洪葦江，李小婷，薛 暉，楊 樂，楊道寧

（1.軍委裝備發(fā)展部某中心，北京 100034；2.北京機(jī)電工程研究所，北京 100074；3.航天工程大學(xué)宇航科學(xué)與技術(shù)系，北京 101416）

飛翼布局氣動效率與隱身性能俱佳［1］，是下一代作戰(zhàn)飛機(jī)主流外形布局設(shè)計方案之一。對于巡航速度設(shè)計點(diǎn)為亞聲速的飛行器，出于和緩前緣流動加速、降低逆壓梯度及在較大的迎角范圍內(nèi)保持附著流動的考慮，翼型一般采用頭部較為飽滿的超臨界翼型或者層流翼型。其中，層流翼型的低頭力矩較超臨界翼型小，更適用于俯仰通道操縱能力相對正常式布局弱的飛翼布局飛行器。由于翼身高度融合，無垂尾、平尾等部件，飛翼布局擁有優(yōu)秀的外形隱身能力?；诖?，圍繞翼身融合體開展精細(xì)化修形是進(jìn)一步提高飛翼布局隱身性能的重要設(shè)計途徑之一。

目前，美國B?2 轟炸機(jī)與X?47B 兩型飛機(jī)的機(jī)頭附近區(qū)域采取減小前緣半徑、下表面向內(nèi)凹陷等前緣尖化設(shè)計手段提升整機(jī)隱身性能，實現(xiàn)了工程化應(yīng)用［2］。近年來，國內(nèi)學(xué)者對飛翼布局飛行器前緣尖化開展了相關(guān)研究。張彬乾等［3］采用數(shù)值模擬仿真手段，針對翼型開展了氣動隱身優(yōu)化設(shè)計，給出了前緣半徑、彎度、厚度等翼型設(shè)計參數(shù)選取原則；張樂［4］提出一種尖前緣飛翼布局構(gòu)型，并圍繞巡航狀態(tài)開展了氣動隱身計算分析。樊華羽等［5］采用多目標(biāo)粒子群優(yōu)化算法對飛翼布局無人機(jī)開展了氣動隱身多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計。

飛翼布局飛行器由于取消了平尾，使得氣動焦點(diǎn)靠前，縱向靜穩(wěn)定度較正常式布局低，特別是對于中/大展弦比飛翼構(gòu)型，縱向尺寸較短，俯仰操縱能力設(shè)計裕度較低［6］。因此在設(shè)計飛翼布局飛行器時，除了關(guān)注巡航狀態(tài)下的氣動性能外，設(shè)計人員也非常關(guān)注起降性能。本文以亞聲速飛翼布局飛行器為研究對象，在飛行包線內(nèi)選取起降狀態(tài)和巡航狀態(tài)進(jìn)行分析。采用CFD 方法開展前緣尖化范圍對飛翼布局飛行器氣動性能影響的研究工作。采用低頻算法對典型電磁波入射頻率下，飛行器電磁散射特征開展研究。重點(diǎn)分析前緣尖化范圍對隱身性能帶來的影響，為此類飛行器氣動隱身綜合優(yōu)化設(shè)計提供參考。

1 飛翼布局模型

本文所研究的飛翼布局構(gòu)型與控制參數(shù)如圖1 所示。飛翼布局構(gòu)型翼身融合程度高，飛行器前緣鏡面反射是其頭向角域雷達(dá)散射截面（Radar cross section，RCS）重要的貢獻(xiàn)源，而較大的前緣半徑可能會帶來更為顯著的鏡面反射效應(yīng)［7?8］。因此，采用合理適當(dāng)?shù)耐庑涡扌问侄危瑢㈢R面反射削減為較弱的尖頂散射和邊緣繞射，是一種較為可行的隱身修形設(shè)計思路。

圖1 飛翼布局飛行器模型與控制參數(shù)Fig.1 Flying-wing aircraft model and control parameters

本文以大幅縮減翼型前緣半徑作為尖化方法，鈍前緣翼型采用r1=0.035l1的層流翼型，尖前緣翼型則基于該層流翼型，縮減翼型前緣半徑r2至0.002 4l1（約為6.9%r1）。并以上述兩種翼型為基礎(chǔ)，構(gòu)建3 種沿展向尖化范圍不同的飛翼飛行器三維外形，分別是鈍前緣外形、尖前緣A 外形和尖前緣B 外形，以研究前緣尖化對飛翼布局飛行器氣動隱身性能影響，具體構(gòu)建方法如下：

對于鈍前緣外形，6 個控制剖面a～f翼型基于鈍前緣翼型設(shè)計，具有明顯的鈍頭部特征。對于尖前緣外形，由機(jī)身對稱面a向外一定范圍內(nèi)，用尖前緣翼型替換鈍前緣翼型。為研究前緣尖化外形的氣動、隱身性能，本文設(shè)置了前緣尖化范圍約占整個內(nèi)翼段展向1/3 的尖前緣A 外形。該外形a～b站位使用尖前緣翼型，b～c為過渡區(qū)，c～f站位使用鈍前緣翼型。為研究比對前緣尖化范圍對氣動、隱身性能的影響，本文設(shè)置尖化范圍更大的尖前緣B 外形。該外形a～c站位使用尖前緣翼型，c～d為過渡區(qū)，d～f站位使用鈍前緣外形，前緣尖化范圍較尖前緣A外形擴(kuò)大一倍。上述3 種外形的側(cè)視圖對比如圖2 所示，表1 給出了本文研究飛翼布局的具體參數(shù)。

表1 飛翼布局飛行器具體尺寸參數(shù)Table 1 Specific size parameters of flying?wing aircraft

圖2 3 種外形側(cè)視圖Fig.2 Side view of three shapes

2 計算方法

2.1 氣動性能計算方法及驗證

本文的氣動性能數(shù)值模擬計算以RANS 方程作為控制方程，運(yùn)用有限體積法離散，選取k?ωSST 兩方程湍流模型［9］，該模型充分考慮了邊界層內(nèi)的流動，在近壁面求解原始k?ω方程，通過過渡轉(zhuǎn)換方程，逐漸向遠(yuǎn)壁面求解k?e方程［10］。相比標(biāo)準(zhǔn)k?ω模型，其擁有更高的流場求解準(zhǔn)確度。

為分析網(wǎng)格數(shù)量對數(shù)值模擬計算結(jié)果的影響，針對尖前緣A 外形，在保證壁面函數(shù)中y+≈1 的情況下，采用H 型拓?fù)浞绞?，對半模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，分別構(gòu)建生成粗網(wǎng)格（168 萬個單元）、中網(wǎng)格（262 萬個單元）和細(xì)網(wǎng)格（493 萬個單元）3 套數(shù)量不同的結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。圍繞Ma=0.6，H=20 km 狀態(tài)開展數(shù)值模擬仿真。圖3 給出了阻力系數(shù)、升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)對比。

圖3 不同網(wǎng)格數(shù)量下全機(jī)氣動力/力矩曲線對比Fig.3 Comparison of longitudinal aerodynamic characteristics under different grids conditions

由圖3 可以看出：中網(wǎng)格和細(xì)網(wǎng)格阻力系數(shù)基本一致，粗網(wǎng)格阻力系數(shù)略??；升力系數(shù)三者基本一致；網(wǎng)格數(shù)量對俯仰力矩系數(shù)斜率略有影響，網(wǎng)格量越大，隨著迎角增大，斜率略有降低，但總體上差異不大。為兼顧計算精度和效率，本文采用中網(wǎng)格，如圖4 所示。

圖4 數(shù)值計算網(wǎng)格Fig.4 Grid for numerical simulation

為驗證本文所選用數(shù)值模擬方法的可靠性，選取DLR?F6 翼身組合體［11］作為驗證算例。計算狀態(tài)為Ma=0.75、α=0.49°、Re=3.0×106，劃分生成半模結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量689 萬個（y+≈1），翼身組合體表面網(wǎng)格分布情況如圖5 所示。

圖5 校驗計算所用網(wǎng)格Fig.5 Grid for checking computation

圖6 給出了DLR?F6 翼身組合體4 個典型位置截面示意，y為沿展向坐標(biāo)，b為全展長。圖7 為各截面壓力系數(shù)Cp計算結(jié)果和試驗值［12］的對比。由圖7 可以看出，計算值與試驗值吻合良好，激波位置與強(qiáng)度捕捉較準(zhǔn)確，所采用的CFD 方法可以較有效地反映流場特性，說明了本文采用的CFD 方法和流場求解器合理，滿足研究所需。

式中：為開口管樁在土塞不完全閉塞條件下的單樁承載力；為開口管樁在土塞完全閉塞條件下的單樁承載力；為樁外側(cè)摩阻力；為樁內(nèi)側(cè)摩阻力；為樁環(huán)底端阻力；為樁土塞阻力；為土塞自重。

圖6 展向典型截面位置示意圖Fig.6 Arrange of typical section in spanwise direction

圖7 DLR-F6 翼身組合體壓力系數(shù)分布與試驗數(shù)據(jù)[12]對比Fig.7 Pressure coefficient distribution comparison between computational results and experimental results[12] of DLR?F6 wing?body configuration

2.2 隱身性能計算方法與校驗

對于飛行器類目標(biāo)，當(dāng)前主流計算方法有多層快速多極子算法（Multi?level fast multiple method，MLFMM）、物理光學(xué)法（Physical optics，PO）以及矩量法。本文研究對象為電大尺寸目標(biāo)，考慮前緣尖化部位尺寸較小，對于計算精確度有著較高的需求。本文電磁散射仿真采用MLFMM 算法。該算法是一種基于矩量法的快速算法，對于復(fù)雜電大目標(biāo)計算擁有較高精確度，同時兼顧了計算效率。

為驗證MLFMM 算法的有效性，選取圓錐為驗證對象。圓錐錐底半徑80.3 mm，錐角22°36'，貼體生成三角形表面網(wǎng)格，網(wǎng)格單元最大尺寸為λ/10。雷達(dá)工作頻率6 GHz，水平極化。圖8 給出了角域0°～180°狀態(tài)下的計算與試驗值［13］對比?？梢钥闯?，計算值與試驗結(jié)果具有較好的重合度，雖然計算結(jié)果的波谷點(diǎn)出現(xiàn)較少，但是對于RCS 曲線趨勢預(yù)測正確，針對波峰的幅值和出現(xiàn)方位角作出了較為精確的預(yù)測。說明本文采用的計算方法對于具有尖銳頭部特征的金屬體RCS 有效。

圖8 圓錐體RCS 試驗值[13]與MLFMM 算法計算對比Fig.8 Comparison between experimental results[13] and com?putational results of MLFMM of cone model

本文研究的飛翼布局飛行器模型俯仰角與滾轉(zhuǎn)角均設(shè)定為0°，計算方位角范圍為0°～360°，雷達(dá)波入射頻率為2，4 GHz。視模型為金屬目標(biāo)，生成三角形表面網(wǎng)格，表面網(wǎng)格最大尺寸為λ/10，為確保前緣尖化附近部位的網(wǎng)格適應(yīng)性，對前后緣進(jìn)行適當(dāng)加密，模型的網(wǎng)格總量為20 萬個。重點(diǎn)分析±30°附近角域內(nèi)的RCS 變化情況。通過對比鈍前緣外形和兩種尖化范圍不同的尖前緣外形的電磁散射特征，研究分析前緣尖化對飛翼布局飛行器隱身性能的影響。

3 氣動特性計算結(jié)果與分析

3.1 起降狀態(tài)

起降狀態(tài)下計算條件為：Ma=0.2、高度H=0 km，溫度、壓強(qiáng)等大氣參數(shù)由標(biāo)準(zhǔn)大氣表查表得到，計算迎角范圍為-2°～16°。

圖9 給出了起降狀態(tài)下全機(jī)氣動力/力矩曲線對比。三外形阻力系數(shù)在中小迎角狀態(tài)下相差不大，在大迎角區(qū)域略有差異。升力方面，三外形在迎角為-2°～10°范圍內(nèi)均呈現(xiàn)線性增長，升力系數(shù)曲線斜率基本相當(dāng)。迎角大于10°后非線性增長，鈍前緣外形失速迎角在14°附近，尖前緣B 外形升力系數(shù)拐點(diǎn)出現(xiàn)較早，失速迎角提前至12°附近。對于尖化范圍小于B 外形的A 外形，失速迎角和鈍前緣外形基本相當(dāng)，但迎角進(jìn)一步增加后升力系數(shù)下降更為迅速。俯仰力矩方面，在線性段，尖前緣外形的俯仰力矩系數(shù)曲線斜率較鈍前緣外形更為陡峭，氣動焦點(diǎn)無量綱位置相對鈍前緣外形略有后移。進(jìn)入非線性段后，隨著迎角進(jìn)一步增加，三外形的俯仰力矩系數(shù)曲線均表現(xiàn)出明顯的上揚(yáng)趨勢，尖前緣外形在氣動非線性區(qū)域的俯仰力矩較鈍前緣外形更為和緩，在失速特性上有一定的改善。

圖9 起降狀態(tài)下全機(jī)氣動力/力矩曲線對比（Ma=0.2, H=0 km）Fig.9 Comparison of longitudinal aerodynamic characteristics under takeoff and landing condition（Ma=0.2, H=0 km）

大迎角狀態(tài)下，鈍前緣外形與尖前緣A 外形表面極限流線曲線如圖10 所示。α=10°時，由于機(jī)翼后掠效應(yīng)，原始外形與尖前緣A 外形的機(jī)翼后緣部位展向流動顯著。隨著附面層向翼梢堆積，原始外形翼梢出現(xiàn)分離渦，而尖前緣A 外形翼梢僅前緣部分出現(xiàn)氣流附著差的情況，說明原始外形機(jī)翼展向流動更為劇烈。表現(xiàn)在全機(jī)俯仰力矩上，原始外形較尖前緣A 外形的俯仰力矩系數(shù)曲線上揚(yáng)更為顯著，縱向靜穩(wěn)定度急劇變小，甚至反號。隨著迎角進(jìn)一步增大至16°時，兩外形的上表面均出現(xiàn)較大面積的分離渦以及回流區(qū)域。由于尖前緣A 外形頭部附近前緣半徑非常小，氣流經(jīng)過頭部后附著能力差，產(chǎn)生較為明顯的展向流動趨勢，引起內(nèi)翼段后緣產(chǎn)生較大范圍的分離渦，隨著迎角增大，分離渦區(qū)域進(jìn)一步增大，外翼段出現(xiàn)了較為嚴(yán)重回流以及分離渦。上述情形綜合作用下，兩外形的氣動性能進(jìn)一步惡化，俯仰力矩曲線上揚(yáng)，呈現(xiàn)縱向靜不穩(wěn)定。

圖10 大迎角狀態(tài)鈍前緣與尖前緣A 外形上表面極限流線曲線對比Fig.10 Upper surface limit streamline comparison between shape with blunt leading edge and shape A with sharp leading edge at high angle of attack

A、B 外形大迎角狀態(tài)下上表面極限流線曲線如圖11 所示。α=12°時，尖前緣B 外形外翼段形成分離渦且后緣出現(xiàn)較大區(qū)域回流，內(nèi)翼段后緣也已形成小范圍分離渦。隨著迎角進(jìn)一步增加，外翼段和內(nèi)翼段的分離渦區(qū)域逐漸擴(kuò)大的同時，相互靠近。α=16°時，前緣尖化部位來流無法附著，沿展向流動至內(nèi)外翼轉(zhuǎn)折處，促使原本在內(nèi)外翼的兩個分離渦相遇合并形成一組旋轉(zhuǎn)方向相同的分離渦，使得機(jī)翼中段出現(xiàn)大范圍分離區(qū)域。與此相比，尖前緣A 外形由于前緣尖化范圍小，其表面氣流附著情況好于B 外形。該兩外形大迎角狀態(tài)下的流場特征與其宏觀上表現(xiàn)出的氣動性能相符。

圖11 大迎角狀態(tài)尖前緣A、B 外形上表面極限流線曲線對比Fig.11 Upper surface limit streamline comparison between shapes A and B at high angle of attack

3.2 巡航飛行

巡航飛行狀態(tài)下計算條件為：Ma=0.6、高度H=20 km，溫度、壓強(qiáng)等大氣參數(shù)由標(biāo)準(zhǔn)大氣表查表得到，計算迎角范圍為-2°～8°。

圖12 給出了3 種外形的升阻力、升阻比以及俯仰力矩曲線?？梢钥闯觯馇熬壨庑蔚淖枇ο禂?shù)要高于鈍前緣外形，但是隨著迎角增加，阻力系數(shù)量值上的差異逐漸減小。從升力系數(shù)量值上看，三者沒有明顯差別，前緣尖化修形沒有對升力產(chǎn)生顯著影響。升阻比方面，鈍前緣外形較經(jīng)過前緣尖化修形的外形略高，且隨著前緣尖化范圍的擴(kuò)大，升阻比略有降低。三外形均在α=4°附近達(dá)到最大升阻比，鈍前緣外形、尖前緣A 外形和尖前緣B 外形的（CL/CD）max分別為17.5、17.2 和17.0。在相同正迎角下配平本文所研究的飛翼布局飛行器，應(yīng)當(dāng)向上偏轉(zhuǎn)布置于機(jī)翼后緣的副翼產(chǎn)生抬頭力矩，以抵消干凈構(gòu)型本身的低頭力矩，建立起俯仰方向上的力矩平衡。從圖12（d）可以看出，隨著前緣尖化范圍擴(kuò)大，俯仰力矩系數(shù)偏線逐漸向上平移，意味著干凈構(gòu)型低頭力矩量值的降低。此時副翼上偏更小的角度即可產(chǎn)生足夠的配平力矩。縱向配平舵偏角的減小對于全機(jī)氣動力特性有兩方面影響。一方面由舵面上偏引起的升力損失變小，另一方面降低了舵面偏轉(zhuǎn)帶來的阻力增量，上述兩因素共同疊加，有利于巡航狀態(tài)下配平升阻比的提升。

圖12 巡航狀態(tài)下縱向氣動特性對比Fig.12 Comparison of longitudinal aerodynamic characteristics under cruise condition（Ma=0.6，H=20 km）

圖13 給出了在迎角4°時，不同站位處的壓力系數(shù)分布對比情況。由b站位處壓力分布可知，前緣尖化使得上表面氣流難以附著，導(dǎo)致上表面吸力較鈍前緣外形弱。下表面凹陷起到阻滯氣流作用，使得頭部下表面附近壓力系數(shù)明顯增加，由于遠(yuǎn)離重心，產(chǎn)生了一定量的抬頭力矩。對于c站位，尖前緣A 外形已由尖前緣外形變?yōu)殁g前緣外形，因此，其頭部Cp曲線介于鈍前緣外形和尖前緣B 外形之間，解釋了宏觀氣動力矩上，隨著前緣尖化范圍擴(kuò)大，Cm曲線逐漸向上移動的現(xiàn)象。3 種外形在d站位處均為鈍前緣翼型，Cp曲線基本重合。

圖13 不同站位下壓力系數(shù)分布對比Fig.13 Pressure coefficient comparison at different stations

4 隱身特性計算結(jié)果與分析

對空警戒雷達(dá)通常采用主天線產(chǎn)生水平極化波束減少地面雜波干擾［14］，本節(jié)開展入射雷達(dá)波頻率分別為2，4 GHz，水平極化條件下的尖前緣飛翼布局飛行器單站隱身特性仿真分析（圖14）。

圖14 RCS 仿真計算結(jié)果對比Fig.14 Comparison of RCS computational results

從圖14 可以看出：3 種外形的RCS 曲線趨勢較為一致，均在±35°、±90°、±145°附近出現(xiàn)6 個波峰。分析頭向±30°附近范圍內(nèi)RCS，可觀察到，采取前緣尖化的外形，頭向±30°范圍內(nèi)RCS 較鈍前緣外形明顯降低。原因是前緣尖化修形措施有效降低了來自飛行器頭部前緣的鏡面反射貢獻(xiàn)。同時，尖前緣外形在±35°的波峰較鈍前緣略有降低。對于亞聲速飛翼布局隱身飛機(jī)，機(jī)翼后掠角的設(shè)計與隱身設(shè)計思路高度相關(guān)，一般應(yīng)大于頭向威脅角域，以達(dá)到將前向電磁波反射波峰“堆積”在前向雷達(dá)威脅區(qū)域范圍外的目的。從仿真結(jié)果看，前緣尖化是一種成功的隱身修形手段。

從表2，3 可看出，在入射頻率2，4 GHz 條件下，尖前緣A、B 外形在±30°、±45°、±360°角域范圍內(nèi)的RCS 均值與峰值小于鈍前緣外形，特別是在前向±30°和±45°角域范圍內(nèi)尤為顯著，進(jìn)一步說明了前緣尖化在隱身性能提高方面的設(shè)計有效性。

表2 2 GHz 下RCS 統(tǒng)計對比Table 2 RCS comparison at frequency of 2 GHz dBsm

表3 4 GHz 下RCS 統(tǒng)計對比Table 3 RCS comparison at frequency of 4 GHz dBsm

分析前緣尖化范圍對頭向隱身性能的影響。入射波頻率為2 GHz 時，尖前緣A 外形和尖前緣B外形在±45°和±360°角域范圍內(nèi)的RCS 峰值均為4.78 dBsm 和-3.42 dBsm，尖前緣B 外形的RCS峰值較尖前緣A 外形更小。尖前緣A、B 兩外形在±30° 角域范圍內(nèi)的RCS 平均值分別為-29.60 dBsm 和-30.32dBsm，±45°角域范圍內(nèi)的RCS平均值分別為-24.91 dBsm和-25.04 dBsm，360°全向角域范圍內(nèi)的RCS 平均值分別為-23.40 dBsm 和-24.82 dBsm，B 外形略小于A 外形。隨著頻率增大到4 GHz，仍能得到相似的結(jié)論。綜上，前緣尖化范圍的擴(kuò)大，有利于縮減前向區(qū)域RCS，對隱身性能的提升有一定的幫助。

5 結(jié)論

通過對不同前緣尖化范圍的飛翼布局飛行器開展起降、巡航飛行狀態(tài)下的氣動性能仿真分析，結(jié)合典型突防條件下的電磁散射仿真結(jié)果，得出以下主要結(jié)論：

（1）氣動性能仿真結(jié)果表明，沿展向大范圍尖化前緣，使得失速迎角提前，減小飛行器可用迎角范圍，削弱起降性能。選擇適當(dāng)?shù)那熬壖饣秶?，可有效降低前緣尖化對于飛翼飛行器起降狀態(tài)下的氣動性能不利影響，和緩氣動非線性段區(qū)域力矩，改善失速特性。對于巡航狀態(tài)，隨著前緣尖化范圍的擴(kuò)大，阻力增大，最大升阻比略有下降。但是下表面“凹陷”帶來的抬頭力矩有利于減小舵面配平帶來的升力損失與阻力增量，有利于配平升阻比的提升。

（2）隱身性能仿真結(jié)果表明，前緣尖化修形可降低前向角域雷達(dá)回波強(qiáng)度，沿展向向外擴(kuò)大前緣尖化范圍可進(jìn)一步縮減前向附近范圍內(nèi)RCS，從而有效提升隱身突防性能。

（3）前緣尖化修形與氣動/隱身性能高度關(guān)聯(lián)。對于亞聲速飛行器，前緣尖化作為一種有效的隱身性能優(yōu)化修形措施，為氣動性能帶來一定的不利影響。因此在飛翼飛行器氣動隱身一體化設(shè)計工作中應(yīng)當(dāng)充分考慮尖化修形范圍對氣動與隱身性能的影響，追求高外形隱身性能的同時，考慮對氣動性能的影響。統(tǒng)籌考量飛行性能需求和突防能力需求，開展氣動與隱身專業(yè)聯(lián)合設(shè)計，確定適當(dāng)?shù)那熬壖饣秶?，達(dá)到提升飛翼布局飛行器綜合戰(zhàn)技指標(biāo)的目的。

在平衡計算精度與計算能力的前提下，深入研究基于氣動/隱身緊耦合優(yōu)化思想的飛行器外形多目標(biāo)設(shè)計方法，建立一套高效的優(yōu)化流程與算法，是下一步的研究重點(diǎn)，該工作對于提升優(yōu)化設(shè)計效率及縮短總體方案閉合周期具有重要意義。