中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)兩段翼型設(shè)計(jì)研究

李建華,李 鋒,李茂強(qiáng),于悅洋

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院 航天彩虹無(wú)人機(jī)股份有限公司,北京 100074)

0 引 言

中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)追求高續(xù)航性能和任務(wù)多樣化(大部分要求多裝載和察打一體化功能),此類飛機(jī)通常具有大展弦比、低推重比和較大寄生阻力等技術(shù)特點(diǎn),因而在起飛升力、起飛和巡航升阻比以及結(jié)構(gòu)高度等方面具有很高的要求。首先,由于較大寄生阻力并追求高續(xù)航性能,此類無(wú)人機(jī)需用很大的巡航升力以提高其續(xù)航因子[1-3,8];其次,較小的推重比和短距起降要求無(wú)人機(jī)具有很高的起飛升力和升阻比;再者,大展弦比和內(nèi)部裝載要求機(jī)翼具有一定的結(jié)構(gòu)高度;除此之外,著陸階段在保持較高升力同時(shí)具有較高的阻力,降低著陸距離和提高著陸安全性[4]。兩段翼型能保持較長(zhǎng)的層流區(qū),在大升力時(shí)維持較小阻力,同時(shí)通過(guò)構(gòu)型的變化適用于不同任務(wù)階段,具有高升力和多任務(wù)適應(yīng)能力等技術(shù)特點(diǎn)。即須由過(guò)去單段翼型的高效巡航單設(shè)計(jì)點(diǎn)設(shè)計(jì)升級(jí)成為起飛高升高升阻比、巡航高效和著陸高升高阻的多設(shè)計(jì)點(diǎn)設(shè)計(jì);同時(shí)采用固定轉(zhuǎn)軸(非傳統(tǒng)襟翼復(fù)雜的傳動(dòng)機(jī)構(gòu)),將襟翼和阻力板功能融合,其結(jié)構(gòu)形式簡(jiǎn)單滿足無(wú)人機(jī)使用的技術(shù)特點(diǎn)。綜上所述,能滿足多任務(wù)適應(yīng)能力的兩段翼型是長(zhǎng)航時(shí)和短距起降無(wú)人機(jī)翼型設(shè)計(jì)的一個(gè)重要發(fā)展方向[2-6]。

本文在原中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)單段翼型設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上開(kāi)展高升力多任務(wù)適應(yīng)能力的兩段翼型設(shè)計(jì)方法研究和翼型設(shè)計(jì)。

圖1 文獻(xiàn)[7]襟翼外形生成方法Fig.1 Flap configuration of the reference[7]

圖2 兩段翼型外形生成示意圖Fig.2 Sketch map of two-element airfoil

1 翼型設(shè)計(jì)思路和生成方法

1.1 兩段翼型設(shè)計(jì)思路

本文結(jié)合某型無(wú)人機(jī)在續(xù)航和起降特性改進(jìn)設(shè)計(jì)需要,為了滿足起降和巡航以及結(jié)構(gòu)高度等約束,在單段翼型設(shè)計(jì)特點(diǎn)的基礎(chǔ)上,盡量維持原有翼型的基本幾何形狀(尤其是上表面,維持原有翼型在低雷諾數(shù)條件下層流特性[3]),并在主翼后梁高度和襟翼(第二段翼)前緣半徑等關(guān)鍵位置設(shè)置控制點(diǎn),其余部分通過(guò)分段可控二次曲線與原始翼型相切過(guò)渡。利用控制點(diǎn)加分段二次曲線方法快速生成兩段翼型外形,之后通過(guò)優(yōu)化程序使主翼及襟翼外形、縫道參數(shù)和轉(zhuǎn)軸位置匹配,使之滿足多設(shè)計(jì)點(diǎn)要求。

1.2 兩段翼型生成方法

后緣襟翼生成方法通常參考飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)或文獻(xiàn)[9],在原始翼型的基礎(chǔ)上通過(guò)切割法生成襟翼外形。為了加強(qiáng)對(duì)外形的控制,文獻(xiàn)[7]引入了襟翼頭部上表面控制點(diǎn)位置偏移量和斜率以及形狀控制變量來(lái)改變襟翼前緣形狀和曲線方程(圖1)。圖中右上角部分展現(xiàn)了形狀控制變量(Q＝)對(duì)二次曲線的控制效果,通過(guò)二次曲線的線型的改變來(lái)控制襟翼上表面曲線形狀(圖中點(diǎn)3~點(diǎn)5曲線段);襟翼頭部曲線(點(diǎn)1~點(diǎn)曲線3段)通過(guò)斜率α和偏移量Δy3參數(shù)控制。

本文研究對(duì)象除了需考慮到高升力和多設(shè)計(jì)點(diǎn)綜合設(shè)計(jì),還涉及到低雷諾數(shù)流動(dòng)和層流再生成等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象。從國(guó)外研究結(jié)果來(lái)看,其主翼和襟翼外形參數(shù)和常規(guī)襟翼參數(shù)分布存在較大的差異[2-3,12],主翼和襟翼下表面外形也與原始翼型差別較大,文獻(xiàn)中雖然提到了翼型分割之后襟翼平移的研究思路,但針對(duì)變化較大的外形其未給出生成方法。國(guó)內(nèi)的文獻(xiàn)[5]通過(guò)“橢圓-控制點(diǎn)”方法生成兩段翼型,經(jīng)研究發(fā)現(xiàn)此方法包括文獻(xiàn)[7]方法與初始翼型關(guān)系較大,會(huì)遇到翼型壓力分布不合理現(xiàn)象(見(jiàn)后面分析)。本文在文獻(xiàn)[5]和文獻(xiàn)[7]工作的基礎(chǔ)上,借用其部分思想,通過(guò)在關(guān)鍵位置增加控制點(diǎn)并結(jié)合可控二次曲線生成兩段翼型,提高其對(duì)原始翼型的適應(yīng)能力,使其更加適用于優(yōu)化程序,同時(shí)改善流場(chǎng)品質(zhì)提高翼型性能。

如前所述為了盡量維持原有翼型優(yōu)良的氣動(dòng)特性,在原有翼型的基礎(chǔ)上通過(guò)在關(guān)鍵位置增加控制點(diǎn)并結(jié)合可控二次曲線和優(yōu)化方法生成兩段翼型。首先,將需要優(yōu)化的外形分成五部分(圖2所示),即點(diǎn)1~點(diǎn)3曲線段、點(diǎn)3~點(diǎn)5曲線段和點(diǎn)1~點(diǎn)4曲線段,其構(gòu)成襟翼前緣外形;點(diǎn)6~點(diǎn)7曲線段和點(diǎn)7~點(diǎn)8曲線段構(gòu)成主翼下翼面后緣外形。其次,選擇控制點(diǎn)及其參數(shù),除了一般控制點(diǎn)約束(點(diǎn)4、5、6、8只能在原始翼型上移動(dòng)),點(diǎn)1和點(diǎn)2給定坐標(biāo)(點(diǎn)2處斜率無(wú)窮大)用于控制襟翼前緣形狀;為了更好的控制主翼后梁高度和后緣形狀,點(diǎn)3和點(diǎn)7給定了點(diǎn)坐標(biāo)與斜率,其值作為優(yōu)化參數(shù)隨優(yōu)化過(guò)程而改變。再次,設(shè)定曲線的形狀控制參數(shù)用于進(jìn)一步控制曲線的形式。此方法控制參數(shù)更多,很大程度上將主翼下表面和襟翼頭部外形分開(kāi)設(shè)計(jì),下表面外形對(duì)原始翼型依賴性更小;同時(shí)結(jié)合目標(biāo)要求對(duì)外形參數(shù)和縫道參數(shù)一并優(yōu)化設(shè)計(jì),從而具有更好的靈活性和適應(yīng)能力,更適合多目標(biāo)和多約束下的優(yōu)化設(shè)計(jì)。

二次曲線控制方程表達(dá)式為:

二次曲線可為橢圓、雙曲線和拋物線,根據(jù)外形生成的需要,本文點(diǎn)6~點(diǎn)7和點(diǎn)3~點(diǎn)5曲線段采用可變的形狀控制參數(shù)控制其二次曲線類型,由優(yōu)化算法決定形狀控制參數(shù)Q值;其余曲線段根據(jù)初步研究結(jié)果采用固定形狀控制參數(shù)(二次曲線的類型在優(yōu)化過(guò)程中不變)。結(jié)合控制點(diǎn)參數(shù)和曲線類型能夠生成控制段的外形,如通過(guò)聯(lián)合求解點(diǎn)1的坐標(biāo)、點(diǎn)2和點(diǎn)3的坐標(biāo)與斜率得到二次曲線系數(shù),從而確定點(diǎn)1~點(diǎn)3曲線段外形方程;其余曲線段外形方程的系數(shù)則通過(guò)聯(lián)合求解相應(yīng)曲線的起點(diǎn)和終點(diǎn)坐標(biāo)和斜率以及形狀控制參數(shù)而得到。

2 設(shè)計(jì)方法及結(jié)果分析

2.1 設(shè)計(jì)方法和條件

本文針對(duì)中空長(zhǎng)航時(shí)固定翼無(wú)人機(jī)在巡航和起飛等狀態(tài)下的約束進(jìn)行兩段翼型優(yōu)化設(shè)計(jì),優(yōu)化參數(shù)包括兩段翼型外形和縫道參數(shù)以及轉(zhuǎn)軸位置。考慮到無(wú)人機(jī)的使用和保障要求,襟翼形式盡量簡(jiǎn)單,采用固定轉(zhuǎn)軸(轉(zhuǎn)軸位置設(shè)計(jì)過(guò)程中可變)。除此之外,本文主要目的是驗(yàn)證兩段翼型外形生成方法和優(yōu)化設(shè)計(jì)方法的有效性,此階段將巡航狀態(tài)和起飛狀態(tài)分開(kāi)設(shè)計(jì),巡航狀態(tài)以最大升阻比為優(yōu)化目標(biāo)(長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)續(xù)航性能為首選),優(yōu)化變量為兩段翼型外形和縫道參數(shù);起飛狀態(tài)以起飛升力為優(yōu)化目標(biāo),以轉(zhuǎn)軸位置為優(yōu)化參數(shù),并校核優(yōu)化結(jié)果是否滿足起降要求?？紤]到目標(biāo)函數(shù)與控制參數(shù)和約束條件的關(guān)系不明確,采用多島遺傳算法進(jìn)行全局尋優(yōu);優(yōu)化設(shè)計(jì)程序包含優(yōu)化算法、翼型生成、網(wǎng)格生成、流場(chǎng)模擬和結(jié)果處理五大模塊。

由于涉及到大升力和多段翼型縫道流動(dòng),其流場(chǎng)特性包含大量黏性擾流和分離流。為了保證數(shù)值模擬的準(zhǔn)確性,氣動(dòng)力通過(guò)求解RANS方程得到,選用SSTκ-ω兩方程湍流模型,文獻(xiàn)[10,11]表明此模型在低雷諾數(shù)分離流方面和襟翼升力方面都具有很好的模擬能力。來(lái)流馬赫數(shù)Ma＝0.15,Re＝3.0×106。為了更加準(zhǔn)確對(duì)流場(chǎng)進(jìn)行模擬,采用多塊C型網(wǎng)格(圖3),并保證每次優(yōu)化過(guò)程網(wǎng)格參數(shù)分布一致,以避免因網(wǎng)格對(duì)優(yōu)化結(jié)果造成影響。為了驗(yàn)證方法的可靠,開(kāi)展與本文類型相似的GAW-1翼型在相近條件下(Ma＝0.15,Re＝6.3×106)的對(duì)比分析(詳見(jiàn)圖4,試驗(yàn)數(shù)據(jù)可參見(jiàn)文獻(xiàn)[13]),對(duì)比結(jié)果表明本文采用的方法合理。

圖3 計(jì)算網(wǎng)格Fig.3 Computational grid of the flow field

圖4 計(jì)算和試驗(yàn)的對(duì)比Fig.4 Comparison of test and computational result

2.2 設(shè)計(jì)結(jié)果及分析

續(xù)航性能對(duì)于低速長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)而言是最為重要的指標(biāo)之一,其很大程度依賴于翼型的升阻比,所以翼型優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí)以巡航升阻比為目標(biāo);考慮不改變飛機(jī)基本配平,優(yōu)化過(guò)程中對(duì)翼型的俯仰力矩和升力特性進(jìn)行一定的限制,以不大于原始翼型低頭力矩的百分之二和大于初始升力系數(shù)為約束,優(yōu)化變量、變化范圍和優(yōu)化后結(jié)果見(jiàn)表1。

表1中δx和δy分別為襟翼向后和向下移動(dòng)的量,以翼型弦長(zhǎng)無(wú)量綱化,以點(diǎn)2原始位置為參考點(diǎn),意義相當(dāng)于縫道參數(shù)。Y1、Y2、Y3、Y7分別為點(diǎn)1、2、3、7在Y方向(高度方向)的位置,其中Y1以點(diǎn)1所在弦向位置原始翼型下翼面點(diǎn)為參考點(diǎn),以點(diǎn)2與點(diǎn)1的高度差為無(wú)量綱化;Y2和Y7以相應(yīng)位置的翼型高度為無(wú)量綱化,以相應(yīng)位置下翼面點(diǎn)為參考點(diǎn);Y3以點(diǎn)2和點(diǎn)5高度差為無(wú)量綱化,以點(diǎn)2為參考點(diǎn)。K3、K7分別代表點(diǎn)3、7的斜率(以可控角的范圍無(wú)量綱化)。經(jīng)初步研究發(fā)現(xiàn),點(diǎn)6~點(diǎn)7段和點(diǎn)3~點(diǎn)5段曲線的線型對(duì)優(yōu)化結(jié)果影響較大,采用變化的形狀控制參數(shù)(即Q67和Q35);其它線段根據(jù)初步研究結(jié)果采用固定形狀控制參數(shù)。襟翼外形生成通常做法是在原始翼型的某個(gè)位置進(jìn)行分割,為了更好地控制襟翼上表面局部壓力,本文將主翼和襟翼分割點(diǎn)進(jìn)行分開(kāi)設(shè)計(jì),點(diǎn)6在點(diǎn)5的位置上進(jìn)行適當(dāng)調(diào)整,形成參數(shù)X6(以δx無(wú)量綱化)。

表1 優(yōu)化參數(shù)和優(yōu)化結(jié)果Table 1 Optimal parameters and their optimal results

圖5 原始和優(yōu)化翼型Fig.5 Geometry between the optimized airfoil and original one

圖6 優(yōu)化前后翼型氣動(dòng)性能Fig.6 Performance between the optimized airfoil and original one

遺傳優(yōu)化每代總?cè)后w規(guī)模數(shù)為144,雜交概率0.7,變異概率0.03,最大進(jìn)化代數(shù)40代。

圖5給出了優(yōu)化翼型和初始翼型的外形(黑色為原始翼型,綠色為改進(jìn)后的兩段翼型,藍(lán)色為偏轉(zhuǎn)狀態(tài)襟翼);在優(yōu)化翼型的基礎(chǔ)上,對(duì)其氣動(dòng)特性進(jìn)行評(píng)估,圖6給出了計(jì)算結(jié)果。優(yōu)化結(jié)果表明,相對(duì)于原始翼型,兩段翼型升力線性段范圍增加,最大升力系數(shù)由1.5增加到2.1,襟翼無(wú)偏轉(zhuǎn)情況下最大升力系數(shù)增加40%;失速迎角增大,擴(kuò)展了無(wú)人機(jī)的飛行包線,增強(qiáng)其抗風(fēng)能力。在升阻比方面,滑跑狀態(tài)下(0°迎角,襟翼放下)優(yōu)化后翼型升阻比得到大幅提升,從約25提升到69;襟翼無(wú)偏轉(zhuǎn)狀態(tài)最大升阻比大于原始翼型(由67.0增加到68.3),但受兩段翼型較大零升阻力的影響,較小升力下升阻比略低于原始翼型,在更大升力系數(shù)下(大于1.3),升阻比大于原始翼型。文獻(xiàn)[2]等研究表明,此類長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)其續(xù)航升力系數(shù)的選擇與零升阻力有很大關(guān)系,本文研究對(duì)象的無(wú)人機(jī)最佳續(xù)航升力系數(shù)應(yīng)該在1.3以上(Heron-1無(wú)人機(jī)巡航設(shè)計(jì)升力系數(shù)大于1.5),所以相對(duì)于原始翼型,優(yōu)化后的兩段翼型更適合此類飛機(jī)。圖7給出了優(yōu)化前后翼型續(xù)航因子與升力系數(shù)關(guān)系,結(jié)合升力曲線,在安全飛行包線內(nèi)(1.2倍的失速速度),其最大續(xù)航因子由優(yōu)化前的75.5提升到兩段翼型的85.0(提升了12.6%),根據(jù)文獻(xiàn)[2]等研究結(jié)果小幅度偏轉(zhuǎn)襟翼后續(xù)航因子還能進(jìn)一步提升。

針對(duì)起飛要求,在相同襟翼偏轉(zhuǎn)下(20°),優(yōu)化前后最大升力系數(shù)得到大幅提升,由原始翼型的2.2提高到2.9。進(jìn)一步分析發(fā)現(xiàn),升力提升只是一方面,由于原始翼型為了追求巡航升阻比,翼型后緣加載比較嚴(yán)重,襟翼偏轉(zhuǎn)后緣分離嚴(yán)重,在升力受到限制同時(shí)阻力急劇增加。過(guò)低的升阻比(圖6)嚴(yán)重影響到此類低推重比無(wú)人機(jī)的滑跑加速度;經(jīng)研究發(fā)現(xiàn)由原始翼型生成的無(wú)人機(jī)有/無(wú)常規(guī)襟翼對(duì)無(wú)人機(jī)的滑跑距離影響有限,極大的限制了無(wú)人機(jī)的使用(如高原和短距起降)。優(yōu)化設(shè)計(jì)后的兩段翼型則不存在上述問(wèn)題,在取得大升力同時(shí)保持高的升阻比,即在降低離地速度同時(shí)還能提升無(wú)人機(jī)的滑跑加速度;相當(dāng)于其起飛升力由原始翼型的1.4提升到2.7(由于受阻力影響,原始翼型使用無(wú)襟翼數(shù)據(jù)),改進(jìn)后兩段翼型能極大的提升無(wú)人機(jī)的起飛性能。除此之外,襟翼的大角度偏轉(zhuǎn),在保持一定升力,同時(shí)阻力增大(圖5中襟翼偏轉(zhuǎn)60°情況下升阻比降到10左右),其效果相當(dāng)于阻力板,可以滿足著陸過(guò)程中的陡下滑和防止長(zhǎng)距離飄移的大阻力(保持一定的升力)要求,具有集巡航、起飛和著陸多任務(wù)為一體的技術(shù)特點(diǎn)。

對(duì)優(yōu)化變量進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn),主翼后緣厚度Y7和控制點(diǎn)7斜率K7對(duì)兩段翼型的升阻比有直接影響,圖8給出了升阻比與這兩個(gè)參數(shù)關(guān)系。在目前的參數(shù)變化范圍內(nèi),隨著后緣厚度的降低,翼型升阻比提高,體現(xiàn)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)需綜合設(shè)計(jì)。通過(guò)厚度參數(shù)Y7并配合斜率參數(shù)K7變化能找到升阻比優(yōu)化解,說(shuō)明設(shè)置點(diǎn)7的高度位置和斜率作為控制點(diǎn)參數(shù)的合理性,研究表明形狀控制參數(shù)Q67其能很好適應(yīng)后面襟翼外形,找到滿足要求的縫道外形。

圖7 優(yōu)化前后續(xù)航因子分析Fig.7 Comparison of endurance factors of airfoil

圖8 主翼后緣厚度對(duì)升阻比影響Fig.8 Effect of thickness on the lift-to-drag

圖9給出設(shè)計(jì)翼型壓力分布,并與文獻(xiàn)[7]所用方法進(jìn)行對(duì)比,如前面翼型生成方法所論述的,由于本文所采用的原始翼型后緣彎度較大,原始翼型大彎度下表面和與其相切的頭部曲線會(huì)使襟翼頭部下表面出現(xiàn)低壓值,同時(shí)在頭部上表面反倒出現(xiàn)高壓(簡(jiǎn)單曲線難以適應(yīng)縫道流場(chǎng)),影響了翼型的氣動(dòng)特性;文獻(xiàn)[5]方法也會(huì)出現(xiàn)類似現(xiàn)象,其主要原因與本文的初始翼型外形參數(shù)有關(guān)。直接切割方法和控制參數(shù)少難以使縫道內(nèi)及襟翼前緣表面同時(shí)達(dá)到合理的壓力分布;而本文采取方法控制點(diǎn)和控制參數(shù)更多,控制點(diǎn)和形狀控制參數(shù)協(xié)調(diào)工作提高外形的生成能力和對(duì)原始翼型適應(yīng)性能力;于此同時(shí),外形參數(shù)和縫道參數(shù)同時(shí)優(yōu)化提升翼型的氣動(dòng)性能。

圖9 兩段翼型壓力分布Fig.9 Pressure distribution of the two-element airfoil

在巡航狀態(tài)的基礎(chǔ)上,結(jié)合襟翼舵機(jī)功率(壓力分布決定舵機(jī)功率)和飛機(jī)安裝位置的約束給出轉(zhuǎn)軸位置的限制范圍,對(duì)轉(zhuǎn)軸位置進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì),確定無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)軸位置和起飛狀態(tài)構(gòu)型。優(yōu)化所用方法與巡航狀態(tài)優(yōu)化設(shè)計(jì)基本一致,表2給出了優(yōu)化參數(shù)和優(yōu)化結(jié)果,在優(yōu)化結(jié)果的基礎(chǔ)上開(kāi)展起飛狀態(tài)不同迎角氣動(dòng)性能評(píng)估(圖6)。

表2 優(yōu)化參數(shù)和優(yōu)化結(jié)果Table 2 Optimal parameters and their optimal results

3 結(jié) 論

在單段翼型的基礎(chǔ)上,本文采用控制點(diǎn)加分段可控二次曲線方法構(gòu)建外形,并對(duì)生成外形的控制參數(shù)、縫道參數(shù)和轉(zhuǎn)軸位置進(jìn)行優(yōu)化,完成兩段翼型設(shè)計(jì)和性能評(píng)估,主要形成以下結(jié)論:

(1)相比于常規(guī)直接切割法,本文采用的方法控制點(diǎn)和控制參數(shù)更多,其對(duì)原始翼型適應(yīng)性更好,生成的翼型壓力分布更加合理,更適合多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì);

(2)相比于原始翼型,新設(shè)計(jì)兩段翼型的續(xù)航因子、起飛升力和起飛升阻比得到大幅提升;

(3)襟翼大角度偏轉(zhuǎn)在保持一定升力同時(shí)阻力大幅增加,起到了阻力板作用,利于無(wú)人機(jī)下滑和著陸減速。

新設(shè)計(jì)的兩段翼型可以滿足巡航、短距起降的多設(shè)計(jì)點(diǎn)要求,對(duì)中空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)具有重要意義。