李晨飛 姜魯華

（1．中國科學(xué)院光電研究院，北京100094；2．中國科學(xué)院大學(xué)，北京100049；3．中國科學(xué)院高能物理研究所，北京100049）

1 引言

臨近空間因其重要的開發(fā)應(yīng)用價(jià)值而在國際上引起廣泛關(guān)注，臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)作為探索這一領(lǐng)域的重要飛行器，其潛在的重大戰(zhàn)略意義使其相關(guān)技術(shù)成為各國的研究焦點(diǎn)。此類無人機(jī)是電動無人駕駛飛行器，以太陽能為能量來源、螺旋槳為推進(jìn)系統(tǒng)［1］、依靠氣動升力飛行、航時(shí)長于24 h、飛行高度多位于18 km以上臨近空間領(lǐng)域［2］，具有飛行高度高、受天氣和上下對流氣流影響小、留空時(shí)間長、作業(yè)范圍廣、可重復(fù)使用、效費(fèi)比高、生存能力強(qiáng)等特點(diǎn)，可執(zhí)行應(yīng)急信息保障、戰(zhàn)區(qū)預(yù)警、通訊中繼、偵察監(jiān)視、電子對抗等軍事任務(wù)以及大氣研究、災(zāi)害監(jiān)測、互聯(lián)網(wǎng)服務(wù)等民用任務(wù)。在未來戰(zhàn)爭中，臨近空間無人機(jī)將成為偵察衛(wèi)星和有人駕駛戰(zhàn)略偵察機(jī)的增強(qiáng)手段和重要補(bǔ)充［3，4］，在空間攻防和信息對抗中能發(fā)揮重要作用，進(jìn)一步促進(jìn)空天一體化的發(fā)展，擁有廣闊的發(fā)展前景，其特殊的戰(zhàn)略位置將為未來戰(zhàn)爭開辟一個(gè)新戰(zhàn)場［5，6］，可能對未來整個(gè)作戰(zhàn)體系和作戰(zhàn)思維產(chǎn)生深遠(yuǎn)影響［7］。近年來，臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)已經(jīng)成為各國武器裝備發(fā)展的重點(diǎn)，被美國空軍列為21世紀(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一［8］；英國也在持續(xù)發(fā)展“西風(fēng)”系列太陽能無人機(jī)，并計(jì)劃在歐美、澳大利亞等地進(jìn)行試飛驗(yàn)證等工作［9］（表 1）。

在進(jìn)行臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)總體設(shè)計(jì)時(shí)，氣動布局形式在很大程度上決定著無人機(jī)的氣動效率［10］。因此，在設(shè)計(jì)氣動外形時(shí)，要根據(jù)任務(wù)需求配置任務(wù)載荷，在滿足可靠性等基本性能要求的基礎(chǔ)上，將結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、動力系統(tǒng)、能量系統(tǒng)等多方面耦合起來，綜合協(xié)調(diào)，進(jìn)而達(dá)到設(shè)計(jì)最優(yōu)化。

表1 幾款臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)Tab．1 Several near space long endurance solar-powered unmanned aircraft

2 臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)氣動研究現(xiàn)狀

臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)的飛行環(huán)境位于臨近空間，該領(lǐng)域環(huán)境具有空氣密度低、太陽輻射強(qiáng)等特點(diǎn)［11］。該環(huán)境下，無人機(jī)飛行高度大、飛行環(huán)境空氣稀薄、飛行雷諾數(shù)通常較低；需要較大的機(jī)翼面積來鋪設(shè)太陽能電池板（目前太陽能電池陣列能量轉(zhuǎn)化效率較低）；通常采用大展弦比機(jī)翼來提高氣動效率以延長續(xù)航時(shí)間（根據(jù)誘導(dǎo)阻力系數(shù)與升力系數(shù)的平方成正比、與展弦比成反比的原理，大展弦比機(jī)翼的減阻效果明顯，而且在采用推進(jìn)式螺旋槳飛行時(shí)具有較大的氣動優(yōu)勢）。

2．1 低雷諾數(shù)翼型研究

臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)一般采用小后掠角、大展弦比機(jī)翼的氣動設(shè)計(jì)形式，機(jī)翼失速特性取決于翼型，因而需研究專用的低雷諾數(shù)翼型，以滿足氣動特性要求。與傳統(tǒng)高雷諾數(shù)翼型相比，低雷諾數(shù)翼型在氣動外形上即存在較大差異，更平坦并且厚度較?。▓D1）。常見的系列有Eppler系列、Goe系列、SD系列等。

目前，國內(nèi)外對低雷諾數(shù)翼型有研究但不充分。Lissaman對其概念、理論設(shè)計(jì)以及實(shí)驗(yàn)研究驗(yàn)證進(jìn)行了綜述性概括，DrelaDark通過研究邊界層流動分離的相關(guān)現(xiàn)象，分析了其氣動特性的影響因素，包括相關(guān)氣動設(shè)計(jì)參數(shù)等［12］；李俊鵬等［13］采用Parsec方法來降低翼型不確定性并穩(wěn)健優(yōu)化；中國航天空氣動力技術(shù)研究院以及劉沛清等［14］對低雷諾數(shù)對稱翼型E387的繞流特征進(jìn)行了數(shù)值研究，并與風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行了對比（表2），發(fā)現(xiàn)誤差在許可范圍內(nèi)，且層流分離現(xiàn)象是非定常時(shí)，翼型后緣的長分離泡是周期性脫落的分離渦，這為低雷諾數(shù)翼型繞流的數(shù)值研究打下了基礎(chǔ)。

圖1 低雷諾數(shù)翼型與常規(guī)翼型外形對比Fig．1 Low Reynolds number airfoil compared to conventional airfoil

表2 E387翼型升力系數(shù)與阻力系數(shù)數(shù)值計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)對比［14］Tab．2 Theoretical value of Lift and drag coefficient compared to experiment value［14］

圖2 低雷諾數(shù)翼型SD7037氣動參數(shù)系數(shù)隨攻角變化曲線（Re＝3×105）［15］Fig．2 Aerodynamic characters of low Reynolds number airfoil SD7037 changed with angle（Re＝3×105）［15］

西北工業(yè)大學(xué)無人機(jī)特種技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室采用SA模型和更為精細(xì)的轉(zhuǎn)捩模型k-kl-w湍流轉(zhuǎn)捩模型來對低速條件下臨近空間大展弦比無人機(jī)的低雷諾數(shù)翼型流動進(jìn)行研究［15］（圖2），發(fā)現(xiàn)后者誤差更小，還能模擬出翼型表面流動分離與再附現(xiàn)象，并將翼型表面復(fù)雜的流動現(xiàn)象及其特征表現(xiàn)出來，精確度較高，更適用于低雷諾數(shù)流動問題的分析求解。此外，對于翼型在不同雷諾數(shù)下的氣動分析（圖3）也驗(yàn)證了隨著雷諾數(shù)增大，升力系數(shù)及升力線斜率增大、阻力系數(shù)減小、升阻比明顯提高，且最大升阻比所對應(yīng)的氣動攻角也隨之減小，翼型氣動特性趨于良好。這一結(jié)論更突顯了對于低雷諾數(shù)翼型研究的迫切性。

劉曉春等［16］根據(jù)臨近空間太陽能無人機(jī)在研制中遇到的實(shí)際工程問題，以FX63-137為基準(zhǔn)翼型，對Baseline翼型和5種折線型翼型在低雷諾數(shù)下的設(shè)計(jì)準(zhǔn)則和氣動特性進(jìn)行分析發(fā)現(xiàn)，不同于Baseline翼型壓力分布的光滑連續(xù)性，折線翼型出現(xiàn)的峰值和谷值顯示了其翼型表面附面層內(nèi)流動的膨脹壓縮變化，且壓力分布所圍成的面積稍有增加，這可對升力的增加起到幫助作用。這一研究驗(yàn)證了折線翼型在臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)設(shè)計(jì)上的應(yīng)用可行性。

圖3 升力系數(shù)、阻力系數(shù)及升阻比隨攻角變化曲線［15］Fig．3 Lift，drag coefficient and lift-drag ratio change with angle［15］

此外，低雷諾數(shù)翼型氣動優(yōu)化的方式多為單點(diǎn)優(yōu)化和穩(wěn)健優(yōu)化［17］，多點(diǎn)優(yōu)化的研究較為罕見，這也是目前低雷諾數(shù)翼型研究的空白領(lǐng)域。

2．2 大展弦比輕質(zhì)機(jī)翼研究

隨著性能和需求的提升，并且為了符合其飛行特點(diǎn)，大展弦比機(jī)翼逐漸成為臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)的主流結(jié)構(gòu)形式。這類機(jī)翼具有升阻比高、重量較輕、變形較大等特點(diǎn)，但其靜／動力學(xué)變形問題突出，幾何非線性效應(yīng)十分顯著。Britt等［18］通過風(fēng)洞試驗(yàn)對大柔性機(jī)翼進(jìn)行分析，得到了機(jī)翼結(jié)構(gòu)的低速失穩(wěn)區(qū)域，在此基礎(chǔ)上研究極限環(huán)響應(yīng)的結(jié)論顯示，在風(fēng)洞試驗(yàn)中柔性機(jī)翼模型的最大變形可達(dá)50%。我國對大展弦比柔性機(jī)翼的風(fēng)洞試驗(yàn)研究僅限簡化的機(jī)翼模型，通過研究初步驗(yàn)證了一些分析機(jī)翼幾何非線性氣彈問題的方法［19］。針對CFD／CSD耦合求解大展弦比機(jī)翼幾何非線性氣動彈性問題，安效民等［20］基于 Co-rotational理論，發(fā)展了一種幾何大變形下的非線性彈性求解方法。謝長川等［21］在不充分考慮相似準(zhǔn)則的基礎(chǔ)上，建立無真實(shí)對應(yīng)結(jié)構(gòu)的機(jī)翼模型（表3），在考慮大變形幾何非線性效應(yīng)的條件下，研究了大展弦比機(jī)翼在外載荷作用下的氣動彈性特點(diǎn)?；跈C(jī)翼顫振分析結(jié)果可知，當(dāng)外流場風(fēng)速接近線性顫振速度時(shí)，大展弦比機(jī)翼翼尖變形是半展長的45%，結(jié)構(gòu)扭曲問題十分嚴(yán)重（圖4），且大展弦比機(jī)翼的扭轉(zhuǎn)頻率及其對應(yīng)的彎扭耦合顫振臨界速度會隨翼尖變形量的增加而減小，這表明了機(jī)翼翼尖較大的變形會對機(jī)翼剛度產(chǎn)生較大的影響。

圖4 大展弦比機(jī)翼翼尖垂直位移隨風(fēng)速變化曲線［21］Fig．4 Tip vertical displacement of high aspect ratio wing model change with wind velocity［21］

表3 大展弦比機(jī)翼模型參數(shù)［21］Tab．3 Parameters of high aspect ratio wing model［21］

目前，對于大展弦比機(jī)翼大變形氣動彈性試驗(yàn)來說，其變形量的準(zhǔn)確測量十分困難，有待專用風(fēng)洞測量技術(shù)的發(fā)展；此外，目前對于大展弦比機(jī)翼氣動彈性問題的研究多采用簡化模型，通過風(fēng)洞試驗(yàn)，針對復(fù)雜模型進(jìn)行較為系統(tǒng)化的幾何非線性氣動彈性問題研究還基本處于空白階段。

2．3 氣動布局研究

飛機(jī)氣動布局的設(shè)計(jì)主要是在分析研究各個(gè)氣動面的氣動特性以及相互作用基礎(chǔ)之上，合理配置各氣動面的相互位置、形狀和相對的尺寸關(guān)系，進(jìn)而使飛機(jī)具備良好的氣動特性［22］，滿足其任務(wù)需要。目前，臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)氣動布局形式主要有常規(guī)布局和飛翼布局兩種形式，但也不乏折疊翼布局、變體式布局等新型氣動布局的嘗試（圖 5）［23］。

1）常規(guī)氣動布局

常規(guī)氣動布局發(fā)展至今，已有前掠翼布局、可變后掠翼布局、三角翼布局、邊條翼布局等形式。其中，可變后掠翼對于改善飛機(jī)升力特性和升阻比效果明顯（如圖6），在飛行攻角變化范圍較大的無人機(jī)設(shè)計(jì)應(yīng)用上有優(yōu)勢［24］。西北工業(yè)大學(xué)使用擴(kuò)展自由變形參數(shù)化方法對混合層流流動控制后掠翼的雷諾數(shù)影響、氣動外形設(shè)計(jì)等問題進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)對于阻力系數(shù)較小、層流區(qū)較長的后掠翼而言，其上表面壓力分布的頭部峰值均較低，其后跟隨小區(qū)域逆壓，在終止于激波前還要經(jīng)過一段較長的、均勻穩(wěn)定的順壓區(qū)域［25］。這對于通過實(shí)現(xiàn)大面積層流區(qū)，并綜合考慮壓差阻力、摩擦阻力以及激波強(qiáng)度等因素來改善機(jī)翼阻力特性有著重要意義。

常規(guī)氣動布局形式在臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)的設(shè)計(jì)應(yīng)用上較為普及。英國的Zephyr7［26］、谷歌公司的 Solara［27，28］、Facebook的 Aquila［29，30］以及中國的“彩虹號”［31，32］均采用了常規(guī)平直翼的氣動布局形式。

2）飛翼氣動布局

圖5 無人機(jī)幾種典型氣動布局形式Fig．5 Several typical aerodynamic layouts of UAV

飛翼氣動布局為單一機(jī)翼式布局，采用翼身融合的設(shè)計(jì)形式，氣動效率較高，但在穩(wěn)定性和操控性方面存在固有缺陷，發(fā)展一直受到制約。飛翼布局無人機(jī)在大攻角下的縱向氣動特性變化劇烈，焦點(diǎn)位置會出現(xiàn)明顯的前移現(xiàn)象，使俯仰力矩系數(shù)出現(xiàn)拐點(diǎn)（圖7），這對穩(wěn)定性十分不利，因此在考慮操縱性和穩(wěn)定性的匹配設(shè)計(jì)時(shí)需要綜合考慮小攻角和大攻角兩種氣動狀態(tài)。西北工業(yè)大學(xué)365研究所針對這一問題提出了多軸靜不穩(wěn)定飛機(jī)增穩(wěn)控制設(shè)計(jì)方法，為無尾飛翼布局無人機(jī)的操縱面設(shè)計(jì)提供了綜合策略，對穩(wěn)定性的改善效果明顯（圖8），加阻尼增穩(wěn)控制后，無人機(jī)在受到擾動后能夠快速收斂到平衡為止，確保了整機(jī)系統(tǒng)的穩(wěn)定性［33］。

圖6 最大升阻比與后掠角的關(guān)系［24］Fig．6 The relationship of maximum lift-to-drag ratio and sweepback［24］

圖7 飛翼布局無人機(jī)俯仰力矩特性曲線Fig．7 Pitching moment characteristic curve of flying-wing layout UAV

圖8 飛翼布局無人機(jī)受擾縱向增穩(wěn)控制響應(yīng)曲線［33］Fig．8 Flying wing layout UAV is subjected to longitudinal stability control response［33］

在改善飛翼布局控制性方面，國內(nèi)也有研究。在對線性最優(yōu)二次型LQR控制技術(shù)進(jìn)行改進(jìn)的基礎(chǔ)上，李一波等［34］提出了一種準(zhǔn)指令跟蹤增廣LQR方法，并驗(yàn)證了該方法對于飛翼布局無人機(jī)縱向模態(tài)飛行品質(zhì)的改善作用；通過將自適應(yīng)控制與魯棒LQR方法結(jié)合，李衛(wèi)星等［35］設(shè)計(jì)了適用于飛翼布局無人機(jī)的縱向飛行控制器，為飛翼布局無人機(jī)的控制性優(yōu)化提供了參考。此外，北京空天技術(shù)研究所提出了具有兩個(gè)相互垂直對稱面的雙向飛翼布局飛行器概念（圖9），根據(jù)飛行速度不同，飛行器通過機(jī)身旋轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)飛行模態(tài)的轉(zhuǎn)換，進(jìn)而調(diào)節(jié)展弦比大小以達(dá)到最佳氣動特性，具備寬速域升阻比特性（圖10），在亞音速、跨音速及超音速均可保持高效的氣動效率，這一優(yōu)勢或可使該布局形式成為未來發(fā)展的一個(gè)新方向［36］。

在應(yīng)用上，美國“Helios”、“太陽鷹”采用的是飛翼布局。這種布局設(shè)計(jì)常常與大展弦比機(jī)翼結(jié)合起來，造成大尺寸輕質(zhì)無人機(jī)的控制和穩(wěn)定性問題以及柔性機(jī)翼氣動結(jié)構(gòu)耦合問題，美國Helios試驗(yàn)中的解體墜毀正說明了對于這一問題的研究不容無視。

圖9 雙向飛翼空天飛行器概念外形圖［36］Fig．9 The concept outline of the two-way flying wing air vehicle［36］

圖10 雙向飛翼空天飛行器寬速域升阻特性曲線［36］Fig．10 The wide velocity domain lift-drag characteristic curves of the two-way flyer［36］

3）其他新型氣動布局

除了常規(guī)布局和飛翼布局外，其他新型氣動布局在臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)也有應(yīng)用。極光飛行科學(xué)公司的“奧德修斯”采用可拼接、可折疊的模塊化設(shè)計(jì)，由三個(gè)獨(dú)立飛行器組成，有助于克服超大展弦比布局在起飛上升階段所面臨的氣動問題，增強(qiáng)上升過程中在對流層領(lǐng)域抵抗湍流的能力，進(jìn)而避免了可能由機(jī)翼過度扭曲而造成的結(jié)構(gòu)破壞［37］，這一方案的提出為臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)變體氣動布局的研究開辟了新思路。德國DLR（German Aerospace Center）2017年提出了一種采用極端柔性機(jī)翼、分段式設(shè)計(jì)方案，該方案的機(jī)翼可由翼尖向翼根彎曲，隨上升氣流作用而彎曲，直至機(jī)翼面結(jié)構(gòu)應(yīng)力可抵抗上升氣流作用力，再隨之恢復(fù)原狀，以避免機(jī)翼結(jié)構(gòu)在扭曲時(shí)受到損害；機(jī)身由有效載荷、推進(jìn)系統(tǒng)等分段組成，并可按照任務(wù)所需進(jìn)行組合，使無人機(jī)氣動布局靈活，也可避免大展弦比機(jī)翼的結(jié)構(gòu)扭曲變形問題［38］。

圖11 美國臨近空間太陽能無人機(jī)“太陽神”系列的飛翼布局［37］Fig．11 Flying-wing layout is applied to near space solar-powered UAV＂Helios＂［37］

總的來說，在目前新型布局的實(shí)踐中，無論是常規(guī)布局還是飛翼布局，大展弦比機(jī)翼氣動結(jié)構(gòu)耦合的氣彈問題均較為明顯，飛翼布局穩(wěn)定性和控制問題也比較突出，變體布局以及柔性機(jī)翼等各種新型布局的嘗試也是為解決大尺寸、輕質(zhì)結(jié)構(gòu)在飛行過程中易發(fā)生的結(jié)構(gòu)扭曲以及低雷諾數(shù)氣動等問題。

3 臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)氣動設(shè)計(jì)難點(diǎn)問題

由于飛行環(huán)境多位于臨近空間領(lǐng)域［39］，高于18 km、空氣稀薄、飛行動壓小，臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)在氣動設(shè)計(jì)上具備不同于常規(guī)飛行器的特征，這也使得傳統(tǒng)的、適用于常規(guī)飛機(jī)的氣動設(shè)計(jì)方法不再完全適用于其設(shè)計(jì)。

3．1 低雷諾數(shù)氣動特性問題

在同樣的機(jī)翼弦長和速度條件下，雷諾數(shù)與大氣相對密度成正比，因而在飛行高度大于18 km時(shí)，無人機(jī)的主翼、安定面的雷諾數(shù)大致為105量級，推進(jìn)系統(tǒng)螺旋槳剖面當(dāng)?shù)乩字Z數(shù)更低，多為104量級，均屬于低雷諾數(shù)范疇。因而，如前所述，根據(jù)臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)的特殊氣動特點(diǎn)，需要對其低雷諾數(shù)翼型進(jìn)行專有設(shè)計(jì)，并開展多點(diǎn)氣動優(yōu)化來改善翼型的氣動特性。

此外，一般認(rèn)為，當(dāng)雷諾數(shù)低于1×106時(shí)，即使在小迎角下，都可能產(chǎn)生分離氣泡［40］。在低雷諾數(shù)情況下，無人機(jī)整機(jī)的外流場層流附面層在逆壓梯度作用下產(chǎn)生分離，并在空間轉(zhuǎn)捩為湍流，將外層能量較高的氣流引入附面層進(jìn)而形成再附現(xiàn)象，產(chǎn)生層流分離泡。低雷諾數(shù)流動穩(wěn)定性差，可能也與層流分離效應(yīng)有很大關(guān)系。臨近空間大氣湍流度較低，使得翼面附面層穩(wěn)定性較差，在較大升力系數(shù)巡航狀態(tài)易發(fā)生急劇層流分離。低雷諾數(shù)流動另一典型特征是非線性效應(yīng)，主要表現(xiàn)為小攻角時(shí)的非線性效應(yīng)［41，42］和中到大攻角時(shí)的“靜態(tài)滯回”效應(yīng)。這些特征會造成無人機(jī)的總體氣動效率、螺旋槳推進(jìn)效率明顯下降和氣動特性不穩(wěn)定，對飛行性能影響較大，加大了設(shè)計(jì)難度。因此為正確把握氣動特性，必須開展邊界層轉(zhuǎn)捩、分離和分離泡的研究。

3．2 高升力氣動特性設(shè)計(jì)問題

根據(jù)飛行器升力計(jì)算原理，當(dāng)所需升力一定時(shí)，不同海拔高度所需的升力系數(shù)與當(dāng)?shù)仫w行動壓成反比。隨著海拔高度的增加，空氣密度和大氣壓力減小，即無人機(jī)的飛行高度越高，巡航飛行所需要的升力系數(shù)就越大。臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)飛行高度大多處在18km以上的臨近空間區(qū)域，這就使得高升力系數(shù)成為其重要?dú)鈩犹卣髦弧?/p>

由高升力帶來的高誘導(dǎo)阻力可以通過增大無人機(jī)的展弦比以及改善翼載的橢圓分布來進(jìn)行優(yōu)化，旨在使無人機(jī)翼面維持更多的層流區(qū)域，進(jìn)而避免后緣的流動分離，從而使其處于層流、湍流共存的流動狀態(tài)。因而，若要巡航效率，對于邊界層轉(zhuǎn)捩和分離的研究刻不容緩［43］。

此外，臨近空間環(huán)境空氣稀薄，20km高度的大氣密度不到地面空氣密度的十分之一，因而為產(chǎn)生足夠升力來平衡重力，機(jī)翼在保障無人機(jī)自身高升力特性的同時(shí)，還須有足夠的速度以增大飛行動壓，但在另一方面，為滿足長航時(shí)的飛行要求，從降低能耗的角度考慮，不宜進(jìn)行超聲速飛行，以免增加空氣壓縮性使飛機(jī)阻力增大進(jìn)而增加能量消耗，這又使得無人機(jī)的飛行速度受到較大限制。因此，在氣動設(shè)計(jì)上，機(jī)翼除了需滿足升力特性好，還需要綜合考慮機(jī)翼升力特性和飛行速度。

3．3 大展弦比機(jī)翼的氣動結(jié)構(gòu)耦合問題

當(dāng)前的臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)普遍采用輕質(zhì)、高比剛度和高比強(qiáng)度的符合材料結(jié)構(gòu)［44］，這使得其大翼展機(jī)翼在飛行過程中易產(chǎn)生較大的變形。這種結(jié)構(gòu)變形反作用于氣動載荷分布和氣動性能，產(chǎn)生氣動與結(jié)構(gòu)的耦合問題，影響無人機(jī)的飛行器速度與飛行品質(zhì)，并使機(jī)翼的自然頻率與氣動彈性特性發(fā)生顯著變化［38］。較差的結(jié)構(gòu)承載力和氣動彈性問題也帶來了穩(wěn)定性和安全性的問題。同時(shí)，機(jī)翼的這種結(jié)構(gòu)變形還會損傷其上所鋪設(shè)的太陽能電池。臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)對結(jié)構(gòu)重量要求較高，因此，在未來研究中，需要大力發(fā)展專用風(fēng)洞測量技術(shù)，以便準(zhǔn)確測量大展弦比機(jī)翼大變形在氣動彈性試驗(yàn)中的變形量，將變形量控制在可控范圍內(nèi)，并開展大展弦比下機(jī)翼的氣動與結(jié)構(gòu)耦合問題研究，積極探索復(fù)雜模型，以便對大展弦比機(jī)翼在風(fēng)洞試驗(yàn)中所產(chǎn)生的較為系統(tǒng)化的幾何非線性氣動彈性問題進(jìn)行研究，從而改善飛行中由大展弦比輕質(zhì)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)變形而引發(fā)的氣動問題。

4 展望

本文研究了臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)的氣動布局研究現(xiàn)狀，并對其氣動設(shè)計(jì)的難點(diǎn)問題進(jìn)行了詳細(xì)討論。綜合分析，由于臨近空間領(lǐng)域較為特殊的飛行環(huán)境，臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)在氣動設(shè)計(jì)方面需要重點(diǎn)考慮低雷諾數(shù)問題、高升力設(shè)計(jì)問題、大展弦比機(jī)翼的氣動與結(jié)構(gòu)耦合問題以及太陽能能量系統(tǒng)與氣動的關(guān)聯(lián)設(shè)計(jì)等問題。鑒于臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)自出現(xiàn)以來即承擔(dān)的未來通訊，未來戰(zhàn)略需求，其氣動研究預(yù)計(jì)將朝著如下方向發(fā)展：

4．1 氣動-隱身一體化設(shè)計(jì)

隱身是現(xiàn)代和未來武器裝備的重要發(fā)展趨勢，隱身技術(shù)的發(fā)展和應(yīng)用也日益成為現(xiàn)代化戰(zhàn)爭中決定勝負(fù)的一個(gè)重要因素［45］。雖然臨近空間飛行器位處臨近空間領(lǐng)域，但仍存在被地面探測設(shè)備或空中偵察設(shè)備發(fā)現(xiàn)的可能，因而外形隱身化是基本要求。采用隱身技術(shù)，可縮短敵方探測設(shè)備發(fā)現(xiàn)目標(biāo)的距離，提高其自身的生存能力和突防能力，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)作戰(zhàn)的突然性。而無人機(jī)的隱身性能很大程度上決定于其氣動布局方式，這使得其未來將向著氣動-隱身一體化設(shè)計(jì)的方向發(fā)展。由于飛行任務(wù)和自身結(jié)構(gòu)的制約，臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)通常采用螺旋槳作為推進(jìn)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)隱身的條件十分苛刻，因此必須綜合考慮氣動、結(jié)構(gòu)和隱身的要求，運(yùn)用一體化設(shè)計(jì)思路來尋找氣動和隱身性能要求的最優(yōu)化組合［46］。影響其隱身性能的因素包括機(jī)翼構(gòu)型、翼身結(jié)合方式、尾翼形式、部件遮蔽等，因此如何從低雷諾數(shù)條件下氣動性能的要求出發(fā)，實(shí)現(xiàn)隱身要求是臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)氣動設(shè)計(jì)隱身化發(fā)展需要考慮的主要問題［47，48］。

4．2 非常規(guī)新型氣動布局設(shè)計(jì)

為解決大展弦比機(jī)翼變形大、氣動彈性問題顯著和飛行控制實(shí)現(xiàn)困難等問題，近年來出現(xiàn)的臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)基本上采用常規(guī)布局形式。但臨近空間領(lǐng)域空氣密度低等特點(diǎn)對氣動要求較高，傳統(tǒng)的常規(guī)布局形式可發(fā)揮的余地十分有限，且隨著任務(wù)需求的多樣化、復(fù)雜化，僅應(yīng)用單一常規(guī)氣動布局形式會限制無人機(jī)的發(fā)展，因此隨著研究逐漸深入，探索非常規(guī)、高效、可靠、穩(wěn)定的新型氣動布局是臨近空間長航時(shí)太陽能無人機(jī)未來發(fā)展的一大方向。