布局無人機(jī)腹襟翼的最佳偏角。

圖21 升力系數(shù)增量的變化曲線Fig.21 Curve of CL increment

圖22 俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線Fig.22 Curve of Cm increment

圖23 升力系數(shù)增量隨腹襟翼偏角變化的關(guān)系曲線Fig.23 Curve of CL increment with deflection angles

圖24 俯仰力矩系數(shù)增量隨腹襟翼偏角變化的關(guān)系曲線Fig.24 Curve of Cm increment with deflection angles

4.3 板面實(shí)度氣動優(yōu)化

如圖25在腹襟翼半模板面上設(shè)計(jì)了兩個(gè)縫、四個(gè)縫和八個(gè)縫三種不同板面實(shí)度的腹襟翼模型，并分別安裝在起降構(gòu)型重心后25%MAC處，其中每個(gè)縫的形狀和面積是相同的，保證每一種腹襟翼打開角度都為90°，研究腹襟翼板面實(shí)度對無人機(jī)低速氣動性能的影響。

(a) 半模兩個(gè)縫的腹襟翼模型

(b) 半模四個(gè)縫的腹襟翼模型

圖26和圖27分別為隨迎角變化，安裝不同板面實(shí)度腹襟翼的起降構(gòu)型相對原起降構(gòu)型升力系數(shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線，圖中solid線為腹襟翼板面沒有縫的計(jì)算結(jié)果；圖28和圖29為8°迎角時(shí)相對起降構(gòu)型，隨板面實(shí)度的改變當(dāng)?shù)赜堑纳ο禂?shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線，其中橫坐標(biāo)為腹襟翼半模板面縫的個(gè)數(shù)。如圖28和圖29所示，與其他模型相比，半模兩個(gè)縫升力系數(shù)增量最大為0.057 9；未開縫模型俯仰力矩系數(shù)增量最大為0.016 19，因此，本文飛翼布局無人機(jī)腹襟翼的最優(yōu)板面實(shí)度為半模開兩個(gè)縫或者不開縫。

圖26 升力系數(shù)增量的變化曲線Fig.26 Curve of CL increment

圖27 俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線Fig.27 Curve of Cm increment

圖28 升力系數(shù)增量隨腹襟翼板面實(shí)度變化的關(guān)系曲線Fig.28 Curve of CL increment with the solidities

圖29 俯仰力矩系數(shù)增量隨腹襟翼板面實(shí)度變化的關(guān)系曲線Fig.29 Curve of Cm increment with the solidities

4.4 氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)結(jié)果分析

通過上述腹襟翼的氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，得到了本文飛翼布局無人機(jī)最優(yōu)的腹襟翼參數(shù)組合，即腹襟翼半模板面開兩個(gè)縫或者不開縫，偏角為90°，且安裝位置為無人機(jī)重心后25%MAC處。圖30為腹襟翼最優(yōu)的設(shè)計(jì)結(jié)果(板面不開縫)相對起降構(gòu)型升力系數(shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量的變化曲線，在起飛離地迎角(8°)處，最優(yōu)結(jié)果比起降構(gòu)型升力系數(shù)大0.057，俯仰力矩系數(shù)大0.016 2。

圖30 最優(yōu)結(jié)果相對起降構(gòu)型氣動力特性增量的變化曲線Fig.30 Curve of aerodynamic characteristics increment of the optimal result versus the takeoff and landing configuration

5 結(jié) 論

本文采用基于有限體積法的三維定常RANS方程求解器，研究了腹襟翼對飛翼布局無人機(jī)起降氣動性能的影響，并對腹襟翼的關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行了詳細(xì)地優(yōu)化設(shè)計(jì)研究，有以下結(jié)論：

1) 通過對比研究飛翼布局無人機(jī)干凈構(gòu)型、起降構(gòu)型和腹襟翼打開的起降構(gòu)型三種模型的低速氣動特性得到，打開腹襟翼能夠提高飛機(jī)起飛離地迎角的升力和俯仰力矩，有利于飛機(jī)的起降；

2) 對于本文研究的飛翼布局無人機(jī)，腹襟翼安裝在重心后25%MAC位置處，偏角為90°，且板面實(shí)度較大時(shí)對飛機(jī)的起飛性能最好。在起飛離地迎角(8°)處，最優(yōu)結(jié)果比起降構(gòu)型升力系數(shù)大0.057，俯仰力矩系數(shù)大0.016 2。