臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)氣動(dòng)性能設(shè)計(jì)仿真

，

(1.中國(guó)科學(xué)院 光電研究院，北京 100094；2.中國(guó)科學(xué)院大學(xué)，北京 100049；3.中國(guó)科學(xué)院 高能物理研究所，北京 100049)

0 引言

臨近空間太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)是指以太陽(yáng)能作為能量來(lái)源、以螺旋槳作為推進(jìn)系統(tǒng)、依靠氣動(dòng)升力進(jìn)行飛行的、飛行高度多位于18km以上的臨近空間領(lǐng)域的電動(dòng)無(wú)人駕駛飛行器[1-2]，其飛行環(huán)境不同于傳統(tǒng)飛行器，位于距地面20～100公里的臨近空間空域[3]。臨近空間的飛行環(huán)境，具有空氣相對(duì)稀薄、環(huán)境壓力低、風(fēng)速變化大、太陽(yáng)輻射強(qiáng)等特點(diǎn)。臨近空間太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)作為一種新興的飛行器，具有大巡航高度、長(zhǎng)航時(shí)、大尺寸以及安全性好的特點(diǎn)。它可作為多種任務(wù)平臺(tái)，如氣象探測(cè)、通訊中繼，互聯(lián)網(wǎng)覆蓋等[4]。

目前，臨近空間無(wú)人機(jī)多采用傳統(tǒng)常規(guī)布局，由于臨近空間環(huán)境的特點(diǎn)，無(wú)人機(jī)飛行環(huán)境空氣密度小，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的工作效率產(chǎn)生限制，并且現(xiàn)階段光伏材料能量轉(zhuǎn)換效率低[5]，能量供應(yīng)有限，因而無(wú)人機(jī)的速度通常較低，飛行雷諾數(shù)較傳統(tǒng)飛機(jī)低1～2個(gè)量級(jí)，飛行動(dòng)壓較小，其氣動(dòng)性能較差，且傳統(tǒng)常規(guī)布局無(wú)人機(jī)外表不夠平整，僅機(jī)翼可鋪設(shè)太陽(yáng)能電池，因而在臨近空間太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)的能量供給上存在一定的限制，從而也限制了無(wú)人機(jī)的載荷攜帶以及無(wú)人機(jī)的任務(wù)需求。為改善臨近空間太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)特性，除了選用氣動(dòng)性能更好的布局形式，也需保證其可增大太陽(yáng)能電池的鋪設(shè)面積以確保能量供應(yīng)。

本文設(shè)計(jì)了一種大展弦比的臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)。相比目前常見(jiàn)的常規(guī)布局無(wú)人機(jī)，飛翼布局無(wú)人機(jī)具有較輕的結(jié)構(gòu)重量、較好的氣動(dòng)特性等優(yōu)勢(shì)[6-7]。在總重相同的條件下，飛翼布局無(wú)人機(jī)較輕的結(jié)構(gòu)使得其能夠攜帶有效載荷，從而可使得無(wú)人機(jī)的任務(wù)更為多樣化。臨近空間太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)采用太陽(yáng)能供能，需在其表面鋪設(shè)太陽(yáng)能電池，受目前太陽(yáng)能電池自身特性的限制，無(wú)人機(jī)表面需盡可能的平坦，飛翼布局無(wú)人機(jī)在這一問(wèn)題也具有較大優(yōu)勢(shì)，翼身一體化的布局形式，使得無(wú)人機(jī)全機(jī)表面均可鋪設(shè)太陽(yáng)能電池，從而在能量的供給上也優(yōu)于傳統(tǒng)常規(guī)布局的無(wú)人機(jī)[8]。此外，在考慮了臨近空間飛行器低雷諾數(shù)[9]的特點(diǎn)后，選取了適用于飛翼布局無(wú)人機(jī)的低雷諾數(shù)反S翼型，并采用翼梢外洗設(shè)計(jì)來(lái)改善飛翼無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定性[10]，以期得到更為優(yōu)化的氣動(dòng)性能。

1 飛翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)與仿真方法

1.1 飛翼布局設(shè)計(jì)原理

飛翼布局無(wú)人機(jī)無(wú)尾，機(jī)身與機(jī)翼融為一體，飛行時(shí)的升力大，阻力小，升阻比高。飛翼布局無(wú)人機(jī)所承受的全部重力基本上是沿展向分布的，與機(jī)翼的氣動(dòng)載荷分布情況基本一致，而不像常規(guī)布局飛機(jī)那樣，重力主要集中在飛機(jī)中部，機(jī)翼要承受很大的彎曲載荷，因而飛翼布局無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)重量也比較輕[11]。此外，無(wú)尾的設(shè)計(jì)也有利于提高飛機(jī)的隱身性[12]。根據(jù)對(duì)飛翼布局氣動(dòng)特性的分析，在進(jìn)行飛翼布局無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)注意：

巡航升力系數(shù)和縱向靜安定度不能過(guò)大，由于飛翼布局無(wú)平尾和垂尾，因此其舵面效能較低，若使用過(guò)大的巡航升力系數(shù)會(huì)帶來(lái)打的低頭力矩，導(dǎo)致配平困難及配平阻力的增加，而過(guò)大的縱向靜安定度則使無(wú)人機(jī)在非配平狀態(tài)下需要較大的偏轉(zhuǎn)角度，其相應(yīng)會(huì)帶來(lái)阻力的增加，導(dǎo)致升阻比下降[13]。

在飛翼布局無(wú)人機(jī)的減阻方面，由于飛翼布局采用了一體化設(shè)計(jì)原則[14]，其浸潤(rùn)面積大大減小，因此其設(shè)計(jì)本身即可大幅度降低了摩擦阻力；對(duì)于誘導(dǎo)阻力，傳統(tǒng)方法是增大展弦比和對(duì)環(huán)量進(jìn)行控制，設(shè)計(jì)中為更加適用于臨近空間，采用了大展弦比，并采用根梢比2.2的設(shè)計(jì)[15]，使得環(huán)量沿展向盡量成橢圓形最佳分布，從而減少了誘導(dǎo)阻力；此外，對(duì)于干擾阻力，其主要是因部件之間的相互響而產(chǎn)生的，飛翼布局采用了無(wú)尾設(shè)計(jì)，并采用翼身一體化結(jié)構(gòu)，故而該項(xiàng)阻力可大幅度降低。

根據(jù)文獻(xiàn)調(diào)研[16]，飛翼布局形式飛機(jī)升阻比范圍如下：低速和亞聲速可達(dá)15～18，跨聲速可達(dá)10～12，最大馬赫數(shù)為2的超音速飛機(jī)約為4～8。

本文所設(shè)計(jì)的臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)的展弦比為25，翼展為60 m，設(shè)計(jì)思路為：首先通過(guò)仿真分析，優(yōu)選出適合臨近空間飛行特點(diǎn)且適用于飛翼布局的反S型低雷諾數(shù)翼型，通過(guò)布置升阻特性良好的翼型，并進(jìn)行適當(dāng)?shù)膸缀闻まD(zhuǎn)即翼梢外洗設(shè)計(jì)，以提高全機(jī)氣動(dòng)性能。

1.2 翼型選擇

根據(jù)臨近空間飛行器低雷諾數(shù)特性，并考慮飛翼無(wú)人機(jī)穩(wěn)定性要求，本文中選取適合于低雷諾數(shù)的反S翼型。分析幾種低雷諾數(shù)翼型[17]，由圖1、2的結(jié)果，根據(jù)分析結(jié)果，選擇翼型NACA 8-H-12，該翼型為反S翼型，俯仰安定性好，且升力系數(shù)不會(huì)過(guò)大而影響無(wú)人機(jī)配平，適用于翼身一體化的飛翼布局使用。

圖2 低雷諾數(shù)反S翼型分析(b)

1.3 飛翼氣動(dòng)布局研究模型

在對(duì)太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)進(jìn)行飛翼布局設(shè)計(jì)時(shí)，為使得無(wú)人機(jī)翼身一體化，氣動(dòng)性能更佳，采用內(nèi)外機(jī)翼無(wú)機(jī)身模型[18]，如圖3，即將飛翼中間厚度較大的部分作為內(nèi)段機(jī)翼，外側(cè)厚度較小的部分作為外段機(jī)翼，使得整個(gè)無(wú)人機(jī)成為一個(gè)巨大的升力面，并在翼梢采用外洗設(shè)計(jì)，以改善飛翼無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定性，以期得到最佳的氣動(dòng)特性。具體氣動(dòng)布局如圖4所示。

圖3 臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)布局

圖4 臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)布局

臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)翼展為60 m，展弦比25 m，且翼型NACA 8-H-12，翼根處弦長(zhǎng)取2.4 m，翼梢處弦長(zhǎng)取1.091 m，可使根梢比接近2.2，使得環(huán)量沿展向盡量成橢圓形最佳分布。據(jù)此設(shè)計(jì)的臨近空間太陽(yáng)能飛翼布局無(wú)人機(jī)氣動(dòng)模型如圖4。

飛翼無(wú)人機(jī)氣動(dòng)布局參數(shù)如表1所示。

表1 臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)參數(shù)

1.4 數(shù)值計(jì)算方法

本文采用的數(shù)值模擬仿真方法，以三維雷諾平均N-S方程作為控制方程，并選用湍流模，對(duì)氣動(dòng)布局方案進(jìn)行氣動(dòng)力計(jì)算。計(jì)算條件為20 km高度，空氣密度為ρ=0.088 kg/m3，粘度系數(shù)為μ=1.4216×10-5Pa·s，來(lái)流速度為20 m/s，攻角α=-10°～20°。

1.4.1 控制方程

在笛卡爾坐標(biāo)系下，三維雷諾平均N-S方程的一般形式為：

(1)

1.4.2 湍流模型

在本文計(jì)算中，利用Fluent，并選用湍流模型進(jìn)行計(jì)算。計(jì)算條件為20 km高度，空氣密度為ρ=0.088 kg/m3，粘度系數(shù)為μ=1.4216×10-5Pa·s，來(lái)流速度為20 m/s，攻角為α=-10°～20°。

取k-w湍流模型，其方程為：

(2)

(3)

其中:部分參數(shù)表達(dá)式具體如下：

式中，k為單位體積湍流動(dòng)能，ε為單位體積湍流動(dòng)能耗散率，d為當(dāng)?shù)匾羲?，R為添加項(xiàng)，dk和d2分別為Prandtl對(duì)于k、ε的逆效應(yīng)，Cμ、β、η、η0、C1ε為常數(shù)。

1.4.3 邊界條件

計(jì)算的邊界條件為無(wú)滑移條件，遠(yuǎn)場(chǎng)處為自由流條件，計(jì)算殘差收斂精度為10-6。

1.4.4 網(wǎng)格生成

利用ICEM軟件，基于多塊理論，分析幾何模型并進(jìn)行塊劃分、修改等，并通過(guò)建立映射關(guān)系及邊界節(jié)點(diǎn)調(diào)整，建立結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，并檢查及光順網(wǎng)格，以期仿真計(jì)算結(jié)果更為精確。

圖5 臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)對(duì)稱(chēng)面邊界層網(wǎng)格

圖6 臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格

2 氣動(dòng)特性仿真結(jié)果與分析

2.1 升阻力特性

圖7～圖8為巡航速度20 m/s，巡航高度20 km處，臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)特性計(jì)算結(jié)果。

圖7 升力、阻力系數(shù)隨攻角變化曲線(xiàn)圖

圖8 升阻比隨攻角變化曲線(xiàn)

由圖可以看出，由于在機(jī)翼展向?qū)τ谝硇图案冶鹊暮侠磉x擇，并進(jìn)行了適當(dāng)?shù)膸缀闻まD(zhuǎn)，有效減小了阻力，在0°攻角時(shí)的阻力系數(shù)僅為0.01342。同時(shí)，升力系數(shù)曲線(xiàn)的線(xiàn)性段較長(zhǎng)，翼型在α=9°前，太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)的升力系數(shù)基本隨攻角的增大而呈線(xiàn)性遞增趨勢(shì)，在9°～13°的范圍內(nèi)，升力系數(shù)CL開(kāi)始偏離直線(xiàn)段，呈現(xiàn)非線(xiàn)性增加趨勢(shì)，在α=13°時(shí)達(dá)到最大值，失速特性較好。

由計(jì)算結(jié)果可知，設(shè)計(jì)外形具有非常好的升阻特性，在仿真計(jì)算的攻角范圍內(nèi)升阻比較高，在失速攻角前呈現(xiàn)明顯的線(xiàn)性遞增趨勢(shì)，在0°～10°的攻角范圍內(nèi)升阻比均保持10以上，更是在α=6°時(shí)達(dá)到最大值28，屬于相當(dāng)高的范圍，該飛翼無(wú)人機(jī)的升阻特性提升非常明顯。

2.2 縱向靜穩(wěn)定性

本文研究中，對(duì)太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)進(jìn)行穩(wěn)定性分析，采用機(jī)體坐標(biāo)系，以機(jī)頭為原點(diǎn)，沿對(duì)稱(chēng)面翼弦方向?yàn)閤軸，并使用右手坐標(biāo)系。當(dāng)氣動(dòng)焦點(diǎn)與無(wú)人機(jī)重心重合時(shí)，其縱向力矩系數(shù)Cm基本不隨攻角α變化。設(shè)置不同參數(shù)，調(diào)整無(wú)人機(jī)重心，當(dāng)重心位置布置在x=1.725時(shí)，其結(jié)果如圖9所示。

圖9 重心與氣動(dòng)焦點(diǎn)重合時(shí)Cm基本不隨攻角變化

由圖9可知，該臨近空間太陽(yáng)能飛翼無(wú)人機(jī)的氣動(dòng)焦點(diǎn)在對(duì)稱(chēng)面上、x=1.725 m處。在設(shè)計(jì)階段，應(yīng)根據(jù)氣動(dòng)焦點(diǎn)的位置確定重心位置，為確保無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定性，需適當(dāng)放寬靜穩(wěn)定性，將重心布置在氣動(dòng)焦點(diǎn)之前，并根據(jù)前述飛翼氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)原理，靜穩(wěn)定裕度亦不可過(guò)大，這里取靜穩(wěn)定裕度12%，則重心位置為對(duì)稱(chēng)面上x(chóng)=1.396 m處。

由于飛翼布局無(wú)尾翼的特點(diǎn)，為增加其穩(wěn)定性，本文對(duì)飛翼無(wú)人機(jī)增加了翼梢外洗(翼梢扭轉(zhuǎn)角-6°)的設(shè)計(jì)，飛翼無(wú)人機(jī)的縱向力矩系數(shù)Cm變化如下：

圖10 縱向力矩系數(shù)Cm隨攻角變化

圖11 升阻比變化隨攻角變化

由圖10～11結(jié)果可知，飛翼無(wú)人機(jī)的縱向力矩系數(shù)Cm曲線(xiàn)呈線(xiàn)性變化趨勢(shì)，且斜率為負(fù)、基本不隨攻角變化，充分說(shuō)明飛翼無(wú)人機(jī)不是必然是縱向不穩(wěn)定的。此外，當(dāng)翼梢外洗設(shè)計(jì)時(shí)，同一攻角下無(wú)人機(jī)的升阻比略高，但零縱向力矩系數(shù)為負(fù)值，即無(wú)人機(jī)無(wú)法在正攻角情況下配平，且平衡攻角(Cm=0)處的升阻比太低，僅為0.82；采用了翼梢外洗設(shè)計(jì)后，飛翼無(wú)人機(jī)的零縱向力矩系數(shù)改善為正值，可在正攻角下配平，且平衡攻角(Cm=0)處的升阻比提高至6.1。綜合考慮，采用翼梢外洗設(shè)計(jì)時(shí)飛翼無(wú)人機(jī)氣動(dòng)性能可得到明顯的改善。

3 結(jié)論

作為一種先進(jìn)非常規(guī)氣動(dòng)布局，飛翼布局與常規(guī)布局相比具有明顯的氣動(dòng)性能優(yōu)勢(shì)。本文針對(duì)臨近空間太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)，利用數(shù)值方法對(duì)其進(jìn)行了氣動(dòng)仿真分析，結(jié)果表明：由于臨近空間的飛行環(huán)境決定了臨近空間飛行器的低速、低雷諾數(shù)特性，進(jìn)而造成了臨近空間太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)飛行動(dòng)壓小的特點(diǎn)，通過(guò)選用飛翼、大展弦比的氣動(dòng)布局形式，可明顯彌補(bǔ)現(xiàn)有臨近空間太陽(yáng)能無(wú)人機(jī)常規(guī)布局的氣動(dòng)不足。臨近空間太陽(yáng)能飛翼布局無(wú)人機(jī)從氣動(dòng)外形上看，為翼身融合設(shè)計(jì)，整個(gè)飛機(jī)是一個(gè)升力面，設(shè)計(jì)符合全升飛行器(All-Lifting-Vehicle)概念，即飛行器上所有的水平安裝部件都能夠在全包線(xiàn)內(nèi)成比例的提供升力，提高了升力特性，其大展弦比機(jī)翼又可以有效地減小誘導(dǎo)阻力，無(wú)尾布局形式亦避免了尾翼帶來(lái)的附加阻力，大的升力特性和小的阻力特性使得飛翼布局的無(wú)人機(jī)具有高升阻比特性，在攻角處的阻力系數(shù)僅為0.01342，升阻比可達(dá)9.3152，最大升阻比可達(dá)28，明顯超越前述文獻(xiàn)調(diào)研中的飛翼布局低速飛機(jī)15～18的升阻比范疇，氣動(dòng)特性更為良好；為貼合飛行環(huán)境以及改善飛翼布局穩(wěn)定性而采用的反S翼型和翼梢外洗設(shè)計(jì)也使得該飛翼無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定性得到明顯提升，使得無(wú)人機(jī)可在正攻角下配平，平衡攻角處的升阻比由無(wú)外洗設(shè)計(jì)時(shí)的0.82提升至有外洗設(shè)計(jì)時(shí)的6.1。