適應(yīng)水－空介質(zhì)航行的共形半環(huán)翼布局概念研究

張佳強(qiáng)，馮金富，謝奇峰，胡俊華，徐 虎

（1.空軍工程大學(xué) 工程學(xué)院，陜西 西安710038；2.桂林空軍學(xué)院，桂林541010）

0 引 言

空氣與水兩種流體介質(zhì)的化學(xué)組分不同，密度、粘度、可壓縮性、熱膨脹性等物理性質(zhì)存在巨大差異。因而空中飛行器與水下航行器的布局設(shè)計(jì)明顯不同。對(duì)于在海水、空氣中交替航行這一構(gòu)想而言，巡航飛行必不可少的彈翼在水下不僅會(huì)產(chǎn)生較大的阻力，而且水具有較大密度的性質(zhì)使得彈翼在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中產(chǎn)生過(guò)大的正向升力，阻礙俯仰平面內(nèi)的力矩配平，所以彈翼的存在倍顯“多余”。在穿越氣－水界面的過(guò)程中，介質(zhì)密度的突變會(huì)產(chǎn)生巨大的沖擊載荷，如以100～200m／s速度入水，沖擊載荷峰值達(dá)到千g量級(jí)（g為重力加速度）［1－3］，如此高的沖擊作用將使常規(guī)的單翼結(jié)構(gòu)產(chǎn)生彈塑性變形，甚至斷裂、損壞。因此，本文借鑒美國(guó)休斯公司IR＆D項(xiàng)目曾探索過(guò)的可伸展環(huán)翼布局構(gòu)想，提出一種具有較強(qiáng)抗載能力的共形半環(huán)翼布局方案。

從文獻(xiàn)［4－6］可以看出，休斯公司研究環(huán)翼的目的是使導(dǎo)彈、魚(yú)雷等武器符合內(nèi)埋式彈倉(cāng)和魚(yú)雷管的存儲(chǔ)、發(fā)射需求，提高射程、有效載荷和末端機(jī)動(dòng)性?？缮煺弓h(huán)翼展開(kāi)方式復(fù)雜，其一次性展開(kāi)的特點(diǎn)，沒(méi)有考慮多次展開(kāi)－收攏過(guò)程的可靠性問(wèn)題以及彈翼形變產(chǎn)生的氣動(dòng)特性變化問(wèn)題。同時(shí)，其配置的弧形尾翼不可避免的產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)不穩(wěn)定以及俯仰通道與偏航通道的顯著耦合問(wèn)題［7－8］。

1 共形半環(huán)翼布局特點(diǎn)

為滿足水－空介質(zhì)航行需求，對(duì)可伸展環(huán)翼布局做了三方面改型：

（1）將主彈翼的環(huán)形設(shè)計(jì)改為兩個(gè)半環(huán)在彈體縱剖面頂端相接，減小彈翼在多次展開(kāi)－收攏過(guò)程中的結(jié)構(gòu)形變；

（2）尾翼選用常規(guī)的“＋”構(gòu)型，避免弧形尾翼的橫向耦合效應(yīng)；

（3）在彈體外表面設(shè)計(jì)了開(kāi)放式的儲(chǔ)翼槽，以放置處于水下構(gòu)型時(shí)閉合狀態(tài)的彈翼，使彈翼與彈體完全閉合，不出現(xiàn)縫隙、凹槽、空腔等顯著增大水動(dòng)阻力的結(jié)構(gòu)。

改型后的共形半環(huán)翼布局如圖1所示，其中圖1（a）為空中構(gòu)型，圖1（b）為水下構(gòu)型，兩者通過(guò)彈翼沿彈軸旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)換。彈翼左右對(duì)稱，分別由上下兩層弧形翼在翼尖通過(guò)鉸鏈銜接而成，翼剖面選用NASASC（2）－1006超臨界翼型，以滿足高亞聲速、大航程的高升阻比需求［9］。

圖1 共形半環(huán)翼布局氣、水動(dòng)構(gòu)型配置Fig.1 Aero／hydro configuration of conformal semi－ring wing configuration

2 氣動(dòng)特性分析

采用CFX數(shù)值計(jì)算軟件對(duì)共形半環(huán)翼布局空中飛行特性進(jìn)行數(shù)值模擬，設(shè)置標(biāo)準(zhǔn)大氣環(huán)境，海平面高度，飛行速度Ma0.8，基于彈翼弦長(zhǎng)的雷諾數(shù)1.117×107。模擬選用SSTk－ω兩方程渦粘湍流模型，二階迎風(fēng)差分格式，流場(chǎng)邊界湍流度0.02，分別研究了布局的縱向和橫向氣動(dòng)特性。

2.1 縱向氣動(dòng)特性

研究布局的縱向氣動(dòng)特性時(shí)，側(cè)滑角設(shè)為0°，攻角為導(dǎo)彈武器的主要工作范圍－12°～30°。布局表面的壓力分布（攻角12°）如圖2（a）所示，彈翼前緣、33%弦長(zhǎng)、66%弦長(zhǎng)和后緣處橫剖面的壓力分布如圖2（b～e）所示，各剖面速度分布特性如圖3所示。圖4給出了布局在大攻角（42°）臨界失速區(qū)域的空間流線變化圖。

從圖2所示的彈翼各剖面壓力分布可見(jiàn)，12°攻角條件下，壓力峰值出現(xiàn)在半環(huán)翼前緣、彈體儲(chǔ)翼槽后壁等部位；下層彈翼和彈體下表面壓力順氣流方向顯著增大，在66%弦長(zhǎng)處出現(xiàn)較強(qiáng)的高壓，產(chǎn)生良好的升力收益，其原因主要在于超臨界翼型自身所具有的大的后彎度特性和弧形曲面對(duì)氣流的“包裹”效應(yīng)，尤其是后者能夠較大程度上降低氣流沿展向的流動(dòng)，減小平直彈翼面臨的氣流“下洗”作用。在環(huán)翼之間的腔體區(qū)域，壓力順氣流方向逐漸降低，66%弦長(zhǎng)剖面處大的負(fù)壓分布于整個(gè)翼腔剖面，這種情況下半環(huán)翼下層彈翼具明顯大于常規(guī)單層彈翼的升力效應(yīng)，但上層彈翼的升力會(huì)遭到一定損失，極端情況下會(huì)產(chǎn)生負(fù)升力。

圖2 空中構(gòu)型的壓力等值線云圖（α＝12°）Fig.2 Pressure contour of aero－configuration（α＝12°）

圖3 空中構(gòu)型彈翼橫剖面速度等值線云圖（α＝12°）Fig.3 Velocity contour on lateral section of aero－configuration wing（α＝12°）

圖4 空中構(gòu)型的空間流線圖（α＝42°）Fig.4 Space streamline of aero－configuration（α＝42°）

從速度分布看，Ma0.8速度氣流流經(jīng)半環(huán)翼之間的翼腔時(shí)，彈翼前緣剖面的彈體上表面已經(jīng)出現(xiàn)微弱的超聲速流，到達(dá)33%弦長(zhǎng)處時(shí)上下層彈翼翼端鉸接處出現(xiàn)較強(qiáng)的超聲速流，66%弦長(zhǎng)處翼腔內(nèi)的氣流完全達(dá)到超聲速，氣流的速度變化趨勢(shì)可以從圖5所示的縱向剖面壓力、速度分布圖更清晰的反映。

圖5 空中構(gòu)型彈翼縱剖面壓強(qiáng)、速度等值線云圖（α＝12°，25%翼展）Fig.5 Pressure and velocity contour on longitudinal section of aero－configuration wing（α＝12°，25%wingspan）

圖5中，上下層彈翼的上表面前部有小的超聲速區(qū)，兩層翼之間35%～75%弦長(zhǎng)區(qū)域氣流為完全超聲速，最大馬赫數(shù)達(dá)到1.6，翼腔內(nèi)超聲速區(qū)在75%弦長(zhǎng)處以激波的形式終止，波后壓力迅速恢復(fù)。壓力在彈翼表面的詳細(xì)分布如圖6、圖7所示，其中，圖6所示為壓力沿展向的分布，選取剖面分別為從彈翼前緣起20%、45%、70%、95%弦長(zhǎng)處的彈翼橫剖面；圖7所示為壓力沿弦向的分布，選取剖面分別為距離彈體縱向平面10%、22.5%、35%、47.5%翼展處的彈翼縱剖面。

從圖6可見(jiàn)，在3°小攻角條件下，上層彈翼上表面壓力系數(shù)沿展向幾個(gè)剖面基本穩(wěn)定，沒(méi)有出現(xiàn)因翼面展向彎曲而產(chǎn)生顯著差異，其數(shù)值穩(wěn)定在－0.3左右；上層彈翼下表面壓力系數(shù)順展向呈弧形狀逐漸降低，說(shuō)明下表面壓力對(duì)環(huán)翼表面形狀有一定的跟隨性，隨著上下兩層翼間距離的減小，亞聲速來(lái)流受到的壓縮效應(yīng)愈顯著，流速的提高量愈大，翼面的壓力就愈低，其極小值出現(xiàn)在兩翼鉸接處，而極大值位于翼－身連接處。下層彈翼上表面壓力與上層彈翼下表面壓力沿展向的分布類似，但其負(fù)壓值比后者更低，只有在鄰近彈翼后緣95%弦長(zhǎng)處壓力才有一定的恢復(fù)；下層彈翼下表面的正向壓力從翼根到翼尖遞減，但隨著氣流的弦向流動(dòng)壓力沿展向的遞減趨勢(shì)減弱。受彈翼氣流的有利干擾，彈身上、下表面形成了一定的壓力差，為整體布局提供一定的升力。

由于共形半環(huán)翼布局下層彈翼的展長(zhǎng)約等于上層彈翼的55%，所以圖7（a、b）中僅出現(xiàn)上層彈翼剖面的壓力分布圖。通過(guò)四個(gè)剖面對(duì)比可以看出，上層彈翼上、下表面的壓力差在遠(yuǎn)離彈體縱向平面的各剖面逐漸減小，接近上下層翼面的結(jié)合部（圖7d）出現(xiàn)了上表面壓力大于下表面的不利情形。但圖7（c、d）顯示下層彈翼上、下表面具有較好的壓力分布，原因在于下層彈翼的彎曲弧度僅有上層彈翼的一半，受彈翼表面彎度的影響較小。

圖6 空中構(gòu)型彈翼壓力沿展向的分布（α＝3°）Fig.6 Aero－configuration wing pressure distribution in spanwise direction（α＝3°）

圖7 空中構(gòu)型彈翼壓力沿弦向的分布（α＝3°）Fig.7 Aero－configuration wing pressure distribution in chordwise direction（α＝3°）

為了驗(yàn)證共形半環(huán)翼布局的氣動(dòng)性能，選用兩型參考模型進(jìn)行對(duì)比研究：一型是與共形半環(huán)翼布局具有相同彈體、彈尾形狀，相同翼型、弦長(zhǎng)、水平投影面積的平直翼布局，如圖8（a）所示；另一型是取消共形半環(huán)翼布局儲(chǔ)翼槽空腔結(jié)構(gòu)的半環(huán)翼布局，稱其為固定式半環(huán)翼布局，如圖8（b）所示。前者是為了驗(yàn)證本文的布局構(gòu)想與常規(guī)正常式布局的差異，后者是為了分析彈體儲(chǔ)翼槽空腔結(jié)構(gòu)對(duì)布局的氣動(dòng)特性影響。使用相同條件對(duì)三種布局在0.8Ma速度下的飛行特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，結(jié)果如圖9所示，圖中，CSRW代表共形半環(huán)翼布局，PW代表平直翼布局，F(xiàn)SRW代表固定半環(huán)翼布局，各參數(shù)計(jì)算使用到的參考面積為布局在水平姿態(tài)下在水平面內(nèi)的投影面積，特征長(zhǎng)度為布局實(shí)際長(zhǎng)度，俯仰力矩計(jì)算的參考點(diǎn)為布局幾何中心前0.25倍弦長(zhǎng)點(diǎn)。

圖8 兩種驗(yàn)證參考模型Fig.8 Two referenced comparison model

圖9 共形半環(huán)翼與平直翼布局、固定半環(huán)翼布局縱向氣動(dòng)特性Fig.9 Longitudinal aerodynamic characteristics of conformal semi－ring wing，plain wing and fixed semi－ring wing configuration

從氣動(dòng)模擬結(jié)果來(lái)看，三種構(gòu)型的氣動(dòng)升、阻力系數(shù)隨攻角的變化趨勢(shì)十分接近，俯仰穩(wěn)定性良好。實(shí)際上，氣動(dòng)參數(shù)的相對(duì)差異是很大的，從表1可見(jiàn)，0°攻角時(shí)，共形半環(huán)翼布局較具有相等水平投影面積的平直翼布局升力增加值達(dá)到95%，阻力增加值84%，接近于兩倍相等投影面積平直翼的氣動(dòng)效率，顯示出良好的小攻角氣動(dòng)特性。但隨著攻角的增大，升力的增加幅度迅速降低，超過(guò)12°攻角以后，升力的增幅降低到百分之十幾。在負(fù)攻角情況下，共形半環(huán)翼提供的負(fù)升力則比相等投影面積平直翼小，－6°攻角時(shí)減小40%。

從圖8所示的驗(yàn)證參考模型的示意圖可見(jiàn)，相等投影面積平直翼的展長(zhǎng)較小，僅有兩倍彈徑長(zhǎng)度。而半環(huán)翼布局彈翼在水平面內(nèi)的投影面積實(shí)際上是平直翼布局彈翼的兩倍，源于其上、下層弧形翼的投影發(fā)生了重疊，這就能很好的解釋表1中所給出的數(shù)值模擬結(jié)論。圖9中各氣動(dòng)參數(shù)值偏小的另一方面原因在于參數(shù)計(jì)算所使用的參考面積為布局的整體投影面積而不是彈翼投影面積，后者僅為前者的約20%。

表1 共形半環(huán)翼較相等投影面積平直翼氣動(dòng)參數(shù)增加幅值Table 1 Aerodynamic parameter increase ratio of CSRW than PW of equivalent wing projective area

表2給出了共形半環(huán)翼與固定式半環(huán)翼布局相比在氣動(dòng)系數(shù)上的變化，可見(jiàn)在－12°～30°攻角范圍內(nèi)，由于彈體儲(chǔ)翼槽半環(huán)形空腔結(jié)構(gòu)的存在使得共形半環(huán)翼較固定式半環(huán)翼布局的升力有一定的下降，最高降幅9.8%；但阻力的增加僅限于小攻角范圍，最大增幅9.3%，當(dāng)攻角大于12°時(shí)，空腔結(jié)構(gòu)反而使阻力有所降低，30°攻角時(shí)阻力減小值達(dá)到7.8%。

表2 彈體空腔結(jié)構(gòu)對(duì)半環(huán)翼布局氣動(dòng)特性的影響Table 2 Aerodynamic influence of body cavity on CSRW

2.2 橫向氣動(dòng)特性

共形半環(huán)翼布局關(guān)于水平平面具有明顯的非對(duì)稱性，為了研究來(lái)流側(cè)滑角對(duì)布局氣動(dòng)特性的影響，對(duì)6°、30°攻角條件下布局不同側(cè)滑角（－18°～18°）的氣動(dòng)特性進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，圖10給出了升力、阻力、側(cè)力系數(shù)和俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航力矩系數(shù)的計(jì)算結(jié)果。

圖10 共形半環(huán)翼布局橫側(cè)氣動(dòng)性能Fig.10 Lateral aerodynamic characteristics of conformal semi－ring wing configuration

結(jié)果表明，6°小攻角時(shí)，隨著側(cè)滑角絕對(duì)值的增大，布局的升、阻力增大，升阻比、俯仰力矩減小，布局的俯仰穩(wěn)定性受到影響。隨著側(cè)滑角線性增加，側(cè)力和滾轉(zhuǎn)力矩增大，滾轉(zhuǎn)通道表現(xiàn)出弱的非穩(wěn)定特性，需要通過(guò)舵面差動(dòng)進(jìn)行抑制。而偏航力矩隨著側(cè)滑角線性減小的趨勢(shì)，說(shuō)明布局具有較好的橫向穩(wěn)定性。30°大攻角條件下，升力隨側(cè)滑角絕對(duì)值增大而減小，俯仰力矩隨側(cè)滑角絕對(duì)值增大而增大，這種趨勢(shì)與小攻角的情形正好相反。此時(shí)，側(cè)滑角的變化對(duì)滾轉(zhuǎn)特性影響較小。

3 水動(dòng)特性分析

在研究共形半環(huán)翼布局水下構(gòu)型的水動(dòng)性能時(shí)，選用了與其具有相同彈體、彈尾形狀，但沒(méi)有彈翼的類魚(yú)雷構(gòu)型作為參照對(duì)象，并且對(duì)空中構(gòu)型的水動(dòng)性能進(jìn)行了數(shù)值模擬，以驗(yàn)證該布局旋轉(zhuǎn)變體的必要性及由此產(chǎn)生的水動(dòng)收益。航行狀態(tài)：速度20m／s，水深15m。計(jì)算采用k－ε湍流模型，并假設(shè)浮力與重力平衡，不考慮浮力影響。數(shù)值模擬結(jié)果如圖11、圖12所示，圖中CSRWa代表空中構(gòu)型，CSRWw代表水下構(gòu)型，Torp代表類魚(yú)雷構(gòu)型。

從圖12可以看出，同等攻角條件下，共形半環(huán)翼布局水下構(gòu)型的升力系數(shù)已接近類魚(yú)雷構(gòu)型，阻力系數(shù)略大于后者。在0°攻角，水下構(gòu)型升力系數(shù)近似為0，阻力系數(shù)0.015，這與其軸對(duì)稱特點(diǎn)十分吻合，達(dá)到預(yù)期設(shè)計(jì)，因?yàn)楦鶕?jù)航行器密度近似水密度的假設(shè)，其在水下零攻角航行時(shí)不期望產(chǎn)生升力，機(jī)動(dòng)所需力矩由彈尾升降舵和方向舵產(chǎn)生。

圖11 水下構(gòu)型的表面壓力分布（α＝3°）Fig.11 Pressure distribution on hydroconfiguration surface（α＝3°）

空中構(gòu)型在水下航行時(shí)，水動(dòng)壓作用會(huì)在半環(huán)翼表面產(chǎn)生巨大的升力效應(yīng)，運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定性難以保持；同時(shí)，其阻力比水下構(gòu)型大得多，這可以從圖13所示彈翼上所產(chǎn)生的升、阻力占整個(gè)布局升、阻力的比值圖中更清晰的反映。

圖12 共形半環(huán)翼布局空中構(gòu)型、水下構(gòu)型與類魚(yú)雷構(gòu)型縱向水動(dòng)特性Fig.12 Longitudinal hydrodynamic characteristics of conformal semi－ring wing aero－configuration，hydro－configuration and approximate torpedo configuration

圖13 空中構(gòu)型水下航行時(shí)彈翼產(chǎn)生的升、阻力占整個(gè)布局升、阻力的比值圖Fig.13 Hydrodynamic lift and drag ratio of wing to whole aero－configuration

在假設(shè)航行速度20m／s條件下，空中構(gòu)型彈翼產(chǎn)生的水動(dòng)阻力占整個(gè)構(gòu)型阻力的50%左右。升力所占的百分比隨攻角有較大變化，3°攻角時(shí)占98%，到15°攻角時(shí)下降到約50%。由于彈翼零升攻角為負(fù)，所以圖中比值出現(xiàn)大于1和負(fù)值情況。由此可見(jiàn)，空中構(gòu)型不適合水下航行，必須通過(guò)變體達(dá)到水下構(gòu)型才能達(dá)到減阻增程的設(shè)計(jì)要求。

4 結(jié) 論

水－空介質(zhì)交替航行是一種新穎的構(gòu)想，提出的共形半環(huán)翼布局是解決氣／水動(dòng)布局矛盾的一種技術(shù)方案，數(shù)值模擬結(jié)論表明：

（1）共形半環(huán)翼布局空中構(gòu)型沒(méi)有達(dá)到期望的高升力特性，與文獻(xiàn)［7］中關(guān)于伸縮環(huán)翼研究的實(shí)驗(yàn)結(jié)論類似，其根源在于彈翼展長(zhǎng)受彈徑尺寸限制所引起。

（2）小攻角條件下，共形半環(huán)翼布局空中構(gòu)型具有接近于兩倍相等投影面積平直翼的氣動(dòng)效率，但隨著攻角的增大，氣動(dòng)收益的增幅迅速降低，超過(guò)12°攻角以后，升力的增幅降低到百分之十幾。

（3）共形半環(huán)翼布局彈體儲(chǔ)翼槽空腔結(jié)構(gòu)的存在使布局在－12°～30°攻角范圍內(nèi)的升力最大降幅達(dá)到9.8%，阻力最大增幅9.3%，氣動(dòng)性能受到一定的損失。

（4）共形半環(huán)翼布局具有較好的縱向和橫向穩(wěn)定性，但小攻角條件下，滾轉(zhuǎn)通道表現(xiàn)出弱的非穩(wěn)定特性，需要通過(guò)控制加以抑制。

（5）共形半環(huán)翼布局空中構(gòu)型在水下航行會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重的升、阻力負(fù)面作用，尤其是彈翼的存在將使水下阻力增加一倍，因此設(shè)計(jì)變體方案完成空中構(gòu)型與水下構(gòu)型間的相互轉(zhuǎn)換是科學(xué)的。

下一步的研究可以通過(guò)設(shè)計(jì)一定的彈翼后掠角來(lái)改善上下翼之間的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，提高氣動(dòng)特性。

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