0 引言

舰载机作为航母主要的攻击手段，应具有一定的机动能力。由文献[1-2]可知，机动能力要求舰载机应具有较大的机翼后掠角。舰载机应具有优良的起降性能则要求舰载机应具有优异的低速性能，在设计上表现为具有较大的展弦比。但是机动性和起降性在舰载机的气动设计上是一对矛盾。另外，航母狭小的起降和存放空间也决定了舰载机的展弦比不能太大。

为了协调这一矛盾，添加翼尖增升减阻装置是一可选的方案。自从Whitecomb^[3]在1976发明了翼尖装置代替端板以来，翼尖装置已广泛应用在大型客机、运输机以及一些小型公务机上，如KC-135空中加油机、波音747-400、DC-10、A340、MD-11、C-17等^{[2, 4]}，且有较完善的理论研究^[4-7]。翼尖装置具有减少机翼的诱导阻力、提高升阻比和耗散翼尖涡的作用^[4]。

虽然翼尖小翼可以很好地减少诱导阻力、增加升力，但是也存在一些弊端^[8-10]。首先翼尖小翼的存在增加了结构重量；其次，翼尖小翼布置不合理将引起机翼的颤振，对机翼结构造成破坏。对军用飞机来说，还增加了飞机的雷达反射面积，降低了战场生存能力。

作战飞机的隐身性是飞机突防和战场生存的重要保证。飞翼布局无人机一个重要优势是隐身性好。随着隐身技术被越来越多的国家掌握，反隐身技术也得到了长足的发展，如俄罗斯的“铠甲”雷达系统以及一些长波雷达系统就曾成功探测到F-22、F-117等隐身战机。与此同时，新型反隐身雷达还在不断发展中。

由文献[10-13]知，飞机尾流的雷达探测技术有望成为反隐身的重要技术途径之一。理论研究和实测试验结果表明，对于B-2、F-22等隐身飞机，基于尾流的雷达探测效果有望优于基于机身散射回波的雷达探测效果。美国空军已经将基于尾流探测的反隐身技术列入2025年中远期研究计划^[14]。在国内，国防科学技术大学对尾流探测问题做了相关的研究^[13-14]。

另外，翼尖小翼是一个较大的雷达反射面，不利于飞机的隐身。实际应用中的翼尖小翼都比较大，这对飞机的隐身优势破坏很大。

根据上文的叙述，针对舰载飞翼无人机的气动优化有以下要求：

1) 尽可能的减小诱导阻力；

2) 增大升力系数；

3) 减弱尾流下洗涡的强度, 提高对尾流探测雷达的隐身能力；

4) 尽量不破坏飞翼布局的外形隐身性能；

5) 装置重量轻，不破坏机翼的结构强度。

针对以上要求，本文设计和分析新的气动优化增升装置。

1 计算模型

所研究的飞翼无人机以FX63137翼型为基础，采用翼身融合升力体布局方式。无人机的基本外形数据如图 1所示。

为方便对比分析，计算了三种模型，分别为不加装增升装置的原型机(Model1)、加装增升装置的模型(Model2)、加装增升装置的模型(Model3), 翼尖增升装置位于机翼下方。翼下增升装置的位置和尺寸如表 1所示。

从上表数据可知，本文采用的增升装置尺寸较小，对机体的重量影响较弱。采用适当的隐身外形处理方式，对飞翼无人机的隐身性的破坏在可接受的范围内。计算模型的三维模型如图 2所示。

2 计算结果

针对计算模型，本文的计算状态为来流速度v=100m/s, Re=9.08×10⁵，网格数量708.73万。加装增升装置后气动数据如图 3所示。

由图 3可知，增升装置在整个计算迎角范围内具有良好的优化效果，且在迎角较大时，优化效果更好。Model2和Model3相对Model1的升力系数(C_L)、阻力系数(C_D)、升阻比(K)的优化结果如表 2所示。

3 机理分析 3.1 装置气动优化机理分析

飞翼无人机在飞行中，上下翼面存在压力差，气流由高压区流向低压区。使得机翼翼尖附近形成一个畸变的三元流场。该畸变流场是来流、机翼尾流、翼尖涡流的组合。原机型的翼尖气流如图 4所示，它是上翼面气流向内向后流动，下翼面气流向外向后流动所形成的动能很大、旋转速度很高的涡束。这个涡束是机翼产生升力的副产品，它的存在使得气动能量以动能的形式耗散在空气中，不能产生有效的升力，并且增加了诱导阻力。

Model2模型翼下装置处于下翼面展向气流流动最快的区域，它的存在对于展向流动造成了阻碍，其作用相当于增加了机翼的展弦比。该模型翼尖气流如图 5所示。

对比图 4、图 5可知，Model2的翼尖涡束的动能比Model1要小，翼面的展向流动得到了抑制，从而减小了诱导阻力，增加了升力。

Model3模型翼尖气流如图 6所示。图 5、图 6对比可知，Model3的翼尖涡束的动能比Model2并没有明显的减小。但是，该模型的增升装置处于畸变流场中，使翼尖集中涡破碎成许多小涡。这些小涡的距离很近，在黏性作用下相互缠绕，彼此耗散，并使翼尖涡能量分散，使机翼展向升力分布尽可能为椭圆，从而提高气动效率因子的取值，从而更好地减小了诱导阻力。

3.2 大迎角影响分析

模型在大迎角时，气流流过机翼剖面的前沿，将急剧加速使机翼上表面形成负压区，然后压强快速恢复，形成很陡的逆压梯度区，引起翼尖边界层分离，造成翼尖先出现失速现象。Model1模型的半机身压力分布如图 7(a)所示。增升装置的前端位于机翼剖面靠近最大厚度处，机翼翼尖的逆压场与增升装置的顺压场重合，使得机翼翼尖区的压力分布趋于平滑，从而减小了逆压梯度，延迟了翼尖分离的出现。Model3模型的半机身压力分布如图 7(b)所示。

3.3 装置雷达反射信号强度影响分析

从3.1节的分析可知，两种增升装置的布置方式都能起到降低翼尖涡系强度的作用，从而降低了涡系的雷达反射信号。但是，Model2模型的布置方式的翼尖涡系仍然相对集中，能量集中在较小的范围内，这对减弱雷达反射信号不利。Model3布置方式，使得涡系的能量分散，雷达反射信号将分散在相对较大的范围内，从而更好地减弱雷达反射信号。

3.4 飞翼布局无人机与大型常规布局对比

将计算所得数据，对比文献[2, 4-7]可知，本文所诉的增升装置虽然比大型常规布局飞机要小的多，但是却得到了相近的气动优化结果。这种现象是由飞翼布局无人机的展弦比较小所引起的。例如本文计算模型，翼展为2400mm，中心弦长1000mm，转折处机翼弦长500mm, 翼稍弦长400mm，平均展弦比为5.2。而大型常规布局飞机的展弦比一般在7.5~10.0范围内，如果只计算机翼，展弦比将会更大。飞翼布局较小的展弦比带来的气动效果为气流的展向流动比常规布局飞机明显，因此增升装置对展向流动的速度梯度影响较大。

4 结论

1) 对于飞翼布局无人机加装小重量的增升装置，可以起到很好的减阻增升效果；

2) 在大迎角条件下，翼尖增升装置具有更好的气动增升效果；

3) 在稍微牺牲外形隐身能力的代价下，可以减弱翼尖涡流的雷达反射信号，针对未来反隐身的尾迹探测雷达起到一定的隐身效果。