飛翼布局氣動(dòng)方案優(yōu)選和試驗(yàn)驗(yàn)證

鮑君波 王鋼林 武 哲

（北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

飛翼布局氣動(dòng)方案優(yōu)選和試驗(yàn)驗(yàn)證

鮑君波 王鋼林 武 哲

（北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100191）

提出綜合考慮飛翼布局隱身性能和氣動(dòng)性能的平面形狀特征參數(shù)，分析了方案優(yōu)選中的約束關(guān)系.采用參數(shù)化方法構(gòu)建了三維曲面模型，并將物面網(wǎng)格劃分流程進(jìn)行自動(dòng)化封裝，通過(guò)更改設(shè)計(jì)參數(shù)準(zhǔn)確快速地得到新方案的物面網(wǎng)格.應(yīng)用基于Euler方程的數(shù)值方法進(jìn)行布局方案的氣動(dòng)性能計(jì)算分析，在重點(diǎn)方案的分析中加入黏性修正;應(yīng)用高頻近似方法估算方案的隱身性能.以巡航狀態(tài)作為設(shè)計(jì)點(diǎn)，在隱身性能的約束下，應(yīng)用分析-修正的方法完成了氣動(dòng)布局方案優(yōu)選，并對(duì)最終選定的方案進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證，證明該方案有進(jìn)一步研究的價(jià)值.

飛翼;氣動(dòng)布局;隱身技術(shù);優(yōu)選;試驗(yàn)驗(yàn)證

最近幾次局部戰(zhàn)爭(zhēng)中，一種新型空中打擊利器“無(wú)人機(jī)”開(kāi)始嶄露頭角并發(fā)揮了重要作用，各國(guó)都加大力度發(fā)展該類(lèi)型的武器［1－2］.無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)是集偵查、監(jiān)視和攻擊能力于一身的飛行平臺(tái)，不僅能夠完成有人作戰(zhàn)飛機(jī)的常規(guī)作戰(zhàn)任務(wù)，還能完成一些有人飛機(jī)難以勝任的枯燥、惡劣、危險(xiǎn)的作戰(zhàn)任務(wù)［3］.分析表明，無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的綜合效費(fèi)比要優(yōu)于巡航導(dǎo)彈和有人隱身飛機(jī)［4］.在過(guò)去的100年里，許多國(guó)家都對(duì)飛翼布局進(jìn)行了大量的研究［5］，這種布局形式具有優(yōu)異的氣動(dòng)性能和隱身性能，成為近年來(lái)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)研究的熱點(diǎn).

飛翼布局在氣動(dòng)外形上是一個(gè)完整的機(jī)翼，同時(shí)在總體上兼具常規(guī)布局飛機(jī)機(jī)身、機(jī)翼和尾翼的功能.總體上要求有足夠的內(nèi)部空間容納發(fā)動(dòng)機(jī)、有效載荷、機(jī)載設(shè)備、燃油和起落架，同時(shí)隱身性能還要求將進(jìn)氣道埋入機(jī)體內(nèi);飛行控制要求有足夠大的操縱面并且操縱面距全機(jī)重心須有一定距離以保證操縱效率.美國(guó)的戰(zhàn)略轟炸機(jī)B-2是大展弦比飛翼布局成功的典型代表［6］，諾·格公司的X-47B、波音公司的X-45C和歐洲六國(guó)聯(lián)合研制的“神經(jīng)元”無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)是中等展弦比飛翼布局的例子［7－9］.X-45C 采用了前緣單后掠布局形式，X-47B采用了前緣雙后掠布局形式，“神經(jīng)元”對(duì)兩種布局形式的選擇還未最終確定.

本文的研究對(duì)象是低RCS（Radar Cross Section）長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)，需要在滿(mǎn)足總體要求的基礎(chǔ)上對(duì)隱身性能和氣動(dòng)性能綜合考慮.對(duì)于選定的單發(fā)方案，在滿(mǎn)足低RCS的基礎(chǔ)上巡航狀態(tài)配平升阻比須達(dá)到12以上.前緣雙后掠的布局形式能更靈活地控制展弦比，更有效地控制浸潤(rùn)面積和更易于兼顧低速、高速性能.選擇了前緣雙后掠為基本布局形式，對(duì)布局參數(shù)組合進(jìn)行優(yōu)選［10］.

1 參數(shù)化建模與特征參數(shù)選擇

1.1 特征參數(shù)選擇

關(guān)于飛機(jī)氣動(dòng)隱身一體化設(shè)計(jì)的研究較多，并已經(jīng)取得了一定的成果，文獻(xiàn)［11－12］所提出的方法較好地解決了飛機(jī)氣動(dòng)布局階段隱身性能與氣動(dòng)性能的協(xié)調(diào).本文應(yīng)用了類(lèi)似文獻(xiàn)［12］提出的方法，將隱身性能敏感參數(shù)選為外形控制參數(shù)，通過(guò)限制這些參數(shù)的變化范圍實(shí)現(xiàn)隱身性能的約束.通過(guò)數(shù)值分析來(lái)驗(yàn)證方案的隱身性能是否滿(mǎn)足要求.

氣動(dòng)布局的平面幾何特征由前緣內(nèi)側(cè)后掠角、前緣外側(cè)后掠角（后緣外側(cè)后掠角與之相等）、后緣內(nèi)側(cè)前掠角、翼尖掠角、前緣轉(zhuǎn)折位置、后緣轉(zhuǎn)折位置、展長(zhǎng)和機(jī)長(zhǎng)共同約束.這些參數(shù)的幾何定義如圖1所示，其中4個(gè)角度參數(shù)即為上文所述的隱身性能敏感參數(shù).這些參數(shù)幾何上彼此相關(guān)，參數(shù)存在一定的變化范圍，超出這個(gè)范圍將不能得到合理的平面形狀.

前述參數(shù)確定了平面形狀，關(guān)鍵剖面翼型和機(jī)翼幾何扭轉(zhuǎn)角確定布局的縱向幾何特征，它們與平面形狀的特征參數(shù)在幾何上沒(méi)有相關(guān)性，但是對(duì)氣動(dòng)性能的影響是相互耦合的.關(guān)鍵剖面位置的選擇取決于總體性能要求以及構(gòu)建平滑曲面的要求，隨著其他參數(shù)的調(diào)整，必要時(shí)可有微小變動(dòng).

圖1 平面形狀對(duì)比

1.2 CAD參數(shù)化三維建模和物面網(wǎng)格劃分的自動(dòng)化封裝

現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)強(qiáng)調(diào)時(shí)效性，提高飛機(jī)設(shè)計(jì)的效率、分析模型的快速創(chuàng)建至關(guān)重要.應(yīng)用文獻(xiàn)［13］介紹的方法可以自適應(yīng)地生成空間Cartesian氣動(dòng)網(wǎng)格.根據(jù)參數(shù)化設(shè)計(jì)原理，本文提出并應(yīng)用了一種對(duì)氣動(dòng)分析模型物面網(wǎng)格的處理過(guò)程進(jìn)行自動(dòng)化封裝的方法.應(yīng)用基于Euler方程的數(shù)值分析方法的基本流程如圖2所示.

圖2 氣動(dòng)性能數(shù)值分析流程

傳統(tǒng)方法在每一次氣動(dòng)分析前都需要生成適用于數(shù)值分析方法的物面網(wǎng)格.目前可以方便地實(shí)現(xiàn)曲面的參數(shù)化生成，但對(duì)于每種布局的曲面模型都要重新進(jìn)行物面網(wǎng)格的劃分，文獻(xiàn)［14］提出了自動(dòng)化生成物面網(wǎng)格的方法，但仍要與曲面的生成分開(kāi)處理.本文將網(wǎng)格的生成過(guò)程封裝于曲面模型的參數(shù)化構(gòu)建過(guò)程中，如圖2虛線(xiàn)框中所示.這樣只要調(diào)整控制曲面生成的設(shè)計(jì)參數(shù)就可以直接得到用于數(shù)值分析的物面網(wǎng)格，大大提高了布局階段的分析效率，具體方法不在本文中討論.圖3顯示了該方法得到的數(shù)據(jù)點(diǎn)集模型.

圖3 數(shù)據(jù)點(diǎn)集模型

2 氣動(dòng)特性數(shù)值分析

2.1 方案優(yōu)選約束分析

為了得到具有現(xiàn)實(shí)意義的氣動(dòng)布局，前述10個(gè)特征參數(shù)應(yīng)該在一個(gè)合理的可行范圍內(nèi)進(jìn)行變動(dòng).特征參數(shù)的可行范圍由總體和隱身性能要求確定.這些性能要求包括:隱身性能的要求、有效載荷艙容積的要求、發(fā)動(dòng)機(jī)安裝空間的要求、油箱容積的要求、結(jié)構(gòu)空間的要求.隱身性能要求布局的邊緣線(xiàn)滿(mǎn)足一定的平行關(guān)系，以達(dá)到將電磁散射集中于幾個(gè)特定角度的效果;并且這些特定角度必須位于探測(cè)雷達(dá)威脅角域之外，而位于威脅角域內(nèi)的RCS盡量減小，以減小雷達(dá)的探測(cè)距離和發(fā)現(xiàn)概率.總體上要求足夠的空間容納有效載荷和安裝發(fā)動(dòng)機(jī)，這些要求限定了發(fā)動(dòng)機(jī)中心線(xiàn)所在剖面（對(duì)稱(chēng)剖面）處以及武器艙中心線(xiàn)所在剖面處翼型相對(duì)厚度與當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)的組合，小的相對(duì)厚度能夠減小阻力系數(shù)，但卻要求大的弦長(zhǎng)，進(jìn)而增大布局的浸潤(rùn)面積，設(shè)計(jì)中應(yīng)力求找到滿(mǎn)足空間要求的小相對(duì)厚度與較小弦長(zhǎng)的組合.整體油箱技術(shù)使得油箱的布置更加靈活，其容積要求較容易得到滿(mǎn)足，可以將其和結(jié)構(gòu)空間要求結(jié)合起來(lái)考慮;較輕的結(jié)構(gòu)重量要求大的相對(duì)厚度，這與減小阻力系數(shù)的目的相矛盾.除以上總體性能要求外，在設(shè)計(jì)過(guò)程中還對(duì)低速氣動(dòng)性能和操縱面安裝空間及其效能進(jìn)行了評(píng)估.

2.2 方案優(yōu)選結(jié)果分析

首先應(yīng)用參數(shù)化方法構(gòu)建了幾個(gè)初始方案，對(duì)幾個(gè)方案進(jìn)行同步的氣動(dòng)數(shù)值分析，通過(guò)對(duì)比分析得出方案的改進(jìn)方向，進(jìn)而構(gòu)建下一輪方案［15］，采用迭代分析的方法逐漸得出更優(yōu)的布局方案.應(yīng)用這種方法，本文先后對(duì)46種方案進(jìn)行了氣動(dòng)和隱身性能分析，最終確定一種能夠滿(mǎn)足前述總體性能要求的氣動(dòng)布局方案.

3個(gè)典型方案的平面形狀（半翼展）如圖1所示.分析發(fā)現(xiàn):前緣內(nèi)側(cè)后掠角在66°～72°之間變化可以組合出較滿(mǎn)意的布局方案，前緣外側(cè)后掠角在41°～45°較為合理，后緣內(nèi)側(cè)前掠角一般在12°～18°之間變動(dòng);內(nèi)部翼段采用相對(duì)厚度為10%～12%的翼型較為適合，外部翼段采用相對(duì)厚度為5%～6%的翼型相對(duì)合理，過(guò)渡段翼型相對(duì)厚度以滿(mǎn)足曲面平滑要求為宜;為了改善方案的縱向力矩特性，需要對(duì)機(jī)翼進(jìn)行扭轉(zhuǎn)，分析發(fā)現(xiàn)，氣動(dòng)扭轉(zhuǎn)與幾何扭轉(zhuǎn)結(jié)合的方案最為有效，由翼根到翼梢整體扭轉(zhuǎn)比單獨(dú)翼梢扭轉(zhuǎn)效果好.在上述范圍內(nèi)可得到滿(mǎn)足約束的幾個(gè)方案，需根據(jù)具體要求權(quán)衡取舍.圖4顯示了3個(gè)典型方案的升阻比曲線(xiàn)，可以看出，在M=0.8的巡航狀態(tài)下，最大升阻比可以達(dá)到14.5;方案3由于進(jìn)行了幾何扭轉(zhuǎn)，升阻比下降為14.4，縱向力矩特性得到了改善.

圖4 數(shù)值分析升阻比曲線(xiàn)

圖5顯示了3個(gè)典型方案的縱向力矩特性曲線(xiàn)，曲線(xiàn)表明3種布局方案都是靜不穩(wěn)定方案，在進(jìn)一步設(shè)計(jì)中需要重點(diǎn)考慮可控性的設(shè)計(jì).以最大升阻比作為巡航狀態(tài)確定重心位置，方案3可以實(shí)現(xiàn)放寬靜穩(wěn)定度8%以?xún)?nèi)的配平，隨著扭轉(zhuǎn)角度的增加，氣動(dòng)性能將下降更多.

圖5 數(shù)值分析縱向力矩曲線(xiàn)

3 隱身性能數(shù)值分析

飛機(jī)的特征尺寸與威脅雷達(dá)波長(zhǎng)之間的關(guān)系表明，應(yīng)用高頻近似算法估算方案的RCS具有較高參考價(jià)值，能夠滿(mǎn)足方案設(shè)計(jì)階段的精度要求［16］.本文應(yīng)用該方法估算了每種參數(shù)組合從S～Ku波段的隱身性能，以確保所選參數(shù)組合滿(mǎn)足隱身性能的要求.這里以對(duì)方案3的隱身性能分析為例說(shuō)明布局的隱身效果.圖6顯示了X波段水平極化下RCS分析的結(jié)果曲線(xiàn)，圖7顯示了X波段垂直極化下RCS分析曲線(xiàn).從圖中可以看出該布局的強(qiáng)散射峰避開(kāi)了重點(diǎn)威脅角域，并且強(qiáng)散射帶角域?qū)挾容^小有利于提高突防概率.

表1顯示了隱身性能均值分析結(jié)果，方案3的全向RCS算術(shù)均值小于等于2 dBsm，幾何均值低于－19 dBsm，頭向±30°范圍算術(shù)均值低于－25 dBsm，幾何均值低于－29 dBsm.表1中的方案3在方案0基礎(chǔ)上采取了RCS減縮措施，該措施取得了一定的RCS減縮效果，也會(huì)對(duì)氣動(dòng)性能帶來(lái)微小影響，限于篇幅關(guān)系不在本文中討論.據(jù)以上分析可知，方案3有著優(yōu)良的隱身性能，能夠滿(mǎn)足未來(lái)無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)的低RCS要求.

圖6 X波段HH極化RCS散射圖

圖7 X波段VV極化RCS散射圖

表1 RCS均值分析結(jié)果 dBsm

4 風(fēng)洞測(cè)試驗(yàn)證氣動(dòng)性能

數(shù)值計(jì)算分析結(jié)果顯示，方案3氣動(dòng)性能突出，隱身性能優(yōu)良，同時(shí)滿(mǎn)足總體參數(shù)的要求.在方案3的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了帶有操縱面的吹風(fēng)模型［17］，測(cè)試了方案的基本氣動(dòng)性能和縱橫向穩(wěn)定性以及阻力方向舵的操縱效率.圖8顯示了升阻比隨迎角變化曲線(xiàn)的數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞測(cè)試結(jié)果對(duì)比.圖中可以看出，計(jì)算結(jié)果的最大升阻比出現(xiàn)在3°迎角附近，而測(cè)試結(jié)果的最大升阻比出現(xiàn)在5°迎角附近，測(cè)試結(jié)果大于數(shù)值計(jì)算結(jié)果.最大升阻比出現(xiàn)位置差別較大是由于風(fēng)洞測(cè)試迎角步長(zhǎng)太大，不能正確反映0°～5°之間的變化過(guò)程.數(shù)值分析結(jié)果偏小，主要是由阻力計(jì)算結(jié)果較測(cè)試結(jié)果偏大引起.

圖9顯示了升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD以及縱向力矩系數(shù)Cm隨迎角變化曲線(xiàn)的計(jì)算與測(cè)試結(jié)果對(duì)比.為了便于曲線(xiàn)的分辨，對(duì)測(cè)試曲線(xiàn)進(jìn)行了截?cái)嗵幚?對(duì)于巡航性能的分析，圖中可以看出在參考價(jià)值較大的 0°～5°范圍內(nèi)，CL，CD，Cm的計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞測(cè)試結(jié)果吻合很好.從以上的對(duì)比分析可以證明本文所得到的數(shù)值計(jì)算分析結(jié)果偏保守，對(duì)于布局階段的氣動(dòng)性能分析是足夠可信的.

圖8 升阻比計(jì)算測(cè)試對(duì)比

圖9 升力系數(shù)等計(jì)算測(cè)試對(duì)比

5 結(jié)論

本文提出了適于綜合考慮隱身性能與總體性能的平面形狀特征參數(shù).分析了方案優(yōu)選中需要考慮的約束關(guān)系.通過(guò)參數(shù)化三維建模得到氣動(dòng)布局模型，并自動(dòng)化地生成氣動(dòng)數(shù)值分析所需的網(wǎng)格模型，應(yīng)用基于Euler方程的氣動(dòng)性能數(shù)值分析方法對(duì)46種不同的氣動(dòng)布局參數(shù)進(jìn)行了分析對(duì)比.同時(shí)對(duì)方案進(jìn)行了隱身性能分析，在滿(mǎn)足隱身和總體性能要求的約束下最終得到了氣動(dòng)性能優(yōu)良的方案3，給出了布局特征參數(shù)的合理變化范圍.通過(guò)風(fēng)洞吹風(fēng)試驗(yàn)，驗(yàn)證了方案3的優(yōu)良性能，同時(shí)也驗(yàn)證了數(shù)值分析方法的可信性.分析和試驗(yàn)表明，方案3是一個(gè)很好的飛翼布局無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)方案，有進(jìn)一步進(jìn)行研究的價(jià)值，在今后的工作中將進(jìn)一步研究飛機(jī)的縱橫向穩(wěn)定性和操縱特性，以設(shè)計(jì)出合理的操縱面和控制律.

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Optimization and experimental verification for aerodynamic scheme of flying-wing

Bao Junbo Wang Ganglin Wu Zhe
（School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China）

The characteristic arguments to describe the plane shape considering the stealthy and aerodynamic performance of the flying-wing was proposed，the constraint relation in the scheme optimization was analyzed.The 3-dimensional curved surface model was built by using parameterization method，and the process to divide the surface grids was packaged automatically.The new surface grids can be generated accurately and rapidly by changing the design arguments，thus the iteration efficiency in the scheme optimization process was improved.The aerodynamic performance was calculated by using the numerical method based on the Euler equation，the viscous correction was added in the analysis of the major scheme.The stealthy performance was estimated by using the high-frequency approximate method.The cruise status was taken as the design point to optimize the aerodynamic scheme considering the constraints of stealthy performance based on analysis-modification method，and the selected scheme was tested by the wind tunnel.The results prove the research deserving the selected scheme.

flying-wing;aerodynamic configuration;stealth technology;optimization;verification

V 221

A

1001-5965（2012）02-0180-05

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鮑君波（1978－），男，黑龍江齊齊哈爾人，博士生，baojunbo117@163.com.

（編 輯:李 晶）