适应水－空介质航行的共形半环翼布局概念研究

张佳强，冯金富，谢奇峰，胡俊华，徐 虎

（1.空军工程大学 工程学院，陕西 西安710038；2.桂林空军学院，桂林541010）

0 引 言

空气与水两种流体介质的化学组分不同，密度、粘度、可压缩性、热膨胀性等物理性质存在巨大差异。因而空中飞行器与水下航行器的布局设计明显不同。对于在海水、空气中交替航行这一构想而言，巡航飞行必不可少的弹翼在水下不仅会产生较大的阻力，而且水具有较大密度的性质使得弹翼在运动过程中产生过大的正向升力，阻碍俯仰平面内的力矩配平，所以弹翼的存在倍显“多余”。在穿越气－水界面的过程中，介质密度的突变会产生巨大的冲击载荷，如以100～200m／s速度入水，冲击载荷峰值达到千g量级（g为重力加速度）［1－3］，如此高的冲击作用将使常规的单翼结构产生弹塑性变形，甚至断裂、损坏。因此，本文借鉴美国休斯公司IR＆D项目曾探索过的可伸展环翼布局构想，提出一种具有较强抗载能力的共形半环翼布局方案。

从文献［4－6］可以看出，休斯公司研究环翼的目的是使导弹、鱼雷等武器符合内埋式弹仓和鱼雷管的存储、发射需求，提高射程、有效载荷和末端机动性。可伸展环翼展开方式复杂，其一次性展开的特点，没有考虑多次展开－收拢过程的可靠性问题以及弹翼形变产生的气动特性变化问题。同时，其配置的弧形尾翼不可避免的产生滚转不稳定以及俯仰通道与偏航通道的显著耦合问题［7－8］。

1 共形半环翼布局特点

为满足水－空介质航行需求，对可伸展环翼布局做了三方面改型：

（1）将主弹翼的环形设计改为两个半环在弹体纵剖面顶端相接，减小弹翼在多次展开－收拢过程中的结构形变；

（2）尾翼选用常规的“＋”构型，避免弧形尾翼的横向耦合效应；

（3）在弹体外表面设计了开放式的储翼槽，以放置处于水下构型时闭合状态的弹翼，使弹翼与弹体完全闭合，不出现缝隙、凹槽、空腔等显著增大水动阻力的结构。

改型后的共形半环翼布局如图1所示，其中图1（a）为空中构型，图1（b）为水下构型，两者通过弹翼沿弹轴旋转实现转换。弹翼左右对称，分别由上下两层弧形翼在翼尖通过铰链衔接而成，翼剖面选用NASASC（2）－1006超临界翼型，以满足高亚声速、大航程的高升阻比需求［9］。

图1 共形半环翼布局气、水动构型配置Fig.1 Aero／hydro configuration of conformal semi－ring wing configuration

2 气动特性分析

采用CFX数值计算软件对共形半环翼布局空中飞行特性进行数值模拟，设置标准大气环境，海平面高度，飞行速度Ma0.8，基于弹翼弦长的雷诺数1.117×107。模拟选用SSTk－ω两方程涡粘湍流模型，二阶迎风差分格式，流场边界湍流度0.02，分别研究了布局的纵向和横向气动特性。

2.1 纵向气动特性

研究布局的纵向气动特性时，侧滑角设为0°，攻角为导弹武器的主要工作范围－12°～30°。布局表面的压力分布（攻角12°）如图2（a）所示，弹翼前缘、33%弦长、66%弦长和后缘处横剖面的压力分布如图2（b～e）所示，各剖面速度分布特性如图3所示。图4给出了布局在大攻角（42°）临界失速区域的空间流线变化图。

从图2所示的弹翼各剖面压力分布可见，12°攻角条件下，压力峰值出现在半环翼前缘、弹体储翼槽后壁等部位；下层弹翼和弹体下表面压力顺气流方向显著增大，在66%弦长处出现较强的高压，产生良好的升力收益，其原因主要在于超临界翼型自身所具有的大的后弯度特性和弧形曲面对气流的“包裹”效应，尤其是后者能够较大程度上降低气流沿展向的流动，减小平直弹翼面临的气流“下洗”作用。在环翼之间的腔体区域，压力顺气流方向逐渐降低，66%弦长剖面处大的负压分布于整个翼腔剖面，这种情况下半环翼下层弹翼具明显大于常规单层弹翼的升力效应，但上层弹翼的升力会遭到一定损失，极端情况下会产生负升力。

图2 空中构型的压力等值线云图（α＝12°）Fig.2 Pressure contour of aero－configuration（α＝12°）

图3 空中构型弹翼横剖面速度等值线云图（α＝12°）Fig.3 Velocity contour on lateral section of aero－configuration wing（α＝12°）

图4 空中构型的空间流线图（α＝42°）Fig.4 Space streamline of aero－configuration（α＝42°）

从速度分布看，Ma0.8速度气流流经半环翼之间的翼腔时，弹翼前缘剖面的弹体上表面已经出现微弱的超声速流，到达33%弦长处时上下层弹翼翼端铰接处出现较强的超声速流，66%弦长处翼腔内的气流完全达到超声速，气流的速度变化趋势可以从图5所示的纵向剖面压力、速度分布图更清晰的反映。

图5 空中构型弹翼纵剖面压强、速度等值线云图（α＝12°，25%翼展）Fig.5 Pressure and velocity contour on longitudinal section of aero－configuration wing（α＝12°，25%wingspan）

图5中，上下层弹翼的上表面前部有小的超声速区，两层翼之间35%～75%弦长区域气流为完全超声速，最大马赫数达到1.6，翼腔内超声速区在75%弦长处以激波的形式终止，波后压力迅速恢复。压力在弹翼表面的详细分布如图6、图7所示，其中，图6所示为压力沿展向的分布，选取剖面分别为从弹翼前缘起20%、45%、70%、95%弦长处的弹翼横剖面；图7所示为压力沿弦向的分布，选取剖面分别为距离弹体纵向平面10%、22.5%、35%、47.5%翼展处的弹翼纵剖面。

从图6可见，在3°小攻角条件下，上层弹翼上表面压力系数沿展向几个剖面基本稳定，没有出现因翼面展向弯曲而产生显著差异，其数值稳定在－0.3左右；上层弹翼下表面压力系数顺展向呈弧形状逐渐降低，说明下表面压力对环翼表面形状有一定的跟随性，随着上下两层翼间距离的减小，亚声速来流受到的压缩效应愈显著，流速的提高量愈大，翼面的压力就愈低，其极小值出现在两翼铰接处，而极大值位于翼－身连接处。下层弹翼上表面压力与上层弹翼下表面压力沿展向的分布类似，但其负压值比后者更低，只有在邻近弹翼后缘95%弦长处压力才有一定的恢复；下层弹翼下表面的正向压力从翼根到翼尖递减，但随着气流的弦向流动压力沿展向的递减趋势减弱。受弹翼气流的有利干扰，弹身上、下表面形成了一定的压力差，为整体布局提供一定的升力。

由于共形半环翼布局下层弹翼的展长约等于上层弹翼的55%，所以图7（a、b）中仅出现上层弹翼剖面的压力分布图。通过四个剖面对比可以看出，上层弹翼上、下表面的压力差在远离弹体纵向平面的各剖面逐渐减小，接近上下层翼面的结合部（图7d）出现了上表面压力大于下表面的不利情形。但图7（c、d）显示下层弹翼上、下表面具有较好的压力分布，原因在于下层弹翼的弯曲弧度仅有上层弹翼的一半，受弹翼表面弯度的影响较小。

图6 空中构型弹翼压力沿展向的分布（α＝3°）Fig.6 Aero－configuration wing pressure distribution in spanwise direction（α＝3°）

图7 空中构型弹翼压力沿弦向的分布（α＝3°）Fig.7 Aero－configuration wing pressure distribution in chordwise direction（α＝3°）

为了验证共形半环翼布局的气动性能，选用两型参考模型进行对比研究：一型是与共形半环翼布局具有相同弹体、弹尾形状，相同翼型、弦长、水平投影面积的平直翼布局，如图8（a）所示；另一型是取消共形半环翼布局储翼槽空腔结构的半环翼布局，称其为固定式半环翼布局，如图8（b）所示。前者是为了验证本文的布局构想与常规正常式布局的差异，后者是为了分析弹体储翼槽空腔结构对布局的气动特性影响。使用相同条件对三种布局在0.8Ma速度下的飞行特性进行了数值模拟，结果如图9所示，图中，CSRW代表共形半环翼布局，PW代表平直翼布局，FSRW代表固定半环翼布局，各参数计算使用到的参考面积为布局在水平姿态下在水平面内的投影面积，特征长度为布局实际长度，俯仰力矩计算的参考点为布局几何中心前0.25倍弦长点。

图8 两种验证参考模型Fig.8 Two referenced comparison model

图9 共形半环翼与平直翼布局、固定半环翼布局纵向气动特性Fig.9 Longitudinal aerodynamic characteristics of conformal semi－ring wing，plain wing and fixed semi－ring wing configuration

从气动模拟结果来看，三种构型的气动升、阻力系数随攻角的变化趋势十分接近，俯仰稳定性良好。实际上，气动参数的相对差异是很大的，从表1可见，0°攻角时，共形半环翼布局较具有相等水平投影面积的平直翼布局升力增加值达到95%，阻力增加值84%，接近于两倍相等投影面积平直翼的气动效率，显示出良好的小攻角气动特性。但随着攻角的增大，升力的增加幅度迅速降低，超过12°攻角以后，升力的增幅降低到百分之十几。在负攻角情况下，共形半环翼提供的负升力则比相等投影面积平直翼小，－6°攻角时减小40%。

从图8所示的验证参考模型的示意图可见，相等投影面积平直翼的展长较小，仅有两倍弹径长度。而半环翼布局弹翼在水平面内的投影面积实际上是平直翼布局弹翼的两倍，源于其上、下层弧形翼的投影发生了重叠，这就能很好的解释表1中所给出的数值模拟结论。图9中各气动参数值偏小的另一方面原因在于参数计算所使用的参考面积为布局的整体投影面积而不是弹翼投影面积，后者仅为前者的约20%。

表1 共形半环翼较相等投影面积平直翼气动参数增加幅值Table 1 Aerodynamic parameter increase ratio of CSRW than PW of equivalent wing projective area

表2给出了共形半环翼与固定式半环翼布局相比在气动系数上的变化，可见在－12°～30°攻角范围内，由于弹体储翼槽半环形空腔结构的存在使得共形半环翼较固定式半环翼布局的升力有一定的下降，最高降幅9.8%；但阻力的增加仅限于小攻角范围，最大增幅9.3%，当攻角大于12°时，空腔结构反而使阻力有所降低，30°攻角时阻力减小值达到7.8%。

表2 弹体空腔结构对半环翼布局气动特性的影响Table 2 Aerodynamic influence of body cavity on CSRW

2.2 横向气动特性

共形半环翼布局关于水平平面具有明显的非对称性，为了研究来流侧滑角对布局气动特性的影响，对6°、30°攻角条件下布局不同侧滑角（－18°～18°）的气动特性进行了数值计算，图10给出了升力、阻力、侧力系数和俯仰、滚转、偏航力矩系数的计算结果。

图10 共形半环翼布局横侧气动性能Fig.10 Lateral aerodynamic characteristics of conformal semi－ring wing configuration

结果表明，6°小攻角时，随着侧滑角绝对值的增大，布局的升、阻力增大，升阻比、俯仰力矩减小，布局的俯仰稳定性受到影响。随着侧滑角线性增加，侧力和滚转力矩增大，滚转通道表现出弱的非稳定特性，需要通过舵面差动进行抑制。而偏航力矩随着侧滑角线性减小的趋势，说明布局具有较好的横向稳定性。30°大攻角条件下，升力随侧滑角绝对值增大而减小，俯仰力矩随侧滑角绝对值增大而增大，这种趋势与小攻角的情形正好相反。此时，侧滑角的变化对滚转特性影响较小。

3 水动特性分析

在研究共形半环翼布局水下构型的水动性能时，选用了与其具有相同弹体、弹尾形状，但没有弹翼的类鱼雷构型作为参照对象，并且对空中构型的水动性能进行了数值模拟，以验证该布局旋转变体的必要性及由此产生的水动收益。航行状态：速度20m／s，水深15m。计算采用k－ε湍流模型，并假设浮力与重力平衡，不考虑浮力影响。数值模拟结果如图11、图12所示，图中CSRWa代表空中构型，CSRWw代表水下构型，Torp代表类鱼雷构型。

从图12可以看出，同等攻角条件下，共形半环翼布局水下构型的升力系数已接近类鱼雷构型，阻力系数略大于后者。在0°攻角，水下构型升力系数近似为0，阻力系数0.015，这与其轴对称特点十分吻合，达到预期设计，因为根据航行器密度近似水密度的假设，其在水下零攻角航行时不期望产生升力，机动所需力矩由弹尾升降舵和方向舵产生。

图11 水下构型的表面压力分布（α＝3°）Fig.11 Pressure distribution on hydroconfiguration surface（α＝3°）

空中构型在水下航行时，水动压作用会在半环翼表面产生巨大的升力效应，运动稳定性难以保持；同时，其阻力比水下构型大得多，这可以从图13所示弹翼上所产生的升、阻力占整个布局升、阻力的比值图中更清晰的反映。

图12 共形半环翼布局空中构型、水下构型与类鱼雷构型纵向水动特性Fig.12 Longitudinal hydrodynamic characteristics of conformal semi－ring wing aero－configuration，hydro－configuration and approximate torpedo configuration

图13 空中构型水下航行时弹翼产生的升、阻力占整个布局升、阻力的比值图Fig.13 Hydrodynamic lift and drag ratio of wing to whole aero－configuration

在假设航行速度20m／s条件下，空中构型弹翼产生的水动阻力占整个构型阻力的50%左右。升力所占的百分比随攻角有较大变化，3°攻角时占98%，到15°攻角时下降到约50%。由于弹翼零升攻角为负，所以图中比值出现大于1和负值情况。由此可见，空中构型不适合水下航行，必须通过变体达到水下构型才能达到减阻增程的设计要求。

4 结 论

水－空介质交替航行是一种新颖的构想，提出的共形半环翼布局是解决气／水动布局矛盾的一种技术方案，数值模拟结论表明：

（1）共形半环翼布局空中构型没有达到期望的高升力特性，与文献［7］中关于伸缩环翼研究的实验结论类似，其根源在于弹翼展长受弹径尺寸限制所引起。

（2）小攻角条件下，共形半环翼布局空中构型具有接近于两倍相等投影面积平直翼的气动效率，但随着攻角的增大，气动收益的增幅迅速降低，超过12°攻角以后，升力的增幅降低到百分之十几。

（3）共形半环翼布局弹体储翼槽空腔结构的存在使布局在－12°～30°攻角范围内的升力最大降幅达到9.8%，阻力最大增幅9.3%，气动性能受到一定的损失。

（4）共形半环翼布局具有较好的纵向和横向稳定性，但小攻角条件下，滚转通道表现出弱的非稳定特性，需要通过控制加以抑制。

（5）共形半环翼布局空中构型在水下航行会产生严重的升、阻力负面作用，尤其是弹翼的存在将使水下阻力增加一倍，因此设计变体方案完成空中构型与水下构型间的相互转换是科学的。

下一步的研究可以通过设计一定的弹翼后掠角来改善上下翼之间的流场结构，提高气动特性。

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