无人战斗机缩比训练机气动特性计算分析

王允良，刘湘一，刘书岩，郁大照

（海军航空大学，山东烟台264001）

无人战斗机缩比训练机气动特性计算分析

王允良，刘湘一，刘书岩，郁大照

（海军航空大学，山东烟台264001）

针对无人战斗机系统维护和飞行训练耗费巨大的问题，借鉴缩比模型验证机飞行试验的思路，研制具有相同飞行性能和操纵特性的缩比训练机。应用相似性原理，通过相似参数分析获得了缩比机与全尺寸原型机的飞行范围。在缩比机几何外形的基础上，应用Gridgen软件创建机体周围流场的非结构网格。通过Fluent软件，计算了缩比机纵向气动特性。根据俯仰力矩系数估算出全机气动中心位置，为缩比机的操纵性稳定性研究和控制率设计奠定了基础。

无人战斗机；缩比机；相似理论；气动特性计算

随着航空工程技术的飞速发展，无人机系统的作战能力持续提高，无人战斗机（UCAV）将成为未来海空战的主力，担负起压制敌防空系统、对面攻击、空中格斗等任务。无人机战斗机结构简单、配置多样、机动性强，在气动布局的选择方面具有较大灵活性[1-2]。无人机系统造价昂贵，维修维护费用较高。为了高效地完成日常使用维护训练、模拟飞行、原理教学以及操作人员培训等任务，针对现有无人机系统研制具有相同飞行性能和操纵特点的缩比训练机，在大幅节省无人机系统维护保障经费同时，亦可达到培训和训练目的，提高无人机装备的保障能力和作战使用能力。

缩比模型验证机飞行试验是在飞行器设计阶段验证气动数值计算和风洞实验数据的有效方式，为预测飞行特性、设计控制系统奠定了基础[3-4]。随着控制技术、材料科学、通信技术的进步，满足科研需求的小型化数据采集设备、小型动力装置、轻型化结构、可靠的数据链、微小型飞行控制系统等基础软硬件的逐渐普及，缩比模型验证机飞行试验成为降低新机研制成本和风险、缩短了研制周期的有效技术途径[5-6]。通过缩比模型飞行试验，可以获得失速/尾旋试验数据，研究飞机失速特性及改出方法，验证理论计算和风洞试验结果，为飞行员从事新机试飞提供正确的操纵参考，确保飞行安全[7]。对飞翼这样的新型气动布局飞行器，针对其舵效低、静不稳定裕度强、耦合严重等不利因素，以缩比模型机为控制对象，分析其气动特性，对纵向和横航向进行增稳回路设计，完成了全流程飞行控制律的设计[8]。变稳飞机通过采用相似性匹配技术，模拟目标飞机的飞行动态响应，使驾驶员感受到目标飞机的飞行品质，提高飞行模拟的逼真度[9]。本文针对无人战斗机飞行训练问题，在相似性原理的基础上，给出了其缩比训练机的飞行高度范围。应用计算流体力学（CFD）方法，计算并分析缩比机的纵向气动特性，为进一步的飞行性能分析和控制率设计奠定了基础。

1 相似性原理

缩比训练机不仅要与全尺寸原型机满足几何相似，并按一定比例缩小，而且应满足气动力相似。这样才能确保缩比机与原型机具有相同空气动力特性和飞行性能[10-11]。

设有流经2个不同物体的流场，如果满足以下条件，则称这2个流场是动力相似的[12]：

1）流谱几何相似；

3）物体的气动力系数相同。

确保2个流场动力相似的条件为：①物体及其他边界几何相似；②2个流场具有相同的相似参数，即马赫数Ma、雷诺数Re。

缩比模型试飞可以实现完全相似条件下的流动模拟。由于大气密度随高度而变化，通过组合飞行高度、速度和缩尺比例可以实现与全尺寸原型机相同的马赫数与雷诺数[13-14]。

飞机相对来流的马赫数Ma∞与雷诺数Re∞定义表达式分别为：

式（1）、（2）中：V∞为飞行器飞行速度；a∞、ρ∞、μ∞、ν∞分别为飞行器相对来流，即飞行高度上的大气参数（声速、密度、动力粘性系数和运动粘性系数）；L为参考长度，对于飞行器而言，一般取为机翼的平均气动弦长cA。

根据相似性原理，要保证缩比机和全尺寸原型机流场的动力相似，需满足：

式（3）中：M代表缩比机；F代表全尺寸原型机。

根据马赫数与雷诺数定义表达式，有

由于缩比机尺寸小于全尺寸原型机，则

因此，

结合图1所示大气声速与运动粘度之比的变化规律，由式（6）可以看出，在保证飞行器气动特性相同的前提下，缩比机可以在更低的飞行高度上，模拟全尺寸原型机的气动特性。

2 缩比训练机气动布局

根据任务使命要求，无人战斗机应具有大升力、高升阻比、机动性强的特点。鸭式布局配平阻力较小，鸭翼与主机翼间的近距耦合可获得较大的涡升力，鸭翼因不受主机翼尾流干扰操纵效能较高。因此，无人战斗机采用鸭式布局是适宜的。

缩比训练机气动布局如图2所示，沿机身轴线由机头指向机尾定义为x轴，y轴位于机体对称面内垂直于x轴向上，z轴由x轴和y轴根据右手定则确定。在该坐标系下，建立机体CAD模型，为气动特性计算奠定基础。缩比机主机翼翼展b=3 m。半模机翼参考面积Sref=2.103 6 m2；机翼平均气动弦长为cA=0.727 9 m。

3 气动力特性计算分析

在缩比机CAD模型的基础上，应用Gridgen软件对机体周围空气流场区域进行网格划分[15]。为了分析缩比机纵向气动特性，可建立如图3所示的半模网格。

流场区域采用非结构网格进行离散化。与缩比机对称面重合的网格表面定义为“对称面”边界，缩比机外表面定义为“物面”边界，远离“物面”的网格外表面定义为“速度入口”边界。

将机体外部流场网格导入FLUENT软件，使用基于密度的求解器，Roe格式离散算法、S-A湍流模型，选择一阶迎风离散格式[16-18]。参考面积取半模机翼参考面积Sref，参考长度取机翼平均气动弦长cA。

计算缩比机在海平面标准大气条件下，低速飞行时气动力随迎角的变化规律，如图4所示。

计算数据表明，缩比机临界迎角约为35°，超过该迎角后，进入失速状态，升力系数明显下降。鸭翼自由涡对主机翼边界层的加速作用，使缩比机临界迎角较大，可以获得较大的升力。在小迎角状态下，缩比机阻力系数较小，此时摩擦阻力占主导；随着迎角逐渐增大，升力系数增大导致诱导阻力增大；当接近并超过临界迎角后，机体表面边界层分离导致压差阻力大幅增加。因此，随着迎角逐渐增大，缩比机阻力系数增大的幅度越来越大。在迎角α=4°的状态下，缩比机的升阻比达到了最大值12，确保优越的机动性。

缩比机相对于机头顶点的俯仰力矩系数Cm随迎角α的变化趋势如图5所示。

根据俯仰力矩系数随迎角的变化规律，应用下式进行差分计算：

式（7）中：ˉref为俯仰力矩参考点位置；ˉac为焦点位置系数；CL为升力系数；Cmα为俯仰力矩系数对迎角的导数。

可以算得在中小迎角范围内缩比机气动中心到机头的距离为1.758 m，如图6所示。气动中心的位置决定了全机静稳定裕度，是分析操稳特性、设计控制率的基础。

4 结束语

本文通过流场相似参数分析，得出了缩比训练机与全尺寸原型机飞行范围的差别。应用CFD方法计算了缩比机升力系数、阻力系数、俯仰力矩系数随飞行迎角的变化规律，并估算了全机气动中心位置，为后续的操稳特性分析和控制率设计奠定了基础。缩比训练机的研制对强化无人机系统的飞行操作和使用维护训练，节省无人机系统维护保障经费具有重要意义。

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Aerodynamic Performance Computation Analysis of the Subscale UCAV for Training

WANG Yunliang,LIU Xiangyi,LIU Shuyan,YU Dazhao
（Naval Aviation University,Yantai Shandong 264001,China）

In order to decrease the maintenance and flight training cost of UCAV,a subscale model for training with the same flight performance and controlling characteristic as full scale prototype vehicle ass developed referring to the flight test of subscale model during the process of aircraft design.According to similar parameters analysis with the similarity theory,the flight alitude of subscale model was compared to the full scale prototype vehicle.The geometry of the subscale model was imported to Gridgen soft to build the flow field around the model with unstructured grid.The longitudinal aerodynamic performances of the subscale model were computed by Fluent soft.The position of aerodynamic center was estimated with pitch moment coefficient data.It prepares for the further work at controllability/stability investigation and control law design.

UCAV;subscale aircraft;similarity theory;aerodynamic performance computation

V279；V221

A

1673-1522（2017）05-0473-05

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.05.011

2017-02-14；

2017-07-22

王允良（1977-），男，讲师，博士。