高空长航时飞翼布局无人机静气动弹性研究

张强, 祝小平, 周洲, 王伟

(1.西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072;2.西北工业大学 第365研究所, 陕西 西安 710065)



高空长航时飞翼布局无人机静气动弹性研究

张强1, 祝小平2, 周洲1, 王伟1

(1.西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072;2.西北工业大学 第365研究所, 陕西 西安 710065)

摘要:高空长航时大展弦比飞翼布局无人机在气动载荷的作用下所产生的较大的弹性变形,显著地改变了全机的升阻特性及静稳定性,常规的刚性飞机假设已不能满足其总体气动特性分析的精度要求。基于CFD/CSD松耦合的方法研究了大展弦比飞翼布局无人机的静气动弹性特性问题,结果表明:静气动弹性效应将显著降低这类飞机的升阻特性,并显著增加原设计配平巡航点的俯仰力矩;滚转静稳定性导数可提高41.7%,同时改善了刚体外形设计中存在的纵向静不稳定现象;局部气动载荷显著地向翼根转移,从而有利于结构设计。

关键词:飞翼无人机; 静气动弹性; CFD/CSD耦合; 升阻比; 静稳定性

0引言

与常规布局飞机相比,飞翼布局无人机具有较高的升阻比、较轻的空机重量,以及优良的隐身特性等,在无人战斗、无人侦察、监测、预警等领域具有广阔的应用前景[1]。高空长航时飞翼布局无人机往往具有大展弦比、轻质等结构特点,在气动载荷的作用下,其机翼会产生较大的弯曲和扭转变形。这种弹性变形会引起机翼气动载荷的重新分布,从而对全机的气动特性,如升阻特性、纵向和横航向稳定性等产生较大影响[2]。高空长航时飞翼布局无人机对升阻比的变化较为敏感;同时,由于飞翼布局飞机没有垂尾,其航向稳定性也难以保证。基于此,研究气动弹性变形对大展弦比飞翼布局无人机的气动特性和飞行稳定性的影响具有重要意义。

目前,关于飞机气动弹性研究主要有风洞试验和数值模拟等方法。风洞试验由于难以测得准确的试验数据,且成本高,因此,数值模拟在气动弹性研究中得到了广泛的应用[3]。经典的静气动弹性分析方法主要采用升力面理论,如MSC.flightload模块,难以预测跨声速区出现的激波、流动分离等非线性现象。随着计算流体力学(CFD)和计算结构力学(CSD)以及计算机硬件技术的发展,耦合CFD(基于欧拉方程或N-S方程)和CSD进行非线性气动弹性问题的精确计算逐渐变得可行,并得到了快速发展[4]。CFD和CSD耦合方式一般分为全耦合、紧耦合和松耦合等。全耦合[5]将气动和结构方程整合为一个大的方程组,这些方程在时间步长内要求同时求解,由于流固两场物理特性的差异,用单一的数值求解方法存在很大困难;而对于松耦合[6],气动和结构在各自的物理域内独立求解,可以充分利用现存的气动和结构求解模块,只需在适当的时间点进行气动/结构界面的数据交换,并反复迭代,直至求解收敛。

在本文中,气动载荷计算采用三维雷诺平均N-S方程作为控制方程,结构变形计算采用有限元方法求解结构静力方程,基于上述气动求解模型和结构求解模型,采用松耦合方式,构造了流固耦合求解器。首先研究了1g过载状态下的某飞翼布局无人机静气动弹性收敛时的结构变形分布;其次,研究了静气动弹性对该无人机总体气动性能及气动载荷重新分布的影响;最后对考虑静气动弹性效应的全机纵向和横航向静稳定性等进行了一定的研究。

1计算方法

1.1流体控制方程

可压缩流的三维流体力学方程如下：

(1)

1.2结构控制方程

本文使用Nastran软件对有限元模型进行静力学求解,通用计算方程为:

(2)

式中:K为刚度矩阵;X为结构有限元节点位移列向量;F为结构所受外载荷列向量。

1.3流体结构耦合面插值

耦合CFD和CSD技术求解非线性气动弹性问题时,需要在气动/结构耦合面处进行数据交换,包括:气动计算所得的气动力施加到结构有限元节点上;结构发生变形后,有限元节点的位移要反馈到耦合面上的气动网格节点上。

由于本文的研究对象为高空长航时大展弦比飞翼布局无人机,结构变形主要表现为展向的弯曲和扭转变形,弦向变形相对较小,可以忽略不计,因此这里引入机翼翼剖面不变形假设。结构发生变形后,首先通过一系列机翼展向站位的弯曲和扭转位移获得变形后的几何外形,然后重新生成气动网格进行气动计算。此方法的优点是避免了动网格方法扭曲量过大而导致的气动载荷计算模块计算精度降低的问题,同时又保证了附面层的计算精度等。

1.4计算流程

采用松耦合方式求解静气动弹性的流程如图1所示。

图1　松耦合计算流程图Fig.1　Loose coupling flow chart

文献[8-10]利用松耦合流程进行静气动弹性求解时,均假设机翼根部迎角保持不变,这种情况下最终解得的全机总载荷通常会发生变化,即改变了全机的过载系数。对于大展弦比后掠机翼,由于弯扭耦合效应,基于该假设解得的静气动弹性收敛后的总载荷将小于原刚体外形计算所得载荷。而载荷重分布的另一种计算假设为:在飞机的总升力保持不变的条件下,求解载荷分布以及相应的飞行迎角[11]。对于考虑静气动弹性影响的飞机,若要维持原有过载,必然要寻求新的飞行迎角,从而更便于研究恒定过载时飞机的静气动弹性特性。因此,本文针对第二种情况选择1g过载进行研究。具体的计算不同之处在于:当结构变形计算完成后,为了保证总升力不变,需要寻找变形后的外形维持总升力不变所需的全机飞行迎角,由于本文研究的飞翼无人机的计算状态始终处于线性升力段,通过迭代前后两个迎角下的气动力计算结果便可线性插值出维持总升力不变所需的迎角;然后,计算此迎角下的气动载荷,并插值到结构节点上进行结构计算,如此循环迭代,直至收敛。

2计算模型及结果分析

2.1气动模型

图2为刚性飞机的CFD计算网格示意图,其空间网格单元4 582 905个,物面网格单元27 392个。初始计算状态为自由来流Ma=0.6,飞行高度H=20 km,迎角α=3°,在气弹耦合迭代求解的过程中进行CFD计算时,需要改变来流迎角来满足总升力保持不变的前提。

图2　对称面网格Fig.2　Grid of symmetry surface

2.2结构模型

使用MSC.Patran建立飞翼结构有限元模型时,为了更真实地反映本文飞翼布局无人机的静气动弹性特性,所建立的有限元模型考虑了翼身部分的进气道等细节,外翼段精细有限元网格如图3所示。

图3　外翼段有限元网格Fig.3　Finite element grid of outer wing

2.3静气弹计算结果

1g过载下,经过5个迭代步即可达到静气动弹性求解收敛,收敛后的机翼展向弯曲和扭转变形分布如图4和图5所示。在后文中,约定“1g”代表1个过载下发生静气弹变形后的外形,“rigid”代表未变形设计的刚体外形。

图4　展向弯曲变形分布Fig.4　Spanwise deflection distribution

图5　展向扭转变形分布Fig.5　Spanwise twist angle distribution

本文刚性外形飞机的设计巡航迎角为3°,考虑气动弹性效应后,经过迭代计算,维持平飞所需的迎角将达到3.5°。飞机变形前后的气动特性对比如表1所示。可以看出:弹性变形前后升力系数误差仅为0.39%,表明变形后仍然维持1g过载,但飞行迎角需要从3.0°增加到3.5°,并且变形后的全机升阻比减小了3.5%;设计刚体外形飞机在3°巡航时,俯仰力矩系数接近0,基本满足自配平,但弹性变形后将产生一个较大的抬头力矩,需要偏转相应舵面进行纵向力矩配平,这显著偏离了原巡航设计点,增加了配平阻力,将进一步减小升阻比,从而显著降低长航时无人机的巡航性能。

表1　变形前后气动特性比较

静气弹变形前后机翼沿展向的升力系数分布对比如图6所示。

图6　变形前后展向升力系数分布Fig.6　Spanwise lift coefficient distributionbefore and after deformation

可以看出:在内翼段,变形前的升力系数要小于变形后的升力系数;外翼段则相反,这是由于静气弹收敛后,外翼段有较大的负扭转变形,从而降低了当地升力系数。而在本文静气弹求解迭代的过程中,始终保证总升力不变,为了补偿弹性变形引起的升力损失,需要增加飞行迎角。内翼段由于弹性扭转角较小,总的作用效果相当于增大了内翼的有效迎角,因此内翼段变形后的升力系数较大。总体来看,变形后的气动载荷体现出向翼根转移的现象,对结构受力特性是有利的。

如图7所示,沿机翼展向取3个典型截面A,B,C。弦向压力系数分布比较如图8～图10所示。

图7　 截面站位示意图Fig.7　Schematic of position of sections

图8　截面A压力系数分布Fig.8　Section A pressure coefficient

图9　截面B压力系数分布Fig.9　Section B pressure coefficient

图10　截面C压力系数分布Fig.10　Section C pressure coefficient

从截面A压力分布对比结果可以看出,变形后内翼段剖面压力系数积分面积变大,即截面升力系数变大;从外翼段的剖面B,C的压力分布对比结果中可以看出,变形后压力系数积分面积变小,即截面升力系数变小,这与图6中展向升力系数分布得到的结论是一致的。

静气弹变形前后全机的升阻特性随迎角的变化如图11～图13所示。可以看出:变形前后升力线斜率基本保持不变,但相同迎角下变形后的升力系数较变形前有一定的增量,其主要原因是气弹变形后,机翼沿展向的各个剖面产生一定的负扭转,相当于减小了飞翼无人机的零升迎角,从而使升力曲线下移,但对升力线斜率的影响较小;另外,静气弹变形也减小了全机的阻力,在α=3°时得到最大升阻比; 静气弹变形后,最大升阻比所对应的迎角转移到α=4°附近，并降低了全机的最大升阻比，偏离了总体气动性能设计指标。

图11　升力系数随迎角变化曲线Fig.11　Variation of lift coefficient with angle of attack

图12　阻力系数随迎角变化曲线Fig.12　Variation of drag coefficient with angle of attack

图13　升阻比随迎角变化曲线Fig.13　Variation of lift-drag ratio with angle of attack

图14为变形前后纵向俯仰力矩系数随迎角的变化曲线。可以看出:在迎角0°～6°的力矩线性段内,变形前后无人机均是纵向静稳定的,并且静稳定导数Cmα基本一致;但在相同迎角下,变形后较变形前产生了一个抬头力矩增量,其主要原因是外翼段的升力作用于重心之后,而内翼段升力作用于重心之前,但是外翼由于有更大的负扭转角,因此损失的升力较內翼要大,总的作用效果是产生一个抬头力矩增量。从计算结果中还可以看出:刚性飞机设计外形在迎角6°～8°之间存在纵向静不稳定的现象,Cmα为0.012 30/(°),这是本文飞翼无人机存在的一个典型纵向静不稳定性问题[7];而发生气弹变形后,迎角6°～8°虽然也是纵向静不稳定的,但Cmα减小为0.002 59/(°),有效缓和了刚性飞机设计外形的纵向静不稳定特性,从而有利于这类飞机的总体气动特性设计。

为了说明原因,取出8°迎角时典型截面B(截面位置同图7)弦向压力系数分布,如图15所示。可以看出:在8°迎角时,20%弦长附近形成激波,这是导致设计刚体外形纵向静不稳定的主要原因;而弹性变形后,激波后移,激波强度减弱,上表面弦向20%～60%存在更大的负压值,使得截面合力作用点后移,从而减缓了设计刚体外形在6°～8°存在的纵向静不稳定特性。

图14　俯仰力矩系数随迎角变化曲线Fig.14　Variation of pitch moment coefficient with angle of attack

图15　截面B压力系数分布(α=8°)Fig.15　Section B pressure coefficient(α=8°)

静气弹变形前后全机的横航向气动特性如图16和图17所示。从图16可以看出:变形后,横向静稳定导数增加了41.7%,这是因为飞翼布局无人机的横向稳定性主要由机翼的后掠角和上反角决定;而发生气弹变形后,外翼段所产生的弯曲变形相当于增大了机翼的上反角,因此有效地改善了横向静稳定性。

从图17可以看出,飞翼无人机由于缺少垂尾,并且机身较扁平,因此先天具有航向静稳定性不足的特点,弹性变形没有给航向静稳定特性带来改善,而是使飞翼更接近中立稳定,这主要是因为外翼段的弯曲变形使得外翼段的升力在飞翼平面内产生分量,进而对重心形成偏航力矩,飞翼右侧滑时,由于右侧机翼的升力大于左侧机翼,总的作用效果为产生负的偏航力矩,因此削弱了飞翼的航向静稳定性。

图16　滚转力矩系数随侧滑角变化曲线Fig.16　Variation of roll moment coefficient

图17　偏航力矩系数随侧滑角变化曲线Fig.17　Variation of yaw moment coefficient

3结论

本文基于CFD/CSD松耦合求解技术,对某高空长航时飞翼布局无人机在1g过载下的静气动弹性特性进行了研究,得到以下结论:

(1)大展弦比高空长航时飞翼布局无人机的静气动弹性效应降低了全机的升阻比性能,同时偏离了原巡航力矩配平点,引入较大的抬头力矩;气动载荷的重新分布向翼根转移,从而有利于结构设计。

(2)静气动弹性变形不但有效缓和了刚性设计外形下存在的纵向静不稳定现象,从而改善了纵向静稳定性，而且还显著改变了全机的横航向稳定性导数,特别是Clβ/Cnβ的变化决定着横航向飞行品质。因此，在这类飞机的总体设计中应充分考虑气弹效应带来的影响。

(3)高空长航时大展弦比飞翼布局无人机在总体气动设计时一般采用“单设计点”的气动设计思想,即在预定的设计状态下其气动性能非常好,但略微偏离该设计状态时可能出现显著的性能降低。若不考虑气动弹性效应,真实飞行状态将严重偏离设计状态,从而显著影响全机的总体气动性能。

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[11]陈桂彬,杨超,邹丛青.气动弹性设计基础[M].北京:北京航空航天大学出版社,2010:26-28.

(编辑：崔立峰)

Study on static aeroelasticity of high altitude long endurance flying wing UAV

ZHANG Qiang1, ZHU Xiao-ping2, ZHOU Zhou1, WANG Wei1

(1.School of Aeronautics, NWPU, Xi’an 710072, China;2.No.365 Research Institute, NWPU, Xi’an 710065, China)

Abstract:High altitude long endurance high-aspect ratio flying wing will undergo large deformation, which will significantly change characteristics of lift and drag as well as static stability. Therefore, conventional rigid aircraft assumption cannot meet the accuracy requirements of the aerodynamic analysis of this type of aircraft. In this paper, based on CFD/CSD coupling, static aeroelasticity of high aspect ratio flying wing was studied. The results show that static aeroelastic effect will significantly reduce the lift drag ratio and increase pitching moment at designed cruise trimming point;On the other hand, lateral static stability derivative will be increased by 41.7%, and the longitudinal instability inherent in the flying wing will be improved. The aerodynamic loads move towards the wing root after aeroelastic deformation, which is advantageous to the structural design.

Key words:flying wing UAV; static aeroelasticity; CFD/CSD coupling; lift drag ratio; static stability

中图分类号：V211.47

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)01-0040-06

作者简介:张强(1991-)，男，山东潍坊人，硕士研究生，研究方向为飞行器气动弹性。

收稿日期:2015-04-17;

修订日期:2015-06-05; 网络出版时间:2015-09-18 09:47