劉瑜，呂凡熹，周進(jìn)

1.中國(guó)空間技術(shù)研究院錢學(xué)森空間技術(shù)實(shí)驗(yàn)室，北京 100094

2.中國(guó)航空研究院，北京 100012

提高飛行器的氣動(dòng)效率一直是航空器研究的重點(diǎn)之一，并且隨著飛行器速域和空域的拓展，對(duì)氣動(dòng)性能的要求也越來(lái)越高。傳統(tǒng)的固定翼飛行器，除了控制舵面外，總體氣動(dòng)外形較為固定，只有在固定的飛行狀態(tài)（通常是巡航狀態(tài)）下氣動(dòng)性能才較優(yōu)。對(duì)于飛行速度和飛行高度有了極大擴(kuò)展的臨近空間高超聲速飛行器和水平起降空天飛機(jī)等，飛機(jī)起降和爬升階段的能量消耗占整個(gè)飛行剖面能量需求的比例顯著提高，這對(duì)飛行器在低速起降和爬升階段氣動(dòng)性能的提升有了較為急切的需求[1]。同時(shí)，對(duì)于部分高速飛行器，為了滿足不同的任務(wù)需求（如偵察和打擊等），需要飛機(jī)具備不同的巡航狀態(tài)，這要求飛機(jī)外形在不同的飛行速度和飛行高度上均具有較高的氣動(dòng)效率。因此，改變飛機(jī)氣動(dòng)外形以適應(yīng)不同的飛行工況，實(shí)現(xiàn)飛行性能全階段優(yōu)化的概念被提出，多項(xiàng)相關(guān)研究都表明，變體技術(shù)是提高飛行器氣動(dòng)效率的有效途徑[2-3]。

相關(guān)研究表明[4]，對(duì)軍用無(wú)人機(jī)，通過(guò)改變機(jī)翼展弦比、機(jī)翼后掠角，可以大幅度增加航程30%以上，提高機(jī)動(dòng)性能20%以上。對(duì)于民用飛機(jī)，通過(guò)改變機(jī)翼彎度等手段，可以大幅提高飛機(jī)升阻比，改善燃油經(jīng)濟(jì)性，節(jié)省燃油20%以上，同時(shí)降低噪聲[5-6]。20 世紀(jì)60—70 年代，為了同時(shí)兼顧短距起降、亞聲速飛行、超聲速飛行等任務(wù)要求，發(fā)展了多種滿足服役要求的變后掠翼飛機(jī)，如F-14、B-1B、圖-160等[7]。以上變后掠翼飛機(jī)和同時(shí)期的變體飛行器均采用結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)方式來(lái)驅(qū)動(dòng)變形，付出了極大的重量（質(zhì)量）、可靠性代價(jià)，只有部分變體飛行器的總體性能提升較為顯著，其中在性能收益方面獲得巨大優(yōu)勢(shì)的最著名的例子是發(fā)展于20世紀(jì)70年代，一種機(jī)翼翼尖可折疊的大型超聲速戰(zhàn)略轟炸機(jī)XB-70 Valkyrie[8]。

翼尖折疊可以用來(lái)擴(kuò)展飛機(jī)的翼展，改變飛行器在高低速度情況下的誘導(dǎo)阻力。同時(shí)相關(guān)文獻(xiàn)[9-10]認(rèn)為，當(dāng)翼尖向下折疊捕捉飛機(jī)產(chǎn)生的激波時(shí)，能夠增加超聲速飛行時(shí)的總升力，并且升力中心的變化將減少俯仰力矩的控制和修正。此外，翼尖向下折疊后增加了高速狀態(tài)下的靜穩(wěn)定性，相應(yīng)地可使垂尾設(shè)計(jì)面積顯著減小。本文主要對(duì)XB-70 飛行器的折疊機(jī)翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行介紹，基于簡(jiǎn)化后的XB-70整機(jī)外形，采用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法進(jìn)行各典型狀態(tài)下的氣動(dòng)特性仿真分析，研究折疊機(jī)翼的總體性能收益。

1 XB-70折疊機(jī)翼

由美國(guó)北美航空公司研制的XB-70 轟炸機(jī)于1964 年9 月首飛，并在第17 次飛行中達(dá)到Ma3 和21500m 的飛行高度。原型機(jī)共兩架，其中第二架也達(dá)到過(guò)飛行速度Ma3，但在某次飛行中與伴飛的F-104相撞而墜毀。由于隱身性能較差造成戰(zhàn)場(chǎng)生存性的不足，整個(gè)項(xiàng)目被下令停止。1969 年1 月，第一架XB-70 被送進(jìn)博物館。XB-70 轟炸機(jī)采用大后掠三角翼、遠(yuǎn)距鴨翼、無(wú)平尾、雙垂尾的氣動(dòng)布局形式，如圖1所示。XB-70轟炸機(jī)總體數(shù)據(jù)見(jiàn)表1。

圖1 XB-70女武神[8]Fig.1 XB-70 Valkyrie[8]

表1 XB-70總體參數(shù)Table 1 XB-70 overall parameters

XB-70最特別的設(shè)計(jì)來(lái)自翼尖可以折疊的機(jī)翼。翼尖與主翼以鉸接方式連接，在飛行過(guò)程中翼尖可以擺動(dòng)，實(shí)現(xiàn)0°、垂下25°和垂下65°三種狀態(tài)。為了降低高速時(shí)的飛行阻力，機(jī)翼主翼段翼型相對(duì)厚度很小，如圖2 前視圖所示，翼尖與主翼連接位置的翼型相對(duì)厚度略有提高，以保證足夠的結(jié)構(gòu)高度用于連接和驅(qū)動(dòng)設(shè)計(jì)?？烧郫B的翼尖尺寸參數(shù)見(jiàn)表2。

表2 折疊翼尖（單翼尖）幾何參數(shù)Table 2 Geometric details of the folding wingtip

折疊翼尖驅(qū)動(dòng)鉸鏈和結(jié)構(gòu)機(jī)構(gòu)示意圖如圖3所示。中央驅(qū)動(dòng)軸作為旋轉(zhuǎn)軸線為布置的6個(gè)驅(qū)動(dòng)鉸鏈提供輸入，每一個(gè)驅(qū)動(dòng)鉸鏈都連接到機(jī)翼的結(jié)構(gòu)上。兩個(gè)Vickers液壓驅(qū)動(dòng)器位于機(jī)身內(nèi)部，用來(lái)給連接到每個(gè)翼尖的液壓驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)加壓。兩套驅(qū)動(dòng)器只有一個(gè)泵用于主液壓網(wǎng)絡(luò)，第二個(gè)作為發(fā)生液壓故障情況下的備份，達(dá)到增加系統(tǒng)冗余度的目的。整個(gè)翼尖驅(qū)動(dòng)電機(jī)和驅(qū)動(dòng)鉸鏈安裝在一個(gè)黑色的鎂釷整流罩中，從圖2 頂視圖可以看到，該整流罩從機(jī)翼前緣到機(jī)翼副翼根部覆蓋了整個(gè)鉸鏈旋轉(zhuǎn)軸線。

圖2 XB-70三視圖[11]Fig.2 XB-70 three views[11]

XB-70 上使用的鉸鏈與圖4 所示的寇蒂斯萊特（Curtiss-Wright）驅(qū)動(dòng)鉸鏈類似，由兩級(jí)行星齒輪系統(tǒng)構(gòu)成，據(jù)報(bào)道，減速比可高達(dá)32000∶1，但如何通過(guò)小齒輪直徑、齒輪數(shù)量以及固定和移動(dòng)齒輪的布置來(lái)實(shí)現(xiàn)，目前尚無(wú)公開資料。從圖3（c）機(jī)體裝配過(guò)程中拍攝的照片中，通過(guò)操作人員和變速機(jī)構(gòu)的對(duì)比情況，估計(jì)翼梢驅(qū)動(dòng)鉸鏈相當(dāng)于邊長(zhǎng)為30cm 的立方體。材料主要采用H-11 鋼，室溫密度為7.80g/cm3，假設(shè)減速箱密度比為30%～50%，那么重量估計(jì)為100～180kg。每一個(gè)翼尖有6 個(gè)減速裝置，因此，翼尖的變速箱總重量估計(jì)在840kg[9]。這種驅(qū)動(dòng)鉸鏈給飛機(jī)帶來(lái)了巨大的尺寸和重量成本。但與此同時(shí)，由于機(jī)翼折疊帶來(lái)的橫航向穩(wěn)定性的增加可使垂直尾翼的面積相應(yīng)減少，因此重量成本需要統(tǒng)籌考慮。

圖3 XB-70可折疊翼尖驅(qū)動(dòng)鉸鏈和結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)[11]Fig.3 XB-70 folding wingtip hinge motors and actuators details[11]

圖4 Curtiss-Wright動(dòng)力鉸鏈(與XB-70上使用的類似)[11]Fig.4 Curtiss-Wright power hinge(similar to those used on the XB-70)[11]

2 建模仿真

本文依據(jù)公開的尺寸數(shù)據(jù)和XB-70 飛行器外形特點(diǎn)[12]，采用CATIA 軟件對(duì)其外形進(jìn)行創(chuàng)建。由于無(wú)法獲得飛行器內(nèi)流道形狀特點(diǎn)，同時(shí)為了便于仿真分析，對(duì)XB-70的發(fā)動(dòng)機(jī)流道通路進(jìn)行了封閉并對(duì)整機(jī)外形進(jìn)行了簡(jiǎn)化，如圖5所示。

圖5 XB-70飛行器CATIA模型(機(jī)翼下折65°)Fig.5 CATIA model for XB-70(65°downward angle)

針對(duì)機(jī)翼折疊在0°、25°和65°三種狀態(tài)下的全機(jī)進(jìn)行網(wǎng)格劃分?？紤]到本文分析不涉及側(cè)滑情況，為了降低CFD仿真計(jì)算量，采用半模進(jìn)行網(wǎng)格劃分與仿真計(jì)算。以飛機(jī)整機(jī)長(zhǎng)度為單位長(zhǎng)度，仿真區(qū)域向上、下各拓展25倍為上、下邊界，向前拓展15 倍為前邊界，向后拓展30 倍為后邊界，向側(cè)邊拓展32.5倍為側(cè)邊界，仿真區(qū)域整體如圖6（a）所示。除對(duì)稱面采用對(duì)稱邊界條件之外，其余邊界均采用與需要模擬狀態(tài)一致的壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，飛行器表面設(shè)置為無(wú)滑移的絕熱壁面條件。仿真工況見(jiàn)表3。

表3 工況匯總表Table 3 Conditions for simulation

為了提升氣動(dòng)仿真分析精度，對(duì)近壁面網(wǎng)格進(jìn)行加密處理，如圖6（b）所示，貼體網(wǎng)格y+值控制在30左右。從壁面網(wǎng)格向外側(cè)的增長(zhǎng)比例控制在1.2 左右，整機(jī)采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，三種構(gòu)型的貼體網(wǎng)格和對(duì)稱面網(wǎng)格如圖6（c）～圖6（e）所示。三種構(gòu)型的網(wǎng)格總數(shù)均達(dá)到1200萬(wàn)個(gè)。本仿真在時(shí)間項(xiàng)上采用基于牛頓法的全隱式格式。在空間離散方面，變量重構(gòu)使用Piecewise linear 方法，對(duì)流項(xiàng)使用Roe-FDS的差分格式以及Venkatakrishnan限制器，湍流模型采用SST模型。

圖6 CFD網(wǎng)格示意圖Fig.6 Mesh for CFD

3 結(jié)果分析

本文典型工況下的整機(jī)壓力分布如圖7～圖9 所示，針對(duì)馬赫數(shù)Ma為0.4、1.4和3的情況，顯示了機(jī)翼在不同折疊角狀態(tài)下的流動(dòng)特點(diǎn)。

圖7 Ma=0.4工況壓力分布Fig.7 Pressure distribution for conditions Ma=0.4

圖8 Ma=1.4工況壓力分布Fig.8 Pressure distribution for conditions Ma=1.4

圖9 Ma=3工況壓力分布Fig.9 Pressure distribution for conditions Ma=3

Ma=0.4時(shí)，分析了機(jī)翼折疊角為0°和25°的情況，壓力分布圖顯示，高壓區(qū)集中在進(jìn)氣道附近，這是由于內(nèi)流道被封閉，氣流在此形成堵塞造成了局部高壓。在折疊機(jī)翼區(qū)域附近，壓力分布并無(wú)較大差異，因此升力情況較為相近。

Ma=1.4時(shí)，分析了機(jī)翼折疊角為0°、25°和65°的情況，壓力分布圖顯示，隨著速度的增大，在進(jìn)氣道附近的高壓區(qū)顯著增強(qiáng)。除此之外，在折疊機(jī)翼區(qū)域附近壓力分布隨著機(jī)翼的向下折疊出現(xiàn)顯著的壓力升高現(xiàn)象，并在折疊鉸鏈位置的前緣出現(xiàn)明顯高壓區(qū)。折疊翼面出現(xiàn)高壓區(qū)可認(rèn)為是機(jī)翼向下折疊捕捉到了激波升力，而在65°折疊位置時(shí)鉸鏈位置的前緣高壓區(qū)的增強(qiáng)認(rèn)為是附近前緣激波相互干擾形成的。

Ma=3時(shí)，分析了機(jī)翼折疊角為0°和65°的情況，從壓力分布圖可看出，進(jìn)氣道附近的高壓區(qū)進(jìn)一步增強(qiáng)。在折疊機(jī)翼區(qū)域附近壓力分布隨著機(jī)翼向下折疊到65°出現(xiàn)較大區(qū)域的壓力升高，認(rèn)為原因是機(jī)翼向下折疊捕捉到的激波帶來(lái)的附加升力可在一定程度上抵消翼面變小帶來(lái)的升力損失。

從以上壓力云圖可以看出，由于內(nèi)流道未被考慮，造成本仿真計(jì)算得到的升阻力情況尤其是整機(jī)阻力水平與實(shí)際情況有較大出入。通過(guò)參考文獻(xiàn)[13]中關(guān)于可折疊的翼梢部分鉸鏈力矩試驗(yàn)數(shù)據(jù)，對(duì)典型工況下機(jī)翼折疊部分的鉸鏈力矩進(jìn)行仿真分析結(jié)果的精度評(píng)估。典型工況選取了工況1 和工況11，即低速M(fèi)a=0.4、折疊角度為0°和高速M(fèi)a=3、折疊角度為65°的兩種狀態(tài)，鉸鏈力矩的仿真和試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比見(jiàn)表4。

表4 鉸鏈力矩?cái)?shù)據(jù)對(duì)比Table 4 Comparison between hinge moment

仿真分析的誤差在25%以內(nèi)，初步分析誤差主要來(lái)自飛機(jī)內(nèi)流道的封閉，以及飛機(jī)外形與實(shí)際的差別。考慮到本文對(duì)于折疊機(jī)翼的分析主要側(cè)重于定性研究，在折疊機(jī)翼附近的氣動(dòng)分布與實(shí)際情況具有一定可比對(duì)性，并且機(jī)翼折疊角度變化帶來(lái)的升阻力變化的趨勢(shì)具有較大參考性。圖10 顯示了在不同Ma數(shù)下，不同折疊工況的升阻力特性變化曲線。需要說(shuō)明的是，由于機(jī)翼折疊后造成參考面積的變化，升阻力系數(shù)的變化情況與升阻力變化并不一致，此處參考面積采用機(jī)翼面積（見(jiàn)表1）。

圖10 整機(jī)升阻力仿真結(jié)果Fig.10 Aerodynamic force and coefficient

在Ma=0.4情況下，機(jī)翼折疊角度從0°變化到25°，升力和阻力變化不大，升阻力系數(shù)略有升高?？紤]到低速狀態(tài)下整體升力水平較低，并且起降階段機(jī)翼處于伸展?fàn)顟B(tài)，因此在Ma=0.4狀態(tài)下繼續(xù)保持折疊角為0°更有優(yōu)勢(shì)。

在Ma=0.8 情況下，機(jī)翼折疊角度從0°變化到25°，升力和阻力略有降低，升阻力系數(shù)變化不大。考慮到此時(shí)升力水平較高，飛行器整體性能對(duì)升力的小幅變化并不敏感，考慮到橫航向穩(wěn)定性的需求，機(jī)翼折疊角度在25°時(shí)更有利于飛行器保持穩(wěn)定，因此選擇在Ma=0.8狀態(tài)下機(jī)翼折疊至25°。

在Ma=1.4情況下，當(dāng)機(jī)翼折疊角度從0°變化到25°，升阻力變化特點(diǎn)與Ma=0.8的情況一致，但是當(dāng)機(jī)翼折疊角度變化至65°時(shí)，雖然升力系數(shù)變化不大，但整機(jī)升力損失較大，同時(shí)整機(jī)阻力系數(shù)增幅較大?？紤]到此時(shí)升力水平較高，統(tǒng)籌橫航向穩(wěn)定性需求，機(jī)翼折疊角保持25°是可行的。

在Ma=2.1情況下，當(dāng)機(jī)翼折疊角度從0°變化到65°，升力降低較多，但升力系數(shù)略有提升；阻力略有降低，但是阻力系數(shù)增幅較大?？紤]到此時(shí)升力水平較高，而高速狀態(tài)下的橫航向穩(wěn)定性需求較大，因此選擇在Ma=2.1狀態(tài)下機(jī)翼折疊至65°。

在Ma=3 情況下，當(dāng)機(jī)翼折疊角度從0°變化到65°，升阻力與升阻力系數(shù)變化特點(diǎn)與Ma=2.1 時(shí)一致。雖然此時(shí)位于高空，升力水平較低，但飛行器對(duì)橫航向穩(wěn)定性的需求更加強(qiáng)烈，因此選擇在Ma=3狀態(tài)下機(jī)翼折疊至65°。

隨著速度的增加，飛行器機(jī)翼在進(jìn)行折疊運(yùn)動(dòng)的同時(shí)，由于升阻力特性發(fā)生了變化，整機(jī)的氣動(dòng)中心也隨之發(fā)生變化。圖11 顯示了在不同速度以及不同機(jī)翼折疊角度時(shí)整機(jī)壓心位置。從圖11中可以看到，壓心在不同折疊角度下的變化范圍是很大的，尤其是在高速狀態(tài)下，壓心變化較為劇烈[14]。若飛機(jī)機(jī)翼不進(jìn)行折疊，在進(jìn)行跨速域飛行時(shí)，用于適應(yīng)壓心變化所做的舵面調(diào)整將較為復(fù)雜，從而降低了整機(jī)性能。在對(duì)機(jī)翼使用相應(yīng)的變形策略后，如圖11中虛線所示，飛機(jī)壓心的變化范圍被大大縮小了，從而降低了適應(yīng)性調(diào)整的壓力。

圖11 XB-70壓心位置變化Fig.11 XB-70 center of pressure position change

4 結(jié)束語(yǔ)

本文介紹了XB-70 Valkyrie 折疊翼尖的具體結(jié)構(gòu)形式，并通過(guò)仿真分析手段研究了折疊翼尖帶來(lái)的總體性能優(yōu)勢(shì)。通過(guò)對(duì)超聲速狀態(tài)下的三種不同折疊角度進(jìn)行整機(jī)CFD分析，壓力分布顯示XB-70折疊翼尖下方有較強(qiáng)的高壓區(qū)，產(chǎn)生了較為明顯的乘波效應(yīng)，使得整機(jī)在展弦比變小的情況下維持了較高的升力水平。與此同時(shí)，翼尖向下彎折可增強(qiáng)超聲速時(shí)的方向穩(wěn)定性，從而減少垂直尾翼的面積，進(jìn)而降低或消除折疊機(jī)構(gòu)帶來(lái)的重量增量。此外，通過(guò)將翼尖在不同速度下進(jìn)行折疊的變形策略，可極大地降低高速狀態(tài)下整機(jī)壓力中心的變化量，從而降低飛行器的操控壓力和代價(jià)。在Ma=0.4 時(shí)機(jī)翼折疊至0°，在Ma=0.8 和Ma=1.4 時(shí)，機(jī)翼折疊至25°，在Ma=2.1 和Ma=3 時(shí)，機(jī)翼折疊至65°，可獲得較好的收益。

下一步工作可對(duì)結(jié)構(gòu)和控制分系統(tǒng)在折疊翼尖策略下的性能變化進(jìn)行總體評(píng)估，考慮多學(xué)科耦合狀態(tài)下的整機(jī)性能優(yōu)勢(shì)。將XB-70的折疊翼尖變形策略進(jìn)行推廣分析，探索當(dāng)代跨速域變體飛行器的可行方案。