平流层飞艇纵向气动特性及减阻实验研究

易海明，申俊琦，潘 翀，王晋军

（北京航空航天大学 流体力学教育部重点实验室，北京 100191）

平流层飞艇纵向气动特性及减阻实验研究

易海明，申俊琦，潘 翀，王晋军

（北京航空航天大学 流体力学教育部重点实验室，北京 100191）

以美国高空哨兵50平流层飞艇作为背景样机，通过风洞实验研究了布局形式对该型飞艇纵向气动特性的影响。研究表明：与Y形尾翼相比，十字尾翼布局形式具有更大的阻力和升力；从俯仰静稳定性的角度而言，十字尾翼在大迎角下使得飞艇从纵向静不定变为纵向静定；但由于尾翼产生较大的附加阻力，因此需要采取一定的减阻措施。进一步采用微型涡流发生器对飞艇的后体及尾翼处的流动分离进行控制，研究其在不同迎角和侧滑角工况下的减阻效能，发现在α＝8°、β＝0°或β＝-8°、α＝0°工况下可以获得减阻效果，且MVG布置更密时，获得的减阻效果更好。

平流层飞艇；纵向气动特性；被动流动控制技术；减阻

0 引 言

平流层飞艇作为一种典型的低动态临近空间飞行器，具有续航时间长、载荷能力大、自主能力强、可定点侦查等特点，其发展受到了各军事强国的高度重视［1-3］。平流层飞艇的典型代表是美国从本世纪初开始研制的高空哨兵（HiSentinel Airship）系列，其设计的主要考虑因素是具备较低的制造维护成本、较高的负载能力（9～90kg）和较长的驻空时间（不少于一个月）。目前高空哨兵系列已经发展了三代机型，并完成了相关关键技术的验证试验［4］。

气动特性是飞艇总体设计必须首先考虑的因素，确定其基本纵向气动特性和不同布局形式对纵向气动特性的影响，对于飞艇后续的结构、动力和能源系统设计至关重要。针对飞艇的减阻优化设计、流动分离控制和各部件的气动干扰等关键气动问题，各国业已开展了广泛研究。如德国Stuttgart大学针对LOTTE型号的飞艇，深入开展了气动、控制等方面的研究［5］。Beheshti等在拖曳水槽中进行测力及流动显示实验，研究了风速、侧风及飞艇吊舱对模型阻力的影响［6］。王晓亮等对致远-1号飞艇的气动特性进行了风洞模型测力实验［7］。在上述研究的基础上，以高空哨兵50作为背景样机，进行了风洞模型测力试验，分析其在典型工作状态下的纵向气动特性和不同飞艇布局形式的气动影响。

平流层飞艇的主要工作状态是定风悬停，此时动力系统输出功率用以克服气动阻力。尽可能减少飞艇的气动阻力，对于降低飞艇能耗、增加其留空时间等具有积极的作用。因此，本文还进行了微型涡流发生器（Micro Vortex Generator，以下简称MVG）被动流动控制研究。MVG与传统涡流发生器的形式一致，只是尺度更小，其高度一般是当地边界层厚度的1／10～1／2，通过在后方产生一对旋向相反的流向涡对，加强不同高度流层之间的能量掺混，从而给处于逆压梯度下的边界层近壁区流动注入能量，以期抑制当地流动分离。有研究表明，微型涡流发生器抑制边界层分离的效果与普通涡流发生器相当，而附加阻力仅是普通涡流发生器的1／10［8］。美国NASA兰利研究中心的Lin将微型涡流发生器应用在三段翼型的襟翼上，可以将升力系数提高10%，升阻比提高80%［9］。于彦泽等通过数值模拟方法采用涡流发生器对大型飞机机身后体流动分离进行控制，发现在机身后体底部附近按照涡流发生器进行减阻控制具有一定程度的效果［10］。张进等在低速风洞中研究了微型涡流发生器对超临界翼型边界层分离的控制，发现其最佳布置位置在分离线前（2～5）H涡流发生器高度之间［11］。褚胡冰等针对等弦长带后掠翼-身组合体（SCCH）模型着陆构型提出的微型涡流发生器设计方案，在着陆及下滑进场飞行状态下，最大增升和减阻量分别达到10%和14%［12］。郝礼书等的研究表明，安装涡流发生器后翼型失速特性得到极大改善，阻力大幅下降［13］。在前人研究的基础上，本文使用楔片式形式的MVG，研究其在不同工作状态下的减阻能力。

1 实验设备、模型和方法

风洞模型测力实验在北京航空航天大学D1低速风洞中进行。以美国高空哨兵50为背景样机，对其进行等比缩放，模型外形如图1所示。模型缩比为1∶90，艇身长度0．564m，直径0．136m，长细比为4．15，模型堵塞比为2%，最大实验风速（35m／s）下的模型体积雷诺数ReV（基于艇身体积的1／3次方）为4．371×105，模型长度雷诺数Rel（基于艇身长度）为1．316×106。在风洞实验中，模型采用侧装、尾撑方式，由六分量杆式应变天平测量模型的纵／横向气动力／力矩。实验研究了典型风速下四种不同布局形式飞艇的纵向气动特性，如表1所示，其中两种尾翼布置方案如图2所示，尾翼剖面为NACA0010翼型。采用前向楔片式MVGs对飞艇模型艇身后段收缩部的分离流动进行被动控制［14］。MVGs的几何形状尺寸如图3所示，将MVGs沿飞艇模型周向等间距粘贴于艇身后部收缩段，距离艇身前缘389mm（位置如图1所示）。研究了两种周向角间距，分别为15°和30°。在减阻实验中，飞艇模型选用艇身＋“十”字形尾翼＋吊舱的布局形式。

图1 实验模型（单位：mm）Fig.1 Test model（unit：mm）

表1 飞艇的布局形式Table 1 Configurations of the models

2 飞艇纵向气动特性

图2 尾翼布置方案Fig.2 Layout scheme of the fins

图3 模型微型涡流发生器外形尺寸（h=1.5mm）Fig.3 MVG configuration of the model（h=1.5mm）

图4 飞艇I型布局下升力系数CL曲线Fig.4 Variations of lift coefficient withαat configuration I

图5 飞艇I型布局下阻力系数CD曲线Fig.5 Variations of drag coefficient withαat configuration I

图6 飞艇I型布局下俯仰力矩系数CM曲线Fig.6 Variations of pitching moment coefficient withαat configuration I

本节研究典型风速（U∞＝15m／s、25m／s和35m／s）下飞艇I型布局下的气动特性。图4、图5、图6分别给出了升力、阻力和俯仰力矩随迎角变化的曲线。其中，阻力系数CD＝D／（0.5ρU2∞V2／3），升力系数CL＝L／（0.5ρU2∞V2／3），俯仰力矩系数CM＝M／（0．5ρU2∞V），D、L、M分别为模型的阻力、升力和俯仰力矩。计算力矩时，以艇身的体积中心作为俯仰力矩的参考点。

如图4所示，在三个典型风速下，升力系数CL在α＝12°之前随迎角α的增加而准线性的增加；在α＝12°～14°范围内，CL略有下降，对应于尾翼失速；迎角超过14°后，CL随α继续增加，直到α＝32°都不出现明显的失速。考虑到飞艇模型的主体部分可视为旋成体，在较大迎角下在模型背风面开始出现沿流向拉伸的分离涡系［15］，分离涡系带来明显的涡升力，由此可以解释CL随迎角α持续增加的现象。此外，来流风速对CL的影响比较明显，流速越大升力系数越小。

如图5所示，阻力系数CD在α＝12°之前随迎角α缓慢增加，之后随α大幅度增加。这可归结为分离涡系在带来涡升力的同时产生了额外的升致阻力。此外，来流速度对CD也有一定的影响。

在俯仰力矩方面，艇身主要受到抬头力矩，需要由尾翼提供低头力矩进行配平。如图6所示，在α＝2°～18°的范围内，艇身受到的抬头力矩相比于尾翼产生的低头力矩为大，总俯仰力矩CM相对于迎角的导数为正（∂CM／∂α＞0），飞艇处于纵向不稳定的状态。在α≈14°附近，尾翼失速使得CM骤升，此处CM～α曲线的正斜率达到最大。当迎角大于18°后，随迎角增大，气动中心的位置逐渐后移，使得尾翼产生的低头力矩在总俯仰力矩中的比重逐渐增大，造成CM～α曲线的斜率为负（∂CM／∂α＜0），此时飞艇处于纵向稳定的状态。

进一步研究典型风速（U∞＝15、25、35m／s）下飞艇的布局形式对基本气动特性的影响。图7、图8、图9给出典型风速U∞＝15m／s下阻力、升力和俯仰力矩特性在不同布局形式下的对比。受篇幅限制，更高来流速度（U∞＝25m／s和35m／s）下的数据不再给出。

图7 不同布局形式飞艇的阻力系数CD曲线Fig.7 Comparison of drag coefficient with different configurations at U∞=15m／s

图8 不同布局形式飞艇的升力系数CL曲线Fig.8 Comparison of lift coefficient with different configurations at U∞=15m／s

图9 不同布局形式飞艇的俯仰力矩系数CM曲线Fig.9 Comparison of pitching moment coefficient with different configurations at U∞=15m／s

首先讨论尾翼形式对气动特性的影响。数据表明，十字尾翼布局较Y形尾翼布局的阻力系数更大：在设计风速U∞＝15m／s下，前者的CD在α＝0°、2°和4°迎角下相比于后者分别高出81．25%、34．78%和45．05%，在其他两个更大的风速下也有相似的结论。这主要是因为十字尾翼的迎风面积和翼表面积都更大。另一方面，十字尾翼布局的俯仰力矩系数明显小于Y形尾翼布局的情况，在设计风速U∞＝15m／s下，前者的CM在α＝0°、2°和4°迎角下比后者分别小19．53%、26．67%和22．85%，其它两个更大风速的情况也基本类似。这主要是因为Y形尾翼两个能够产生升力的翼面具有30°的下反角，使得升力在轴面内形成分量，造成尾翼低头力矩的损失。如果从飞艇正常状态下的纵向稳定性角度出发，十字尾翼布局相比于Y形尾翼布局具有一定的优势，能够减少对尾翼操纵舵面配平力矩的需求，从而减少操纵舵面的气动载荷和铰链力矩，但同时会增大气动阻力。

其次分析吊舱对于飞艇气动性能的影响。在小迎角情况下，无论是十字尾翼布局还是Y形尾翼布局，加装吊舱后总阻力都将增大，例如在U∞＝15m／s时，加装吊舱的十字尾翼布局会引起CD在α＝0°、2°和4°时分别增加31．72%、55．91%和59．85%。在俯仰力矩方面，吊舱的存在引入了一定的低头力矩，使得相同来流速度、相同迎角下的CM数值有所减少，例如，在设计风速U∞＝15m／s下，加装吊舱的十字尾翼布局方案在α＝0°、2°和4°时，总抬头力矩系数CM分别减少53．31%、121．93%和54．62%。此外，由图9可以发现，加装吊舱能够明显减少CM～α曲线在α＝0°～4°范围内的正斜率。这可能是因为吊舱的存在使得飞艇气动中心的位置后移，说明在一定程度上，可以通过优化吊舱在艇身的位置来改善艇在正常工作状态下的纵向静不定性。

3 微型涡流发生器减阻研究

首先讨论飞艇在小迎角下MVG的减阻效能。如图10（a、b、c）所示，在迎角α＝0°、4°和6°三个工况下，微型涡流发生器的引入并无减阻效果，甚至引起了阻力的增加；另外，对比周向夹角15°和30°两个布置情况，在涡流发生器布置更密时（15°），阻力增加现象似乎更为明显。因此，在这三个迎角工况下，涡流发生器所带来的附加摩擦阻力的增加抵消甚至超过了压差阻力的减小值。

如图10（d）所示，在α＝8°工况下，当Re＜3．75× 105，涡流发生器的引入带来了较为显著的减阻效果，且涡流发生器布置更密时（15°）减阻效果更好：当周向夹角为30°时，减阻量约为10%，而周向夹角为15°时，减阻量达20%左右；而当Re＞3．75×105，涡流发生器未对总阻力产生影响。可以推测，当α＝8°时，由于迎角的提高，飞艇背风面分离区增大，边界层厚度增加，且当雷诺数相对较小时，边界层相对较厚，综上两个因素，当α＝8°且Re＜3．75×105，涡流发生器的尺度明显小于当地边界层的特征厚度，因而并未带来明显的附加摩阻，并最终获得了减阻效果；而当Re＞3．75×105，涡流发生器并未对总阻力产生影响，可能是因为此时涡流发生器的尺度与边界层特征厚度相当，对边界层内部流动的掺混能力不足。

图10 飞艇Ⅰ型布局下MVG控制效果随雷诺数的变化（β=0°）Fig.10 Re-dependency of MV Gs control effect at different angles of attack for configurationⅠ（β=0°）

图11 飞艇Ⅰ型布局下MVG控制效果随雷诺数的变化（α=0°）Fig.11 Re-dependency of MV Gs control effect at different angles of sideslip for configurationⅠ（α=0°）

飞艇在巡航时还会受到侧风的影响，考虑到飞艇基本属于旋成体，小侧滑角工况与前述小迎角工况类似，故而讨论飞艇在较大侧滑角（β＝-8°、-10°、-15°和-20°）下MVG的减阻效能。受篇幅限制，图11给出侧滑角β＝-8°和-20°两个工况。与α＝8°的工况相似，在β＝-8°工况下，当Re＜3．75×105时，MVG的引入带来了良好的减阻效果。而当侧滑角增大时则未能获得减阻效果，这是由于当侧滑角较大时，MVG尺度明显小于当地边界层的特征厚度，背风面的MVG完全“淹没”在分离区中而失去了控制效果，而迎风面的MVG会进一步增加附加摩擦阻力。

4 结 论

选取高空哨兵50为背景样机，通过低速风洞测力和减阻实验，研究了平流层飞艇常用气动布局的纵向气动力特性，对比了不同布局形式对气动特性的影响，检验了被动流动减阻的效果。研究表明：

（1）随迎角增大，尾翼的存在使得飞艇从纵向静不定转变为纵向静定；相较Y形尾翼，十字尾翼带来更大的阻力和升力；吊舱使得飞艇的阻力增大；从纵向静稳定性角度，十字尾翼布局形式较Y形尾翼更优，但阻力更大，因此需要一定的减阻措施；

（2）采用微型涡流发生器对飞艇的后体及尾翼处的流动分离进行控制，飞艇在姿态角α＝8°，β＝0°或β＝-8°，α＝0°工况下微型涡流发生器可以带来显著的减阻效果，且发生器间距更小时减阻效果更好。

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Experimental investigation on the longitudinal aerodynamic performance and drag reduction of a stratospheric airship

YI Haiming，SHEN Junqi，PAN Chong，WANG Jinjun
（Institute of Fluid Mechanics，Beihang University，Beijing 100191，China）

A wind tunnel test is performed to investigate the effect of different configurations on the longitudinal aerodynamic performances of a stratospheric airship model based on the prototype of HiSentinel Airship 50．It is found that the cross fin configuration has larger drag and lift than the Y fin configuration．The cross fin configuration also provides larger pitching momentum，which suggests a positive effect for the improvement of the airship static stability．Considering the additional drag component induced by the cross fin，micro vortex generators（MVG）are fixed at the rear end of the airship to inhibit flow separation of aftbody and reduce the total drag．The result shows that，in the case of α＝8°，β＝0°orβ＝-8°，α＝0°，the adoption of MV Gs brings a relatively significant drag reduction，and the efficiency still higher for smaller and closer MV Gs．

stratospheric airship；longitudinal aerodynamic performance；passive flow control；drag reduction

V211.7

Adoi:10.7638／kqdlxxb-2013.0032

0258-1825（2014）05-0641-05

2013-03-14；

2013-06-17

国家自然科学基金（11002015）

易海明（1982-），男，湖南隆回人，硕士研究生，研究方向：流动控制．E-mail：shenjunqi27＠126．com

易海明，申俊琦，潘罛，等．平流层飞艇纵向气动特性及减阻实验研究［J］．空气动力学学报，2014，32（5）：641-645．

10．7638／kqdlxxb-2013．0032． YI H M，SHEN J Q，PAN C，et al．Experimental investigation on the longitudinal aerodynamic performance and drag reduction of a stratospheric airship［J］．ACTA Aerodynamica Sinica，2014，32（5）：641-645．