不同类型的翼梢小翼在无人机设计中的应用

王 丹，陶于金，李沛峰，雷金奎

（西北工业大学第365研究所，西安710065）

不同类型的翼梢小翼在无人机设计中的应用

王 丹，陶于金，李沛峰，雷金奎

（西北工业大学第365研究所，西安710065）

针对某型无人机进行融合式、双叉弯刀式2种不同形式翼梢小翼设计，对6组不同参数的小翼构型进行了基于RNAS控制方程的数值模拟计算，结果表明，双叉弯刀式小翼在气动效率的提高、横航向稳定性影响方面明显优于融合式翼梢小翼。结合数值模拟计算结果，从气动机理上对加装翼梢小翼后的纵向、横航向特性影响进行了分析，得出了2种不同形式小翼的气动特点及其各参数对气动性能的影响，其结论对中小型无人机翼梢小翼的设计提供了一定的参考依据。

无人机；融合式小翼；双叉弯刀小翼；横航向稳定性；气动机理

翼梢小翼的增升减阻性能已被实验和实际飞行结果证实[1-5]，现代大型客机如波音787、737-800、空客A320、A380等，都采用专门匹配设计的翼梢小翼，而近年来越来越多的无人机也开始采用翼梢小翼来提高航程、航时和经济效能。在翼梢小翼的设计中，其增升减阻的效能、翼根弯矩增加的百分比常受到设计者重点关注，而针对翼梢小翼对飞机横航向性能的影响研究较少[6-12]。翼梢小翼通过削弱翼尖涡来降低机翼的诱导阻力[13-14]，实际上是改变了机翼上的载荷分布，加之小翼本身产生一定的气动力，由此带来的总力和力矩的变化，除了对全机巡航效率产生影响外，还会对飞机横航向特性产生较大影响，在小翼设计中必须考虑，否则将导致飞机飞行品质变差，得不偿失。

本文以某型无人机为例，该型无人机为上单翼、双尾撑、H尾布局，对其分别加装融合式翼梢小翼和双叉弯刀式小翼，在全机构型下进行气动仿真分析，对比了2种不同形式的翼梢小翼参数及同一形式下、不同几何参数的小翼在升阻特性、横航向特性等方面的影响，给出了无人机翼梢小翼的设计建议。

1 气动仿真方法

本文采用CFD数值模拟计算对某型无人机加装翼梢小翼后的全机构型进行气动仿真。流场求解方程为RANS方程，空间离散格式为格心格式，方程离散采用有限体积法，湍流模型采用SST模型[15-17]。流场网格为结构网格，网格单元数约400万。主要计算参数为：Ma=0.12，Re=2.4×106（单位尺度雷诺数）。

直角坐标系下数值模拟的控制方程如下：

在涡粘性假设下：

考虑到方程的封闭：

上述各式中：Ω为控制体；∂Ω是控制体的边界；ρ、u、v、w、p、T、e分别表示气体的密度、x、y和z方向的速度分量、压强、温度以及单位体积的总内能；nx、ny和nz是网格面的外法线向量n在x、y、z上的分量；dS表示面积分的微元；μl、μt分别为层流和湍流粘性系数；prl、prt分别为层流和湍流Prandtl数；γ是气体的比热比，理想气体的值是1.4。

层流粘性系数μl可以由Sutherland公式给出：

2 气动仿真数据分析

本文针对2种形式共6组构型的翼梢小翼进行了无人机全机构型数值模拟计算，图1给出了各翼梢小翼的气动外形，各构型代号及区别如表1所示。

表1 计算构型参数Tab.1 Parameters of winglet

融合式翼梢小翼的控制参数包括小翼剖面翼型、小翼面积、梢根比、展弦比、小翼高度、前缘后掠角、外倾角、安装角、扭转角等。本文主要针对小翼不同的后掠角、外倾角组合进行研究，其他参数固定不变，小翼构型见图1 a）。除上述小翼参数外，机翼和小翼的融合段几何外形参数也是影响气动性能的重要因素，一般情况下，融合段前半段是流管收缩段，后半段是流管扩张段，此处附面层气流受机翼翼梢附面层流动和小翼翼根附面层流动的双重影响，容易发生气流分离，本文后面的计算结果流场显示可以更好地说明这种现象。双叉弯刀式翼梢小翼又称双羽式小翼、双叉弯刀式小翼，波音公司首先在737-800飞机上使用。本文中在融合式翼梢小翼基础上增加下翼梢小翼，形成双叉弯刀式翼梢小翼，见图1 b），对下小翼的相对位置进行变化，见图1 c）、d），讨论其气动性能的影响。

数值模拟结果表明，6组翼梢小翼构型相对于无小翼的基准机翼构型增升减阻效果明显，融合式翼梢小翼（winglet1、winglet2、winglet3）的增升减阻效能总体小于双叉弯刀式的翼梢小翼（winglet4、winglet5、winglet6）。其中，融合式翼梢小翼将最大气动效率(Cl1.5/Cd)max提高了约6.8%（winglet3），双叉弯刀式小翼将最大气动效率提高了约7.7%（winglet6）。同时，各翼梢小翼翼根弯矩增加明显，对应于最大气动效率，winglet3和winglet6的翼根弯矩分别增加了12.9%、14.9%。表2为计算结果的对比情况，可以看出，融合式小翼前缘后掠角对其气动效率的影响不是太大，后掠角小的小翼气动效率略高；双叉弯刀式小翼中，下小翼的位置对其气动效率影响较大，张角较小、位置相对偏上的下小翼其气动效率较高；对于翼根弯矩的增加，6组小翼基本上呈现出一致的规律：气动效率高的构型对应的其翼根弯矩的增幅也较大。

表2 各构型数值模拟计算结果Tab.2 Result by CFD calculation

图2给出了各构型数值模拟计算的纵向特性对比曲线。图2 a）（纵坐标为升力系数，横坐标为攻角）可以看出各翼梢小翼构型下，全机的升力线斜率比无小翼构型的略有增大、最大升力系数变化不大、失速攻角减小，且相较于融合式小翼，双叉弯刀式小翼构型全机的升力线斜率增幅较大，最大升力系数的增大的幅度也较大，而2种小翼构型下全机的失速攻角相同。图2 b）（纵坐标为升力系数，横坐标为阻力系数）给出升阻极曲线图示，在大升力系数下，翼梢小翼的减阻效果更加明显，但当升力系数偏小时，带翼梢小翼构型的全机阻力甚至要大于不带小翼构型的，这说明翼梢小翼的减阻原理是削弱翼尖涡从而减小机翼诱导阻力，但与此同时增加的小翼带来全机浸润面积的增加，从而产生附加的摩擦阻力；机翼的诱导阻力随升力系数的增大而增大。因此，当升力系数较小时诱导阻力也较小，翼梢小翼降低诱导阻力值有限，有可能此处诱导阻力的减小量不足以抵消小翼本身带来的摩擦阻力的增量，此时小翼的贡献即是增大了全机的阻力。由此说明在小翼设计过程中，必须折中的考虑摩擦阻力的增加和诱导阻力的减小，选择合适的小翼面积，使总阻力的减小量最大。图2 c）（纵坐标为纵向力矩系数，横坐标为升力系数）给出了各构型的纵向力矩曲线对比，加装翼梢小翼后机翼载荷外移，而由于机翼外翼段1/4弦线后掠角较小，因而整个机翼基本上类似一个等直梯形翼，全机的力矩曲线斜率变化不大，但在大升力系数时，因翼梢小翼而引起机翼上外翼段的气流分离从而造成全机的低头力矩减小，这点在后面的机翼表面极限流线分析中可证实。

图3给出了攻角12°时各小翼在全机构型下机翼翼梢的表面极限流线图示。可以看出，融合式小翼构型中，小翼后掠角大的翼梢分离区较大，小翼外倾角增大也会导致分离区增大；双叉弯刀式小翼中，下翼梢小翼上移的构型在机翼翼梢的分离区较大。机翼翼梢的气流分离会随着攻角的增大逐渐向内翼段扩散，最终导致机翼失速，相同攻角下气流分离区域的大小指示了可能的失速攻角和最大升力系数的大小的趋势。外翼段一般布有操纵副翼，若过早的出现大面积分离将导致副翼失效，于飞行安全不利。因此，在翼梢小翼的设计中，机翼翼梢的分离情况应得到足够的重视，设计较好的翼梢小翼应能在最大限度地提高机翼气动效能的同时，具有良好的气流分离特性，即翼梢分离出现的尽可能晚、分离区小且扩散缓慢。

图4给出加装翼梢小翼前后，攻角为4°时，侧滑角影响下横航向静稳定性变化曲线。图4 a）中纵坐标为航向力矩系数，横坐标为侧滑角；图4 b）中纵坐标为横向力矩系数，横坐标为侧滑角。可以看出，加装小翼后，横向静稳定性和航向静稳定性均有增大的趋势，并且双叉弯刀式的小翼对横航向静稳定性的影响明显小于融合式翼梢小翼。

飞机侧滑飞行时，产生滚转力矩的主要因素为机翼的上反角、后掠角和垂尾，且上反角、后掠角、垂尾均起横向静稳定的作用；产生偏航力矩的主要因素为垂尾，且垂尾起航向静稳定性作用，而机翼的上反角也起一定的航向静稳定性作用（主要是上反角引起左右机翼阻力的不同从而产生偏航力矩，当飞机右侧滑时左机翼升力、阻力均减小而右机翼升力、阻力均增大，阻力的变化引起飞机右偏航，从而飞机具有航向静稳定性）。从气动布局来看，融合式翼梢小翼在机翼翼梢处向上翻起，相当于机翼翼梢有一个大的上反角，且翼梢处力臂大，因而融合式翼梢小翼有增大飞机横向静稳定性、航向静稳定性的作用。而对于双叉弯刀式的翼梢小翼，相当于在融合式翼梢小翼的下方增加了一个下翼梢小翼，此下翼梢小翼向下翻，类似于翼梢处有一个大的下反角。下反角有降低横向静稳定性和航向稳定性的作用，因而双叉弯刀式的翼梢小翼相比融合式翼梢小翼对飞机的横航向静稳定性影响较小。本文数值模拟计算结果与上述理论分析趋势一致。

横侧静稳定性导数Clβ、Cnβ对飞机横侧扰动运动中的螺旋模态、荷兰滚模态影响较大[18]。由这2种典型模态的物理成因分析可知：当，若飞机受到Δφ＞0的初扰动，飞机将侧滑而产生Vβ＞0。此时，较小的Lβ⋅Δβ左滚力矩有可能被交感力矩所产生的右滚趋势所克服，继而造成飞机右滚，加剧初扰作用，形成飞机不稳定的螺旋轨迹；当，若飞机受到Δβ＞0的初扰，较大的Lβ⋅Δβ力矩使飞机显著左滚，而较小的Nβ⋅Δβ使飞机略向右偏，左滚右偏将产生左侧滑，造成飞机显著右滚而略向左偏，此时由于，有可能产生振幅越来越大的震荡发散现象。由此可知，要想同时保证飞机在两种模态下的稳定性，必须合理的保持Clβ和Cnβ之间的比例。一般情况下，飞行平台在升级改造时不希望飞机的稳定性有过大的变化，而在加装翼梢小翼后，若是变化不大，则认为翼梢小翼对没有明显改变原始飞行平台的模态稳定性，该翼梢小翼与原飞机平台匹配设计较好。由本文的计算结果可以看出，融合式式翼梢小翼较双叉弯刀式翼梢小翼对飞机本身的影响明显大很多。因此，从横航向稳定性方面来说，双叉弯刀式翼梢小翼优于融合式翼梢小翼。而在融合式翼梢小翼中，随着小翼后掠角增大、外倾角增大，减小；在双叉弯刀式小翼中，上、下小翼的相对位置对的影响较大，当下小翼上移或相对于上翼梢小翼的夹角减小时，增大。

3 结论

本文针对某无人机全机构型，对加装融合式翼、双叉弯刀式这2种不同形式的翼梢小翼的6种构型进行了数值模拟计算，通过对计算结果的对比分析以及对不同翼梢小翼气动机理的分析，主要得出了以下结论：

1）从气动效率（(Cl1.5/Cd)max）来看，融合式翼梢小翼的增升减阻效能总体小于双叉弯刀形式的翼梢小翼，而气动效率高的小翼构型相对应其翼根弯矩的增幅也较大；融合式小翼前缘后掠角对其气动效率的影响不大，而随小翼外倾角增大全机的气动效率增大；双叉弯刀式小翼中，张角较小、位置相对偏上的下小翼其气动效率较高。

2）翼梢小翼在减小机翼诱导阻力的同时，带来了摩擦阻力的增加，因而在大升力系数下翼梢小翼的减阻效果更加明显，而小翼的设计应综合考虑诱导阻力和摩擦阻力此消彼长的关系。

3）翼梢小翼与机翼的融合段容易出现气流分离，小翼设计应考虑再提高巡航气动效率的同时尽可能地减小分离区、控制分离的发展。

4）从横航向稳定性方面来说，翼梢小翼使飞机的横向静稳定性和航向静稳定性增大，且双叉弯刀式的小翼对横航向静稳定性的影响明显小于融合式翼梢小翼；融合式翼梢小翼比双叉弯刀式翼梢小翼对飞机本身的影响明显要大，因而从的变化看，双叉弯刀式翼梢小翼优于融合式翼梢小翼。

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Application of Difference forms Winglet Design in the UAV

WANG Dan,TAO Yujin,LI Peifeng,LEI Jinkui
（Institution of 365,Northwestern Polytechnical University,Xi’an 710065,China）

Two different kinds of winglet were designed for the UAV in this paper,which called blended winglet and double fork scimitar winglet respectively.Based on the numerical simulation of the RNAS control equation,analysis of six winglets with different parameters was presented.The result showed that the kind of double fork scimitar winglet had better ability on the aerodynamic efficiency as well as thelateral and directional stability.The aerodynamic principle for airflow around winglet was explained,and also the influence of longitudinal stability,lateral stability.The influences for aerodynamic abilities by geometry characteristics of the two different forms of winglets were described here.At last,there were some valuable conclusions for the UAV winglet design.

UAV;blended winglet;double fork scimitar winglet;lateral and directional stability;aerodynamic principle

V279；V224

A

1673-1522（2017）05-0457-06

10.7682/j.issn.1673-1522.2017.05.008

2017-02-16；

2017-07-02

王 丹（1986-），女，工程师，博士。