进排气系统对飞翼布局无人机升阻特性的影响研究

李 翔，赵昌霞，荣海春

(中国电子科技集团公司第三十八研究所 浮空平台部，安徽 合肥 230088)

进排气系统对飞翼布局无人机升阻特性的影响研究

李 翔，赵昌霞，荣海春

(中国电子科技集团公司第三十八研究所 浮空平台部，安徽 合肥 230088)

飞翼布局以其在气动效率、结构强度、隐身性能上的突出优势，被广泛应用于先进的无人侦察作战飞机的气动外形设计。采用自适应超椭圆方法设计了菱形进口S形进气道和二元喷管，并进行了飞翼布局无人机与进排气系统的一体化设计。通过数值计算研究了进排气系统对飞翼布局无人机升阻特性的具体影响。结果表明，在特定的迎角范围内，进排气系统的安装有利于飞翼布局无人机的增升和减阻，将会带来飞机机身表面压力分布的改变。

飞翼布局；无人机；进排气系统；飞机/发动机一体化设计；升阻特性

20世纪70年代电传操纵系统的使用，解决了飞行操纵的自动化问题，使天生具有不稳定飞行结构的飞翼布局飞机获得了新生。与正常气动布局相比，飞翼布局飞机取消了平尾、垂尾、鸭翼等气动操纵面，结构简单，重量较轻。结构的精简使其与空气接触的部件减少，空气浸润面积减小，显著降低了全机的摩擦阻力。翼身融合技术的应用使得飞行器头部的迎风面积大大减小，并减少了机翼和机身之间的相互干扰，有效降低了型阻。因此，飞翼布局的采用可以大大提高飞机的巡航时间、效率和巡航经济性。另外，采用翼身融合技术的飞翼布局还可以大幅度减小飞行器的雷达散射面积(RCS)，提高飞机的战场生存率[1]。欧美等航空强国目前在研的无人侦察作战飞机大都采用了飞翼式布局，进一步验证了飞翼布局在此类飞机上的应用优势[2-4]。

目前，飞机/发动机的气动一体化的研究多针对前机身/进气道或者后机身/喷管的一体化设计及外流的数值模拟[5-7]，在前机身/进气道、后机身/喷管内外流数值模拟方面的相关研究还相对较少。进行前机身/进气道、后机身/喷管内外流的数值模拟对于评估、提高整机空气动力性能和操稳特性是十分必要的，也是进行飞机/发动机一体化设计的基础。

本文根据已有的某飞翼布局无人作战飞机气动外形，选择最佳的进气口和喷口位置，完成了飞机/进排气系统的一体化设计；针对不同的飞行状况，对不带进排气系统和带有进排气系统的飞翼布局无人机进行了气动性能的数值计算，并分析了进排气系统对飞翼布局无人机升阻特性的影响。

1 几何模型

本文采用自适应超椭圆方法[8]设计了对角线比为1.5的菱形进口S形进气道和宽高比为4.0的二元收敛喷管[9]，其几何外形分别如图1和图2所示。完成飞机/发动机一体化设计之后的飞翼布局无人机如图3所示，飞翼布局无人机采用双发动力装置布局方案。

2 计算域及网格划分

对不安装进排气系统的飞翼外形而言，其计算域只考虑外部流场。由于计算域具有对称性，本文采用了半模进行网格划分和相应的数值计算。为了得到高质量的计算网格，将机身前流场划分为5个半椭圆柱，其尺寸由机身的翼型剖面形状确定。为了与机身前流场的划分相对应，将机身后流场划分为5个六面体，机身前后流场的网格划分采用六面体网格单元。对由机翼端面延伸至外场边界的翼型端面体而言，由于其结构的不规则性，该区域采用三角柱状的五面体网格单元，如图4所示。外流场分区及网格划分如图5所示。

在对带有进排气系统的飞翼布局无人机的内外流场进行数值模拟时，计算域由飞翼布局无人机外流场和进气道内部流场、喷管内部流场三部分组成。由于进气道与飞机的连接段几何形状严重不规则，故针对该连接段的网格划分采用四面体网格单元，如图6所示。带有进排气系统的飞翼布局无人机计算域的网格划分，如图7所示。

3 数值方法与边界条件

流场计算基于求解三维Reynolds平均N-S方程，湍流模型采用经过RNG理论修正的k-ε模型。计算采用耦合隐式算法，近壁区采用壁面函数，残差收敛标准10-4，能量项和耗散项采用二阶迎风格式。

在对不安装进排气系统的飞翼布局无人机进行全机外流场的数值模拟时，将半椭圆柱的曲面、右侧半椭圆面、六面体的三个侧面设置为压力远场边界条件，左侧的半椭圆面及与其相连接的六面体侧面则设置为对称边界条件，机身表面设置为壁面边界条件，边界条件的具体设置如图8所示。外流马赫数取为0.6，远场边界条件对应的静压值取为22632.04Pa，静温值取为216.65K。

带有进排气系统的飞翼布局无人机的外部流场分区和边界条件设置与前面完全相同。内部流场区域的边界条件设置如下：进气道出口圆截面设置压力出口边界条件，静压设置为25853.9Pa，总温值取为232.249K；喷管进口边界条件设置为质量入口边界条件，质量流量取为21.5kg/s，静压值取为63525Pa，总温值取为398.3027K；进气道进口和喷管出口均设置为interface边界条件，进气道壁面和喷管壁面均设置为壁面边界条件。外流场区域的边界条件设置可参照图8，内流场的边界条件设置如图9所示。

本文的研究内容是在飞行马赫数一定的条件下，对不同飞行迎角下带有进排气系统和不带进排气系统的飞翼布局无人机的升力、阻力特性进行研究分析，计算工况如表1所示。

表1 计算工况

4 计算结果与分析

图10分别给出了带进排气系统和不带进排气系统的飞翼布局无人机的升力系数特性曲线。从图中可以看出，不带进排气系统飞翼无人机的零升力迎角在0°迎角和-2°迎角之间，且接近-2°迎角。带进排气系统的飞翼布局无人机在-2°迎角时升力系数接近于零，说明带进排气系统的飞翼布局无人机零升力迎角小于-2°。在-2°～6°的迎角范围内，两条升力系数特性曲线接近于平行，说明在此迎角范围内两种飞机的升力增长趋势一致，且从具体数值的对比中可以看出进排气系统对飞翼布局无人机的增升有贡献。在6°～14°的迎角范围内，随着迎角的增大，不带进排气系统的飞翼无人机的升力系数继续增长，由此可知，不带进排气系统无人机的失速迎角大于14°。带有进排气系统的飞翼布局无人机在迎角12°附近达到最大升力系数，因此，带有进排气系统的飞翼布局无人机的失速迎角在10°～12°之间。

图11分别给出了带有进排气系统和不带进排气系统的飞翼布局无人机的阻力特性曲线。分析阻力系数特性曲线可知，在-2°～6°的迎角范围内，二者在阻力系数的具体数值上相差不大；在6°～10°的迎角范围内，不带进排气系统的飞翼布局无人机的阻力系数急剧上升；在迎角接近7°时，其阻力系数在数值上已超过带有进排气系统的飞翼布局无人机；在10°～14°的迎角范围内，二者的阻力系数继续增加，且增加趋势保持一致。

图12给出了带有进排气系统和不带进排气系统的飞翼布局无人机的升阻比特性曲线。由图中可以看出，带有进排气系统的飞翼布局无人机的最大升阻比在0°迎角处达到。不带进排气系统的飞翼布局无人机在2°迎角处达到升阻比的最大值。在迎角2°～10°的迎角范围内，二者的升阻比均呈现出快速下降的变化趋势。对不带进排气系统的飞翼布局无人机而言，当迎角达到12°之后，随着迎角的进一步增加，升阻比的下降速度开始明显变缓。

图13和图14分别给出了带有进排气系统无人机和不带进排气系统无人机在迎角0°时上机身和下机身压力分布的等值线图。图中编号A、B分别对应不带进排气系统和带有进排气系统的飞翼布局无人机。从图13可以看出，由于喷流的影响，B机身上表面的低压区较之A机身有所减小。从图14中可以看出，在0°迎角的飞行状态下，二者下机身表面上的压力分布基本一致。

图15和图16分别给出了带有进排气系统无人机和不带进排气系统无人机在迎角12°时上机身和下机身的压力分布等值线图。从图15可以看出，B机身由于受射流影响，低压区域移向进气道唇口与机翼前缘附近，且低压区域的面积变小。从图16可以看出，在飞机作有迎角飞行时，机头和机翼前缘处压力较高。在飞翼腹部和机翼面上压力呈递减趋势，B机身下表面的压力递减快于A机身下表面。

5 结语

本文进行了飞翼布局无人机和进排气系统的一体化设计，在不同的飞行状态下，对不带进排气系统和带有进排气系统的飞翼布局无人机的气动特性进行了数值模拟，研究表明：

(1)在-2°～10°的迎角范围内，进排气系统对飞翼布局无人机的增升有贡献；安装有进排气系统的飞翼布局无人机的失速迎角降低。

(2)在6°～14°的迎角范围内，进排气系统的安装对飞翼布局无人机的减阻有利。

(3)在飞机作无迎角飞行时，进排气系统安装所带来的喷流影响改变了飞翼布局无人机机身上表面的压力分布，上机身面的低压区面积减小；在有迎角的飞行状态下，喷流对机身上、下表面的压力分布均有影响，致使机身上表面低压区移向机头部位，下机身面高压区移向机头部位。

[1] 王虎峰,白俊强.飞翼布局无人攻击机气动设计研究[J].航空计算技术,2008,38(2):30-33.

[2] 魏瑞轩,李学仁.无人机系统及作战使用[M].北京:国防工业出版社, 2009:212.

[3] 詹光,刘艳华.飞翼布局在无人侦察作战飞机上的应用探讨[J].飞机设计,2007, 27(5):7-11.

[4] 武文康,张彬乾.战斗机气动布局设计[M].西安:西北工业大学出版社, 2005:120.

[5] 杨青真,郑勇.前机身/进气道的一体化数值模拟[J].计算机仿真,2006, 23(11):47-49.

[6] 马高建.一种无人机S弯进气道设计与气动特性研究[D].南京:南京航空航天大学,2007.

[7] 郁新华,马经忠，胡主根，等.边条翼下进气道与飞机一体化流场特性的研究[J].空气动力学学报,2008, 26(2):150-155，162.

[8] 李岳锋,杨青真,孙志强.超椭圆S形进气道的设计及气动性能研究[J].计算机仿真, 2011,28(3):82-85，96.

[9] 张勃,吉洪湖.大宽高比矩形喷管的射流与外流掺混特性的数值研究[J].航空动力学报,2005, 20(1):104-110.

[责任编辑、校对：李 琳]

Analysis Effects of the Inlet-Exhaust System on the Flying Wing UAV Lift-drag Characteristics

LIXiang,ZHAOChang-xia,RONGHai-chun

(Air-floating Platform Department,No.38 Research Institute of CETC,Hefei 230088,China)

With its great advantage in aerodynamic efficiency,structural strength and the stealth performance,the flying wing is widely used in the aerodynamic design of advanced unmanned reconnaissance and combat aircraft.A S-shaped inlet with a rhombus spouts and a 2-D nozzle were designed based on the expressions of the Super-elliptic Method,then an integrated design of the flying wing UAV and the intake and exhaust systems was completed.Effects of the intake and exhaust systems on the flying wing UAV lift-drag characteristics were studied by numerical calculation.The results show that: the installation of the inlet-exhaust system will bring the aircraft a lift increment or a drag reduction in a particular angle of attack range.Besides,the installation of the inlet-exhaust system will change the aircraft fuselage surface pressure distribution.

flying wing;UAV;inlet-exhaust system;aircraft/engine integration design;lift-drag characteristics

2016-11-07

李翔(1989-)，男，安徽亳州人，工程师，主要从事飞行器动力推进系统设计研究。

V211.46

A

1008-9233(2017)01-0008-05