陳偉強(qiáng) 崔旭

【摘 要】進(jìn)入21世紀(jì)后，無(wú)人機(jī)在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中顯示出越來(lái)越重要的作用。其中，軍用無(wú)人機(jī)發(fā)展的重點(diǎn)將集中在長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)、作戰(zhàn)無(wú)人機(jī)、低成本無(wú)人機(jī)以及微型無(wú)人機(jī)上。本文針對(duì)我國(guó)目前的戰(zhàn)略要求，對(duì)聯(lián)結(jié)翼布局設(shè)計(jì)氣動(dòng)特性進(jìn)行研究。通過(guò)調(diào)整前后翼的展長(zhǎng)比、翼隔、翼差角等幾何參數(shù)，具有較好的氣動(dòng)性能。

【關(guān)鍵詞】高空長(zhǎng)航時(shí) 無(wú)人機(jī) 聯(lián)結(jié)翼 總體參數(shù)

海灣戰(zhàn)爭(zhēng)以后，美國(guó)根據(jù)偵查要求，發(fā)展高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)。其拋棄一系列的高空維生系統(tǒng)，減輕了無(wú)人機(jī)的重量，具有更長(zhǎng)的航時(shí)。中國(guó)在80年代開(kāi)始應(yīng)用無(wú)人機(jī)，作為防空體系的靶機(jī)與干擾誘餌。無(wú)人機(jī)在未來(lái)的戰(zhàn)爭(zhēng)中充當(dāng)著越來(lái)越重要的角色，其不僅可以進(jìn)行高空偵查，必要時(shí)還可以對(duì)敵方目標(biāo)進(jìn)行攻擊。無(wú)人機(jī)中的聯(lián)結(jié)翼可以增加機(jī)翼的剛度，使大展弦比的機(jī)翼翼尖位移減小，降低材料要求與成本。

1聯(lián)結(jié)翼布局研究背景

聯(lián)結(jié)翼布局最早由Wolkovitch于1986年提出，具有占用空間小、重量較輕的特點(diǎn)。其需要結(jié)合航跡規(guī)劃靈活合理地選擇飛行路線，不能單純依靠外形隱身來(lái)達(dá)到較高的生存力。從結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的角度來(lái)說(shuō)，聯(lián)結(jié)翼布局所具有的直接力控制能力可為機(jī)動(dòng)性提供必要的技術(shù)保證。聯(lián)結(jié)翼的前翼和后翼相互連接在一起，簡(jiǎn)化為雙支點(diǎn)梁。這使得結(jié)構(gòu)重量與前翼盒段根部所受到的彎矩在氣動(dòng)損失較小的情況下，可明顯減小。所謂菱形翼可以被看作是聯(lián)結(jié)翼的一種形式，該布局可以被定義為一種前翼、后翼連接成在俯視圖和前視圖都構(gòu)成菱形的串聯(lián)式機(jī)翼布局。根據(jù)雙翼空間布置的不同還可分為平列式布局和后翼斜置式布局兩種。布局根據(jù)前、后翼聯(lián)結(jié)方式的不同又可分為翼面直連式和翼尖小翼連接式。研究表明，聯(lián)結(jié)翼布局飛行器， 具有氣動(dòng)效率高、結(jié)構(gòu)重量小的特點(diǎn)。但也存在展向流動(dòng)大、連接處流動(dòng)復(fù)雜等問(wèn)題。作為一種創(chuàng)新型的亞、跨聲速布局，聯(lián)結(jié)翼飛行器在過(guò)去的20多年里吸引了眾多學(xué)者與機(jī)構(gòu)對(duì)其進(jìn)行研究和探索。

2聯(lián)結(jié)翼的氣動(dòng)特性與求解模型

合理的聯(lián)結(jié)翼布局的氣動(dòng)估算模型能夠快速對(duì)聯(lián)結(jié)翼布局進(jìn)行計(jì)算，剔除對(duì)氣動(dòng)影響較小的部分。在模型建立的前期，采用計(jì)算流體力學(xué)方法（CFD）得出各設(shè)計(jì)變量對(duì)氣動(dòng)特性的影響關(guān)系，為求解模型的建立做基礎(chǔ)性鋪墊。通過(guò)將干擾因子引入到模型分析中，解決了升力線理論無(wú)法分析附著渦影響的不足，得出了聯(lián)結(jié)翼布局的氣動(dòng)求解模型。

（1）飛行器氣動(dòng)學(xué)科的計(jì)算方法主要分為三個(gè)精度級(jí)別：氣動(dòng)力工程估算方法為第一級(jí)別，精度最低。通過(guò)對(duì)飛行器幾何外形簡(jiǎn)單的描述來(lái)計(jì)算各部件的升、阻和力矩等性能，最終求和得出全機(jī)氣動(dòng)性能。其特點(diǎn)是求解速度快，但有一定的適用范圍。且飛行器的細(xì)節(jié)特征很難計(jì)算準(zhǔn)確，尤其是各部件的干擾阻力；第二級(jí)精度級(jí)別是升力面理論（渦格法），將物面劃分成若干渦面，用馬蹄渦來(lái)代替面分布的基本漩渦作為升力面的氣動(dòng)模型，該方法思路明晰，計(jì)算簡(jiǎn)便。但只能對(duì)誘導(dǎo)阻力，零升阻力還需要估算完成；第三精度級(jí)別是計(jì)算流體力學(xué)，該方法是目前精度最高的計(jì)算方法。它的基本思想是將空間上和時(shí)間上連續(xù)的流場(chǎng)，用一系列有限個(gè)離散點(diǎn)上的變量值的集合代替。通過(guò)一定的原則和方式建立起關(guān)于這些離散點(diǎn)上場(chǎng)變量之間關(guān)系的方程組，然后通過(guò)求解方程組來(lái)獲得場(chǎng)變量的近似值。

（2）聯(lián)結(jié)翼布局在飛機(jī)上的應(yīng)用研究在國(guó)外早已開(kāi)展，針對(duì)此種布局的氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)都取得了很大進(jìn)展。Wolkovitch早在1986年就提出了聯(lián)結(jié)翼布局的許多新特點(diǎn)，在此后的研究中，多位學(xué)者對(duì)聯(lián)結(jié)翼布局在氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、顫振以及相互耦合關(guān)系方面進(jìn)行了研究。國(guó)內(nèi)學(xué)者針對(duì)聯(lián)結(jié)翼布局的研究開(kāi)展較晚，但也取得了初步的成效，通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)與理論計(jì)算相結(jié)合的方式，獲得了許多有參考價(jià)值的數(shù)據(jù)。但所選擇的計(jì)算模型較為簡(jiǎn)單，不能完整的反映實(shí)際聯(lián)結(jié)翼布局氣動(dòng)力的特點(diǎn)。在分析聯(lián)結(jié)翼布局的誘導(dǎo)阻力時(shí)，很多學(xué)者都采用了基于Prandtl-Munk對(duì)雙翼機(jī)誘導(dǎo)阻力的計(jì)算分析，Prandtl提出干擾因子，用以確定雙翼機(jī)機(jī)翼效率系數(shù)。但與計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比發(fā)現(xiàn)采用這種方法計(jì)算出的翼展效率因子過(guò)小，這主要是因?yàn)樵摾碚摷俣ㄇ耙懋a(chǎn)生的脫體渦不破裂并和自由流平行，Munk提出的假設(shè)過(guò)高的估計(jì)了后翼與前翼交錯(cuò)部位的下洗及上洗影響。

（3）基于升力線理論對(duì)誘導(dǎo)速度的定義展開(kāi)的升力線理論的基本思想是，通過(guò)把機(jī)翼的每一個(gè)縱向剖面上的流動(dòng)看作是均勻流繞該剖面（翼型）的二維平面流動(dòng)。升力線理論僅能分析脫體渦的影響，對(duì)采用較大后掠角的機(jī)翼還需考慮附著渦的影響。在研究此類問(wèn)題時(shí)通常采用升力面理論，升力面理論主要是將機(jī)翼劃分成若干微塊，通過(guò)求解各微塊間的渦強(qiáng)并求和進(jìn)而獲得所需的氣動(dòng)數(shù)據(jù)。由于聯(lián)結(jié)翼布局的前、后翼后掠角超過(guò)了升力線理論的適用范圍，不能僅僅將機(jī)翼簡(jiǎn)化為一條直的、變渦強(qiáng)的升力線，應(yīng)加入附著渦的影響。因此在研究過(guò)程中引入了干擾因子，即不直接研究附著渦的影響，而是通過(guò)干擾因子進(jìn)行了修正。

（4）聯(lián)結(jié)翼布局并不是對(duì)升力線理論的直接應(yīng)用，因此不受經(jīng)典升力線理論的適用范圍的約束。聯(lián)結(jié)翼布局具有氣動(dòng)結(jié)構(gòu)強(qiáng)耦合的特點(diǎn)，單純從氣動(dòng)力的角度分析，無(wú)法得到系統(tǒng)級(jí)最優(yōu)。從理論上講，采用翼尖連接方式氣動(dòng)效率最高，但實(shí)際情況確是，當(dāng)高亞音速巡航時(shí)，翼表面氣動(dòng)載荷較大，采用翼內(nèi)連接要比翼梢連接更輕，使得翼梢連接在氣動(dòng)上的優(yōu)點(diǎn)被結(jié)構(gòu)重量的增加所抵消。當(dāng)巡航速度較小時(shí)，翼載荷較小，翼尖聯(lián)接則成為可行的方案。當(dāng)前翼展弦比一定的情況下，兩翼間翼隔2倍于平均氣動(dòng)力弦，展長(zhǎng)比為1時(shí) （即翼尖連接）時(shí)，布局具有最佳翼展效率因子，可有效降低總誘阻。

3結(jié)語(yǔ)

聯(lián)結(jié)翼布局的氣動(dòng)估算模型，與CFD數(shù)值方法結(jié)果對(duì)比，具有足夠的精度。能夠滿足方案設(shè)計(jì)階段對(duì)布局氣動(dòng)特性的評(píng)估需要，是一種適合低速及高亞音速速度范圍的布局形式。與單翼布局相比，在機(jī)翼面積、巡航速度一定，后掠角相同，前翼翼展不變的情況下，合理選擇展長(zhǎng)比與翼隔可使總誘導(dǎo)阻力降低。

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大學(xué)生創(chuàng)新創(chuàng)業(yè)項(xiàng)目：項(xiàng)目名稱：飛行器的氣動(dòng)及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析，項(xiàng)目編號(hào)：DCS140104。