飛翼布局無人機實驗平臺設計與實現

屈曉波,呂永璽, 王長青

(西北工業大學 自動化學院 實驗教學中心, 陜西 西安 710072)

飛翼布局飛機通常取消水平尾翼及垂直尾翼,采用翼身融合設計,與常規布局飛機相比具有低阻力、高氣動效率、低翼載荷、大容積率、結構效率高、低雷達反射截面積等優勢[1-2],是未來先進飛行器的發展方向之一。隨著計算機和飛行控制技術的發展,無尾飛翼布局飛機的安全性和可靠性得到大幅提高,能滿足執行空中偵察、情報監測、充當誘餌、電子信息戰、無人自主空戰等任務的需求。

本文結合多種飛行實驗科目的需求,針對飛翼布局無人機實驗平臺的設計進行了初步探索,利用CFD方法對設計的2種飛翼布局方案進行了數值計算,獲得了該飛機的關鍵氣動數據,借助于計算機輔助設計(CAD)軟件創建了方案B的三維電子樣機,采用制作工藝實現了該實驗平臺的零件加工和裝配,并基于該飛行實驗平臺開展了一系列飛行實驗科目的試飛驗證。實驗結果驗證了本文設計方法和方案的可行性,具有較好的工程應用前景。

1 總體設計思路

1.1 主要技術指標

擬開發的飛翼無人機實驗平臺主要用于搭載小型飛行控制系統、高精度飛行參數記錄系統以及圖像傳感器等設備開展飛行實驗,可用于飛行控制律試飛驗證、飛機模型辨識、圖像識別與跟蹤算法試飛驗證等實驗教學以及科學技術研究等。借鑒國內外小型飛翼布局無人機的發展狀況,擬定實驗平臺的主要指標:最大起飛重量15 kg;有效載荷≥3 kg, 任務載荷空間容積≥15 L,巡航速度80～126 km/h,實用升限3 000 m,航程100～150 km。

1.2 設計思路

飛翼布局飛機具有阻力小、氣動效率高、裝載空間大、機體結構效率高、雷達可探測性低等優勢。但也存在一些亟待解決的問題:升力系數相對較小或者中立航向穩定性與阻尼特性,大升力狀態下俯仰力矩呈現不穩定趨勢等[3]。因此,為了提高飛翼飛機的綜合性能,改善上述問題,可從平面形狀、翼型選擇、優化及三維布置、重心位置配置等方面考慮。

1.2.1 平面形狀設計

在設計飛翼布局平面形狀時,重點關注參數是機翼的前緣后掠角,它對飛機的縱向穩定性、前向雷達散射截面波峰的分布起到決定性作用[4]。機翼后掠角增大,有利于提高高速氣動效率,改善阻力發散特性和前向隱身性等,但會影響低速氣動特性和飛機的起降性能。反之,則容易滿足起降及低速時飛行升阻特性要求,但對飛機高速性能產生不利影響。故機翼后掠角的大小選擇是兼顧高低速特性的一種折中。

平面形狀設計要綜合考慮發動機、任務載荷等位置和容積要求,這決定了該處剖面的絕對厚度。若使用相對厚度較小的翼型,就要求該位置的弦長不能太短。另外,也要考慮操縱面力臂的需求,過短的操縱力臂會降低舵效,影響飛機的操縱特性,故氣動特性與舵面操縱效率之間需折中設計。

本文采用機翼前緣中度后掠、后緣倒置雙“W”平面布局,類似于美國B-2隱形轟炸機[1],如圖1所示。機翼前緣后掠角為35°,機身處絕對長度較大,方便機載設備安裝,有利于全機重心配置。外翼段展弦比相對較大,有利于提高飛機的升阻比,改善縱向配平及操縱性能。為了提高飛機的隱身性能,機翼邊緣采用平行設計法則,飛機外輪廓線盡量平行[3-4]。

圖1 飛翼無人機平面形狀及重心參考位置

與平直機翼相比,后掠翼表面氣流的橫向流動特性更為突出,會產生翼尖或者外翼過早失速的問題。氣流分離主要發生在機翼后緣,這將對該位置處布置的操縱面的氣動特性產生非常不利的影響,使得舵效顯著減弱或者喪失。氣流分離與舵面偏轉嚴重耦合時還會影響飛機的俯仰和滾轉穩定性[4]。因此,翼尖或外翼過早失速的問題需要改善,其措施主要包括:氣動扭轉、幾何扭轉、翼尖平面形狀及參數優化、增加前緣縫翼或翼刀等。

1.2.2 翼型的選擇及布置

1.2.3 全機重心位置

相對于常規布局飛機,飛翼布局飛機的重心位置與全機氣動焦點關系更加密切[6]。飛翼布局飛機只能靠機翼上面的舵面偏轉產生配平和操縱力矩實現飛機的縱向力和力矩的平衡。因此,通常要求飛翼縱向具有弱靜穩定性,即全機重心布置在氣動焦點附近靠前的位置。為了獲得更好的氣動性能,亦可放寬飛翼的縱向靜穩定性,將重心配置在全機氣動焦點之后,但需借助于飛控增穩系統改善飛機的飛行品質,保障飛行安全。在沒有增穩系統輔助控制情況下,飛翼則需要設計成縱向靜穩定的,航向控制問題則需要通過創新型氣動效應面來解決,比如翼尖開裂式阻力方向舵、嵌入式操縱面、全動翼尖等。飛翼布局飛機的氣動焦點主要由機翼的平面形狀決定。因此在平面形狀設計是就需要考慮大型結構部件以及主要裝載設備的位置布置,以免方案推倒重來。

本實驗平臺要求無人機具備自動飛行、純遙控(人工)飛行兩種典型飛行控制模式,即飛機的縱向設計成靜穩定的。飛機的縱向靜穩定余度配置在5%～8% MAC[5-6],MAC為平均氣動弦長。重心位置變化范圍如圖1所示。

1.3 設計方案

本文擬采用兩種方案進行對比分析和研究,利用CATIA軟件創建的三維數模如圖2所示。兩種方案舵面配置相同,即在飛機后緣布置8個操縱面,機身軸線至翼舵面尖分別為δ1L/δ1R、δ2L/δ2R、δ3L/δ3R、δLSDR/δRSDR。載機設備、任務載荷、發動機(單發)安裝在機身段,起落架、油箱安裝在內翼段。兩種設計方案主要幾何參數保持一致:機長1.08 m,翼展2.77 m; 機翼面積1.33m2,平均氣動弦長0.65 m。

方案A中,機身和內翼段分別選用NACA0015、NACA0012對稱翼型(Cm0≈0),機身具有明顯凸起部分(考慮機載和任務設備安裝),外翼段采用相對厚度較大的MH92低速反彎度“S”翼型(Cm0>0),便于開裂式阻力方向結構布置及數字舵機的安裝和維護,翼尖無幾何扭轉。

方案B中,機身段采用融合設計,各截面均采用修型的E186-M低速反彎度“S”翼型(Cm0>0),翼尖具有-3°幾何扭轉。

兩種方案的外翼段均采用最大彎度靠前且后緣卸載略大的“S”翼型,可以減小設計點俯仰力矩系數大小,提高俯仰自配平能力,同時減小因巡航配平而產生的附加阻力,提高飛機氣動效率。

圖2 飛翼布局無人機實驗平臺方案

2 CFD氣動分析

2.1 計算網格

隨著計算機軟硬件技術的飛速發展,計算流體力學(computational fluid dynamics, CFD)方法已經成為一種與風洞試驗互為補充、互相驗證的重要設計手段,在航空航天領域里得到了廣泛的應用[7-9]。本文采用ICEM-CFD軟件創建飛翼飛機的外流場網格,該軟件具有完善的CAD結構,方便導入包括CATIA在內的多種CAD模型數據[10]。擬采用結構化網格進行CFD計算,生成過程主要包括4步:第1步,導入飛機幾何外形并建立流體計算域; 第2步,塊的劃分及塊的關聯; 第3步,針對整個流場細化網格,滿足網格質量要求; 第4步,導出網格,生成求解器所需的網格類型文件。

本文的計算流場域中采用了多塊拓撲結構生成貼體結構網格,并對近避免區域進行網格加密處理?？紤]到空氣黏性因素,即為了保證壁面第一層網格的摩擦雷諾數約為1,所有計算工況下飛機近壁面均利用“O”型網格進行周向加密處理,首層網格厚度設置為(0.2～1)×MAC×10-5。

根據對稱性原則,飛機的縱向基本氣動采用半模計算,網格數量為500～600萬。橫側向基本氣動計算采用全模,網格數為1 000～1 200萬。各舵效計算采用舵面獨立偏轉構型全模,網格數為1000～1200萬。全機六面體結構網格示意圖如圖3所示。

圖3 飛翼布局無人機六面體結構網格示意圖

2.2 計算工況

數值計算中,通過改變入口邊界處的速度矢量模擬飛機在不同迎角、側滑角下的流動特性,方便批量計算。計算空速V=25 m/s,迎角-2°≤α≤22°,側滑角β=-18°～18°,雷諾數Re=1.06×106(平均氣動弦長處),操縱面偏轉角δi=-20°～20° (i=1,2,3),開裂式阻力方向δSDR=0～120°。

2.3 流場求解

本文采用CFX Solver求解器,該求解器采用基于有限元的有限體積法,在保證有限體積法的守恒特性基礎上,吸收了有限元法的數值精確性的優點。計算中采用定常流動進行求解,控制方程采用Navier-Stokes,空間離散為Roe格式,湍流模型為SST模型,計算殘差收斂精度10-5,利用有限體積法(FVM)將控制方程進行離散處理,對流項為二階迎風格式進行求解推進[11-12]。采用分布式并行計算(4臺4核HP xw8600工作站),單個文件收斂時間為5～6 h。

2.4 計算結果分析

在空速V=25 m/s,高度H=1 000 m的飛行狀態下,方案A/B縱向基本氣動特性(升力系數CL、阻力系數CD、俯仰力矩系數Cm、升阻比隨迎角變化的曲線)如圖4所示; 橫側向基本氣動特性(側力系數Cr、滾轉力矩系數Cl、偏航力矩系數Cn隨迎角變化的趨勢)如圖5所示。各舵面的操縱特性可參考文獻[13-14]。

圖4 縱向基本氣動特性

圖5 橫側向基本氣動特性

2.4.1 縱向基本特性分析

(3) 巡航迎角α=4°狀態下,方案A中俯仰力矩系數Cm,α=4°<0,需要升降舵配平; 方案B中俯仰力矩系數Cm,α=4°≈0,其縱向力矩自配平性能力更強;

(4) 兩種方案的最大升阻比非常接近,方案B的配平升阻比將更具優勢。

2.4.2 橫側向基本特性分析

(1) 由于取消了垂尾,飛翼飛機的側面積非常小,側滑飛行時產生的側力系數非常小,側力系數隨迎角增大呈現增加趨勢;

(5) 小側滑角范圍飛翼的側力系數、滾轉力矩系數和偏航力矩系數曲線呈現線性變化趨勢,這有利于橫航向增穩系統的設計和實現。

2.4.3 全機壓力分布

飛翼布局無人機在α=4°狀態下,半機翼上表面壓力云、典型站位面壓力分布如圖6所示(方案A為左翼,方案B為右翼,另一側分別與之對稱，η為站位面)。分析可知:

(1) 方案A中突起機身的機頭位置出現了局部高壓區,且對周圍產生了明顯干擾,這對飛機阻力不利;

(2) 方案B采用翼身融合設計,飛機的上表面等壓線延伸到翼身融合段,全機整體作為一個升力體共同產生升力。翼尖幾何扭轉使得機翼外段上等壓線平行度好,緩解了氣流沿翼展流動的趨勢,減緩翼尖氣流分離;

(3) 與方案A相比,方案B上翼面尾部正壓力區域較大,后緣卸載范圍大,貢獻更大的抬頭力矩,有利于改善飛翼飛機俯仰配平及操縱特性。

圖6 兩種方案上翼面壓力云及各站位面壓力系數分布(α=4°)

3 飛翼布局無人機實驗平臺

3.1 CATIA三維建模

飛翼布局無人機實驗平臺(XQ-6B)的所有結構均使用CATIA軟件設計。該軟件參數化設計方案給零部件尺寸修改提供很大便利，尤其是在無人機的結構打樣協調階段、飛機氣動外形及幾何尺寸反復迭代期間，可明顯節省研制周期，CATIA軟件至上而下的產品設計思路使得工作人員設計效率大為提高[15]?；谠撦o助設計軟件，可以實現三維電子樣機虛擬裝配、運動機構動態仿真，從而減少加工、裝配過程中零件和組件的報廢率，降低研制成本。

在CATIA中創建完整的零部件數字模型，進行虛擬裝配后，生成2D加工零件圖，之后進行切割排版，利用高精度激光切割機完成飛機零件的切割。XQ-6B實驗平臺的全機三維數模如圖7所示，其裝配桁架數模如圖8所示。

圖7 XQ-6B全機三維數模

圖8 XQ-6B 裝配桁架數模

3.2 實驗平臺制作

飛翼布局無人機實驗平臺內部骨架主要使用巴爾莎輕木、航空層板以及碳纖維管等材料，機翼蒙皮采用玻璃纖維+環氧樹脂工藝進行結構強化。非金屬零件由激光切割機加工而成，內部骨架采用環氧樹脂膠接方式連接。為保證飛機的氣動外形，制作裝配過程中利用桁架進行制作和細致裝配，如圖9所示。起落架、發動機、舵機等部件采用螺栓固定，方便拆裝和維護。圖10為飛翼布局無人機實驗平臺(方案B)的總裝實物圖。

圖9 XQ-6B 裝配桁架實物圖

圖10 XQ-6B飛翼無人機實驗平臺總裝測試

4 實驗平臺飛行實驗

XQ-6B典型飛行實驗狀態：起飛質量約10 kg，含機載燃油0.8 kg、導航飛控系統及數據記錄儀2 kg，機載電源0.5 kg；全機縱向靜穩定余度約6% MAC，該飛翼無人機的舵面分配如圖11所示，機身內側4個舵面為升降舵，外翼內側舵面為副翼，左右翼尖位置開裂式阻力方向舵用于控制飛機的航向[13-14]。

圖11 XQ-6B舵面分配示意圖

截至目前，該飛翼布局無人機實驗平臺已制作8架，先后在不同機場完成了近百架次飛行實驗。典型實驗項目包括：遙控評估飛機的操縱性和穩定性、飛行參數辨識科目、增穩控制系統飛行實驗、自主姿態控制飛行實驗、自主航向飛行實驗、自主起降飛行實驗，以及多機編隊飛行實驗等。圖12為XQ-6B實驗平臺搭載小型導航飛控系統開展相關飛行科目實驗現場圖。自主巡航及自主降落試飛如圖13所示。方案A驗證機實物圖及試飛情況可參考文獻[14]。

圖12 搭載飛行控制系統開展飛行實驗

圖13 XQ-6B自主巡航及自主降落試飛

5 結語

本文探索了飛翼布局無人機實驗平臺的設計思路，完成了2種設計方案，借助于CFD技術獲得了飛機的關鍵氣動數據，采用計算機輔助設計軟件CATIA建立了該飛翼的三維數字樣機，開展了實驗平臺制作、裝配和系統集成與測試等工作，并基于該實驗平臺完成了諸多飛行實驗科目。CFD計算結果與試飛數據驗證了本文設計方法的可行性，體現了實驗平臺的通用性和工程應用前景，為我校先進飛行控制系統綜合實驗教學、學生科研訓練及科技創新活動提供了強有力的實驗平臺支撐。