段卓毅, 王 偉, 耿建中, 張 健, 李軍府

(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 陜西 西安 710089)

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高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)高效氣動(dòng)力設(shè)計(jì)新挑戰(zhàn)

段卓毅, 王 偉*, 耿建中, 張 健, 李軍府

(中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院, 陜西 西安 710089)

高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)具有飛行雷諾數(shù)低、結(jié)構(gòu)柔性大等設(shè)計(jì)特點(diǎn)，在氣動(dòng)力設(shè)計(jì)時(shí)，一般采用單設(shè)計(jì)點(diǎn)的設(shè)計(jì)思想，即在預(yù)定設(shè)計(jì)狀態(tài)下具有較為優(yōu)異的氣動(dòng)特性，但稍微偏離該設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)，將顯著地削弱其氣動(dòng)力特性，為其高效氣動(dòng)力設(shè)計(jì)帶來諸多新挑戰(zhàn)。本文首先簡要回顧了太陽能飛機(jī)的發(fā)展歷程，并分析了該類飛機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)；隨后，重點(diǎn)介紹了該類飛機(jī)的高效低雷諾數(shù)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)面臨的挑戰(zhàn)及機(jī)翼氣動(dòng)彈性效應(yīng)對全機(jī)氣動(dòng)力特性的影響；最后，分析展望了縮比自由飛驗(yàn)證技術(shù)在該類飛機(jī)高效氣動(dòng)力設(shè)計(jì)中的應(yīng)用。

太陽能無人機(jī)；低雷諾數(shù)；氣動(dòng)力設(shè)計(jì)；氣動(dòng)彈性；縮比自由飛；單設(shè)計(jì)點(diǎn)

0 引 言

飛得更高、飛得更久是航空工作者孜孜追求的目標(biāo)之一。近空間或臨近空間區(qū)域內(nèi)的風(fēng)場變化規(guī)律較為平穩(wěn)，并且具有較高的太陽能利用效率，為大尺度高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)提供了天然的使用環(huán)境；另外，隨著航空科學(xué)技術(shù)與新能源技術(shù)的發(fā)展及其有機(jī)結(jié)合，太陽能動(dòng)力驅(qū)動(dòng)的飛行器僅依靠太陽輻射能量、光伏組件和二次電池組成“采充放”(采能、儲能、供能)系統(tǒng)，再由螺旋槳推進(jìn)系統(tǒng)提供拉力維持飛行，可實(shí)現(xiàn)真正意義上的高空長久不間斷飛行，使人類實(shí)現(xiàn)跨月、跨季度甚至跨年飛行的夢想不再是遙不可及的愿景[1-4]。

若高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)裝載有對地監(jiān)測的遙感設(shè)備，則能夠?qū)Ρ槐O(jiān)測區(qū)域進(jìn)行高分辨率觀測，進(jìn)而達(dá)到實(shí)時(shí)監(jiān)測的目的，可有效地補(bǔ)充衛(wèi)星等對地監(jiān)測的不足。高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)作為通信中繼站時(shí)，與地面通信中繼站相比具有覆蓋區(qū)域廣、直視范圍內(nèi)通信衰減小等優(yōu)點(diǎn)，與衛(wèi)星通信相比具有衰減小、延遲時(shí)間短等優(yōu)點(diǎn)，并且可以多次回收，便于通信系統(tǒng)的快速更新、升級等，而且具有較好的靈活性。高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)作為預(yù)警系統(tǒng)子單元搭載有預(yù)警設(shè)備時(shí)，比常規(guī)機(jī)載預(yù)警系統(tǒng)的滯空能力強(qiáng)，比地面預(yù)警系統(tǒng)具有更高的探測能力、更好的靈活性及安全性，相比預(yù)警衛(wèi)星可以實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)、定點(diǎn)預(yù)警，并且維護(hù)成本相對更低、分辨率更高。高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)可以有效地彌補(bǔ)常規(guī)燃油動(dòng)力飛機(jī)與低軌道衛(wèi)星之間的任務(wù)執(zhí)行空白，補(bǔ)充完善空間信息格柵，具備廣泛的發(fā)展?jié)摿皯?yīng)用前景。這引起了研究者廣泛的研究興趣，并在多個(gè)國家頻繁傳出新的研究進(jìn)展[5-24]。

由于高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)飛行高度較高(一般H>18000 m)，大氣密度低且較為稀薄，其飛行速度又較低，導(dǎo)致其飛行雷諾數(shù)較低，流體流動(dòng)常常處于層流狀態(tài)，抗逆壓梯度能力弱，容易產(chǎn)生分離、轉(zhuǎn)捩等流動(dòng)現(xiàn)象。大量實(shí)驗(yàn)也表明，氣動(dòng)性能隨雷諾數(shù)的降低，將出現(xiàn)急劇下降，從而對高空低速大展弦比高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)帶來較大挑戰(zhàn)。另外，高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)一般采用柔性機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)思想，在氣動(dòng)載荷的作用下，機(jī)翼將產(chǎn)生較大的彈性變形，從而引起氣動(dòng)載荷的重新分布，影響全機(jī)的氣動(dòng)特性，是該類飛機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)面臨的另外一個(gè)挑戰(zhàn)。

本文首先回顧高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀，并分析該類飛機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)，隨后分析了高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)低雷諾數(shù)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)技術(shù)面臨的挑戰(zhàn)和靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)對全機(jī)氣動(dòng)特性的影響，最后討論了縮比自由飛驗(yàn)證技術(shù)在高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的工程應(yīng)用。

1 高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀及設(shè)計(jì)特點(diǎn)分析

1.1 高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀

高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)作為一種很有發(fā)展前途的機(jī)種，受到了許多國家的重視，是偵察衛(wèi)星、有人戰(zhàn)略偵察機(jī)和電子戰(zhàn)飛機(jī)的有效補(bǔ)充，且具有使用維護(hù)成本低廉、低風(fēng)險(xiǎn)、綠色環(huán)保無污染等優(yōu)勢。在大氣環(huán)境監(jiān)測、天氣預(yù)報(bào)、災(zāi)害監(jiān)測、通信中繼、邊境巡邏、廣域持久偵察、電子對抗等軍民用具有廣闊的發(fā)展前景。自1974年11月4日世界上第一架太陽能飛機(jī)Sunrise I首飛至今已有數(shù)十個(gè)太陽能飛機(jī)的研究被公開報(bào)道，如圖1所示。

近十年來，隨著光伏組件轉(zhuǎn)換效率、二次電池能量密度的提高，重力儲能等航跡規(guī)劃技術(shù)的有效應(yīng)用，以及新材料、微電子等技術(shù)的發(fā)展，太陽能無人機(jī)的高空跨晝夜飛行即將實(shí)現(xiàn)的事實(shí)，逐漸得到了研究者的廣泛認(rèn)可。其中獲得連續(xù)資助的主要有美國的“太陽神”系列[15-18]和英國的“西風(fēng)”系列[19]太陽能無人機(jī)等。在試飛的過程中，“太陽神”系列太陽能飛機(jī)曾創(chuàng)下螺旋槳?jiǎng)恿︼w行器最高的飛行高度記錄(突破30km)；2010年7月，“Zephyr 7”以14天22分鐘的連續(xù)飛行刷新了原先由“Zephyr 6”保持的最長飛行時(shí)間的記錄[20]。

根據(jù)高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀及歷程，可以將其設(shè)計(jì)理念的發(fā)展過程劃分為三個(gè)典型階段，如圖2所示：讓“飛機(jī)”飛的概念設(shè)計(jì)階段；讓“載荷”飛的快速發(fā)展階段；讓“能源”飛的工程實(shí)現(xiàn)階段。

圖1 太陽能飛機(jī)的發(fā)展歷程Fig.1 Developing history of solar powered aircraft

圖2 太陽能飛機(jī)設(shè)計(jì)理念的發(fā)展歷程Fig.2 Developing history of concept design for solar powered aircraft

在太陽能飛機(jī)發(fā)展的初期階段，主要是以驗(yàn)證其布局設(shè)計(jì)的可行性為目的，并不著重強(qiáng)調(diào)高空和長航時(shí)等設(shè)計(jì)指標(biāo)。隨著太陽能無人機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的進(jìn)一步發(fā)展和提升，研究者們逐步實(shí)現(xiàn)了在搭載一定有效載荷的前提下，驗(yàn)證該類飛機(jī)在海拔20 km以上高度的高空飛行單一設(shè)計(jì)指標(biāo)；隨著蓄電池技術(shù)的發(fā)展，二次電池的能量密度逐漸得到提升，高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)即將迎來讓“能源”飛的工程應(yīng)用階段，全面實(shí)現(xiàn)高空長航時(shí)設(shè)計(jì)指標(biāo)。

1.2 高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)分析

高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)作為一種臨近空間飛行平臺，為了滿足其高空長時(shí)間駐留的設(shè)計(jì)指標(biāo)，其氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)等設(shè)計(jì)要求比常規(guī)飛機(jī)更為苛刻，并要求各個(gè)系統(tǒng)同時(shí)具有極低的能耗和極高的效率，具有低結(jié)構(gòu)面密度、低翼載荷、低功重比、低雷諾數(shù)、大展弦比、高升阻比等總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)特點(diǎn)。

一般把全機(jī)結(jié)構(gòu)重量與機(jī)翼參考面積的比值定義為結(jié)構(gòu)面密度，全機(jī)重量與機(jī)翼參考面積的比值定義為平飛翼載荷。對比“Pathfinder”、“Zephyr 6”、“Heliplat”等高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)，以及“Solar Impulse I”載人中空，典型常規(guī)燃油動(dòng)力的高空長航時(shí)無人機(jī)“Global Hawk”的結(jié)構(gòu)面密度和翼載荷，如圖3和圖4所示。太陽能飛機(jī)的結(jié)構(gòu)面密度和翼載荷均小于全球鷹無人機(jī)結(jié)構(gòu)面密度和翼載荷的5%；盡管兩類飛機(jī)均以高空長航時(shí)最為設(shè)計(jì)目標(biāo)，其設(shè)計(jì)特點(diǎn)卻有顯著的不同。

由于能量攝取方式及動(dòng)力形式上的差異，全球鷹高空長航時(shí)無人機(jī)的設(shè)計(jì)飛行速度為馬赫數(shù)0.6，而太陽能飛機(jī)的設(shè)計(jì)飛行速度一般非常低(小于馬赫數(shù)0.1)，導(dǎo)致太陽能飛機(jī)的翼載荷顯著地小于常規(guī)燃油動(dòng)力飛機(jī)“全球鷹”的翼載荷。另外，與常規(guī)動(dòng)力高空長航時(shí)飛機(jī)相比，太陽能飛機(jī)需要相對較大的機(jī)翼面積鋪設(shè)太陽能電池板，結(jié)構(gòu)重量又必須盡可能的輕，導(dǎo)致其結(jié)構(gòu)面密度和翼載荷也非常小，從而對機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來更為苛刻的限制。

圖3 結(jié)構(gòu)面密度對比Fig.3 Comparison of structural surface density

圖4 平飛翼載荷對比Fig.4 Comparison of wing load for level flying

受限于二次電池的能量密度較低，一般需要裝載較大重量的蓄電池以滿足飛行需求，需要較高的氣動(dòng)效率、推進(jìn)系統(tǒng)效率等盡可能地降低平飛需用功率。把平飛需用功率與飛機(jī)起飛重量的比值定義為功重比，則太陽能飛機(jī)與全球鷹無人機(jī)的功重比對比如圖5所示。可以看出，太陽能飛機(jī)與全球鷹無人機(jī)相比，緊張的能源供給將對該類飛機(jī)造成非常嚴(yán)峻的設(shè)計(jì)約束。

圖5 平飛功重比對比Fig.5 Comparison of power-weight ratio

由于高空長航時(shí)太陽能飛機(jī)的設(shè)計(jì)飛行高度較高，設(shè)計(jì)飛行速度較低，導(dǎo)致該類飛機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)具有典型的低雷諾數(shù)特征。對比海鷗、太陽能飛機(jī)、微型無人機(jī)、民航客機(jī)、戰(zhàn)斗機(jī)的典型雷諾數(shù)(如圖6所示)，可以看出，太陽能無人機(jī)的雷諾數(shù)僅有20萬左右，將對該類飛機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)帶來一些新的挑戰(zhàn)，后文中將進(jìn)一步詳細(xì)闡述。

圖6 雷諾數(shù)對比Fig.6 Comparison of Reynolds number

受限于緊張的能源平衡約束，為了達(dá)到高空長航時(shí)的設(shè)計(jì)要求，需要盡可能地提高太陽能飛機(jī)的氣動(dòng)效率。針對這一設(shè)計(jì)特點(diǎn)，太陽能飛機(jī)與全球鷹無人機(jī)采取了一致的措施，即通過增大機(jī)翼展弦比來降低誘導(dǎo)阻力，從而提高巡航升阻比。圖7和圖8中分別給出了一些太陽能飛機(jī)與全球鷹無人機(jī)的升阻比和展弦比對比關(guān)系。

圖7 巡航升阻比對比Fig.7 Comparison of lift-drag ratio

2 高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的低雷諾數(shù)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)

高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)飛行高度較高、飛行速度低，巡航飛行環(huán)境中大氣較為稀薄，使得該類飛機(jī)具有典型的低雷諾數(shù)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)等特點(diǎn)，流場具有層流分離、轉(zhuǎn)捩和湍流再附等低雷諾數(shù)流場典型的流動(dòng)特征，對該類飛機(jī)的高效氣動(dòng)力設(shè)計(jì)帶來了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。另外，在該類飛機(jī)總體設(shè)計(jì)時(shí)，又要求具有較高的巡航升阻比，使得高效低雷諾數(shù)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)技術(shù)成為關(guān)乎該類飛機(jī)設(shè)計(jì)成敗的關(guān)鍵技術(shù)之一。

圖8 展弦比對比Fig.8 Comparison of aspect ratio

2.1 高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)低雷諾數(shù)翼型氣動(dòng)力數(shù)值模擬

層流向湍流轉(zhuǎn)捩和層流分離泡的預(yù)測是高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)低雷諾數(shù)氣動(dòng)力數(shù)值模擬的關(guān)鍵技術(shù)之一。在低雷諾數(shù)狀態(tài)下，層流分離剪切層出現(xiàn)轉(zhuǎn)捩時(shí)，將轉(zhuǎn)變?yōu)橥牧鞑⑶页霈F(xiàn)流動(dòng)再附，形成層流分離泡，從而顯著地影響翼型及全機(jī)的氣動(dòng)性能。如果預(yù)測的轉(zhuǎn)捩點(diǎn)位置偏前或滯后，則分離泡的再附點(diǎn)也將偏前或滯后，進(jìn)而預(yù)測的層流分離泡將偏小或偏大，顯著地影響表面壓力分布和摩擦阻力系數(shù)，從而影響對氣動(dòng)力和流場的預(yù)測。因此，對轉(zhuǎn)捩位置的判斷將直接影響計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性。目前主要的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法有四種：1) 由Smith、Gamberoni[25]和Van Ingen[26]提出的基于小擾動(dòng)理論和線性穩(wěn)定性理論的eN半經(jīng)驗(yàn)方法；2) 求解拋物型穩(wěn)定性方程(PSE)方法[27-28]；3) 直接數(shù)值模擬(DNS)和大渦模擬(LES)[29-30]；4) 基于Reynolds 平均Navier-Stokes方程(RANS)湍流模型的方法。由于計(jì)算機(jī)容量和計(jì)算速度的限制，直接數(shù)值模擬和大渦模擬均難以在短時(shí)期內(nèi)進(jìn)入工程實(shí)用階段，目前低雷諾數(shù)氣動(dòng)力數(shù)值模擬主要是在雷諾平均方程的基礎(chǔ)上，借助適當(dāng)?shù)耐牧髂Ｐ蛠韺?shí)現(xiàn)[31]。

針對翼型和機(jī)翼的低雷諾數(shù)氣動(dòng)數(shù)值模擬研究，Somers等[32]使用Eppler翼型設(shè)計(jì)分析軟件和基于eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法與邊界層耦合數(shù)值求解方法的XFOIL軟件[33]，對6個(gè)典型低雷諾數(shù)翼型的氣動(dòng)性能進(jìn)行了理論分析，給出了翼型的典型低雷諾數(shù)效應(yīng)。張強(qiáng)等[34]數(shù)值模擬了E387翼型的低雷諾數(shù)非定常氣動(dòng)特性，對SSTk-ω湍流模型、代數(shù)B-L模型和層流的計(jì)算結(jié)果作了比較，湍流模型計(jì)算時(shí)采用固定點(diǎn)轉(zhuǎn)捩，分析了轉(zhuǎn)捩判斷對低雷諾數(shù)氣動(dòng)計(jì)算的影響，研究了分離泡的不穩(wěn)定性及周期性變化。白鵬等[35]對低雷諾數(shù)下E387翼型上表面后緣的長層流分離泡現(xiàn)象進(jìn)行了非定常數(shù)值模擬，研究了層流分離的非定常特性、渦脫落的周期性過程及其對氣動(dòng)力造成的影響，并分析了雷諾數(shù)和迎角對分離泡形態(tài)的影響。關(guān)鍵等[36]使用Spalart-Alllnaras、SSTk-ω、Realizablek-ε三種湍流模型對E387翼型低雷諾數(shù)繞流流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，參考風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)評估三種模型的模擬能力，采用基于Michel的轉(zhuǎn)捩判據(jù)后，能夠更準(zhǔn)確地計(jì)算出阻力、預(yù)測出層流分離泡。Karasu等[37]使用SSTk-ω湍流模型、k-kL-ω轉(zhuǎn)捩模型和SST轉(zhuǎn)捩模型研究了低雷諾數(shù)下NACA2415翼型的層流分離泡，與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比表明，轉(zhuǎn)捩模型比湍流模型更適合于層流分離泡和低雷諾數(shù)流動(dòng)的預(yù)測。成婷婷等[38]使用SST轉(zhuǎn)捩模型在NACA0012翼型上驗(yàn)證了其具有較好的轉(zhuǎn)捩預(yù)測能力，并對使用粗糙帶的翼型氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究。Sahin等[39]采用直接數(shù)值模擬方法，對低雷諾數(shù)下E387翼型和機(jī)翼進(jìn)行了時(shí)間相關(guān)的非定常計(jì)算，得到包括壓力、升力和阻力系數(shù)的瞬態(tài)和時(shí)均化氣動(dòng)參數(shù)，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，并比較了二維和三維流動(dòng)的差異。

周洲[40-41]等以高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)為研究背景，對低雷諾數(shù)翼型E387和FX 63-137使用多種轉(zhuǎn)捩模型和湍流模型，開展了較為系列的研究；并參照風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，對比分析了常用轉(zhuǎn)捩模型對兩種翼型的升阻力和層流分離泡的預(yù)測能力，為太陽能無人機(jī)低雷諾數(shù)氣動(dòng)數(shù)值模擬方法提供了較好的工程應(yīng)用參考。選擇eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法(XFOIL)、k-kL-ω轉(zhuǎn)捩模型、γ-Reθ t轉(zhuǎn)捩模型對E387和FX63-137翼型(如圖9所示)的升力、阻力、俯仰力矩進(jìn)行計(jì)算，結(jié)果如圖10所示。

圖9 E387與FX 63-137外形對比Fig.9 Configuration of E387 and FX 63-137

兩種翼型表面層流分離泡位置隨迎角變化情況如圖11所示，其中LS表示層流分離，TR表示湍流再附，NT表示自然轉(zhuǎn)捩。

(a) E387 CL-α

(b) FX 63-137 CL-α

(c) E387 CD-α

(d) FX 63-137 CD-α

(e) E387 Cm-α

(f) FX 63-137 Cm-α

(a) E387

(b) FX 63-137

采用eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法能夠比較準(zhǔn)確地計(jì)算出中小迎角下的氣動(dòng)力系數(shù)，在大迎角失速情況下難以收斂；k-kL-ω轉(zhuǎn)捩模型比較準(zhǔn)確地計(jì)算出中迎角下的氣動(dòng)力系數(shù)，在大迎角下計(jì)算的升力偏大、阻力偏小，其預(yù)測的層流分離泡偏大；SST轉(zhuǎn)捩模型在整個(gè)迎角范圍內(nèi)都能比較準(zhǔn)確地計(jì)算出氣動(dòng)力系數(shù)和層流分離泡，考慮到低雷諾數(shù)流動(dòng)大多情況都存在分離流轉(zhuǎn)捩而不是自然轉(zhuǎn)捩，更適合用于高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的低雷諾數(shù)氣動(dòng)數(shù)值模擬。

仍以E387和FX 63-137翼型為例，選取五個(gè)不同的雷諾數(shù)——6×104、1×105、2×105、3×105和5×105，基本覆蓋了高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)飛行的低雷諾數(shù)范圍，研究翼型氣動(dòng)性能隨雷諾數(shù)的變化特點(diǎn)，進(jìn)行雷諾數(shù)效應(yīng)分析。計(jì)算得到兩個(gè)翼型的氣動(dòng)力特性隨雷諾數(shù)變化如圖12所示。

(a) E387 CL-α

(b) FX 63-137 CL-α

(c) E387 CD-α

(d) FX 63-137 CD-α

(f) FX 63-137 Cm-α

(g) E387 K-α

(h) FX 63-137 K-α

由圖12和圖13中的計(jì)算結(jié)果可以看出，隨著雷諾數(shù)減小，層流分離泡增大，升力減小，阻力增大，氣動(dòng)性能呈現(xiàn)出顯著地惡化。在Re=6×104時(shí)，兩個(gè)翼型流動(dòng)在層流分離后沒有在翼型表面形成湍流再附，氣流完全分離，造成升力很小，阻力很大，氣動(dòng)性能嚴(yán)重惡化，并且升力系數(shù)曲線不再保持線性；其中E387在10°～12°迎角出現(xiàn)了湍流再附，形成完整的層流分離泡，這時(shí)阻力顯著減小，形成升阻比最大的峰值，并且由于后部湍流附著流動(dòng)改變了壓力分布，這時(shí)低頭力矩顯著減小。在Re=1×105時(shí)，E387翼型在迎角-2°以及FX 63-137在迎角6°以下仍然只有層流分離，沒有湍流再附，但在更大迎角下出現(xiàn)了湍流再附，形成層流分離泡。由于在Re=1×105時(shí)出現(xiàn)層流分離泡和附著流動(dòng)，翼型上表面形成吸力峰，其氣動(dòng)性能較在Re=6×104時(shí)的氣動(dòng)性能有很大改善。隨著雷諾數(shù)增加，層流分離點(diǎn)后移，湍流再附點(diǎn)前移，層流分離泡變小，升力增大，阻力減小，氣動(dòng)性能改善。E387在Re=1×105以上，F(xiàn)X 63-137在Re=2×105以上時(shí)，隨著雷諾數(shù)增加，小迎角下的升力增大程度很小，但大迎角下升力增大程度明顯，這是因?yàn)樵黾永字Z數(shù)減小了后部的湍流分離。兩個(gè)翼型在較低雷諾數(shù)時(shí)，最大升阻比對應(yīng)的迎角隨雷諾數(shù)增加而減小，但在較高雷諾數(shù)時(shí)，最大升阻比對應(yīng)的迎角變化較小。E387除了在Re=6×104由于層流分離改變壓力分布而引起力矩系數(shù)變化較大外，隨雷諾數(shù)增加其力矩系數(shù)變化較?。籉X 63-137除了在Re=6×104時(shí)大迎角下出現(xiàn)很大的低頭力矩外，隨雷諾數(shù)增加而產(chǎn)生更大的低頭力矩。

(a) E387

(b) FX 63-137

HELIPLAT[8]太陽能無人機(jī)機(jī)翼采用的低雷諾數(shù)翼型為HPF118翼型，如圖14所示。在文獻(xiàn)[8]中，Romeo給出了不同雷諾數(shù)下，HPF118翼型的升阻特性，如圖15所示，并指出在高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)，需要著重考慮其低雷諾數(shù)氣動(dòng)效應(yīng)所引起的氣動(dòng)特性惡化現(xiàn)象。

圖14 HPF118 翼型Fig.14 HPF118 airfoil

圖15 HPF118翼型升阻特性Fig.15 Aerodynamics of HPF118 airfoil

2.2 低雷諾數(shù)對高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響

高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)在總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)，要求較高的升阻比，而低雷諾數(shù)效應(yīng)將顯著地惡化翼型的氣動(dòng)特性，進(jìn)而會顯著地削弱全機(jī)升阻比，從而不利于該類飛機(jī)的總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)。目前，關(guān)于低雷諾數(shù)效應(yīng)對翼型氣動(dòng)特性的影響研究工作比較多，但針對高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的三維全機(jī)氣動(dòng)特性研究，相對要少得多。西北工業(yè)大學(xué)周洲[42-43]等以全翼式太陽能無人機(jī)(如圖16所示)為研究背景，研究了雷諾數(shù)對該類飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

圖16 某仿生全翼式太陽能無人機(jī)Fig.16 Bionic full wing solar powered UAV

選取Re=1.5×105、2.6×105和4×105等三個(gè)低雷諾數(shù)計(jì)算狀態(tài)，計(jì)算得到的全機(jī)氣動(dòng)特性如圖17所示。

隨著雷諾數(shù)的降低，升力系數(shù)略有減小，阻力系數(shù)增大，使得最大升阻比產(chǎn)生顯著地下降(最大升阻比由Re=4×105時(shí)的36.4降低到Re=1.5×105時(shí)的30.3)，從而將顯著地削弱其長航時(shí)巡航性能，需要引起設(shè)計(jì)者的特別注意。

(a) CL～α

(b) CD～α

(c) CL～ CD

(d) Cm～α

3 彈性變形對高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響

受光伏能源轉(zhuǎn)換效率及二次電池能量密度低的限制，高空超長航時(shí)太陽能無人機(jī)一般采用大展弦比大柔性機(jī)翼設(shè)計(jì)思想，在氣動(dòng)載荷的作用下允許機(jī)翼產(chǎn)生較大的彎曲變形，以盡可能減輕結(jié)構(gòu)重量，同時(shí)改善飛機(jī)飛行性能。太陽能無人機(jī)的大展弦比、輕質(zhì)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)特點(diǎn)使其在飛行中產(chǎn)生明顯的機(jī)翼結(jié)構(gòu)靜變形，如“探路者”太陽能無人機(jī)平飛時(shí)機(jī)翼上翹量超過半展長的12%，“太陽神”飛機(jī)的機(jī)翼上反角最大可達(dá)到50°(極限飛行狀態(tài)下) ；“太陽神”太陽能無人機(jī)的展弦比達(dá)到了31，結(jié)構(gòu)面密度為3.2 kg/m2，而常規(guī)動(dòng)力的高空長航時(shí)無人機(jī)“全球鷹”的展弦比為25，機(jī)翼結(jié)構(gòu)面密度卻達(dá)到53 kg/m2。較大的彈性變形，使得線彈性理論中的小變形假設(shè)不再成立，若仍堅(jiān)持使用線彈性結(jié)構(gòu)模型求解這類飛機(jī)的靜氣動(dòng)彈性問題，甚至?xí)玫较喾吹慕Y(jié)論，因此研究這類飛機(jī)的靜氣動(dòng)彈性問題時(shí)需要考慮柔性機(jī)翼大位移、大轉(zhuǎn)角等幾何大變形特征的非線性效應(yīng)[44-49]。

為了說明大柔性結(jié)構(gòu)幾何非線性變性特征，這里以一大柔性懸臂梁為例，懸臂梁一端固支約束，另一端受一集中作用彎矩M(單位為N·m),如圖18所示，臂梁長度L=20 m，EIz=10 N·m2，EA=10 N，集中彎矩M分別取0.2π、0.4π、0.6π、0.8π和π。其解析解是弧長為20m的一圓弧，圓心角θ=0.4π、0.8π、1.2π、1.6π和2π[50-51]。

圖18 懸臂梁端部受集中彎矩載荷作用示意圖Fig.18 Cantilever beam under moment loading

王偉等[52]采用線性有限元理論和CR理論(共旋轉(zhuǎn)有限元法)對該大變形問題分別進(jìn)行了求解，并與線性理論解和非線性理論解進(jìn)行了對比。線性理論計(jì)算結(jié)果如圖19所示，隨著載荷的增加，懸臂梁端部沒有出現(xiàn)x方向的位移，y方向位移隨載荷的增加而線性增大，顯然不具有描述柔性結(jié)構(gòu)幾何大變形中剛體旋轉(zhuǎn)部分的能力；采用非線性的CR理論的計(jì)算結(jié)果如圖20所示，隨著載荷的增加，大柔性懸臂梁逐漸變形成一個(gè)圓，較好地描述了剛體旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和彈性變形。

圖19 線性解Fig.19 Linear results

目前，研究彈性變形對飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響的主要途徑之一是耦合計(jì)算結(jié)構(gòu)力學(xué)(CSD)和計(jì)算流體力學(xué)(CFD)求解器進(jìn)行迭代求解。Romeo[21]等基于線性結(jié)構(gòu)力學(xué)求解技術(shù)及CFD技術(shù)，研究了HELIPLAT太陽能無人機(jī)的靜氣動(dòng)彈性問題；Palacios[53]研究了大展弦比復(fù)合材料柔性機(jī)翼的非線性靜氣動(dòng)彈性問題；Joseph等[54]基于風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)修正的氣動(dòng)力模型并結(jié)合CFD數(shù)值模擬技術(shù)，研究了ARW-2機(jī)翼的靜氣動(dòng)彈性問題；馬鐵林[55]等耦合NASTRAN和FLUENT研究了大展弦比柔性前掠機(jī)翼的氣動(dòng)特性；范銳軍[56]等研究了大展弦比柔性飛翼布局無人機(jī)的靜氣動(dòng)彈性特性等；史愛明[57]等采用結(jié)構(gòu)影響系數(shù)法耦合CFD求解器研究了彈性機(jī)翼的跨聲速靜氣動(dòng)彈性問題；成婉菊[58]等基于N-S方程開展了飛機(jī)靜氣動(dòng)彈性計(jì)算方法方面的研究工作。

圖20 非線性解Fig.20 Nonlinear results

與一般飛機(jī)的線性靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)一致，大柔性太陽能無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的非線性靜變形同樣會影響氣動(dòng)載荷的重新分布及全機(jī)的縱向、橫航向力和力矩特性，主要區(qū)別是研究較大彈性變形對無人機(jī)的氣動(dòng)特性(如升阻比、靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)等)的影響時(shí)，需要考慮結(jié)構(gòu)幾何大變形效應(yīng)，否則得到的結(jié)論是值得懷疑的。這里以某大柔性高空超長航時(shí)太陽能無人機(jī)為例，研究該無人機(jī)考慮幾何非線性效應(yīng)的靜氣動(dòng)彈性響應(yīng)特性，其外形、結(jié)構(gòu)參數(shù)、幾何尺寸如圖21及表1所示。

圖21 算例飛機(jī)布局示意圖Fig.21 Configuration of the research aircraft

表1 柔性太陽能無人機(jī)模型參數(shù)Table 1 Model parameters of the flexible solar powered aircraft

假設(shè)無窮遠(yuǎn)來流速度為30 m/s、飛機(jī)迎角為0°，此時(shí)雷諾數(shù)為3.7267×105；假設(shè)機(jī)翼彎曲剛度沿翼展方向均勻分布，以彎曲剛度作為變量，研究給定飛行條件下無人機(jī)的靜氣動(dòng)彈性響應(yīng)特性；隨后凍結(jié)彈性變形，研究各個(gè)彈性變形基準(zhǔn)下無人機(jī)的全機(jī)氣動(dòng)特性。靜氣動(dòng)彈性求解收斂后，翼尖彎曲變形隨彎曲剛度變化的趨勢如圖22和圖23所示。

圖22 翼尖彎曲位移曲線Fig.22 Bending displacement of the wing tip

圖23 翼尖展向位移曲線Fig.23 Spanwise displacement of the wing tip

從圖22和圖23中的計(jì)算結(jié)果中可以看出，隨著彎曲剛度的減弱，翼尖彎曲變形和展向位移逐漸增加，并且增速越來越快。另外，當(dāng)彎曲剛度大于5.0×105N·m2時(shí)，隨彎曲剛度的增加，彈性變形降低的趨勢越來越緩和，說明允許一定的變形可以大大降低對彎曲剛度的限制，從而有利于減輕結(jié)構(gòu)重量。分別取彎曲剛度EI1=2.640×105N·m2、EI2=1.271×105N·m2、EI3=0.783×105N·m2、EI4=0.553×105N·m2為例，對應(yīng)靜氣彈求解收斂時(shí)的翼尖彎曲位移為1.748 m(4.99%展長)、3.531 m(10.10%展長)、5.251 m(15.00%展長)、7.01 m(20.03%展長)；隨后凍結(jié)此外形，研究各個(gè)變形下的氣動(dòng)特性，以分析彈性變形對無人機(jī)氣動(dòng)特性的影響，此時(shí)各個(gè)變形狀態(tài)下翼尖展向位移相當(dāng)于縮短的有效展長為0.436 m(1.25%展長)、1.09 m(3.11%展長)、2.2 m(6.29%展長)、3.72 m(10.63%展長)，上述各個(gè)彎曲剛度下的機(jī)翼靜變形如圖24所示。隨著彎曲剛度的降低，機(jī)翼彎曲變形愈大，并且翼尖展向位移越來越大，機(jī)翼當(dāng)?shù)仄拭娴姆ㄏ蛄颗c全機(jī)有效升力方向的夾角越來越大，特別是在靠近翼尖的區(qū)域。可見，隨著彈性變形的增加，機(jī)翼氣動(dòng)載荷作用方向?qū)l(fā)生較大改變，若仍采用常規(guī)的線彈性理論描述無人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)的靜變形顯然會引起較大的誤差。

圖24 柔性機(jī)翼變形分布圖Fig.24 Deformation of the flexible wing

隨著彎曲剛度的降低，機(jī)翼彈性變形愈加顯著，局部氣動(dòng)載荷的作用方向亦發(fā)生較大改變，變形后飛機(jī)的氣動(dòng)特性研究對這類飛機(jī)的設(shè)計(jì)具有重要的參考價(jià)值。當(dāng)?shù)厣ο禂?shù)在展向的分布如圖25所示，25%弦長處的壓力分布如圖26所示。

圖25 展向升力分布Fig.25 Lift distribution along the span

不同的彎曲剛度狀態(tài)下，靜氣動(dòng)彈性求解收斂后，相距對稱面展向站位分別為6 m、10 m、14 m處的翼剖面壓力分布對比如圖27至圖29所示。隨著彈性變形的增加，越靠近翼尖處的剖面上下表面壓力差降低得越顯著。翼尖彎曲位移小于展長的10%時(shí)，彈性變形對這類布局飛機(jī)的氣動(dòng)載荷影響較弱，此時(shí)彎曲剛度具有較大的設(shè)計(jì)空間；當(dāng)翼尖彎曲變形更大時(shí)，彈性變形對氣動(dòng)載荷的影響需要著重注意。因此，對這類以柔性設(shè)計(jì)思想為主的飛行器，盡可能高精度地描述機(jī)翼幾何非線性結(jié)構(gòu)靜變形，進(jìn)而合理地預(yù)測變形后氣動(dòng)載荷的重新分布是這類飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)應(yīng)考慮的主要因素之一。

圖26 25%弦長處展向壓力分布Fig.26 Pressure distribution at 25% chord

圖27 y=6 m處弦向壓力分布Fig.27 Pressure distribution at y=6 m

圖28 y=10 m處弦向壓力分布Fig.28 Pressure distribution at y=10 m

從圖27至圖29中的計(jì)算結(jié)果可以看出，彈性變形主要影響機(jī)翼上表面壓力分布，對下表面壓力分布的影響較弱。

考慮幾何非線性效應(yīng)的靜氣動(dòng)彈性求解收斂后，凍結(jié)氣動(dòng)外形，研究彈性變形對全機(jī)氣動(dòng)特性的影響如圖30至圖32所示。

圖29 y=14 m處弦向壓力分布Fig.29 Pressure distribution at y=14 m

圖30 升力曲線Fig.30 Lift curve

圖31 阻力曲線Fig.31 Drag curve

由圖30中的計(jì)算結(jié)果可以看出，當(dāng)彎曲剛度較大時(shí)，靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)對全機(jī)升力的影響較弱；隨著彎曲剛度進(jìn)一步降低，同樣迎角下，升力系數(shù)減小得越來越顯著。主要是因?yàn)殡S彎曲剛度的降低，扭轉(zhuǎn)剛度并不改變，由彎曲變形引起的氣動(dòng)載荷的改變進(jìn)而對扭轉(zhuǎn)變形造成的影響較弱。另外彎曲剛度較弱時(shí)，升力線斜率降低得非常明顯，在這類飛機(jī)的總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)需要注意。

圖32 俯仰力矩曲線Fig.32 Pitching moment curve

由圖31中阻力系數(shù)曲線的變化趨勢可以看出，隨著彎曲剛度的減弱，在小迎角范圍內(nèi)彈性變形對全機(jī)阻力的影響非常??；當(dāng)迎角大于4°時(shí)，彈性變形的增加進(jìn)一步降低了阻力系數(shù)，減小的原因可以歸因于升力的降低減小了一定的誘導(dǎo)阻力。

由圖32中力矩系數(shù)曲線，可以看出在迎角小于4°的線性區(qū)域內(nèi)，相同迎角下，彎曲剛度越小，俯仰力矩系數(shù)越大，并且俯仰力矩斜率的絕對值隨變形的增加而增加。主要原因可以歸結(jié)為以下兩點(diǎn)：1) 隨著變形的增加，外側(cè)機(jī)翼靠近前緣區(qū)域內(nèi)的壓力差降低得非常顯著，而變形對靠近后緣區(qū)域內(nèi)的壓力差的影響較弱，引起了剖面壓力中心及全機(jī)氣動(dòng)載荷分布的改變，最終導(dǎo)致全機(jī)焦點(diǎn)后移。2) 與機(jī)翼上反角為0°時(shí)，迎角的增加不會改變局部機(jī)翼的縱向位置不同；彈性變形的增加相當(dāng)于增加了機(jī)翼的上反角，由于空間旋轉(zhuǎn)效應(yīng)，隨著迎角的增加，局部升力面將向后偏移，從而使氣動(dòng)焦點(diǎn)相對重心后移。

可見彈性變形顯著地改變了該無人機(jī)的俯仰力矩特性，有利于提升這類飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定裕度，進(jìn)而在全機(jī)氣動(dòng)特性上有利于改善無人機(jī)的靜穩(wěn)定性。

彎曲變形較大時(shí)，全機(jī)最大升阻比降低大約8%，主要是因?yàn)樯档偷帽容^明顯，而彈性變形對阻力的影響相對較弱；這一特性將削弱無人機(jī)的巡航性能，在總體設(shè)計(jì)階段中，預(yù)測這類無人機(jī)的航程參數(shù)時(shí)應(yīng)考慮彈性變形對升阻性能的影響，否則可能會引起顯著的誤差。

在線性段對全機(jī)迎角-升力曲線和迎角-力矩曲線進(jìn)行擬合，進(jìn)而得到全機(jī)升力線斜率、俯仰力矩導(dǎo)數(shù)及縱向靜穩(wěn)定裕度如表2所示，CLα表示升力線斜率、Cmα表示俯仰力矩導(dǎo)數(shù)、-Cmα/CLα表示靜穩(wěn)定裕度。 由表2中的計(jì)算結(jié)果可以看出，隨著彎曲剛度的降低和彎曲變形的增加，無人機(jī)的升力線斜率呈現(xiàn)出逐漸下降的趨勢；當(dāng)彎曲剛度降低到初始彎曲剛度的21%左右時(shí)(此時(shí)翼尖彎曲位移約為展長的20%)，升力線斜率降低了18%左右；剛性以及幾種彎曲剛度狀態(tài)下無人機(jī)的俯仰力矩導(dǎo)數(shù)均小于0，說明無人機(jī)的縱向氣動(dòng)特性依然是靜穩(wěn)定的。另外，隨著彎曲剛度的降低，無人機(jī)俯仰力矩導(dǎo)數(shù)的絕對值逐漸增加，說明彈性變形的增加改變了算例布局無人機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性。隨著彎曲變形的增加，縱向靜穩(wěn)定裕度由剛性飛機(jī)的3.276%提升到彈性飛機(jī)的4.66%(對應(yīng)彎曲剛度EI4)，增加了約42.3%，說明彈性變形對這類布局無人機(jī)縱向靜穩(wěn)定裕度的改變是非常顯著的。由于這類布局無人機(jī)沒有水平尾翼，縱向靜穩(wěn)定性一般配置較低，彈性變形對無人機(jī)縱向靜穩(wěn)定性的改變具有一定的潛在利用價(jià)值，在這類飛機(jī)總體設(shè)計(jì)階段可以充分利用這一特點(diǎn)。

表2 無人機(jī)縱向氣動(dòng)靜導(dǎo)數(shù)及穩(wěn)定裕度Table 2 Static derivatives and stability margin of UAV

在氣動(dòng)載荷的作用下，大柔性太陽能無人機(jī)將產(chǎn)生較大的彎曲變形，相當(dāng)于增加了無人機(jī)機(jī)翼的上反角，如彎曲剛度為EI4時(shí)，相當(dāng)于機(jī)翼的上反角增加了約24°，顯然該無人機(jī)的橫航向力矩特性將顯著地受到影響。無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)用Cl表示，偏航力矩系數(shù)用Cn表示，變形后上述系數(shù)的發(fā)展趨勢如圖33和圖34所示。

不同彈性變形狀態(tài)下，無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)和偏航力矩導(dǎo)數(shù)如表3所示，Clβ表示滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)，Cnβ表示偏航力矩導(dǎo)數(shù)。

圖33 滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線Fig.33 Rolling moment curve

圖34 偏航力矩系數(shù)曲線Fig.34 Yawing moment curve

Clβ,1/°Cnβ,1/°剛性飛機(jī)-0.000980.00004彎曲剛度為EI1-0.002780.00015彎曲剛度為EI2-0.004580.00024彎曲剛度為EI3-0.006340.00030彎曲剛度為EI4-0.007820.00035

隨著彈性變形的增加，滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)的絕對值與偏航力矩導(dǎo)數(shù)都呈現(xiàn)出單調(diào)增加的趨勢；當(dāng)彎曲剛度為EI4時(shí)，滾轉(zhuǎn)力矩導(dǎo)數(shù)的絕對值為剛性飛機(jī)的7.98倍，偏航力矩導(dǎo)數(shù)為剛性飛機(jī)的8.75倍，彈性變形顯著地改變了該無人機(jī)的橫航向靜穩(wěn)定性。

大柔性太陽能無人機(jī)的靜氣動(dòng)彈性效應(yīng)，改變了無人機(jī)的橫航向靜穩(wěn)定性；對于具有正常橫航向靜穩(wěn)定性的飛機(jī)，當(dāng)Cnβ/Clβ的絕對值過大時(shí)，飛機(jī)易產(chǎn)生螺旋不穩(wěn)定；當(dāng)Cnβ/Clβ的絕對值過小時(shí)，則飛機(jī)易產(chǎn)生荷蘭滾或飄擺不定；而彈性變形對Cnβ及Clβ影響較為顯著，在這類大柔性太陽能無人機(jī)的總體設(shè)計(jì)階段中機(jī)翼上反角等參數(shù)的確定時(shí)，應(yīng)著重考慮彈性變形對其氣動(dòng)特性及橫航向靜穩(wěn)定性的影響。'

4 縮比自由飛驗(yàn)證技術(shù)在高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)高效氣動(dòng)力設(shè)計(jì)中的應(yīng)用

縮比自由飛驗(yàn)證技術(shù)的主要特點(diǎn)是縮比模型在天空中飛行進(jìn)行試驗(yàn)，與風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)中模型被支架支撐而受約束不同，可以完全避免風(fēng)洞洞壁和支桿的約束和干擾。縮比自由飛驗(yàn)證技術(shù)的主要特點(diǎn)有模型不受約束、試驗(yàn)高度范圍大、試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍寬、可以模擬不同大氣狀態(tài)、試驗(yàn)雷諾數(shù)高、綜合模擬能力強(qiáng)、無飛行員安全問題等，使得模擬條件真實(shí)，貼近真實(shí)飛行，而且形象、直觀，試驗(yàn)結(jié)果更可靠、有效[59-60]。

中航工業(yè)一飛院通過縮比驗(yàn)證機(jī)技術(shù)驗(yàn)證了多個(gè)剛度下的太陽能無人機(jī)氣動(dòng)特性，如圖35所示。通過設(shè)計(jì)不同剛度的機(jī)翼進(jìn)行試飛試驗(yàn)，還研究了多種靜氣彈效應(yīng)下的全機(jī)氣動(dòng)特性、操穩(wěn)特性等，探索了該布局的飛行邊界，降低了研發(fā)技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)，取得了較好的效果。

圖35 中航工業(yè)一飛院的太陽能無人機(jī)縮比驗(yàn)證機(jī)Fig.35 Sub-scaled flight test model of solar powered UAV in AVIC the First Aircraft Institute

在開展縮比自由飛驗(yàn)證技術(shù)時(shí)需要滿足的相似性準(zhǔn)則有雷諾數(shù)、馬赫數(shù)、當(dāng)量角速度和斯德魯哈爾數(shù)、弗勞德數(shù)、相對密度因子和相對慣性矩、氣動(dòng)彈性彎曲和扭轉(zhuǎn)參數(shù)等[61-63]。一般情況下，縮比過程都是針對不可壓或可壓流試驗(yàn)條件下的自由飛試驗(yàn)。對于不可壓流動(dòng)，動(dòng)態(tài)特性都使用弗勞德數(shù)相似需求縮比得到的速度；對于可壓縮流動(dòng)，壓縮性影響都通過滿足馬赫數(shù)相似的要求來確定。

5 結(jié)束語

高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)一般采取“單設(shè)計(jì)點(diǎn)”的設(shè)計(jì)思想，對設(shè)計(jì)雷諾數(shù)、結(jié)構(gòu)變形等多種設(shè)計(jì)約束的預(yù)測精度提出了更高的要求。本文主要對高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的高效氣動(dòng)力設(shè)計(jì)挑戰(zhàn)及縮比驗(yàn)證技術(shù)的應(yīng)用開展了一定的研究，主要得到以下結(jié)論：

1) 高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的飛行雷諾數(shù)較低，設(shè)計(jì)雷諾數(shù)的略微變化將顯著地影響全機(jī)的巡航性能等，需要在該類飛機(jī)的總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)中引起設(shè)計(jì)者的特別注意。

2) 為了盡可能地減輕結(jié)構(gòu)重量，高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)一般采用柔性機(jī)翼設(shè)計(jì)思想，允許較大的彈性變形，將顯著地改變機(jī)翼的氣動(dòng)載荷分布及全機(jī)的橫航向靜穩(wěn)定性。對具有正常橫航向穩(wěn)定性的飛機(jī)，當(dāng)Cnβ/Clβ過大時(shí)，飛機(jī)易產(chǎn)生螺旋不穩(wěn)定;當(dāng)Cnβ/Clβ過小時(shí)，則飛機(jī)易產(chǎn)生荷蘭滾或飄擺不定，而彈性變形對該類飛機(jī)橫航向靜穩(wěn)定性的影響比較明顯，在其總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)考慮幾何大變形對氣動(dòng)特性及橫航向穩(wěn)定性的影響。

3) 縮比自由飛驗(yàn)證技術(shù)在高空長航時(shí)太陽能無人機(jī)的總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)中可以較好地反應(yīng)低雷諾數(shù)、彈性變形等對全機(jī)氣動(dòng)特性的影響，又可以較好地避免技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)、降低研發(fā)成本，在該類飛機(jī)的高效氣動(dòng)力設(shè)計(jì)中具有較好的應(yīng)用前景，值得進(jìn)一步推廣。

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Challenges of high efficiency aerodynamics design for HALE solar powered UAV

Duan Zhuoyi, Wang Wei*, Geng Jianzhong, Zhang Jian, Li Junfu

(TheFirstAircraftInstituteofAVIC,Xi’an710089,China)

High Altitude Long Endurance (HALE) solar powered Unmanned Aerial Vehicle(UAV) has the design characteristics of low flying Reynolds number and very flexible wing. The single point design concept is usually introduced to the aerodynamics design of such aircraft. By this design concept, a relatively excellent aerodynamic characteristics can be obtained at the preconcert design state. However, these characteristics are usually weakened significantly if the design point has a slightly departure. First, the developed history and the design characteristics of solar powered UAV are reviewed. Second, we introduce the design challenges of high efficiency low Reynolds Number aerodynamics and the effect of static aeroelastics. Finally, the scaled free flying validation technique is prospected in the application of high efficiency aerodynamics design of HALE solar powered UAV.

solar powered UAV; low Reynolds number; aerodynamics design; aeroelastics; scaled free flying; single design point

0258-1825(2017)02-0156-16

2017-01-05;

2017-02-06

段卓毅(1966-)，男，博士, 博導(dǎo)，研究員，研究方向:飛行器總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)等. E-mail: lcrong2015@163.com

王偉*, E-mail: weiwang1461@126.com

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A doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0012