飞翼布局无人机(UAV)具有良好的气动性能与隐身特性,逐渐成为近几年比较流行的气动布局[1],如美国RQ-170无人机、法国神经元Neuron无人机、中国利剑无人机等,该类无人机通常在机身内部装置一台喷气发动机,并配有与机身高度融合的进排气系统.在分析该类飞行器气动性能时,通常在进气道、尾喷管处用光滑的堵锥整流,忽略了进气道尾喷管的干扰影响.实际上,气流流过进气道尾喷管时,机身头部及尾部的局部流场会发生改变,作用在内管壁上的气动力对飞机升力、阻力以及力矩特性均会产生影响.对于稳定裕度较小的无尾飞机而言,特别是在飞机起降、机动飞行阶段,动力系统对气动特性的改变影响着飞机飞行安全、稳定性以及可控性,必须加以考虑.
对常规飞机而言,进气道尾喷管一般装在机身上,动力影响对全机气动特性影响较小[2, 3, 4, 5],动力影响量可以从相关手册查询[6];而对于飞翼气动布局的动力影响量可查阅的参考资料很少,另外,飞翼飞机没有明显的机身,翼身高度融合,进气道尾喷管处的局部流场势必会影响翼面上的流动,因此,急需对飞翼气动布局的动力影响进行评估.一般可借助特种风洞试验或计算流体力学(CFD)数值模拟技术.
动力影响风洞试验意味着成本高、周期长、试验复杂程度高[2, 7, 8];对大展弦比的飞机而言,试验模型的尺寸会受到风洞大小的限制,影响动力系统的安装与测试,试验的相似性难以保证[7, 8].近几年来,CFD数值模拟技术在无人机气动设计方面占据越来越明显的主导地位[9].国内外关于飞翼布局动力影响的文章很少,本文率先采用CFD数值模拟技术,对有无进排气系统的某飞翼布局无人机模型进行研究,详细分析堵锥整流模型与动力影响模型在流场特征和气动特性上的差别,并探究其中机理,为此类飞行器飞机/发动机一体化气动设计提供技术支持.
1 计算方法
本文用CFD数值模拟技术研究飞机内在的流动特征本质以及动力影响的本质.为了研究动力干扰影响,有两种分析计算模型,一种是在进气道、尾喷管处加装堵锥整流块模型,忽略动力的影响,如图 1所示;另一种是动力影响模型,该模型内含有进气道、尾喷管,如图 2所示.
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| 图 1 无人机堵锥整流模型Fig. 1 Geometry of UAV fairing model |
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| 图 2 无人机动力影响模型Fig. 2 Geometry of UAV actual model |
控制方程采用三维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,表达形式见文献[10, 11],对控制方程进行有限体积法离散;湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)模型[12],对于具有轻度分离的空气动力学求解是奏效的.其湍流黏性μt由式(1)决定:
由下面修改的黏性输运方程求得.
为变形张量值.计算模型采用结构化网格生成计算技术,机翼弦向采用82个网格节点,翼展方向采用81个网格节点,在接近物面黏性层区域则采用网格加密技术,以保证第1层网格分辨率满足1<Y+<10.堵锥整流模型表面网格如图 3所示,与其不同的是,动力影响模型含有进排气系统,因此，需要在该区域生成内部网格,如图 4所示,这两种模型对应生成的网格分别为300多万和520多万.
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| 图 3 堵锥整流模型表面网格Fig. 3 Surface mesh of fairing model |
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| 图 4 动力影响模型表面及内部网格Fig. 4 Surface and inner mesh of actual model |
计算域远场采用远场边界条件,物面采用黏性无滑移边界条件;由于模拟了动力的影响,需要在进气道出口、尾喷管进口设置相应的边界条件,进气道出口边界条件由发动机具体的工作状态给出[10, 11],在尾喷管出口则设置总压、总温等出口边界条件[13].
2 计算结果与分析 2.1 计算模型验证
为保证本文计算方法和网格生成技术准确有效,现将低速整流模型计算结果与风洞试验结果相对比.计算模型和计算条件与风洞试验状态一致,无人机风洞模型如图 1所示,网格模型如图 3所示,计算模拟了风洞试验状态,来流风速V为68m/s.
计算与试验结果对比如图 5～图 8所示.研究结果表明,在相同雷诺数1.6×106下,CFD计算结果较好地与试验吻合,从而说明网格和计算方法有效,可适用于计算分析研究.试验获取的最大升力系数CL以及最大升阻比要大于CFD计算值,其主要原因是计算采用湍流模型,没有考虑层流向湍流的转换.
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| 图 5 全机CL随α变化的计算与试验对比曲线Fig. 5 Curves of CLchanging with α of whole aircraft obtained by CFD and experiment |
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| 图 6 全机Cm随α变化的计算与试验对比曲线Fig. 6 Curves of pitching moment coefficient,Cm changing with angle of attack of whole aircraft obtained by CFD and experiment |
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| 图 7 全机CL随CD变化的计算与试验对比曲线Fig. 7 Curves of lift coefficient,CLchanging with drag coefficient,CDof whole aircraft obtained by CFD and experiment |
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| 图 8 全机CL/CD随α变化的计算与试验对比曲线Fig. 8 Curves of lift-to-drag ratio,CL/CD changing with angle of attack of whole aircraft obtained by CFD and experiment |
动力影响计算模型如图 4所示,计算雷诺数与前面堵锥整流模型一致(雷诺数为1.6×106),而发动机流量选取了100%、85%这两种相对转速n所对应的空气流量,尾喷管参数也选用对应工况下的数据,之后将这两种工况下的气动特性与前面堵锥整流模型计算结果相对比.
全机升力系数随迎角的变化如图 9所示.在升力线线性范围内,两种模型不仅升力系数相同,而且升力线斜率一致;但最大升力系数与失速迎角发生了明显的变化,动力影响的计算模型最大升力系数要高于整流处理的模型,而且前者的失速迎角要大于后者的失速迎角.
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| 图 9 全机在堵锥整流模型以及在不同空气流量的 动力影响模型中CL随α变化的曲线Fig. 9 Curves of lift coefficient,CL changing with angle of attack of whole aircraft in faring model and actual models with different air flow |
为便于理解其中的缘由,将这两种计算模型机身表面流动迹线放在一起对比,如图 10所示.从图中可以明显看到,迎角为12°时,整流模型机身附近的气流向外侧流动,动力模型机身附近的气流向尾喷管位置积聚,这是尾喷管出口的高速射流引射效应所致[14].两种计算模型总压分布云图以及翼身结合处流动迹线如图 11和图 12所示.低总压区意味着低能量区.从图 11可以发现,迎角为14°时,整流模型翼身结合处出现了明显的分离涡,分离涡在向下游发展的过程中,由于逆压梯度的影响,分离迅速扩散开来,形成机翼上表面大面积分离而失速;对比此种情况下的动力模型(见图 12),翼身结合处没有出现流动分离,这是由于喷管的引射效应[15],喷管附近的气流获取能量避免过早分离,从而造成了动力影响模型比整流模型最大升力系数要大、失速性能要好.
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| 图 10 两种模型中的机身表面流动迹线(α=12°)Fig. 10 Stream traces at α=12° of fuselage surface in two models |
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| 图 11 堵锥整流模型机身总压分布云图及 流动迹线(α=14°)Fig. 11 Total pressure contours and stream traces of fuselage at α=14° in fairing model |
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| 图 12 动力影响模型机身总压分布云图及 流动迹线(α=14°)Fig. 12 Total pressure contours and stream traces of fuselage at α=14° in actual model |
两种计算模型阻力系数对比如图 13(a)所示,从图中可见,动力影响模型全机阻力系数要高于整流模型,这是因为前者含有进气道尾喷管,不仅增加了表面浸湿面积,而且管道内流和飞机外流之间也会存在相互干扰,从而引起全机阻力的增加.动力模型的全机最大升阻比要比整流模型的小,并且随着发动机转速的增加,进气流量的增加,升阻比逐渐降低,如图 13(b)所示.
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| 图 13 全机在堵锥整流模型以及在不同空气流量的 动力影响模型中CD、CL/CD及Cm随α变化的曲线Fig. 13 Curves of CD、CL/CD and Cm changing with angle of attack of whole aircraft in faring model and actual models (with different air flow) |
两种计算模型力矩特性随和迎角变化曲线如图 13(c)所示.可以看出，动力模型的力矩系数要高于整流模型的力矩系数,这是因为作用在S弯进气道上下壁面的压力差造成了飞机抬头力矩的增加(如图 14(a)压力系数Cp分布).并且,随着发动机转速的增加,发动机流量增加,力矩系数增 大;但力矩系数斜率变化不明显.相对于整流模型,动力模型的力矩拐点从原来的9°后移到12°,这是喷管引射效应使得翼面分离延迟所致.
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| 图 14 两种模型中各个截面的压力系数分布(α=10°)Fig. 14 Cp distribution for α=10° in two models |
迎角为10°时的各个截面的压力系数分布如图 14所示,其中d表示发动机进口直径.从图 中可见,由于进气道的存在,机身头部两种模型压力系数存在比较大的差别.在距离对称面2.73d的地方,两种模型压力系数分布差别不是很明显,进排气的影响量可以忽略不计.为了解进排气的影响范围,绘制出不同展向位置的压力系数分布,展向相关位置如图 15所示.
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| 图 15 机身表面翼展方向压力测试截面Fig. 15 Cross-sections in wing span direction for pressure measurement on aircraft surfaces |
无人机机身附近压力系数分布如图 16和图 17所示,从中可以明显地看到机身上表面受进排气的影响较强,特别是机身头部,而机身下表面受到的影响很小.对称面压力系数分布云图及流动迹线的差异如图 18和图 19所示.
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| 图 16 两种模型机身上表面压力系数分布 (α=10°)Fig. 16 Pressure coefficient contours at α=10° on upper surfaces of fuselage in two models |
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| 图 17 机身下表面压力系数分布(α=10°)Fig. 17 Pressure coefficient contours at α=10° on lower surfaces of aircraft in two models |
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| 图 18 堆锥整流模型对称面压力分布及流线图 (α=10°)Fig. 18 Symmetry plane pressure coefficient contours and streamlines at α=10° in fairing model |
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| 图 19 动力影响模型对称面压力系数分布及流线图 (α=10°)Fig. 19 Symmetry plane pressure coefficient contours and pathlines at α=10° in actual model |
为便于理解进排气效应的影响,将不同转速下的动力模型计算所得的气动参数相对于整流模型的变化量呈列出来,如表 1所示,这有助于气动设计师加深对此类飞行器进排气影响的认识,在气动设计时给予充分的关注.
| 气动参数 | n=85%动力影响模型 | n=100动力影响模型 |
| CLα=0/% | -1.88 | -1.88 |
| CLmax/% | 24.39 | 24.56 |
| CLα/% | 1.35 | 1.60 |
| CDmin/% | 26.48 | 28.20 |
| CmCL=0/% | 52.85 | 58.54 |
| CmCL/% | -1.15 | -4.23 |
| (CL/CD)max/% | -7.30 | -15.11 |
本文开展了飞翼布局无人机整流模型、动力影响模型的数值模拟研究,揭示出进排气系统对飞机气动特性的影响及相关机理.主要结论如下:①进排气系统的存在明显影响着飞翼布局无人机的流场特征及气动特性,进排气会引起无人机最大升力系数增加,延迟翼面失速分离,提高失速迎角.②进排气会使得飞机阻力增加,最大升阻比降低.③作用在S弯进气道上下壁面的压力差会引起飞机抬头力矩的增加,流量越大,力矩系数增加越明显.④进排气影响在飞翼气动布局设计中是一个较为敏感因素,设计时需一体化考虑.
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