經緯網絡充氣機翼構形特征與氣動性能分析*

張俊韜，侯中喜，郭 正

經緯網絡充氣機翼構形特征與氣動性能分析*

張俊韜，侯中喜，郭 正

(國防科技大學 航天科學與工程學院， 湖南 長沙 410073)

將充氣機翼應用于臨近空間太陽能飛行器是具有創新性的設計概念。針對充氣機翼構形特征和氣動分析的相關問題，對構形特征進行分析和設計，并建立經緯網絡充氣機翼的模型；進一步運用數值方法，通過與標準翼型對比，分析二維充氣機翼、三維經緯網絡充氣機翼的氣動性能。數值分析結果表明，在設計的雷諾數條件下，充氣機翼的氣動性能相比于標準翼型有所降低。在此基礎上，結合對流場結構和流動機理的研究，分析出導致充氣機翼總阻力系數明顯增加的主要原因是：充氣機翼表面許多凹陷的局部區域所形成的渦結構，導致局部的摩阻有小幅的減小，但壓差阻力大幅增加，最終使得總的氣動性能有所降低。

充氣機翼；構形特征；氣動性能；流動機理

(CollegeofAerospaceScienceandEngineering,NationalUniversityofDefenseTechnology,Changsha410073,China)

臨近空間太陽能飛行器是一種以太陽能為主要能源，在臨近空間實現持久駐留的無人飛行器。由于臨近空間的低密度環境，要實現較低的飛行速度同時提供足夠的升力，就需要較大的升力面，因此結構要做到大而輕，其翼展往往達到幾十米甚至百米的量級，美國的“太陽神”就是一個典型的代表[1]。“太陽神”原型機HP01在2001年7月14日首次飛行試驗，達到了22.8km的高度，此后又不斷刷新飛行高度記錄。然而，其另一架原型機HP-03由于上升過程中遭遇低空湍流而空中解體。因此大尺度太陽能飛行器結構安全性的隱患問題也暴露出來，如何做出“足夠輕質”“足夠安全”“氣動性能足夠好”的大尺度結構是臨近空間太陽能飛行器發展的核心難題。

1 研究背景

運用充氣機翼是一種創新的設計概念[2]，它采用輕質柔性復合材料制作而成，很容易實現結構的大尺度化，輕量化水平較剛性結構也有本質提升，大大降低了對充氣結構自身剛性的需求，對飛行器能源系統性能要求也可以大大降低，并可極大降低結構在翼載荷中的比例，提高飛行器應用載荷和能源攜帶能力，同時提高結構安全性。飛行器平飛的需用功率的表達式為：

(1)

式(1)中，W表示飛行器重量，ρ大氣表示密度，S表示機翼面積，CD表示阻力系數，CL表示升力系數。

可以看到，結構減重的效果是節省能源，氣動性能的損失則會增加能源消耗。但具體分析發現，結構重量與氣動性能對功率的影響比重是不同的，重量的效益更加明顯。因此在大幅降低重量同時氣動性能即便有所損失，總體的能源需求仍是可以降低的，充氣機翼的價值就在于此。因此從概念設計的角度來說，充氣機翼確實是一個非常有前景和意義的研究方向。其中，充氣機翼由于外形的改變而導致氣動性能較之標準翼型發生變化是氣動問題的核心，也是張俊韜等的著眼點。

國內外已有關于充氣機翼的總體設計、結構力學分析、智能材料變形、風洞、飛行試驗等多方面的研究[3-14]，而針對氣動特性的分析方面，文獻[11]介紹了充氣機翼的試驗和計算，選擇兩種不同的翼型(Eppler398和NACA4318 )作為參考基準，通過分析發現充氣機翼與標準翼型之間在流場特征上存在一些相似趨勢，但又有所區別，進而預測了在較低雷諾數條件下，充氣機翼的氣動性能可以優于標準翼型。Simpson等[15]進行了風洞試驗，利用流動可視化，觀察到了當雷諾數小于5×104時，由于充氣機翼表面凹凸不平，使得分離的發生較之于標準翼型有所延后。

國內對于充氣機翼的研究起步較晚，但也開展了許多研究工作，取得了一些相關的研究進展。如王長國等[16]針對點陣式充氣機翼，采用了逆向迭代的方法進行了保形設計。呂強等[17]研究了充氣機翼的設計和工藝方法，同時進行了力學性能測試和飛行試驗。王偉等[18]對充氣機翼的承載能力進行了分析，同時進行了氣動仿真計算。

在構形分析方面，相對于較為成熟的二維設計方法，三維充氣機翼的構形特征及其氣動特性目前還沒有被廣泛研究。

2 構形特征分析

當前，多氣梁整體式充氣機翼構形是已有研究中大多采用的結構形式，其特點是在蒙皮內部沿弦長方向布置一系列拉條，如圖1所示，這是傳統二維充氣機翼的設計方法。由于在各個拉條上均留有通氣通道，使得各個氣囊相互連通，整體上形成一個充氣囊體，所以整個機翼內部壓力均勻一致，對于防止風壓變形有著相對較好的作用。

圖1 傳統二維充氣機翼截面示意圖Fig.1 Traditional 2d section of an inflatable wing

進一步考慮到實際三維機翼時，其直觀的思路是將二維截面沿著翼展方向拉伸，如此一來這些約束就會形成一系列矩形帶條。這種方法雖然比較通用，但要達到較好的逼近效果，其二維截面約束需要設計得很密。這樣在三維成型時，僅僅約束帶條就增加了很多材料重量，使得充氣結構的總體重量和復雜度大幅增加，導致充氣機翼的重量優勢不再明顯，同時其結構剛度和氣動性能方面與剛性機翼相比可能還有所損失。

基于此，解決上述問題可以采用經緯網絡的構形方法，如圖2所示，采用經向(翼展方向)和緯向(弦長方向)的點陣，每隔一定的距離布置一個拉條，這樣形成三維的充氣機翼，其結構重量將大大下降，其外形也逼近所要設計的標準翼型，但仍需要進一步具體分析。

圖2 經緯網絡結構示意圖Fig.2 Sketch of network structure

分析其構形特征，為方便考慮，避免涉及復雜三維曲面形狀等內容，可以把問題簡化為先只考慮邊界線，待確定了邊界線后，不需要知道曲面的具體精確構形，只要以較好的方式進行擬合逼近，即可以得到滿足氣動性能分析的構形特征。

2.1 分析兩個拉條約束之間蒙皮弧段的形狀

從一般受力的角度分析，首先進行以下假設：

1)忽略蒙皮的自重；

2)忽略材料本身的變形；

3)不考慮節點處的褶皺。

在以上假設條件下，當內部因充入氣體而具有均勻的壓力分布時，兩個拉條約束之間的蒙皮段將向外鼓出。到目前為止，蒙皮弧段的形狀還沒有確定，考慮到最小勢能原理，即在所有可能的位移場中，其最終的位移使得總勢能最小。因此，可以認為圓弧是最為合理的形狀，那么在這種推論下，圖3所示的情況是最可能形成的穩定狀態。

根據上述假設和分析，對這種蒙皮形成圓弧段的推論是否滿足幾何位置關系以及受力平衡條件進行證明。

如圖3所示，兩個拉條之間的長度為L，內部壓力為Δp，取一半蒙皮段AB進行受力平衡分析。

圖3 兩個拉條間蒙皮弧段的形狀Fig.3 Shapes of the skin arc between two webs

在豎直方向：

(2)

在水平方向：

T1cosθ+Δph=T2

(3)

分別取A，B點的法線相交于點O，AO長為R，BO長為R′則有：

(4)

(5)

將式(4)、式(5)分別代入式(2)、式(3)，則有：

(6)

(7)

用式(6)除以式(7)，則有：

(8)

對于式(8)，若蒙皮段的形狀為圓弧，則：在幾何關系上，根據圓的半徑相等，有R′=R；在力學關系上，根據圓弧段的內部張力處處均勻，有T2=T1。

將R′=R和T2=T1代入式(8)，通過化簡，可以推得左右兩邊恒等。至此，就證明了蒙皮形成的圓弧是可以同時滿足幾何關系和受力平衡的最合理的形狀。

另外，對于兩個拉條的長度不等的情況，其分析方法實際上與圖3所示的情況類似，只不過相當于偏轉了一個角度，因此仍然可以得到以蒙皮弧段為圓弧是合理的這一結論。

2.2 確定構形特征

分別對經向和緯向進行分析。

2.2.1 緯向截面的特征

不失一般性，考慮最簡化的情況，即一個充氣機翼在緯向截面只有兩條約束，即由三段圓弧組成，如圖4所示。

圖4 三個相交圓的受力分析Fig.4 Force analysis of three crossing circles

在平衡狀態下A點和B點滿足受力平衡。節點A處受到圓O1和圓O2兩段圓弧在此點處切線方向的表面內力T1，T2(其方向與水平之間的夾角分別為α1，α2)，節點B處同理，以及公共弦的拉應力為F1和F2。

在垂直方向上，應有：

F1=T1sinα1+T2sinα2

(9)

F2=T1sinα3+T2sinα4

(10)

作為未知量的公共弦拉應力F1和F2取決于T1，T2，T3，但在平衡狀態下可以不必關心，因為總存在合適的F1和F2使得式(9)、式(10)成立。

在水平方向上，應有：

T1cosα1=T2cosα2

(11)

T1cosα3=T3cosα4

(12)

根據圓弧段的表面內力表達式，T1，T2以及T3可以表示為：

T1=Δpr1

(13)

T2=Δpr2

(14)

T3=Δpr3

(15)

同時，根據幾何關系，有：

(16)

(17)

(18)

(19)

將式(13)、(14)、(16)、(17)代入式(11)，將式(13)、(15)、(18)、(19)代入式(12)，化簡后可以推得，式(9)和式(10)均為恒等式，則節點A和B處的受力平衡在三個圓相交的條件下是可以實現的。這就證明了上述三個圓相交所構成的基本構形是合理的，同理可以推論至任意布置多個圓的情況，因此說明以此構形為基礎的充氣機翼緯向截面構形是可行的。

2.2.2 經向截面的特征

同理可知，對稱翼型沿經向的截面形狀是不變的，因此在經向的某個截面的形狀應該是由如圖5所示的半徑均相等的圓弧段構成的。

圖5 經向截面形狀Fig.5 Shapes of section of longitude

.2.3 經緯網絡模型

至此，緯向和經向的邊界線都已確定，它們是一組由圓弧段構成的邊框。然而，對于實際工程應用而言，任何材料都會存在變形，所以需要再次強調的是，利用圓弧段描述充氣機翼構形特征的方法只是一種合理的近似，實際機翼充氣成型后每個弧段可能不完全是圓弧，但是必然是比較逼近的。那么由這些邊界所圍成的三維蒙皮表面的形狀即為網格化的近似球面，則三維經緯網絡的充氣機翼模型的局部示意圖如圖6所示。以上構形特征分析是充氣機翼氣動分析的基礎。

圖6 局部經緯網絡模型示意圖Fig.6 Sketch of local network model

3 氣動特性分析

3.1 計算模型和條件

基于前述構形特征分析，氣動特性分析選擇以NACA0012為標準翼型而建立的充氣機翼的氣動外形為研究對象。具體來說，緯向構造由30個圓相交所構成的截面，經向分別進行二維拉伸和三維經緯網絡構造，形成的計算模型如圖7(a)和圖7(b)所示。計算條件的相關參數見表1。

(a) 二維拉伸構形(a) Model of 2d stretching inflatable

(b) 三維經緯網絡構形(b) Model of 3d network inflatable圖7 數值仿真的模型Fig.7 Model for numerical simulation

參數值高度20km溫度216．65K壓力5529．31Pa密度0．0889099kg/m3動力粘度1．42161×10-5N·s/m2速度20m/s機翼弦長2．4m對應雷諾數300000

3.2 CFD方法

3.2.1 控制方程

低速翼型所適用的穩態不可壓縮流動的控制方程為：

1)連續方程：

divV=0

(20)

V是流體速度矢量，div代表散度運算符。

2)動量方程：

(V)2V

(21)

3.2.2 網格劃分

采用C型網格拓撲來劃分計算域，如圖8(a)所示。

(a) C型網格拓撲(a) Topology of C type grids

(b) 近壁面網格細節(b) Detail of grids near wall圖8 網格示意圖Fig.8 Sketch of grids

計算域的長度和寬度為弦長的30倍，近壁面的第一層網格高度為弦長的10-4，核算得到對應的y+最大為2，如圖8(b)所示，滿足計算近壁面邊界層的要求。

采用商業代碼FLUENT6.3.26作為求解器，利用其三維、有限體積法，求解穩態不可壓Navier-Stokes方程。如圖8(a)所示：入口邊界條件設置為速度入口“Velocityinlet”，具體要給定速度的大小和方向，來流的基本參數仍見表1；出口邊界條件設置為壓力出口“Pressureoutlet”，具體要給定出口的表壓值。壁面邊界條件設置為無滑移絕熱壁；兩側設置為對稱邊界條件“symmetry”，這樣計算出的三維模型為無限展長。根據文獻[19]，選擇SSTk-ω湍流模型，其適合翼型的數值模擬，結果精度較好。

3.3 結果分析

3.3.1 升阻系數

如圖9所示，對于升力而言，在迎角較小的情況下，二維拉伸和三維經緯網絡兩種充氣機翼構形的升力系數與NACA0012均十分接近，當迎角增大時，充氣機翼的升力系數逐漸小于NACA0012的，說明在大迎角條件下充氣機翼構形的升力系數有所損失，但同時可以看到充氣機翼的失速更晚發生，總體來講升力系數損失不大，這個結論與文獻[15]中的情況是類似的。

圖9 升力系數曲線對比Fig.9 Comparison of lift coefficient curves

圖10 極曲線對比Fig.10 Comparison of polar curves

對于阻力而言，如圖10所示，可以看到充氣機翼的阻力系數相比NACA0012均有了顯著的增大，由此可以推斷在此雷諾數條件下，充氣機翼相比NACA0012而言升阻比是降低的，即整體的氣動性能將有所損失。同時進一步可以看到，二維拉伸構形與NACA0012相比阻力系數已顯著增大，三維經緯網絡構形的阻力系數與二維拉伸構形相比又有所增加。

如表2所示，從具體數據分析其原因：由于二維拉伸構形相比光滑的NACA0012存在許多凹陷區域，導致的局部壓差阻力增加了很多，因此總阻力的分布中，壓差阻力比摩阻高了一個量級，而在三維經緯網絡構形中，可以看到壓差阻力與摩阻所占的比重與二維拉伸構形類似，但同時壓差阻力和摩阻都進一步有所增加，且壓差阻力增加得更多。以上分析說明三維經緯網絡構形網格化結構進一步增加了形狀阻力，因而氣動性能較之二維拉伸構形進一步有所損失。

表2 2°迎角下阻力系數的對比

3.3.2 流場特征和機理分析

氣動系數的對比說明了充氣機翼外形致使氣動性能下降的主要原因是局部凹陷區域的摩阻和壓差阻力的變化，其中壓差阻力有較為明顯的增加。本節從流場結構特征和流動機理的角度進一步分析產生這種現象的原因。

1)緯向截面特征。

針對某一處局部的凹陷區域的若干緯向截面進行流場特征分析，對于二維拉伸構形，如圖11所示，由于其拉伸構形的各個緯向截面完全一致，因此本質上仍然具有二維的流動特征。從圖11中可以明顯看出，在此處凹陷區域形成了回流區，且各截面的流動狀態保持一致。

圖11 二維拉伸構形的局部流線Fig.11 Local streamlines of 2d stretching inflatable

進一步，如圖12所示，在此處凹陷部分壁面附近的一定區域內，流體的速度很小并形成回流，意味著該區域內流體的動能很大一部分都轉化為內能，流動的能量損失就是阻力增加的根本原因。此外，通過該速度矢量圖還可看到壁面附近附面層的發展過程。

圖12 壁面附近速度矢量圖Fig.12 Velocity vectors near the wall

對于三維經緯網絡構形，如圖13所示，其與二維拉伸構形的構形區別主要在于每個緯向截面的形狀是不同的，因此在垂直于緯向截面的方向上看去，不同的截面邊界的高度是不同的。這樣導致在該區域不同截面所產生的旋渦結構特征也發生了變化，這必然會導致氣動力的變化，因而各個截面累加起來的效果就與二維拉伸構形的結果產生了差別。

圖13 三維經緯網絡構形的局部緯向流線Fig.13 Local streamlines of latitude of 3d network inflatable

2)經向截面特征。

與緯向截面同理，在三維經緯網絡構形的某處局部凹陷區域垂直于體軸方向取若干經向截面，如圖14所示，進一步觀察壁面附近流線的形狀以及發展狀態。

圖14 三維經緯網絡構形的局部經向截面Fig.14 Section of longitude of 3d network inflatable

如圖15(a)所示，由于經向平面1位于凹陷區域上游的圓弧最高位置附近，尚未出現明顯的緯向流動，只是在壁面附近靠近凹陷位置的最低處向圓弧最高點過渡的方向上產生了流線的彎曲；如圖15(b)所示，經向平面2的位置已經逐漸靠近緯向凹陷區域的最低點，因此可以看到此處已經產生了緯向的流動，在靠近凹陷位置的最低處流線向兩側出發，并流向圓弧最高點；如圖15(c)所示，經向平面3位于緯向凹陷區域的最低點附近，可以看到此處的緯向流動已經充分發展，并產生了緯向旋渦回流，說明在凹陷位置的最低處緯向流動也已經造成了比較明顯的流動損失，同時此處的經向渦結構也說明了圖13所示的不同緯向截面的渦是如何過渡的。

對于二維拉伸構形，容易知道其經向截面的流線分布必定是垂直于壁面的，因而不會產生緯向流動。以上分析表明，三維經緯網絡構形由于其構形特征所導致的緯向流動損失是其氣動性能進一步降低的本質原因。

(a) 經向平面1的流線圖(a) Streamlines of longitude on plane 1

(b) 經向平面2的流線圖(b) Streamlines of longitude on plane 2

(c) 經向平面3的流線圖(c) Streamlines of longitude on plane 3圖15 三維經緯網絡構形的局部經向流線圖Fig.15 Local streamline charts of 3d network inflatable

3)表面極限流線。

研究表面極限流線的分布狀態對于判定流動的分離和再附有重要的意義，如圖16所示，仍然取局部凹陷區域進行表面分析。

圖16 三維經緯網絡構形的局部極限流線Fig.16 Local limiting streamlines of 3d network inflatable

根據三維流動分離理論[20]，在物面上，分離線附近的極限流線分別向分離線收攏，并以分離線為漸近線；而再附線附近的極限流線是分別向外發散的，并以再附線為漸近線。

根據物面上奇點分布規律，如果分離線以奇點為起始點，那么該奇點必為鞍點，如果再附線從奇點出發那么該奇點必為節點，如果再附線進入奇點那么該奇點必為鞍點。從圖16中可以看出，左右兩條分離線均從中間鞍點起始；同時也可以明顯地看到，從左右兩側節點出發，分別出現兩條再附線，兩條再附線終止于靠近凹陷處最低點附近的鞍點。

二維拉伸構形的極限流線拓撲結構如圖17所示，同樣根據分離和再附的判據，可以看出凹陷區域靠前的位置存在一條極限流線靠近收攏的漸進線，此線為分離線，而靠后的位置存在一條極限流線離開發散的漸近線，此線為再附線。

圖17 二維拉伸構形的局部極限流線Fig.17 Local limiting streamlines of 2d stretching inflatable

至此，對比二維拉伸構形和三維經緯網絡構形的表面極限流線分布可以看出，二維拉伸構形由于截面形狀不變且無限展長，因此仍然保持二維的流動特征，即不存在緯向流動，只存在沿弦長方向的流動；而三維經緯網絡構形形成的凹坑結構則出現了緯向的流動，在凹陷的局部區域形成了特定的流場結構，這也從流動機理上解釋了氣動性能產生差異的原因。

4 結論

1) 通過一般受力，分析了經緯網絡充氣機翼構形的特征，為氣動特性的研究提供了計算模型和分析基礎；

2)在設計雷諾數條件下，充氣機翼的氣動性能相比于標準翼型有所降低，氣動性能的損失主要體現在升力系數略有降低、阻力系數明顯增加；

3) 通過對流場結構的分析，從機理上解釋了氣動性能降低的原因在于眾多的局部凹陷區域使得局部流動分離產生旋渦，且三維經緯網絡構形相比于二維拉伸構形產生了緯向流動，因此進一步加劇了能量的耗損。

References)

[1]NollTE,BrownJM,Perez-DavisME,etal.InvestigationoftheHeliosprototypeaircraftmishap[R].Hampton:NASAreport.

[2]CadoganD,ScarboroughS,GleesonD,etal.Recentdevelopmentandtestofinflatablewing[C]//Proceedingsof47thAIAA/ASME/ASCE/AHS/ASCStructures,StructuralDynamics,andMaterialsCon,Newport,RhodeIsland,AIAA-2006-2139, 2006.

[3]SimpsonA,JacobJ,SmithS,etal.BIGBLUEII:marsaircraftprototypewithinflatable-rigidizablewings[C]//Proceedingsof43rdAIAAAerospaceSciencesMeetingandExhibit,Reno,Nevada,AIAA-2005-813, 2005.

[4]ReasorDA,LeBeauRP,SmithSW,etal.Flighttestingandsimulationofamarsaircraftdesignusinginflatablewings[C]//Proceedingsof45thAIAAAerospaceSciencesMeetingandExhibit,Reno,Nevada,AIAA-2007-0243, 2007.

[5]ReasorDAJr,LeBeauRPJr.NumericalstudyofbumpyairfoilcontrolforlowReynoldsnumbers[C]//Proceedingsof37thAIAAFluidDynamicsConferenceandExhibit,Miami,FL,AIAA-2007-4100, 2007.

[6]SmithSW,LeBeauRP,SeiglerTM,etal.Testingofcompactinflatablewingsforsmallautonomousaircraft[C]//Proceedingsof49thAIAA/ASME/ASCE/AHS/ASCStructures,StructuralDynamics,andMaterialsConference,Schaumburg,IL,AIAA-2008-2216, 2008.

[7]LeBeauRPJr,GilliamTD,SchloemerA,etal.Numericalcomparisonofflowoverbumpyinflatableairfoils[C]//Proceedingsof47thAIAAAerospaceSciencesMeetingIncludingTheNewHorizonsForumandAerospaceExposition,Orlando,Florida,AIAA-2009-1306, 2009.

[8]ThamannM.AerodynamicsandcontrolofadeployablewingUAVforautonomousflight[D].USA:UniversityofKentucky, 2012.

[9]HauserT,JohansenTA,LeBeauRPJr.ComputationaloptimizationofalowReynoldsnumberinflatableairfoil[C]//Proceedingsof20thAIAAComputationalFluidDynamicsConference,Honolulu,Hawaii,AIAA-2011-3534, 2011.

[10]TakahashiD,LeBeauRPJr.ComputationalinvestigationofReynoldsnumbereffectsonflowoverinflatableairfoils[C]//Proceedingsof49thAIAAAerospaceSciencesMeetingincludingtheNewHorizonsForumandAerospaceExposition,Orlando,Florida,AIAA-2011-337, 2011.

[11]GhobadiKJ,LeBeauRPJr,HauserT.Computationaltestingofinflatableairfoilsforimproveddesign[C]//Proceedingsof50thAIAAAerospaceSciencesMeetingincludingtheNewHorizonsForumandAerospaceExposition,Nashville,Tennessee,AIAA-2012-1213, 2012.

[12]GhobadiKJ,PiferE,LeBeauRPJr,etal.Acomputationalandexperimentalinvestigationofflowoveraninflatablewing[C]//Proceedingsof30thAIAAAppliedAerodynamicsConference,NewOrleans,Louisiana,AIAA-2012-2899, 2012.

[13]ZhangF,GhobadiKJ,SpencerG,etal.Examinationofthree-dimensionalflowoverachamberedinflatablewing[C]//Proceedingsof52ndAIAAAerospaceSciencesMeetingincludingtheNewHorizonsForumandAerospaceExposition,NationalHarbor,MD,AIAA-2014-0556, 2014.

[14]AllredRE,HoytAE,HarrahLA,etal.Lightcuringrigidizableinflatablewing[C] //Proceedingsof45thAIAA/ASME/ASCE/AHS/ASCStructures,StructuralDynamicsandMaterialsConference,PalmSprings,California,AIAA-2004-1809, 2004.

[15]SimpsonA,SanthanakrishnanA,JacobJ,etal.Flyingonair:UAVflighttestingwithinflatablewingtechnology[C] //Proceedingsof3rd“UnmannedUnlimited”TechnicalConference,WorkshopandExhibit,Chicago,Illinois,AIAA-2004-6570, 2004.

[16] 王長國, 劉遠鵬 崔宇佳, 等. 逆向迭代的點陣式充氣機翼三維保形分析[J]. 哈爾濱工業大學學報，2013, 45(9): 31-34.

WANGChangguo,LIUYuanpeng,CUIYujia,etal.Inverseiterativethree-dimensionalinitialshapeanalysisofinflatablewing[J].JournalofHarbinInstituteofTechnology, 2013, 45(9): 31-34. (inChinese)

[17] 呂強, 葉正寅, 李棟. 充氣結構機翼的設計和試驗研究[J]. 飛行力學，2007, 25(4): 77-81.

LYUQiang,YEZhengyin,LIDong.Researchondesignandtestofinflatablewing[J].FlightDynamics, 2007, 25(4): 77-81. (inChinese)

[18] 王偉, 王華, 賈清萍. 充氣機翼承載能力和氣動特性分析[J]. 航空動力學報, 2010, 25(10): 2296-2301.

WANGWei,WANGHua,JIAQingping.Analysisonbearingcapacityandaerodynamicperformanceofaninflatablewing[J].JournalofAerospacePower, 2010, 25(10): 2296-2301. (inChinese)

[19]EleniDC,AthanasiosTI,DionissiosMP.Evaluationoftheturbulencemodelsforthesimulationoftheflowoveranationaladvisorycommitteeforaeronautics(NACA) 0012airfoil[J].JournalofMechanicalEngineeringResearch, 2012, 4(3):100-111.

[20] 張涵信. 分離流與漩渦運動的結構分析[M]. 北京：國防工業出版社, 2005.

ZHANGHanxi.Structuralanalysisofseparatedflowsandvortexmotion[M].Beijing:NationalDefenseIndustryPress, 2005. (inChinese)

Analysis of configuration characteristics and aerodynamic performance on longitude-latitude network inflatable wings

ZHANG Juntao, HOU Zhongxi, GUO Zheng

Theinflatablewingisagoodinnovationalconceptionforthenearspacesolar-poweredaircraft.Theproblemsofconfigurationcharacteristicsandaerodynamicanalysisofinflatablewingsweretakenastheaimofthecurrentstudy.First,configurationcharacteristicswereanalyzedanddesigned.Thenthemodelof3dnetworkinflatablewingwasdeveloped.Withcomputationalfluiddynamicsmethod,aerodynamicperformancesof2dinflatablewingprofileand3dnetworkinflatablewingwerestudied.Numericalsimulationresultshowsthattheaerodynamicperformancesof2dinflatablewingprofileand3dnetworkinflatablewinghavereducedslightlyatthedesignReynoldsnumber.Meanwhile,withthestructureofflowfieldandmechanismanalysis,thereasonforthetotaldragcoefficientsofinflatablewingsincreasingsignificantlyliesinthat,inthosebumpyareasoftheinflatablewing,vortexeswhichcausethefrictiondraghasareductioninsomeextent,butthepressuredraghasasignificantincrease,sothetotalaerodynamicperformancedecreases.

inflatablewings;configurationcharacteristic;aerodynamicperformance;flowmechanism

2015-03-31

航空科學基金資助項目(20145788006)

張俊韜(1986—)，男，天津人，博士研究生，E-mail：zzt136@163.com；侯中喜(通信作者)，男，教授，博士，博士生導師，E-mail：hzx@sina.com

10.11887/j.cn.201504007

http://journal.nudt.edu.cn

V

A