一种连翼式双机身无人机气动特性

刘战合，乔良直，罗明强，王 菁，田博韬

(1.郑州航空工业管理学院航空工程学院，郑州，450046； 2.郑州航空工业管理学院无人机研究院，郑州，450046； 3.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京，100191)

连翼(又称菱形翼、联翼)[1-3]采用前、后两机翼连接的方式，前翼有一定后掠，后翼前掠，二者在前机翼翼尖或机翼外端外置连接，为减少前机翼对后机翼的气动干扰，改善后机翼气动特性，一般将后机翼布置在前机翼上方位置(负交错方式)。连翼在结构性能、结构质量、诱导阻力、跨音速波阻等方面具有较好的优势，成为无人机研究的重要方向[4-7]，如已实用化的我国翔龙无人机、美国洛马公司“环保飞机计划”方案等。随着战场环境物资运输、伤员救援、战场信息搜集、侦察监视、战场预警[1]等任务需求的发展，对无人机的承载质量能力、巡航性能、航程、隐身性能等均提出了较高要求[8-10]，为适应该发展趋势，需结合布局设计提高气动性能、飞行性能[11-13]。

为重点解决无人机承载质量能力问题，基于连翼结构，提出一种新概念连翼式双机身[14]无人机布局方案，将连翼和双机身布局设计结合，综合解决气动效率、结构性能、载荷力学支点问题。为验证技术方案正确性，先后设计了基础方案A和改进方案B，基于N-S方程、SST湍流模型详细研究了新型连翼式双机身布局无人机的气动特性，并分析了产生的原因，开展了初步飞行试验，验证了方案的正确性，为新概念气动布局无人机设计提供了技术参考。

1 连翼双机身布局无人机模型

由于有限展长条件下具有相对较大的升力性能和多个承力支点，连翼具有优秀的装载能力和结构性能，对起降条件要求较小[6,15-16]。结合双机身载荷装载空间需求，设计了连翼+双机身新概念布局无人机A，如图1(a)，并完成了设计、仿真、试飞；为有效降低气动阻力、提高升力性能，在布局A基础上，采用翼身融合、前后机翼连接处优化、机翼翼型改进等性能优化，设计改进方案的布局B，如图1(b)。

图1 连翼式双机身无人机布局

实际研究中，遵循总体设计、性能仿真、模型试飞、气动修形、性能再仿真、模型再试飞的循环改进过程，首先通过对布局A的总体设计、性能仿真及模型试飞，根据其气动性能研究结果对总体气动外形进行翼身融合等修形，提出改进方案布局B，进一步完成性能仿真和模型试飞。为更直观研究连翼+双机身新概念布局的气动特性、模型B的性能改进效果及产生机理，采用二者性能对比分析的方法开展研究。

与“正交错”方式相比，鉴于“负交错”连翼具有优秀的结构性能，为获得更高的双机身结构性能，布局A、B均采用“负交错”连翼和双机身结构。对基础布局A，为提高巡航及起降升力性能、气动性能影响及结构性能，前翼上反角取2°，后翼安装角、下反角分别为2°、5°；从机翼结构刚度、轮距及任务需求等综合考虑，双机身的间距取为前翼展长40%；由于设计任务为中低速飞行，前翼外段前缘后掠角设定为11°，内段前缘后掠角为24°，后翼前缘后掠角为30°，后翼连接于前翼展向70%处，翼梢外形采用霍纳式翼尖；翼型采用NACA63A812，机翼展长为14 m，机翼面积为28 m2。通过布局A的设计、仿真、试飞研究，为提高气动性能，对改进布局B，重点在以下三部分开展了改进修形，一是翼身连接处采用翼身融合技术降低气动干扰，二是机身尤其是机头为适应翼身融合进行了气动修形，以提高气动性能，三是前、后翼连接处采用圆润修行及光滑过渡，减小干扰阻力。

2 气动性能仿真分析方法

考虑到军民两用物流运输等实际应用，飞行高度设定为6 000 m，巡航速度为0.5Ma，雷诺数为8 210 000，为分析方便，计算模型选为1∶10模型，即缩比比例为10，机翼翼展为1.4 m，采用动力相似条件，基于FLUENT完成仿真分析。以可压缩连续性方程和定常可压缩的雷诺平均(RANS)N-S方程为基本控制方程[3,10]，为精确模拟近壁面和远壁面的流动情况，提高逆压梯度区域、分离流区域的计算精度，湍流模型选择剪切应力传输模型k-ωSST两方程湍流模型。计算时，边界条件采用远场压力条件，速度、压力、温度等物理参数的收敛条件为残差取0.001。

为兼顾计算精度和效率，鉴于无人机对称性，采用半模方法生成混合非结构计算网格，布局A无人机表面面网格数约为11万，边界层网格数为230万左右，体网格数约为250万，网格总数为480万，如图2(a)；采用相同网格生成方法，布局B的网格总数为500万左右，如图2(b)。

图2 两模型计算网格

根据布局设计需求，巡航迎角为2°，为研究气动特性变化规律，迎角取为-4°～20°，步长为间隔2°，计算了基础布局A和改进布局B的升力系数、阻力系数、升阻比及典型状态下的绕流情况、压力云图等。同时，通过两种布局的气动性能对比，分析了产生的原因和影响关系，以研究连翼式双机身布局气动特点及改进措施的气动性能影响。

3 2种布局气动特性分析

3.1 气动参数对比

基础布局A、改进布局B的升力系数Cl、阻力系数Cd、升阻比K的计算对比曲线分别见图3～5。

图3 两布局升力系数计算对比曲线

从图3可以看出，首先经过翼身融合、前后翼连接处修行处理等技术改进后，布局B的升力特性有了较为明显的改善，在迎角-4°～20°范围上，布局B在迎角0°之后，有更高的升力系数，-4°～0°改进布局B的升力系数较低，说明改进布局B有较大的升力线斜率，利于气动性能的提高。其次，观察图3可以看出，两布局失速迎角均在迎角10°附近，即最大升力系数出现在10°，但改进布局失速性能优于基础布局A，迎角大于失速迎角时，布局B的升力系数减小较为平缓。最后，面向运输需求的连翼式双机身无人机更关注巡航性能，巡航迎角一般为2°～4°，此时的升力、阻力性能更有研究价值，基础布局A迎角2°、4°的升力系数分别为0.504、0.667，改进布局B的升力系数分别为0.513、0.692，升力系数改进后分别提高了1.8%、3.7%，说明巡航状态升力系数提高比较明显；对失速迎角升力性能，基础布局A和改进布局B分别为1.05、1.06。

图4 两布局阻力系数计算对比曲线

与升力系数研究类似，结合图4阻力系数对比曲线可以看出，在迎角较小时(6°以下)，两布局基本接近，但布局B阻力系数更小；迎角增加时，改进布局B阻力系数稍大，这一增加是由于大迎角时，隐身融合结构会影响后翼的流动状态，增加了干扰阻力。布局A在迎角2°、4°时分别为0.03、0.041，布局B分别为0.028、0.039 4，分别减小了6.7%、3.9%，说明布局B采用的改进措施有较好的效果。尽管迎角较大时(8°以上)，改进布局阻力系数较大，但考虑到该连翼式双机身布局主要应用方向为运输，经济性要求更高，布局B更适合。

升阻比性能对飞行器的航程、运载能力等有重要影响，图5可以看出，升阻比变化分为4个区域，在-4°～0°上，基础布局A升阻比较高；在巡航迎角附近，即0°～6°范围内，改进布局升阻比较大，尤其是迎角为2°、4°时，升阻比增加较为明显，这一现象与升力系数和阻力系数关系较大；在迎角大于6°时，尽管并未失速，且升力系数较大，但由于阻力系数的增加，改进布局升阻比较小；在失速之后(即迎角大于10°)，由于有较好的失速性能，升力系数较大，尽管此时阻力系数增加，但升阻比二者基本接近，变化趋势一致。从巡航性能来看，基础布局A迎角2°、4°的升阻比分别为16.800、16.268，而改进布局B为18.321、17.563，分别提高了9.1%、8.0%，可以看出，在布局A的研究基础上，布局B的改进措施有较明显提升效果。

3.2 压力及绕流分析

为进一步分析2种布局的气动特性，以部分典型状态(迎角2°，迎角12°)的压力云图来分析，迎角2°时布局A、B的压力云图见图6。

图6 两布局迎角2°压力云图

以升阻比最高的迎角2°(巡航状态)为例，图6可以看出，升力主要在前翼上产生，与布局A相比，布局B的后翼在展向采用了流线型过渡方式，其上部低压区较大，升力有一定提高；翼身融合后，布局B的机身可提供部分升力，其机身的翼身融合部位有一定升力产生。采用翼身融合技术会引起机身外形发生变化，与布局A相比，布局B在机头位置的高压区有较大减小，同时，在布局A机翼机身连接处，采用上单翼后在迎风方向产生局部高压区，以上两点使布局B在该迎角下有较好的阻力性能，降低了阻力，提高了升阻比，4°迎角下情况类似。

迎角2°及12°时无人机对称面处压力云图及流线对比如图6。

迎角2°和12°为典型的姿态角，以2°时对称面压力云图及流线来分析巡航状态气动性能变化，结合图3，12°下两布局升力特性有较大差异，以此为例研究二者在大迎角下的升阻特性。图7表明，在迎角2°下，布局A、B前后翼绕流均稳定，从压力分布来看，布局B机翼的上部低压较为明显，说明翼身融合展向流动较小，提高了对称截面位置的升力性能。迎角12°时，布局A和B的前翼绕流状态稳定，未发生明显分离，为升力产生的主要组成部分；在后翼上，布局A已产生明显分离现象，失速后升力损失较大，而布局B的后翼依然保持较好的层流状态，因此连翼后翼的圆润过渡可在失速后改善升力产生机制；迎角12°时布局A、B的升力系数分别为0.89、1.02，提高了14.6%，如图3所示。

图7 迎角2°、12°两布局对称面压力云图

3.3 飞行试验

为验证提出的新概念连翼式双机身布局无人机的飞行性能，与计算分析模型对应，先后设计制作了布局A、B的试飞验证机，并成功完成了试飞，如图8所示。

图8 两布局无人机试飞试验

两模型的飞行试验说明，提出的连翼式双机身布局有较好的飞行性能、气动性能和操纵性能，飞行过程稳定。结合气动特性仿真及飞行试验，为提高高亚音速巡航性能，可采用超临界翼型，研究前后翼相对位置、安装角、上下反角等参数的影响因素并优化，以进一步改进气动特性。

4 结论

为提高载运能力，结合连接翼和双机身优势，提出了一种连翼式双机身布局，研究了基础布局和改进布局的气动性能，并进行了试飞验证。

1)布局方案合理性：提出的连翼式双机身布局方案具有较好的气动特性，巡航状态升阻比可达16以上，结合较大的前后翼机翼面积，可以较好提升载荷能力。

2)升阻特性：两种布局方案具有相似的气动特性，经过改进后，布局B具有较好的巡航特性(迎角2°)，升力系数和升阻比更高，分别提高了1.8%、9.1%，阻力有较大改善，减小了6.7%，同时布局B有更好的失速特性，但大迎角时阻力系数较大。

3)压力及绕流特性：对巡航状态，布局B采用翼身融合等技术后，机头位置和翼身连接处的表面压力有较大降低，利于降低阻力；压力云图显示，巡航状态布局B升力性能较为优秀，迎角12°时布局B的后翼上表面流动未分离，而布局A已分离，升力损失较大。