劉戰(zhàn)合　游澤宇　王菁　苗楠

摘要：? ? ? ?為研究頭部形狀對(duì)無人機(jī)氣動(dòng)/隱身性能的影響， 建立了頭部外形改進(jìn)前后的分析模型。 基于FLUENT和物理光學(xué)法， 研究了不同狀態(tài)下的氣動(dòng)/隱身性能影響， 提出氣動(dòng)性能影響分析的相對(duì)變化率概念。 結(jié)果表明， 頭部外形改進(jìn)可明顯提高無人機(jī)氣動(dòng)性能， 迎角4°時(shí)， 升力系數(shù)相對(duì)增加率、 阻力系數(shù)相對(duì)減小率、 升阻比相對(duì)增加率分別為0.225 8%， 5.505%， 6.065%; 頭部外形改進(jìn)后， 機(jī)身下方具有更大面積的高壓區(qū)而其頭部高壓區(qū)相對(duì)較小， 增加了升力， 減小了阻力; 頭部外形改進(jìn)對(duì)散射曲線分布影響不大， 前向角域RCS曲線向內(nèi)收縮較大， 隱身性能提高， 頭部外形改進(jìn)在頻率和俯仰角變化時(shí)均有隱身性能提升效果， 頻率增加時(shí)， 前向角域降低幅值最大可達(dá)6.637 0 dB， 俯仰角變化時(shí)可達(dá)11.457 7 dB; 頭部外形曲面融合技術(shù)可有效提高無人機(jī)氣動(dòng)/隱身性能。

關(guān)鍵詞：? ? ? 無人機(jī); 氣動(dòng)/隱身性能;? 升力系數(shù); 阻力系數(shù); 電磁散射

中圖分類號(hào)：? ? ? ?V279文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：? ? ?A文章編號(hào)：? ? ? ?1673-5048（2020）02-0039-08

0引言

無人機(jī)是現(xiàn)代軍事力量中的重要平臺(tái)， 已廣泛用于偵察、 監(jiān)視、 作戰(zhàn)等[1-3]， 由于執(zhí)行任務(wù)的不同， 總體外形有所區(qū)別。 對(duì)偵察無人機(jī)， 需要攜帶探測(cè)雷達(dá)、 紅外光電設(shè)備等， 載荷類型、 安裝位置和方式等會(huì)帶來無人機(jī)外形尤其是機(jī)身外形的較大變化[4-6]， 較小的外形改變對(duì)氣動(dòng)性能、 電磁散射特性等影響較小， 外形改變較大時(shí)， 會(huì)有較大影響。

隨著軍事技術(shù)的快速發(fā)展， 大型偵察、 察打一體無人機(jī)均已投入實(shí)際應(yīng)用， 模塊式探測(cè)設(shè)備尤其是共形探測(cè)技術(shù)未來將裝備于偵察、 攻擊型無人機(jī)。 無人機(jī)隱身性能的優(yōu)劣對(duì)其戰(zhàn)場(chǎng)生存力影響明顯[7-8]， 針對(duì)不同布局無人機(jī)的電磁散射特性[9-10]及進(jìn)氣道的電磁影響[11-12]， 已有相關(guān)文獻(xiàn)開展了較為深入的研究。 就當(dāng)前情況來看， 探測(cè)設(shè)備如雷達(dá)等會(huì)較大地改變飛行器外形， 如美軍“全球鷹”、 “捕食者”、 “復(fù)仇者”等無人機(jī)頭部。 以“全球鷹”為例， 其頭部安裝了高分辨率的合成孔徑雷達(dá)及其他光電設(shè)備， 使得頭部外形明顯增大， 從而使無人機(jī)氣動(dòng)性能、 隱身性能發(fā)生較大改變， 有必要進(jìn)行詳細(xì)研究。

為分析頭部外形改變對(duì)無人機(jī)氣動(dòng)性能、 隱身性能的影響規(guī)律， 以美軍“全球鷹”無人機(jī)為參考研究對(duì)象， 分別建立頭部凸起和修正后的三維模型， 通過二者對(duì)比分析氣動(dòng)性能、 隱身性能的變化規(guī)律。 基于FLUENT軟件， 采用N-S方程， 研究了兩種模型的升力系數(shù)、 阻力系數(shù)、 升阻比及關(guān)鍵位置的壓力云圖差異， 以分析頭部外形帶來的氣動(dòng)性能變化; 基于高頻算法中的物理光學(xué)法（Physical Optics， PO）分析了頭部外形改變前后的RCS（Radar Cross Section）曲線變化趨勢(shì)， 以RCS算術(shù)均值變化特性分析了重要威脅角域內(nèi)的隱身性能及產(chǎn)生原因， 為飛行器設(shè)計(jì)提供技術(shù)參考。

1無人機(jī)分析模型建立

為分析頭部形狀影響， 以“全球鷹”無人機(jī)為參考， 建立分析模型A， 進(jìn)一步借鑒“彩虹”無人機(jī)、 “捕食者”等攻擊型無人機(jī)機(jī)頭形狀， 模擬共形雷達(dá)技術(shù)對(duì)頭部的影響情況， 僅對(duì)模型A頭部采用曲面修形改進(jìn)分析頭部外形的氣動(dòng)/隱身性能影響， 且頭部寬度不變。 在模型A的基礎(chǔ)上建立模型B， 兩種分析模型示意圖如圖1所示。

模型A與B翼展相同， 均為35 m， 二者平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為1.45 m， 展弦比為24.14， 機(jī)身長(zhǎng)度均為13 m， 高度（未計(jì)垂尾高度）分別為2.85 m， 機(jī)翼參考面積為51.03 m2。 對(duì)氣動(dòng)特性， 以巡航馬赫速度0.6為例， 飛行高度為15 000 m， 研究頭部修形前后兩種模型升力系數(shù)、 阻力系數(shù)、 升阻比等氣動(dòng)性能影響; 對(duì)于電磁隱身性能， 主要討論不同入射頻率、 俯仰角RCS曲線變化特性及重要角域上的RCS均值影響。

2氣動(dòng)/隱身性能計(jì)算方法

2.1氣動(dòng)性能計(jì)算方法

以建立的兩種模型A與B為研究對(duì)象， 巡航馬赫數(shù)為0.6時(shí)， 控制方程選擇可壓縮連續(xù)性方程和定常可壓縮N-S方程， 采用遠(yuǎn)場(chǎng)壓力條件為邊界條件， 湍流模型為k-ω SST模型， 飛機(jī)表面為非滑移邊界， 設(shè)置氣體為理想氣體。 計(jì)算平臺(tái)為FLUENT軟件， 計(jì)算時(shí)收斂殘差為1.0×10-4， 網(wǎng)格由ICEM軟件生成， 模型A計(jì)算網(wǎng)格如圖2所示。

航空兵器2020年第27卷第2期劉戰(zhàn)合， 等：? 頭部外形對(duì)無人機(jī)氣動(dòng)/隱身性能影響根據(jù)執(zhí)行任務(wù)飛行情況， 計(jì)算氣動(dòng)性能時(shí)俯仰角設(shè)定為-2°～14°， 間隔步長(zhǎng)為2°， 計(jì)算不同狀態(tài)的升力系數(shù)、 阻力系數(shù)、 升阻比， 分析了典型狀態(tài)壓力云圖對(duì)升力、 阻力的影響關(guān)系。

2.2電磁隱身性能計(jì)算方法

“全球鷹”為一種高空偵察無人機(jī)， 面臨不同頻率、 不同入射角的電磁波照射。 根據(jù)其作戰(zhàn)任務(wù)情況， 入射頻率為0.3～18 GHz（以兼顧低頻米波預(yù)警雷達(dá)和防空導(dǎo)彈導(dǎo)引頭頻段）。 電磁計(jì)算方法一般可根據(jù)電尺寸分為高頻和低頻算法[13-14]， 對(duì)本文研究目標(biāo)（電大尺寸或超大電尺寸）， 適用于典型的高頻計(jì)算方法。 物理光學(xué)法與矩量法均基于電磁場(chǎng)積分方程[15-16]。 為提高計(jì)算速度并保證一定的精度， 在目標(biāo)電磁耦合作用上， 物理光學(xué)法保留了矩量法的面元自身耦合作用， 而忽略了不同面元間的相互耦合[9-10， 13]。

與頻率變化分析類似， 側(cè)向S-30角域上， 俯仰角偏離0°時(shí)， 模型B有一定的電磁散射減縮效果， 且兩種模型在俯仰角為-15°～15°時(shí)， RCS均值有減小趨勢(shì)， 0°俯仰角時(shí)， 兩種模型側(cè)向散射機(jī)理變化較小， 均值較為接近， 在其他俯仰角時(shí)， 二者RCS均值差異較小， 最大時(shí)僅為3.423 9 dB（俯仰角5°時(shí)）。 周向W-360角域上， 受各向角域影響， 不同俯仰角上， 模型B的RCS均值均較小， 說明隱身性能有一定提高。

5結(jié)論

針對(duì)頭部形狀對(duì)無人機(jī)的氣動(dòng)/隱身性能影響， 以某型偵察機(jī)為參考對(duì)象， 建立了頭部外形改進(jìn)前后的兩種模型A和B， 采用FLUENT、 物理光學(xué)法分別計(jì)算分析了不同狀態(tài)下的氣動(dòng)性能、 電磁散射特性， 得到研究結(jié)論如下：

（1） 氣動(dòng)性能影響。 在-2°～14°迎角上， 模型B的升力系數(shù)較高， 阻力系數(shù)降低較為明顯， 尤其在迎角較低時(shí)， 提高了巡航性能， 同時(shí)， 升阻比增加明顯。 4°迎角時(shí)， 升力系數(shù)相對(duì)增加率為0.225 8%， 阻力系數(shù)相對(duì)減小率為5.505%， 升阻比相對(duì)增加率為6.065%。 對(duì)迎角4°和10°， 模型B機(jī)身下方高壓區(qū)面積大于模型A， 具有更大的升力系數(shù)， 模型B機(jī)身頭部高壓區(qū)相對(duì)較小， 降低了阻力系數(shù); 以上結(jié)果在10°迎角上高壓區(qū)顯示更為明顯。

（2） 電磁散射影響。 從散射曲線分布上來看， 頭部外形的修改主要影響前向角域， 使對(duì)應(yīng)角域上RCS曲線向內(nèi)收斂， 而對(duì)后向角域影響較小， 同時(shí)， 對(duì)RCS分布特點(diǎn)影響不大; 頻率增加時(shí)， 波峰更為明顯， 震蕩性增大， 俯仰角變化時(shí)， 方位角39°和128°上波峰強(qiáng)度變小， 其他方位角上變化較小。 對(duì)RCS均值， 模型B在前向角域有較低的RCS均值， 隱身性能提高較為明顯， 頻率增加時(shí)， 模型B隱身性能提高， 15 GHz時(shí)減縮6.637 0 dB; 模型B在不同俯仰角上表現(xiàn)出類似現(xiàn)象， 前向角域影響最大， 俯仰角15°時(shí)減縮可達(dá)11.457 7 dB。

（3） 頭部外形氣動(dòng)/隱身融合。 在滿足任務(wù)需求設(shè)計(jì)的前提下， 頭部外形對(duì)氣動(dòng)性能、 隱身性能均有一定影響， 采用曲面平滑過渡技術(shù)、 盡量降低來流及雷達(dá)入射方向的頭部有效截面積可獲得氣動(dòng)和隱身性能的有效提升， 曲面平滑過渡可有效降低鏡面散射效果， 同時(shí)達(dá)到降低氣動(dòng)阻力的目的， 降低截面積對(duì)降低阻力、 電磁散射均有積極效果。

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Abstract： In order to study the influence of head shape on aerodynamic/stealth performance of UAV（Unmanned Aerial Vehicle）， analysis models with and without improvement of head shape are established. The effects of aerodynamic/stealth performance with different status are studied by FLUENT and physical optics method， and the conception of relative variation rate of aerodynamic performance influence analysis is proposed. The results show that the aerodynamic performance of UAV could be significantly improved by the improvement of head shape. When the angle of attack is 4 °， the relative increase rate of lift coefficient， the relative reduction rate of drag coefficient， and the relative increase rate of lifttodrag ratio are 0.225 8%， 5.505% and 6.065% respectively. There exists a larger high pressure area below the fuselage in improved model and its high pressure area in head is relatively small， which increases the lift and reduces the drag. The improvement of head shape has little effect on the distribution of scattering curve. The inward shrinkage of RCS curve in forward angle domain is large and the stealthy performance is improved. Besides， the improvement of head shape has lifting effect on stealth performance with the variation of frequency and pitch angle. The reduction amplitude of the forward angle domain can reach 6.637 0 dB and 11.457 7 dB when the frequency and pitch angle change. The surface fusion technology of head shape can effectively improve the aerodynamic/stealth performance of UAV.

Key words： UAV; aerodynamic/stealth performance ; lift coefficient; drag coefficient;? electromagnetic scattering