不同類型的翼梢小翼在無人機設(shè)計中的應(yīng)用

王 丹，陶于金，李沛峰，雷金奎

（西北工業(yè)大學(xué)第365研究所，西安710065）

不同類型的翼梢小翼在無人機設(shè)計中的應(yīng)用

王 丹，陶于金，李沛峰，雷金奎

（西北工業(yè)大學(xué)第365研究所，西安710065）

針對某型無人機進(jìn)行融合式、雙叉彎刀式2種不同形式翼梢小翼設(shè)計，對6組不同參數(shù)的小翼構(gòu)型進(jìn)行了基于RNAS控制方程的數(shù)值模擬計算，結(jié)果表明，雙叉彎刀式小翼在氣動效率的提高、橫航向穩(wěn)定性影響方面明顯優(yōu)于融合式翼梢小翼。結(jié)合數(shù)值模擬計算結(jié)果，從氣動機理上對加裝翼梢小翼后的縱向、橫航向特性影響進(jìn)行了分析，得出了2種不同形式小翼的氣動特點及其各參數(shù)對氣動性能的影響，其結(jié)論對中小型無人機翼梢小翼的設(shè)計提供了一定的參考依據(jù)。

無人機；融合式小翼；雙叉彎刀小翼；橫航向穩(wěn)定性；氣動機理

翼梢小翼的增升減阻性能已被實驗和實際飛行結(jié)果證實[1-5]，現(xiàn)代大型客機如波音787、737-800、空客A320、A380等，都采用專門匹配設(shè)計的翼梢小翼，而近年來越來越多的無人機也開始采用翼梢小翼來提高航程、航時和經(jīng)濟(jì)效能。在翼梢小翼的設(shè)計中，其增升減阻的效能、翼根彎矩增加的百分比常受到設(shè)計者重點關(guān)注，而針對翼梢小翼對飛機橫航向性能的影響研究較少[6-12]。翼梢小翼通過削弱翼尖渦來降低機翼的誘導(dǎo)阻力[13-14]，實際上是改變了機翼上的載荷分布，加之小翼本身產(chǎn)生一定的氣動力，由此帶來的總力和力矩的變化，除了對全機巡航效率產(chǎn)生影響外，還會對飛機橫航向特性產(chǎn)生較大影響，在小翼設(shè)計中必須考慮，否則將導(dǎo)致飛機飛行品質(zhì)變差，得不償失。

本文以某型無人機為例，該型無人機為上單翼、雙尾撐、H尾布局，對其分別加裝融合式翼梢小翼和雙叉彎刀式小翼，在全機構(gòu)型下進(jìn)行氣動仿真分析，對比了2種不同形式的翼梢小翼參數(shù)及同一形式下、不同幾何參數(shù)的小翼在升阻特性、橫航向特性等方面的影響，給出了無人機翼梢小翼的設(shè)計建議。

1 氣動仿真方法

本文采用CFD數(shù)值模擬計算對某型無人機加裝翼梢小翼后的全機構(gòu)型進(jìn)行氣動仿真。流場求解方程為RANS方程，空間離散格式為格心格式，方程離散采用有限體積法，湍流模型采用SST模型[15-17]。流場網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)約400萬。主要計算參數(shù)為：Ma=0.12，Re=2.4×106（單位尺度雷諾數(shù)）。

直角坐標(biāo)系下數(shù)值模擬的控制方程如下：

在渦粘性假設(shè)下：

考慮到方程的封閉：

上述各式中：Ω為控制體；?Ω是控制體的邊界；ρ、u、v、w、p、T、e分別表示氣體的密度、x、y和z方向的速度分量、壓強、溫度以及單位體積的總內(nèi)能；nx、ny和nz是網(wǎng)格面的外法線向量n在x、y、z上的分量；dS表示面積分的微元；μl、μt分別為層流和湍流粘性系數(shù)；prl、prt分別為層流和湍流Prandtl數(shù)；γ是氣體的比熱比，理想氣體的值是1.4。

層流粘性系數(shù)μl可以由Sutherland公式給出：

2 氣動仿真數(shù)據(jù)分析

本文針對2種形式共6組構(gòu)型的翼梢小翼進(jìn)行了無人機全機構(gòu)型數(shù)值模擬計算，圖1給出了各翼梢小翼的氣動外形，各構(gòu)型代號及區(qū)別如表1所示。

表1 計算構(gòu)型參數(shù)Tab.1 Parameters of winglet

融合式翼梢小翼的控制參數(shù)包括小翼剖面翼型、小翼面積、梢根比、展弦比、小翼高度、前緣后掠角、外傾角、安裝角、扭轉(zhuǎn)角等。本文主要針對小翼不同的后掠角、外傾角組合進(jìn)行研究，其他參數(shù)固定不變，小翼構(gòu)型見圖1 a）。除上述小翼參數(shù)外，機翼和小翼的融合段幾何外形參數(shù)也是影響氣動性能的重要因素，一般情況下，融合段前半段是流管收縮段，后半段是流管擴張段，此處附面層氣流受機翼翼梢附面層流動和小翼翼根附面層流動的雙重影響，容易發(fā)生氣流分離，本文后面的計算結(jié)果流場顯示可以更好地說明這種現(xiàn)象。雙叉彎刀式翼梢小翼又稱雙羽式小翼、雙叉彎刀式小翼，波音公司首先在737-800飛機上使用。本文中在融合式翼梢小翼基礎(chǔ)上增加下翼梢小翼，形成雙叉彎刀式翼梢小翼，見圖1 b），對下小翼的相對位置進(jìn)行變化，見圖1 c）、d），討論其氣動性能的影響。

數(shù)值模擬結(jié)果表明，6組翼梢小翼構(gòu)型相對于無小翼的基準(zhǔn)機翼構(gòu)型增升減阻效果明顯，融合式翼梢小翼（winglet1、winglet2、winglet3）的增升減阻效能總體小于雙叉彎刀式的翼梢小翼（winglet4、winglet5、winglet6）。其中，融合式翼梢小翼將最大氣動效率(Cl1.5/Cd)max提高了約6.8%（winglet3），雙叉彎刀式小翼將最大氣動效率提高了約7.7%（winglet6）。同時，各翼梢小翼翼根彎矩增加明顯，對應(yīng)于最大氣動效率，winglet3和winglet6的翼根彎矩分別增加了12.9%、14.9%。表2為計算結(jié)果的對比情況，可以看出，融合式小翼前緣后掠角對其氣動效率的影響不是太大，后掠角小的小翼氣動效率略高；雙叉彎刀式小翼中，下小翼的位置對其氣動效率影響較大，張角較小、位置相對偏上的下小翼其氣動效率較高；對于翼根彎矩的增加，6組小翼基本上呈現(xiàn)出一致的規(guī)律：氣動效率高的構(gòu)型對應(yīng)的其翼根彎矩的增幅也較大。

表2 各構(gòu)型數(shù)值模擬計算結(jié)果Tab.2 Result by CFD calculation

圖2給出了各構(gòu)型數(shù)值模擬計算的縱向特性對比曲線。圖2 a）（縱坐標(biāo)為升力系數(shù)，橫坐標(biāo)為攻角）可以看出各翼梢小翼構(gòu)型下，全機的升力線斜率比無小翼構(gòu)型的略有增大、最大升力系數(shù)變化不大、失速攻角減小，且相較于融合式小翼，雙叉彎刀式小翼構(gòu)型全機的升力線斜率增幅較大，最大升力系數(shù)的增大的幅度也較大，而2種小翼構(gòu)型下全機的失速攻角相同。圖2 b）（縱坐標(biāo)為升力系數(shù)，橫坐標(biāo)為阻力系數(shù)）給出升阻極曲線圖示，在大升力系數(shù)下，翼梢小翼的減阻效果更加明顯，但當(dāng)升力系數(shù)偏小時，帶翼梢小翼構(gòu)型的全機阻力甚至要大于不帶小翼構(gòu)型的，這說明翼梢小翼的減阻原理是削弱翼尖渦從而減小機翼誘導(dǎo)阻力，但與此同時增加的小翼帶來全機浸潤面積的增加，從而產(chǎn)生附加的摩擦阻力；機翼的誘導(dǎo)阻力隨升力系數(shù)的增大而增大。因此，當(dāng)升力系數(shù)較小時誘導(dǎo)阻力也較小，翼梢小翼降低誘導(dǎo)阻力值有限，有可能此處誘導(dǎo)阻力的減小量不足以抵消小翼本身帶來的摩擦阻力的增量，此時小翼的貢獻(xiàn)即是增大了全機的阻力。由此說明在小翼設(shè)計過程中，必須折中的考慮摩擦阻力的增加和誘導(dǎo)阻力的減小，選擇合適的小翼面積，使總阻力的減小量最大。圖2 c）（縱坐標(biāo)為縱向力矩系數(shù)，橫坐標(biāo)為升力系數(shù)）給出了各構(gòu)型的縱向力矩曲線對比，加裝翼梢小翼后機翼載荷外移，而由于機翼外翼段1/4弦線后掠角較小，因而整個機翼基本上類似一個等直梯形翼，全機的力矩曲線斜率變化不大，但在大升力系數(shù)時，因翼梢小翼而引起機翼上外翼段的氣流分離從而造成全機的低頭力矩減小，這點在后面的機翼表面極限流線分析中可證實。

圖3給出了攻角12°時各小翼在全機構(gòu)型下機翼翼梢的表面極限流線圖示?？梢钥闯?，融合式小翼構(gòu)型中，小翼后掠角大的翼梢分離區(qū)較大，小翼外傾角增大也會導(dǎo)致分離區(qū)增大；雙叉彎刀式小翼中，下翼梢小翼上移的構(gòu)型在機翼翼梢的分離區(qū)較大。機翼翼梢的氣流分離會隨著攻角的增大逐漸向內(nèi)翼段擴散，最終導(dǎo)致機翼失速，相同攻角下氣流分離區(qū)域的大小指示了可能的失速攻角和最大升力系數(shù)的大小的趨勢。外翼段一般布有操縱副翼，若過早的出現(xiàn)大面積分離將導(dǎo)致副翼失效，于飛行安全不利。因此，在翼梢小翼的設(shè)計中，機翼翼梢的分離情況應(yīng)得到足夠的重視，設(shè)計較好的翼梢小翼應(yīng)能在最大限度地提高機翼氣動效能的同時，具有良好的氣流分離特性，即翼梢分離出現(xiàn)的盡可能晚、分離區(qū)小且擴散緩慢。

圖4給出加裝翼梢小翼前后，攻角為4°時，側(cè)滑角影響下橫航向靜穩(wěn)定性變化曲線。圖4 a）中縱坐標(biāo)為航向力矩系數(shù)，橫坐標(biāo)為側(cè)滑角；圖4 b）中縱坐標(biāo)為橫向力矩系數(shù)，橫坐標(biāo)為側(cè)滑角?？梢钥闯觯友b小翼后，橫向靜穩(wěn)定性和航向靜穩(wěn)定性均有增大的趨勢，并且雙叉彎刀式的小翼對橫航向靜穩(wěn)定性的影響明顯小于融合式翼梢小翼。

飛機側(cè)滑飛行時，產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩的主要因素為機翼的上反角、后掠角和垂尾，且上反角、后掠角、垂尾均起橫向靜穩(wěn)定的作用；產(chǎn)生偏航力矩的主要因素為垂尾，且垂尾起航向靜穩(wěn)定性作用，而機翼的上反角也起一定的航向靜穩(wěn)定性作用（主要是上反角引起左右機翼阻力的不同從而產(chǎn)生偏航力矩，當(dāng)飛機右側(cè)滑時左機翼升力、阻力均減小而右機翼升力、阻力均增大，阻力的變化引起飛機右偏航，從而飛機具有航向靜穩(wěn)定性）。從氣動布局來看，融合式翼梢小翼在機翼翼梢處向上翻起，相當(dāng)于機翼翼梢有一個大的上反角，且翼梢處力臂大，因而融合式翼梢小翼有增大飛機橫向靜穩(wěn)定性、航向靜穩(wěn)定性的作用。而對于雙叉彎刀式的翼梢小翼，相當(dāng)于在融合式翼梢小翼的下方增加了一個下翼梢小翼，此下翼梢小翼向下翻，類似于翼梢處有一個大的下反角。下反角有降低橫向靜穩(wěn)定性和航向穩(wěn)定性的作用，因而雙叉彎刀式的翼梢小翼相比融合式翼梢小翼對飛機的橫航向靜穩(wěn)定性影響較小。本文數(shù)值模擬計算結(jié)果與上述理論分析趨勢一致。

橫側(cè)靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Clβ、Cnβ對飛機橫側(cè)擾動運動中的螺旋模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)影響較大[18]。由這2種典型模態(tài)的物理成因分析可知：當(dāng)，若飛機受到Δφ＞0的初擾動，飛機將側(cè)滑而產(chǎn)生Vβ＞0。此時，較小的Lβ?Δβ左滾力矩有可能被交感力矩所產(chǎn)生的右滾趨勢所克服，繼而造成飛機右滾，加劇初擾作用，形成飛機不穩(wěn)定的螺旋軌跡；當(dāng)，若飛機受到Δβ＞0的初擾，較大的Lβ?Δβ力矩使飛機顯著左滾，而較小的Nβ?Δβ使飛機略向右偏，左滾右偏將產(chǎn)生左側(cè)滑，造成飛機顯著右滾而略向左偏，此時由于，有可能產(chǎn)生振幅越來越大的震蕩發(fā)散現(xiàn)象。由此可知，要想同時保證飛機在兩種模態(tài)下的穩(wěn)定性，必須合理的保持Clβ和Cnβ之間的比例。一般情況下，飛行平臺在升級改造時不希望飛機的穩(wěn)定性有過大的變化，而在加裝翼梢小翼后，若是變化不大，則認(rèn)為翼梢小翼對沒有明顯改變原始飛行平臺的模態(tài)穩(wěn)定性，該翼梢小翼與原飛機平臺匹配設(shè)計較好。由本文的計算結(jié)果可以看出，融合式式翼梢小翼較雙叉彎刀式翼梢小翼對飛機本身的影響明顯大很多。因此，從橫航向穩(wěn)定性方面來說，雙叉彎刀式翼梢小翼優(yōu)于融合式翼梢小翼。而在融合式翼梢小翼中，隨著小翼后掠角增大、外傾角增大，減?。辉陔p叉彎刀式小翼中，上、下小翼的相對位置對的影響較大，當(dāng)下小翼上移或相對于上翼梢小翼的夾角減小時，增大。

3 結(jié)論

本文針對某無人機全機構(gòu)型，對加裝融合式翼、雙叉彎刀式這2種不同形式的翼梢小翼的6種構(gòu)型進(jìn)行了數(shù)值模擬計算，通過對計算結(jié)果的對比分析以及對不同翼梢小翼氣動機理的分析，主要得出了以下結(jié)論：

1）從氣動效率（(Cl1.5/Cd)max）來看，融合式翼梢小翼的增升減阻效能總體小于雙叉彎刀形式的翼梢小翼，而氣動效率高的小翼構(gòu)型相對應(yīng)其翼根彎矩的增幅也較大；融合式小翼前緣后掠角對其氣動效率的影響不大，而隨小翼外傾角增大全機的氣動效率增大；雙叉彎刀式小翼中，張角較小、位置相對偏上的下小翼其氣動效率較高。

2）翼梢小翼在減小機翼誘導(dǎo)阻力的同時，帶來了摩擦阻力的增加，因而在大升力系數(shù)下翼梢小翼的減阻效果更加明顯，而小翼的設(shè)計應(yīng)綜合考慮誘導(dǎo)阻力和摩擦阻力此消彼長的關(guān)系。

3）翼梢小翼與機翼的融合段容易出現(xiàn)氣流分離，小翼設(shè)計應(yīng)考慮再提高巡航氣動效率的同時盡可能地減小分離區(qū)、控制分離的發(fā)展。

4）從橫航向穩(wěn)定性方面來說，翼梢小翼使飛機的橫向靜穩(wěn)定性和航向靜穩(wěn)定性增大，且雙叉彎刀式的小翼對橫航向靜穩(wěn)定性的影響明顯小于融合式翼梢小翼；融合式翼梢小翼比雙叉彎刀式翼梢小翼對飛機本身的影響明顯要大，因而從的變化看，雙叉彎刀式翼梢小翼優(yōu)于融合式翼梢小翼。

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Application of Difference forms Winglet Design in the UAV

WANG Dan,TAO Yujin,LI Peifeng,LEI Jinkui
（Institution of 365,Northwestern Polytechnical University,Xi’an 710065,China）

Two different kinds of winglet were designed for the UAV in this paper,which called blended winglet and double fork scimitar winglet respectively.Based on the numerical simulation of the RNAS control equation,analysis of six winglets with different parameters was presented.The result showed that the kind of double fork scimitar winglet had better ability on the aerodynamic efficiency as well as thelateral and directional stability.The aerodynamic principle for airflow around winglet was explained,and also the influence of longitudinal stability,lateral stability.The influences for aerodynamic abilities by geometry characteristics of the two different forms of winglets were described here.At last,there were some valuable conclusions for the UAV winglet design.

UAV;blended winglet;double fork scimitar winglet;lateral and directional stability;aerodynamic principle

V279；V224

A

1673-1522（2017）05-0457-06

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.05.008

2017-02-16；

2017-07-02

王 丹（1986-），女，工程師，博士。