進(jìn)排氣系統(tǒng)對飛翼布局無人機升阻特性的影響研究

李 翔，趙昌霞，榮海春

(中國電子科技集團公司第三十八研究所 浮空平臺部，安徽 合肥 230088)

進(jìn)排氣系統(tǒng)對飛翼布局無人機升阻特性的影響研究

李 翔，趙昌霞，榮海春

(中國電子科技集團公司第三十八研究所 浮空平臺部，安徽 合肥 230088)

飛翼布局以其在氣動效率、結(jié)構(gòu)強度、隱身性能上的突出優(yōu)勢，被廣泛應(yīng)用于先進(jìn)的無人偵察作戰(zhàn)飛機的氣動外形設(shè)計。采用自適應(yīng)超橢圓方法設(shè)計了菱形進(jìn)口S形進(jìn)氣道和二元噴管，并進(jìn)行了飛翼布局無人機與進(jìn)排氣系統(tǒng)的一體化設(shè)計。通過數(shù)值計算研究了進(jìn)排氣系統(tǒng)對飛翼布局無人機升阻特性的具體影響。結(jié)果表明，在特定的迎角范圍內(nèi)，進(jìn)排氣系統(tǒng)的安裝有利于飛翼布局無人機的增升和減阻，將會帶來飛機機身表面壓力分布的改變。

飛翼布局；無人機；進(jìn)排氣系統(tǒng)；飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計；升阻特性

20世紀(jì)70年代電傳操縱系統(tǒng)的使用，解決了飛行操縱的自動化問題，使天生具有不穩(wěn)定飛行結(jié)構(gòu)的飛翼布局飛機獲得了新生。與正常氣動布局相比，飛翼布局飛機取消了平尾、垂尾、鴨翼等氣動操縱面，結(jié)構(gòu)簡單，重量較輕。結(jié)構(gòu)的精簡使其與空氣接觸的部件減少，空氣浸潤面積減小，顯著降低了全機的摩擦阻力。翼身融合技術(shù)的應(yīng)用使得飛行器頭部的迎風(fēng)面積大大減小，并減少了機翼和機身之間的相互干擾，有效降低了型阻。因此，飛翼布局的采用可以大大提高飛機的巡航時間、效率和巡航經(jīng)濟性。另外，采用翼身融合技術(shù)的飛翼布局還可以大幅度減小飛行器的雷達(dá)散射面積(RCS)，提高飛機的戰(zhàn)場生存率[1]。歐美等航空強國目前在研的無人偵察作戰(zhàn)飛機大都采用了飛翼式布局，進(jìn)一步驗證了飛翼布局在此類飛機上的應(yīng)用優(yōu)勢[2-4]。

目前，飛機/發(fā)動機的氣動一體化的研究多針對前機身/進(jìn)氣道或者后機身/噴管的一體化設(shè)計及外流的數(shù)值模擬[5-7]，在前機身/進(jìn)氣道、后機身/噴管內(nèi)外流數(shù)值模擬方面的相關(guān)研究還相對較少。進(jìn)行前機身/進(jìn)氣道、后機身/噴管內(nèi)外流的數(shù)值模擬對于評估、提高整機空氣動力性能和操穩(wěn)特性是十分必要的，也是進(jìn)行飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計的基礎(chǔ)。

本文根據(jù)已有的某飛翼布局無人作戰(zhàn)飛機氣動外形，選擇最佳的進(jìn)氣口和噴口位置，完成了飛機/進(jìn)排氣系統(tǒng)的一體化設(shè)計；針對不同的飛行狀況，對不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)和帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機進(jìn)行了氣動性能的數(shù)值計算，并分析了進(jìn)排氣系統(tǒng)對飛翼布局無人機升阻特性的影響。

1 幾何模型

本文采用自適應(yīng)超橢圓方法[8]設(shè)計了對角線比為1.5的菱形進(jìn)口S形進(jìn)氣道和寬高比為4.0的二元收斂噴管[9]，其幾何外形分別如圖1和圖2所示。完成飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計之后的飛翼布局無人機如圖3所示，飛翼布局無人機采用雙發(fā)動力裝置布局方案。

2 計算域及網(wǎng)格劃分

對不安裝進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼外形而言，其計算域只考慮外部流場。由于計算域具有對稱性，本文采用了半模進(jìn)行網(wǎng)格劃分和相應(yīng)的數(shù)值計算。為了得到高質(zhì)量的計算網(wǎng)格，將機身前流場劃分為5個半橢圓柱，其尺寸由機身的翼型剖面形狀確定。為了與機身前流場的劃分相對應(yīng)，將機身后流場劃分為5個六面體，機身前后流場的網(wǎng)格劃分采用六面體網(wǎng)格單元。對由機翼端面延伸至外場邊界的翼型端面體而言，由于其結(jié)構(gòu)的不規(guī)則性，該區(qū)域采用三角柱狀的五面體網(wǎng)格單元，如圖4所示。外流場分區(qū)及網(wǎng)格劃分如圖5所示。

在對帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的內(nèi)外流場進(jìn)行數(shù)值模擬時，計算域由飛翼布局無人機外流場和進(jìn)氣道內(nèi)部流場、噴管內(nèi)部流場三部分組成。由于進(jìn)氣道與飛機的連接段幾何形狀嚴(yán)重不規(guī)則，故針對該連接段的網(wǎng)格劃分采用四面體網(wǎng)格單元，如圖6所示。帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機計算域的網(wǎng)格劃分，如圖7所示。

3 數(shù)值方法與邊界條件

流場計算基于求解三維Reynolds平均N-S方程，湍流模型采用經(jīng)過RNG理論修正的k-ε模型。計算采用耦合隱式算法，近壁區(qū)采用壁面函數(shù)，殘差收斂標(biāo)準(zhǔn)10-4，能量項和耗散項采用二階迎風(fēng)格式。

在對不安裝進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機進(jìn)行全機外流場的數(shù)值模擬時，將半橢圓柱的曲面、右側(cè)半橢圓面、六面體的三個側(cè)面設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場邊界條件，左側(cè)的半橢圓面及與其相連接的六面體側(cè)面則設(shè)置為對稱邊界條件，機身表面設(shè)置為壁面邊界條件，邊界條件的具體設(shè)置如圖8所示。外流馬赫數(shù)取為0.6，遠(yuǎn)場邊界條件對應(yīng)的靜壓值取為22632.04Pa，靜溫值取為216.65K。

帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的外部流場分區(qū)和邊界條件設(shè)置與前面完全相同。內(nèi)部流場區(qū)域的邊界條件設(shè)置如下：進(jìn)氣道出口圓截面設(shè)置壓力出口邊界條件，靜壓設(shè)置為25853.9Pa，總溫值取為232.249K；噴管進(jìn)口邊界條件設(shè)置為質(zhì)量入口邊界條件，質(zhì)量流量取為21.5kg/s，靜壓值取為63525Pa，總溫值取為398.3027K；進(jìn)氣道進(jìn)口和噴管出口均設(shè)置為interface邊界條件，進(jìn)氣道壁面和噴管壁面均設(shè)置為壁面邊界條件。外流場區(qū)域的邊界條件設(shè)置可參照圖8，內(nèi)流場的邊界條件設(shè)置如圖9所示。

本文的研究內(nèi)容是在飛行馬赫數(shù)一定的條件下，對不同飛行迎角下帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的升力、阻力特性進(jìn)行研究分析，計算工況如表1所示。

表1 計算工況

4 計算結(jié)果與分析

圖10分別給出了帶進(jìn)排氣系統(tǒng)和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的升力系數(shù)特性曲線。從圖中可以看出，不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)飛翼無人機的零升力迎角在0°迎角和-2°迎角之間，且接近-2°迎角。帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機在-2°迎角時升力系數(shù)接近于零，說明帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機零升力迎角小于-2°。在-2°～6°的迎角范圍內(nèi)，兩條升力系數(shù)特性曲線接近于平行，說明在此迎角范圍內(nèi)兩種飛機的升力增長趨勢一致，且從具體數(shù)值的對比中可以看出進(jìn)排氣系統(tǒng)對飛翼布局無人機的增升有貢獻(xiàn)。在6°～14°的迎角范圍內(nèi)，隨著迎角的增大，不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼無人機的升力系數(shù)繼續(xù)增長，由此可知，不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)無人機的失速迎角大于14°。帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機在迎角12°附近達(dá)到最大升力系數(shù)，因此，帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的失速迎角在10°～12°之間。

圖11分別給出了帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的阻力特性曲線。分析阻力系數(shù)特性曲線可知，在-2°～6°的迎角范圍內(nèi)，二者在阻力系數(shù)的具體數(shù)值上相差不大；在6°～10°的迎角范圍內(nèi)，不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的阻力系數(shù)急劇上升；在迎角接近7°時，其阻力系數(shù)在數(shù)值上已超過帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機；在10°～14°的迎角范圍內(nèi)，二者的阻力系數(shù)繼續(xù)增加，且增加趨勢保持一致。

圖12給出了帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的升阻比特性曲線。由圖中可以看出，帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的最大升阻比在0°迎角處達(dá)到。不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機在2°迎角處達(dá)到升阻比的最大值。在迎角2°～10°的迎角范圍內(nèi)，二者的升阻比均呈現(xiàn)出快速下降的變化趨勢。對不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機而言，當(dāng)迎角達(dá)到12°之后，隨著迎角的進(jìn)一步增加，升阻比的下降速度開始明顯變緩。

圖13和圖14分別給出了帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)無人機和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)無人機在迎角0°時上機身和下機身壓力分布的等值線圖。圖中編號A、B分別對應(yīng)不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)和帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機。從圖13可以看出，由于噴流的影響，B機身上表面的低壓區(qū)較之A機身有所減小。從圖14中可以看出，在0°迎角的飛行狀態(tài)下，二者下機身表面上的壓力分布基本一致。

圖15和圖16分別給出了帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)無人機和不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)無人機在迎角12°時上機身和下機身的壓力分布等值線圖。從圖15可以看出，B機身由于受射流影響，低壓區(qū)域移向進(jìn)氣道唇口與機翼前緣附近，且低壓區(qū)域的面積變小。從圖16可以看出，在飛機作有迎角飛行時，機頭和機翼前緣處壓力較高。在飛翼腹部和機翼面上壓力呈遞減趨勢，B機身下表面的壓力遞減快于A機身下表面。

5 結(jié)語

本文進(jìn)行了飛翼布局無人機和進(jìn)排氣系統(tǒng)的一體化設(shè)計，在不同的飛行狀態(tài)下，對不帶進(jìn)排氣系統(tǒng)和帶有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的氣動特性進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究表明：

(1)在-2°～10°的迎角范圍內(nèi)，進(jìn)排氣系統(tǒng)對飛翼布局無人機的增升有貢獻(xiàn)；安裝有進(jìn)排氣系統(tǒng)的飛翼布局無人機的失速迎角降低。

(2)在6°～14°的迎角范圍內(nèi)，進(jìn)排氣系統(tǒng)的安裝對飛翼布局無人機的減阻有利。

(3)在飛機作無迎角飛行時，進(jìn)排氣系統(tǒng)安裝所帶來的噴流影響改變了飛翼布局無人機機身上表面的壓力分布，上機身面的低壓區(qū)面積減??；在有迎角的飛行狀態(tài)下，噴流對機身上、下表面的壓力分布均有影響，致使機身上表面低壓區(qū)移向機頭部位，下機身面高壓區(qū)移向機頭部位。

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[責(zé)任編輯、校對：李 琳]

Analysis Effects of the Inlet-Exhaust System on the Flying Wing UAV Lift-drag Characteristics

LIXiang,ZHAOChang-xia,RONGHai-chun

(Air-floating Platform Department,No.38 Research Institute of CETC,Hefei 230088,China)

With its great advantage in aerodynamic efficiency,structural strength and the stealth performance,the flying wing is widely used in the aerodynamic design of advanced unmanned reconnaissance and combat aircraft.A S-shaped inlet with a rhombus spouts and a 2-D nozzle were designed based on the expressions of the Super-elliptic Method,then an integrated design of the flying wing UAV and the intake and exhaust systems was completed.Effects of the intake and exhaust systems on the flying wing UAV lift-drag characteristics were studied by numerical calculation.The results show that: the installation of the inlet-exhaust system will bring the aircraft a lift increment or a drag reduction in a particular angle of attack range.Besides,the installation of the inlet-exhaust system will change the aircraft fuselage surface pressure distribution.

flying wing;UAV;inlet-exhaust system;aircraft/engine integration design;lift-drag characteristics

2016-11-07

李翔(1989-)，男，安徽亳州人，工程師，主要從事飛行器動力推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計研究。

V211.46

A

1008-9233(2017)01-0008-05