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    聯(lián)結(jié)翼布局氣動特性研究

    2016-05-14 10:34陳偉強崔旭
    中國科技縱橫 2016年5期
    關(guān)鍵詞:無人機(jī)

    陳偉強 崔旭

    【摘 要】進(jìn)入21世紀(jì)后,無人機(jī)在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中顯示出越來越重要的作用。其中,軍用無人機(jī)發(fā)展的重點將集中在長航時無人機(jī)、作戰(zhàn)無人機(jī)、低成本無人機(jī)以及微型無人機(jī)上。本文針對我國目前的戰(zhàn)略要求,對聯(lián)結(jié)翼布局設(shè)計氣動特性進(jìn)行研究。通過調(diào)整前后翼的展長比、翼隔、翼差角等幾何參數(shù),具有較好的氣動性能。

    【關(guān)鍵詞】高空長航時 無人機(jī) 聯(lián)結(jié)翼 總體參數(shù)

    海灣戰(zhàn)爭以后,美國根據(jù)偵查要求,發(fā)展高空長航時無人機(jī)。其拋棄一系列的高空維生系統(tǒng),減輕了無人機(jī)的重量,具有更長的航時。中國在80年代開始應(yīng)用無人機(jī),作為防空體系的靶機(jī)與干擾誘餌。無人機(jī)在未來的戰(zhàn)爭中充當(dāng)著越來越重要的角色,其不僅可以進(jìn)行高空偵查,必要時還可以對敵方目標(biāo)進(jìn)行攻擊。無人機(jī)中的聯(lián)結(jié)翼可以增加機(jī)翼的剛度,使大展弦比的機(jī)翼翼尖位移減小,降低材料要求與成本。

    1聯(lián)結(jié)翼布局研究背景

    聯(lián)結(jié)翼布局最早由Wolkovitch于1986年提出,具有占用空間小、重量較輕的特點。其需要結(jié)合航跡規(guī)劃靈活合理地選擇飛行路線,不能單純依靠外形隱身來達(dá)到較高的生存力。從結(jié)構(gòu)設(shè)計的角度來說,聯(lián)結(jié)翼布局所具有的直接力控制能力可為機(jī)動性提供必要的技術(shù)保證。聯(lián)結(jié)翼的前翼和后翼相互連接在一起,簡化為雙支點梁。這使得結(jié)構(gòu)重量與前翼盒段根部所受到的彎矩在氣動損失較小的情況下,可明顯減小。所謂菱形翼可以被看作是聯(lián)結(jié)翼的一種形式,該布局可以被定義為一種前翼、后翼連接成在俯視圖和前視圖都構(gòu)成菱形的串聯(lián)式機(jī)翼布局。根據(jù)雙翼空間布置的不同還可分為平列式布局和后翼斜置式布局兩種。布局根據(jù)前、后翼聯(lián)結(jié)方式的不同又可分為翼面直連式和翼尖小翼連接式。研究表明,聯(lián)結(jié)翼布局飛行器, 具有氣動效率高、結(jié)構(gòu)重量小的特點。但也存在展向流動大、連接處流動復(fù)雜等問題。作為一種創(chuàng)新型的亞、跨聲速布局,聯(lián)結(jié)翼飛行器在過去的20多年里吸引了眾多學(xué)者與機(jī)構(gòu)對其進(jìn)行研究和探索。

    2聯(lián)結(jié)翼的氣動特性與求解模型

    合理的聯(lián)結(jié)翼布局的氣動估算模型能夠快速對聯(lián)結(jié)翼布局進(jìn)行計算,剔除對氣動影響較小的部分。在模型建立的前期,采用計算流體力學(xué)方法(CFD)得出各設(shè)計變量對氣動特性的影響關(guān)系,為求解模型的建立做基礎(chǔ)性鋪墊。通過將干擾因子引入到模型分析中,解決了升力線理論無法分析附著渦影響的不足,得出了聯(lián)結(jié)翼布局的氣動求解模型。

    (1)飛行器氣動學(xué)科的計算方法主要分為三個精度級別:氣動力工程估算方法為第一級別,精度最低。通過對飛行器幾何外形簡單的描述來計算各部件的升、阻和力矩等性能,最終求和得出全機(jī)氣動性能。其特點是求解速度快,但有一定的適用范圍。且飛行器的細(xì)節(jié)特征很難計算準(zhǔn)確,尤其是各部件的干擾阻力;第二級精度級別是升力面理論(渦格法),將物面劃分成若干渦面,用馬蹄渦來代替面分布的基本漩渦作為升力面的氣動模型,該方法思路明晰,計算簡便。但只能對誘導(dǎo)阻力,零升阻力還需要估算完成;第三精度級別是計算流體力學(xué),該方法是目前精度最高的計算方法。它的基本思想是將空間上和時間上連續(xù)的流場,用一系列有限個離散點上的變量值的集合代替。通過一定的原則和方式建立起關(guān)于這些離散點上場變量之間關(guān)系的方程組,然后通過求解方程組來獲得場變量的近似值。

    (2)聯(lián)結(jié)翼布局在飛機(jī)上的應(yīng)用研究在國外早已開展,針對此種布局的氣動與結(jié)構(gòu)設(shè)計都取得了很大進(jìn)展。Wolkovitch早在1986年就提出了聯(lián)結(jié)翼布局的許多新特點,在此后的研究中,多位學(xué)者對聯(lián)結(jié)翼布局在氣動、結(jié)構(gòu)、顫振以及相互耦合關(guān)系方面進(jìn)行了研究。國內(nèi)學(xué)者針對聯(lián)結(jié)翼布局的研究開展較晚,但也取得了初步的成效,通過風(fēng)洞試驗與理論計算相結(jié)合的方式,獲得了許多有參考價值的數(shù)據(jù)。但所選擇的計算模型較為簡單,不能完整的反映實際聯(lián)結(jié)翼布局氣動力的特點。在分析聯(lián)結(jié)翼布局的誘導(dǎo)阻力時,很多學(xué)者都采用了基于Prandtl-Munk對雙翼機(jī)誘導(dǎo)阻力的計算分析,Prandtl提出干擾因子,用以確定雙翼機(jī)機(jī)翼效率系數(shù)。但與計算和試驗結(jié)果對比發(fā)現(xiàn)采用這種方法計算出的翼展效率因子過小,這主要是因為該理論假定前翼產(chǎn)生的脫體渦不破裂并和自由流平行,Munk提出的假設(shè)過高的估計了后翼與前翼交錯部位的下洗及上洗影響。

    (3)基于升力線理論對誘導(dǎo)速度的定義展開的升力線理論的基本思想是,通過把機(jī)翼的每一個縱向剖面上的流動看作是均勻流繞該剖面(翼型)的二維平面流動。升力線理論僅能分析脫體渦的影響,對采用較大后掠角的機(jī)翼還需考慮附著渦的影響。在研究此類問題時通常采用升力面理論,升力面理論主要是將機(jī)翼劃分成若干微塊,通過求解各微塊間的渦強并求和進(jìn)而獲得所需的氣動數(shù)據(jù)。由于聯(lián)結(jié)翼布局的前、后翼后掠角超過了升力線理論的適用范圍,不能僅僅將機(jī)翼簡化為一條直的、變渦強的升力線,應(yīng)加入附著渦的影響。因此在研究過程中引入了干擾因子,即不直接研究附著渦的影響,而是通過干擾因子進(jìn)行了修正。

    (4)聯(lián)結(jié)翼布局并不是對升力線理論的直接應(yīng)用,因此不受經(jīng)典升力線理論的適用范圍的約束。聯(lián)結(jié)翼布局具有氣動結(jié)構(gòu)強耦合的特點,單純從氣動力的角度分析,無法得到系統(tǒng)級最優(yōu)。從理論上講,采用翼尖連接方式氣動效率最高,但實際情況確是,當(dāng)高亞音速巡航時,翼表面氣動載荷較大,采用翼內(nèi)連接要比翼梢連接更輕,使得翼梢連接在氣動上的優(yōu)點被結(jié)構(gòu)重量的增加所抵消。當(dāng)巡航速度較小時,翼載荷較小,翼尖聯(lián)接則成為可行的方案。當(dāng)前翼展弦比一定的情況下,兩翼間翼隔2倍于平均氣動力弦,展長比為1時 (即翼尖連接)時,布局具有最佳翼展效率因子,可有效降低總誘阻。

    3結(jié)語

    聯(lián)結(jié)翼布局的氣動估算模型,與CFD數(shù)值方法結(jié)果對比,具有足夠的精度。能夠滿足方案設(shè)計階段對布局氣動特性的評估需要,是一種適合低速及高亞音速速度范圍的布局形式。與單翼布局相比,在機(jī)翼面積、巡航速度一定,后掠角相同,前翼翼展不變的情況下,合理選擇展長比與翼隔可使總誘導(dǎo)阻力降低。

    參考文獻(xiàn):

    [1]李光里,李國文,黎軍 等.連接翼布局氣動特性研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報,2013,

    [2]張曉萍,曾會華,余雄慶.CFD方法在聯(lián)結(jié)翼飛機(jī)方案設(shè)計中的應(yīng)用[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報,2014,

    大學(xué)生創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)項目:項目名稱:飛行器的氣動及結(jié)構(gòu)強度分析,項目編號:DCS140104。

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