垂直起降渦噴飛行器結構設計及氣動性能分析

付敏，陳賽旋

（201620 上海市 上海工程技術大學 機械與汽車工程學院）

0 引言

微型渦噴發動機具有結構簡單、推重比大的特點，利用渦噴發動機作為飛行平臺的動力輸出單元優勢顯著。垂直起降飛行平臺具有機動性強、無需跑道助跑、不受起降場地的限制的特點[1]，加上農田道路具有復雜以及不確定性的特點，應用在農業上有得天獨厚的優勢，可以在植保、巡航、對農作物噴灑農藥等農業工程中作為載體平臺等。

目前，基于計算流體力學分析的商用軟件較多，計算流體力學對飛行平臺外流場的數值模擬分析應用已經十分廣泛，為了縮短開發周期，應用Fluent 軟件對所設計的飛行平臺進行氣動特性仿真分析，從而省去風洞試驗高昂的成本和嚴格的環境要求[2]。利用Fluent 模擬飛行平臺不同的飛行狀態，根據模擬結果可以對飛行平臺的結構提供優化依據，研究結果可以為類似飛行平臺的整機結構設計提供一定的參考。對于飛行平臺的外流場氣動特性仿真，三維模型建立的質量和模型簡化過的合理性直接關系到仿真計算的結果是否正確，網格劃分直接決定了后面Fluent 求解的收斂快慢和收斂質量，以及最后結果的精確性。Fluent 求解完成收斂后可以得到飛行平臺的氣動阻力系數、壓力分布情況等數據，能夠充分直觀地分析飛行平臺外流場氣動特性模擬結果。

1 飛行平臺三維結構設計及簡化

1.1 垂直起降渦噴飛行平臺結構設計的基本要求

飛行平臺的設計要求結構簡單，體積和重量小。為了飛行的穩定性和可靠性，飛行平臺采用對稱式結構布局，且飛行平臺應設計過程中采用了自身的載重能力和載物空間，從而滿足不同的應用場景[3]，飛行平臺的整體結構如圖1 所示。

圖1 簡化前的飛行平臺結構圖Fig.1 Structure of flight platform before simplification

飛行平臺主要是由4 個模塊組成：（a）底部車輪模塊，便于在地上行駛；（b）90°旋轉模塊，見圖3—圖5。通過步進電機和齒輪傳動，使5個主渦噴發動機隨著骨架旋轉90°至垂直地面狀態；（c）渦噴收縮模塊，見圖2—圖3。骨架一側的2 個主渦噴發動機收縮，是為了旋轉90°至圖3 狀態時降低整個飛行平臺的高度。圖5 收縮后和圖4 收縮前對比，高度降低了15.3%，從而重心下降讓平臺更穩定；（d）電機驅動渦噴模塊：兩側裝有2 個步進電機來驅動2 個用于轉向的微型渦噴發動機，轉向微型發動機是為飛行平臺轉向時提供輔助動力源。飛行平臺整機具體結構尺寸參數如表1 所示。

圖2 收縮前的俯視圖Fig.2 Top view before contraction

圖3 收縮后的俯視圖Fig.3 Top view after contraction

圖4 收縮前旋轉90°狀態Fig.4 State of rotation 90° before contraction

圖5 收縮后旋轉90°狀態Fig.5 State of rotation 90° after contraction

表1 飛行平臺整體重要參數Tab.1 Overall important parameters of flight platform

1.2 Fluent 仿真分析流程及模型簡化

利用SolidWorks 對飛行器進行三維模型的建立，再聯合ANSYS Workbench 軟件對飛行平臺外流場進行仿真分析。圖6 是整個仿真步驟流程圖。

圖6 外流場數值模擬流程圖Fig.6 Flow chart of numerical simulation of external flow field

飛行器整機外表面不是規則整齊的，如果不進行前處理而直接進行網格劃分會導致生成的網格質量極差，從而影響后面的Fluent 仿真求解過程，甚至導致仿真計算結果難以收斂的情況[4]。仿真前處理的目的是使得在保證計算機硬件能夠滿足計算要求的情況下，網格數量盡可能多、網格質量盡可能高，從而得到更加精確的仿真結果。通過把飛行平臺的螺紋孔、加強筋、鎖死裝置等對仿真過程影響幾乎為零的微小部件刪去，提高網格質量同時減少數量，從而最大化地利用好計算機資源。最終簡化后的模型如圖7 所示。

圖7 飛行器簡化模型Fig.7 Simplified model of flight platform

2 數值模擬前處理

2.1 確定計算域

計算域是飛行平臺周圍流場仿真求解的范圍，以飛行平臺實際的飛行情況去分析，理想狀態下的計算域應該是飛行平臺外表面盡可能遠的區域[5]，但是，實際情況達不到這種理想狀態，設備的硬件性能也完成不了無限大的計算域的計算求解，因此，從實際情況出發，參考實際中飛行平臺開發進行的風洞試驗條件和國內外學者前期的研究成果，來確定計算域的大小，選取計算域高為3.71 m，長為6.72 m，寬為2.34 m。同時，為了優化計算和節約計算資源，將計算域分為遠場和近場兩部分[6]，如圖8 所示。

圖8 飛行平臺計算域示意圖Fig.8 Calculation domain diagram of flight platform

飛行平臺在飛行狀態中，氣流首先從比較遠的區域流入，這時流速比較平穩且流場流速較為穩定，因此，飛行平臺上方需要有較長的進氣口。另外，在飛行平臺后面容易產生氣動分離從而導致渦流的產生，渦流的產生也是飛行平臺氣動特性的一部分，所以，計算域應該包含這部分尾部渦流區域，否則將會產生較大的計算誤差。如果飛行平臺下方區域不夠長容易產生回流甚至是竄流的狀況，所以，也需要較長的距離來保證發動機尾流能夠自然消失。選取z 方向的計算域高度為飛行平臺高度的7 倍，計算域的x 和y 方向也是按照類似的原則，分別為機身尺寸的6 倍。

2.2 劃分網格

計算域網格是利用CFD 前處理軟件ICEM 來進行劃分的，由于飛行平臺的外表面曲面比較多且不規則，適合采取非結構四面體進行網格劃分。在實際飛行的過程中，飛行平臺的外表面氣流情況強度較大且比較復雜，直接生成的四面體網格通常會產生比較多的低質量網格，低質量的網格會嚴重影響最后仿真結果的精確性，甚至無法收斂，完成不了仿真過程[7]。另外，飛行平臺的計算域過大會耗費過多的計算機資源，所以，有必要設置一個能包裹飛行平臺的加密區域，這里選取網格加密區的高度z 為飛行平臺高度的1.4 倍，長和寬分別為飛行平臺長和寬的1.2 倍。但是，如果出現了網格質量為零的現象，加密網格的方法就無法去解決了，飛行平臺底部的車輪在劃分網格時就比較容易產生質量為零的網格，由于這里車輪不影響飛行平臺整機的外流場氣動特性分析，可以直接將車輪去掉。網格最后劃分結果如圖9 所示，最終生成網格數量為1 452 342，網格平均質量0.9 以上，說明網格質量總體良好。

圖9 飛行平臺整體網格圖Fig.9 Overall grid of flight platform

2.3 設定邊界條件和求解平臺設置

外流場仿真的邊界條件設定取決于研究對象。對飛行平臺2 種飛行狀態進行仿真，在邊界設置時選擇壓力遠場（Pressure Far-Field）。將壓力遠場的表面-壓力出口outlet 設置為零[8]，可以讓整個飛行平臺計算域內部的操作壓力處于理想的標準大氣壓條件下。模擬向上飛行狀態時設置計算域中z 方向上的外表面為流速入口inlet，模擬向前飛行狀態時設置計算域中y 方向上的外表面為流速入口inlet，流速大小均為6 m/s。Fluent 中求解平臺選擇壓力基（Pressure-Based）求解。

2.4 湍流模型的選擇

Fluent 中提供的湍流模型很多，下面是幾種常見的湍流模型以及它們的特點，如表2 所示。

表2 幾種常用的湍流模型Tab.2 Several common turbulence models

對比表2 中的幾種湍流模型，這里k-ε模型更有優勢，分為Standard k-ε，RNG k-ε，Realizable k-ε三種[9]。Standard k-ε 湍流模型收斂所需要迭代的步數最少，耗費時間最少，但由于粘度系數被設置成各向同性的標量，使用Standard k-ε得到的計算精度不高，在完全湍流的流動模擬中應用得更多。RNG k-ε湍流模型相比Standard k-ε模型在計算湍流漩渦精度方面有很大的提升，但是收斂所需迭代步數增加，耗時且浪費計算機資源。Realizable k-ε湍流模型相比之下吸取了前面兩種模型的優點，此模型在旋轉流動、二次流以及強逆壓梯度的邊界層流動等情況下計算精度和收斂速度都表現很好，但是本飛行仿真平臺在采用該模型進行計算時收斂緩慢。而Standard k-ε模型與外流場狀態的仿真很貼合，因此，采用Standard k-ε模型計算飛行平臺整機的升力系數和阻力系數。在Standard k-ε模型中，湍動能和耗散率的方程如下：

在上述方程中，Gk和 Gb是表示湍動能產生，其中，Gk是由平均速度梯度引起的，Gb是由浮力影響引起的，YM是可壓縮湍流中波動膨脹對總耗散率的影響。湍流粘性系數C1ε，C2ε，Cμ，σk，σε默認值為常數[10]；且C1ε=1.44，C2ε=1.92，Cμ=0.09，σk=1.0，σε=1.3。

3 飛行平臺氣動仿真計算和優化

3.1 飛行平臺氣動仿真計算

采用該平臺進行向上及向前飛行時的仿真模擬，2 種飛行狀態的氣動分析結果如圖10—圖13所示。飛行平臺以6 m/s 速度垂直起飛時，根據求解結果可以得到飛行平臺整機的氣動阻力系數為0.47。從圖10 和圖11 看出，氣流從遠處到達飛行平臺上部機蓋，由于機蓋四周外側是向下的曲面，氣流順著曲面流向下，流速加快，壓強較小，而機蓋內側邊緣不是曲面容易形成滯區，壓強較大，氣流經過機蓋內側邊緣和外側邊緣后到達飛行平臺下部會合后形成渦流。

圖10 6 m/s 速度向上時速度矢量圖Fig.10 Velocity vector diagram of 6 m/s upward

圖11 6 m/s 速度向上時壓力云圖Fig.11 Pressure nephogram of 6 m/s upward

圖12 和圖13 是飛行平臺以6 m/s 向上飛行時的速度矢量圖和壓力云圖，此狀態氣動阻力系數為0.91。氣流從遠處流到飛行平臺機蓋前方流速驟降，形成滯區，壓強最大。氣流分為2 部分，分別沿著機蓋向上和向下流動，在經過機蓋中間時，一部分氣流進入機蓋內部形成紊流，增大了氣動阻力，氣流流到尾部進行會合產生渦流。

圖12 6 m/s 速度向前時速度矢量圖Fig.12 Velocity vector of 6 m/s forward

圖13 6 m/s 速度向上時壓力云圖Fig.13 Pressure nephogram with 6 m/s upward

3.2 飛行平臺整機結構的優化

根據飛行平臺起飛和巡航兩個狀態的Fluent仿真分析結果可以看出，飛行平臺向前飛行時，氣動阻力系數偏大，于是對飛行平臺整體結構進行外表面優化以減小氣動阻力系數，優化后的結構如圖14 所示。對優化后的飛行平臺結構進行氣動特性仿真分析。

圖14 優化后的飛行平臺Fig.14 Optimized flight platform

仿真結果如圖15—圖18 所示：飛行平臺同樣以6 m/s 向前飛行時，氣動阻力系數為0.518，相比優化前的結構減小了43%，以6 m/s 速度向上飛行時氣動阻力系數為0.48，保持了優化前的較小氣動阻力系數。最大壓力值都有所下降。綜上可知，優化后的飛行平臺整體氣動特性良好。

圖15 6 m/s 速度向上時壓力云圖Fig.15 Pressure nephogram of 6 m/s upward

圖16 6 m/s 速度向上時速度矢量圖Fig.16 Velocity vector diagram of 6 m/s upward

圖17 6 m/s 速度向前時壓力云圖Fig.17 Pressure nephogram at 6 m/s speed forward

圖18 6 m/s 速度向前時速度矢量圖Fig.18 Velocity vector diagram of 6 m/s forward

4 結論

垂直起降飛行平臺一直是飛行平臺開發設計領域的熱點。本文結合微型渦噴發動機的優勢并通過對發動機合理布局設計了一款新型垂直起降飛飛行平臺，利用Fluent 對飛行平臺的2 個飛行狀態分別進行外流場分析，對整機進行結構優化，最后驗證了優化的可行性。同時，可以為飛行器的設計提供理論參考。