前缘尖化对飞翼布局飞行器气动隐身性能影响

洪苇江，李小婷，薛 晖，杨 乐，杨道宁

（1.军委装备发展部某中心，北京 100034；2.北京机电工程研究所，北京 100074；3.航天工程大学宇航科学与技术系，北京 101416）

飞翼布局气动效率与隐身性能俱佳［1］，是下一代作战飞机主流外形布局设计方案之一。对于巡航速度设计点为亚声速的飞行器，出于和缓前缘流动加速、降低逆压梯度及在较大的迎角范围内保持附着流动的考虑，翼型一般采用头部较为饱满的超临界翼型或者层流翼型。其中，层流翼型的低头力矩较超临界翼型小，更适用于俯仰通道操纵能力相对正常式布局弱的飞翼布局飞行器。由于翼身高度融合，无垂尾、平尾等部件，飞翼布局拥有优秀的外形隐身能力。基于此，围绕翼身融合体开展精细化修形是进一步提高飞翼布局隐身性能的重要设计途径之一。

目前，美国B⁃2 轰炸机与X⁃47B 两型飞机的机头附近区域采取减小前缘半径、下表面向内凹陷等前缘尖化设计手段提升整机隐身性能，实现了工程化应用［2］。近年来，国内学者对飞翼布局飞行器前缘尖化开展了相关研究。张彬乾等［3］采用数值模拟仿真手段，针对翼型开展了气动隐身优化设计，给出了前缘半径、弯度、厚度等翼型设计参数选取原则；张乐［4］提出一种尖前缘飞翼布局构型，并围绕巡航状态开展了气动隐身计算分析。樊华羽等［5］采用多目标粒子群优化算法对飞翼布局无人机开展了气动隐身多目标优化设计。

飞翼布局飞行器由于取消了平尾，使得气动焦点靠前，纵向静稳定度较正常式布局低，特别是对于中/大展弦比飞翼构型，纵向尺寸较短，俯仰操纵能力设计裕度较低［6］。因此在设计飞翼布局飞行器时，除了关注巡航状态下的气动性能外，设计人员也非常关注起降性能。本文以亚声速飞翼布局飞行器为研究对象，在飞行包线内选取起降状态和巡航状态进行分析。采用CFD 方法开展前缘尖化范围对飞翼布局飞行器气动性能影响的研究工作。采用低频算法对典型电磁波入射频率下，飞行器电磁散射特征开展研究。重点分析前缘尖化范围对隐身性能带来的影响，为此类飞行器气动隐身综合优化设计提供参考。

1 飞翼布局模型

本文所研究的飞翼布局构型与控制参数如图1 所示。飞翼布局构型翼身融合程度高，飞行器前缘镜面反射是其头向角域雷达散射截面（Radar cross section，RCS）重要的贡献源，而较大的前缘半径可能会带来更为显著的镜面反射效应［7⁃8］。因此，采用合理适当的外形修形手段，将镜面反射削减为较弱的尖顶散射和边缘绕射，是一种较为可行的隐身修形设计思路。

图1 飞翼布局飞行器模型与控制参数Fig.1 Flying-wing aircraft model and control parameters

本文以大幅缩减翼型前缘半径作为尖化方法，钝前缘翼型采用r1=0.035l1的层流翼型，尖前缘翼型则基于该层流翼型，缩减翼型前缘半径r2至0.002 4l1（约为6.9%r1）。并以上述两种翼型为基础，构建3 种沿展向尖化范围不同的飞翼飞行器三维外形，分别是钝前缘外形、尖前缘A 外形和尖前缘B 外形，以研究前缘尖化对飞翼布局飞行器气动隐身性能影响，具体构建方法如下：

对于钝前缘外形，6 个控制剖面a～f翼型基于钝前缘翼型设计，具有明显的钝头部特征。对于尖前缘外形，由机身对称面a向外一定范围内，用尖前缘翼型替换钝前缘翼型。为研究前缘尖化外形的气动、隐身性能，本文设置了前缘尖化范围约占整个内翼段展向1/3 的尖前缘A 外形。该外形a～b站位使用尖前缘翼型，b～c为过渡区，c～f站位使用钝前缘翼型。为研究比对前缘尖化范围对气动、隐身性能的影响，本文设置尖化范围更大的尖前缘B 外形。该外形a～c站位使用尖前缘翼型，c～d为过渡区，d～f站位使用钝前缘外形，前缘尖化范围较尖前缘A外形扩大一倍。上述3 种外形的侧视图对比如图2 所示，表1 给出了本文研究飞翼布局的具体参数。

表1 飞翼布局飞行器具体尺寸参数Table 1 Specific size parameters of flying‑wing aircraft

图2 3 种外形侧视图Fig.2 Side view of three shapes

2 计算方法

2.1 气动性能计算方法及验证

本文的气动性能数值模拟计算以RANS 方程作为控制方程，运用有限体积法离散，选取k⁃ωSST 两方程湍流模型［9］，该模型充分考虑了边界层内的流动，在近壁面求解原始k⁃ω方程，通过过渡转换方程，逐渐向远壁面求解k⁃e方程［10］。相比标准k⁃ω模型，其拥有更高的流场求解准确度。

为分析网格数量对数值模拟计算结果的影响，针对尖前缘A 外形，在保证壁面函数中y+≈1 的情况下，采用H 型拓扑方式，对半模型进行网格划分，分别构建生成粗网格（168 万个单元）、中网格（262 万个单元）和细网格（493 万个单元）3 套数量不同的结构化网格。围绕Ma=0.6，H=20 km 状态开展数值模拟仿真。图3 给出了阻力系数、升力系数和俯仰力矩系数对比。

图3 不同网格数量下全机气动力/力矩曲线对比Fig.3 Comparison of longitudinal aerodynamic characteristics under different grids conditions

由图3 可以看出：中网格和细网格阻力系数基本一致，粗网格阻力系数略小；升力系数三者基本一致；网格数量对俯仰力矩系数斜率略有影响，网格量越大，随着迎角增大，斜率略有降低，但总体上差异不大。为兼顾计算精度和效率，本文采用中网格，如图4 所示。

图4 数值计算网格Fig.4 Grid for numerical simulation

为验证本文所选用数值模拟方法的可靠性，选取DLR⁃F6 翼身组合体［11］作为验证算例。计算状态为Ma=0.75、α=0.49°、Re=3.0×106，划分生成半模结构化网格，网格数量689 万个（y+≈1），翼身组合体表面网格分布情况如图5 所示。

图5 校验计算所用网格Fig.5 Grid for checking computation

图6 给出了DLR⁃F6 翼身组合体4 个典型位置截面示意，y为沿展向坐标，b为全展长。图7 为各截面压力系数Cp计算结果和试验值［12］的对比。由图7 可以看出，计算值与试验值吻合良好，激波位置与强度捕捉较准确，所采用的CFD 方法可以较有效地反映流场特性，说明了本文采用的CFD 方法和流场求解器合理，满足研究所需。

式中：为开口管桩在土塞不完全闭塞条件下的单桩承载力；为开口管桩在土塞完全闭塞条件下的单桩承载力；为桩外侧摩阻力；为桩内侧摩阻力；为桩环底端阻力；为桩土塞阻力；为土塞自重。

图6 展向典型截面位置示意图Fig.6 Arrange of typical section in spanwise direction

图7 DLR-F6 翼身组合体压力系数分布与试验数据[12]对比Fig.7 Pressure coefficient distribution comparison between computational results and experimental results[12] of DLR⁃F6 wing⁃body configuration

2.2 隐身性能计算方法与校验

对于飞行器类目标，当前主流计算方法有多层快速多极子算法（Multi⁃level fast multiple method，MLFMM）、物理光学法（Physical optics，PO）以及矩量法。本文研究对象为电大尺寸目标，考虑前缘尖化部位尺寸较小，对于计算精确度有着较高的需求。本文电磁散射仿真采用MLFMM 算法。该算法是一种基于矩量法的快速算法，对于复杂电大目标计算拥有较高精确度，同时兼顾了计算效率。

为验证MLFMM 算法的有效性，选取圆锥为验证对象。圆锥锥底半径80.3 mm，锥角22°36'，贴体生成三角形表面网格，网格单元最大尺寸为λ/10。雷达工作频率6 GHz，水平极化。图8 给出了角域0°～180°状态下的计算与试验值［13］对比。可以看出，计算值与试验结果具有较好的重合度，虽然计算结果的波谷点出现较少，但是对于RCS 曲线趋势预测正确，针对波峰的幅值和出现方位角作出了较为精确的预测。说明本文采用的计算方法对于具有尖锐头部特征的金属体RCS 有效。

图8 圆锥体RCS 试验值[13]与MLFMM 算法计算对比Fig.8 Comparison between experimental results[13] and com⁃putational results of MLFMM of cone model

本文研究的飞翼布局飞行器模型俯仰角与滚转角均设定为0°，计算方位角范围为0°～360°，雷达波入射频率为2，4 GHz。视模型为金属目标，生成三角形表面网格，表面网格最大尺寸为λ/10，为确保前缘尖化附近部位的网格适应性，对前后缘进行适当加密，模型的网格总量为20 万个。重点分析±30°附近角域内的RCS 变化情况。通过对比钝前缘外形和两种尖化范围不同的尖前缘外形的电磁散射特征，研究分析前缘尖化对飞翼布局飞行器隐身性能的影响。

3 气动特性计算结果与分析

3.1 起降状态

起降状态下计算条件为：Ma=0.2、高度H=0 km，温度、压强等大气参数由标准大气表查表得到，计算迎角范围为-2°～16°。

图9 给出了起降状态下全机气动力/力矩曲线对比。三外形阻力系数在中小迎角状态下相差不大，在大迎角区域略有差异。升力方面，三外形在迎角为-2°～10°范围内均呈现线性增长，升力系数曲线斜率基本相当。迎角大于10°后非线性增长，钝前缘外形失速迎角在14°附近，尖前缘B 外形升力系数拐点出现较早，失速迎角提前至12°附近。对于尖化范围小于B 外形的A 外形，失速迎角和钝前缘外形基本相当，但迎角进一步增加后升力系数下降更为迅速。俯仰力矩方面，在线性段，尖前缘外形的俯仰力矩系数曲线斜率较钝前缘外形更为陡峭，气动焦点无量纲位置相对钝前缘外形略有后移。进入非线性段后，随着迎角进一步增加，三外形的俯仰力矩系数曲线均表现出明显的上扬趋势，尖前缘外形在气动非线性区域的俯仰力矩较钝前缘外形更为和缓，在失速特性上有一定的改善。

图9 起降状态下全机气动力/力矩曲线对比（Ma=0.2, H=0 km）Fig.9 Comparison of longitudinal aerodynamic characteristics under takeoff and landing condition（Ma=0.2, H=0 km）

大迎角状态下，钝前缘外形与尖前缘A 外形表面极限流线曲线如图10 所示。α=10°时，由于机翼后掠效应，原始外形与尖前缘A 外形的机翼后缘部位展向流动显著。随着附面层向翼梢堆积，原始外形翼梢出现分离涡，而尖前缘A 外形翼梢仅前缘部分出现气流附着差的情况，说明原始外形机翼展向流动更为剧烈。表现在全机俯仰力矩上，原始外形较尖前缘A 外形的俯仰力矩系数曲线上扬更为显著，纵向静稳定度急剧变小，甚至反号。随着迎角进一步增大至16°时，两外形的上表面均出现较大面积的分离涡以及回流区域。由于尖前缘A 外形头部附近前缘半径非常小，气流经过头部后附着能力差，产生较为明显的展向流动趋势，引起内翼段后缘产生较大范围的分离涡，随着迎角增大，分离涡区域进一步增大，外翼段出现了较为严重回流以及分离涡。上述情形综合作用下，两外形的气动性能进一步恶化，俯仰力矩曲线上扬，呈现纵向静不稳定。

图10 大迎角状态钝前缘与尖前缘A 外形上表面极限流线曲线对比Fig.10 Upper surface limit streamline comparison between shape with blunt leading edge and shape A with sharp leading edge at high angle of attack

A、B 外形大迎角状态下上表面极限流线曲线如图11 所示。α=12°时，尖前缘B 外形外翼段形成分离涡且后缘出现较大区域回流，内翼段后缘也已形成小范围分离涡。随着迎角进一步增加，外翼段和内翼段的分离涡区域逐渐扩大的同时，相互靠近。α=16°时，前缘尖化部位来流无法附着，沿展向流动至内外翼转折处，促使原本在内外翼的两个分离涡相遇合并形成一组旋转方向相同的分离涡，使得机翼中段出现大范围分离区域。与此相比，尖前缘A 外形由于前缘尖化范围小，其表面气流附着情况好于B 外形。该两外形大迎角状态下的流场特征与其宏观上表现出的气动性能相符。

图11 大迎角状态尖前缘A、B 外形上表面极限流线曲线对比Fig.11 Upper surface limit streamline comparison between shapes A and B at high angle of attack

3.2 巡航飞行

巡航飞行状态下计算条件为：Ma=0.6、高度H=20 km，温度、压强等大气参数由标准大气表查表得到，计算迎角范围为-2°～8°。

图12 给出了3 种外形的升阻力、升阻比以及俯仰力矩曲线。可以看出，尖前缘外形的阻力系数要高于钝前缘外形，但是随着迎角增加，阻力系数量值上的差异逐渐减小。从升力系数量值上看，三者没有明显差别，前缘尖化修形没有对升力产生显著影响。升阻比方面，钝前缘外形较经过前缘尖化修形的外形略高，且随着前缘尖化范围的扩大，升阻比略有降低。三外形均在α=4°附近达到最大升阻比，钝前缘外形、尖前缘A 外形和尖前缘B 外形的（CL/CD）max分别为17.5、17.2 和17.0。在相同正迎角下配平本文所研究的飞翼布局飞行器，应当向上偏转布置于机翼后缘的副翼产生抬头力矩，以抵消干净构型本身的低头力矩，建立起俯仰方向上的力矩平衡。从图12（d）可以看出，随着前缘尖化范围扩大，俯仰力矩系数偏线逐渐向上平移，意味着干净构型低头力矩量值的降低。此时副翼上偏更小的角度即可产生足够的配平力矩。纵向配平舵偏角的减小对于全机气动力特性有两方面影响。一方面由舵面上偏引起的升力损失变小，另一方面降低了舵面偏转带来的阻力增量，上述两因素共同叠加，有利于巡航状态下配平升阻比的提升。

图12 巡航状态下纵向气动特性对比Fig.12 Comparison of longitudinal aerodynamic characteristics under cruise condition（Ma=0.6，H=20 km）

图13 给出了在迎角4°时，不同站位处的压力系数分布对比情况。由b站位处压力分布可知，前缘尖化使得上表面气流难以附着，导致上表面吸力较钝前缘外形弱。下表面凹陷起到阻滞气流作用，使得头部下表面附近压力系数明显增加，由于远离重心，产生了一定量的抬头力矩。对于c站位，尖前缘A 外形已由尖前缘外形变为钝前缘外形，因此，其头部Cp曲线介于钝前缘外形和尖前缘B 外形之间，解释了宏观气动力矩上，随着前缘尖化范围扩大，Cm曲线逐渐向上移动的现象。3 种外形在d站位处均为钝前缘翼型，Cp曲线基本重合。

图13 不同站位下压力系数分布对比Fig.13 Pressure coefficient comparison at different stations

4 隐身特性计算结果与分析

对空警戒雷达通常采用主天线产生水平极化波束减少地面杂波干扰［14］，本节开展入射雷达波频率分别为2，4 GHz，水平极化条件下的尖前缘飞翼布局飞行器单站隐身特性仿真分析（图14）。

图14 RCS 仿真计算结果对比Fig.14 Comparison of RCS computational results

从图14 可以看出：3 种外形的RCS 曲线趋势较为一致，均在±35°、±90°、±145°附近出现6 个波峰。分析头向±30°附近范围内RCS，可观察到，采取前缘尖化的外形，头向±30°范围内RCS 较钝前缘外形明显降低。原因是前缘尖化修形措施有效降低了来自飞行器头部前缘的镜面反射贡献。同时，尖前缘外形在±35°的波峰较钝前缘略有降低。对于亚声速飞翼布局隐身飞机，机翼后掠角的设计与隐身设计思路高度相关，一般应大于头向威胁角域，以达到将前向电磁波反射波峰“堆积”在前向雷达威胁区域范围外的目的。从仿真结果看，前缘尖化是一种成功的隐身修形手段。

从表2，3 可看出，在入射频率2，4 GHz 条件下，尖前缘A、B 外形在±30°、±45°、±360°角域范围内的RCS 均值与峰值小于钝前缘外形，特别是在前向±30°和±45°角域范围内尤为显著，进一步说明了前缘尖化在隐身性能提高方面的设计有效性。

表2 2 GHz 下RCS 统计对比Table 2 RCS comparison at frequency of 2 GHz dBsm

表3 4 GHz 下RCS 统计对比Table 3 RCS comparison at frequency of 4 GHz dBsm

分析前缘尖化范围对头向隐身性能的影响。入射波频率为2 GHz 时，尖前缘A 外形和尖前缘B外形在±45°和±360°角域范围内的RCS 峰值均为4.78 dBsm 和-3.42 dBsm，尖前缘B 外形的RCS峰值较尖前缘A 外形更小。尖前缘A、B 两外形在±30° 角域范围内的RCS 平均值分别为-29.60 dBsm 和-30.32dBsm，±45°角域范围内的RCS平均值分别为-24.91 dBsm和-25.04 dBsm，360°全向角域范围内的RCS 平均值分别为-23.40 dBsm 和-24.82 dBsm，B 外形略小于A 外形。随着频率增大到4 GHz，仍能得到相似的结论。综上，前缘尖化范围的扩大，有利于缩减前向区域RCS，对隐身性能的提升有一定的帮助。

5 结论

通过对不同前缘尖化范围的飞翼布局飞行器开展起降、巡航飞行状态下的气动性能仿真分析，结合典型突防条件下的电磁散射仿真结果，得出以下主要结论：

（1）气动性能仿真结果表明，沿展向大范围尖化前缘，使得失速迎角提前，减小飞行器可用迎角范围，削弱起降性能。选择适当的前缘尖化范围，可有效降低前缘尖化对于飞翼飞行器起降状态下的气动性能不利影响，和缓气动非线性段区域力矩，改善失速特性。对于巡航状态，随着前缘尖化范围的扩大，阻力增大，最大升阻比略有下降。但是下表面“凹陷”带来的抬头力矩有利于减小舵面配平带来的升力损失与阻力增量，有利于配平升阻比的提升。

（2）隐身性能仿真结果表明，前缘尖化修形可降低前向角域雷达回波强度，沿展向向外扩大前缘尖化范围可进一步缩减前向附近范围内RCS，从而有效提升隐身突防性能。

（3）前缘尖化修形与气动/隐身性能高度关联。对于亚声速飞行器，前缘尖化作为一种有效的隐身性能优化修形措施，为气动性能带来一定的不利影响。因此在飞翼飞行器气动隐身一体化设计工作中应当充分考虑尖化修形范围对气动与隐身性能的影响，追求高外形隐身性能的同时，考虑对气动性能的影响。统筹考量飞行性能需求和突防能力需求，开展气动与隐身专业联合设计，确定适当的前缘尖化范围，达到提升飞翼布局飞行器综合战技指标的目的。

在平衡计算精度与计算能力的前提下，深入研究基于气动/隐身紧耦合优化思想的飞行器外形多目标设计方法，建立一套高效的优化流程与算法，是下一步的研究重点，该工作对于提升优化设计效率及缩短总体方案闭合周期具有重要意义。