排式充气机翼的高效气动布局研究

华如豪， 叶正寅

（西北工业大学 翼型叶栅空气动力学国家重点实验室，陕西 西安710072）

0 引 言

随着航空航天科学技术的飞速发展和人们对飞行器功能要求的延伸，不同种类的新式飞行器不断进入人们的探索范围和研究领域。近年来，一种机翼由柔性材料充气形成的飞行器引起人们的兴趣［1－7］，这种飞行器由于机翼的可以折叠特点，便于携带和运输，同时又具有结构重量轻、造价低等明显优势，机翼充气展开后又具有和刚性机翼相差不大的气动性能。因此，不管是作为武器装备还是民用目的，充气翼飞机具有广泛的发展空间和潜在用途。此外，美国Kentucky大学为主的BIG BLUE计划开展了针对未来火星探测应用的充气翼飞机，以满足空间运输过程中体积、重量方面的要求，又可以进行大范围的探测，截止2007年5月已经成功完成了五次高空飞行试验，达到了验证相关技术的预期目的［3－4］。随着充气翼飞机这一概念的提出和材料、加工工艺、控制技术等的不断发展进步，充气翼飞机以其区别传统飞机的独有特点引起人们的高度关注。

一般来讲，机翼要提供整个飞机重量对应的升力，机翼结构也是飞机的主要承力部件。对于充气翼飞机来说，为了实现可折叠特点，机翼的内部结构充气后只有保持形状用的拉条和外层的柔性蒙皮［8－10］。而充气结构机翼的强度和刚度也是由所使用材料的类型、机翼的横截面设计和内部充气压力决定，由于自身材料和结构的这一特殊性，较之传统以钢材料为承力梁结构相比，其抗弯和抗扭能力面临很大的挑战［9－10］。所以，对于充气机翼的飞行器而言，机翼的翼展会受到很大的限制。

为了兼顾机翼的承力性能，充气机翼一般具有较大的厚度，但从空气动力学角度考虑，厚翼型的气动性能又不太理想。1922年Munk在Prandtl的升力理论基础上发表了一般双翼理论，确立了分析双翼的5个主要几何变量，即翼差角、交错位置、翼间距、展弦比和弦长，以不同的方式布置双翼能产生不同的气动效果。而针对充气机翼的上述要求和特点，为了寻求结构刚度特性和气动效率的折中，本文在近期工作的基础上［11］，以厚度较大的NACA0030翼型为基础，探索一种可提高机翼气动性能的排式双翼布局形式，并运用数值模拟的方法验证了所提出方案的效果和可行性，旨在为低速充气飞机的设计和发展提供有参考价值的结论。

1 高效气动布局方案模型

从气动性能角度看，传统固定翼飞机的薄机翼是气动阻力最小的外形，但对充气机翼这种柔性材料形成的结构来说，其横截面的抗弯特性很不理想，尤其是在需要较大展弦比的情况下，而采用大厚度翼型可增大机翼刚度但气动效率又相对不太高。分析传统单翼飞机的绕流流场容易看出，由于机翼对气流的阻滞作用，在翼型前缘驻点附近形成一个高压区，并且翼型越厚，高压区范围越大。为此，采用排式双翼布局方案，如果能够充分合理的利用这一高压区，增加前翼上下翼面的压差，就有可能提高全机的气动效率。对低速飞机来说，采用平直翼布局对机翼的气动特性最为有利，并且加工制作也比较容易。

文中以相对厚度较大的NACA0030翼型构成的展弦比为10的直机翼为基础，构建了传统单翼布局和排式双翼布局的两种简单翼身组合体几何模型，并对这两种布局的翼身组合体的绕流流场进行了计算和分析。根据计算结果，为比较不同翼型情况下排式双翼布局对全机气动性能的影响，还构建了基于不同翼型的单翼和排式双翼布局的翼身组合体进行数值研究。图1为本文排式双翼布局翼身组合体的一个简单模型。本文对计算流场的空间离散采用非结构混合网格，其中附面层网格为贴体的三棱柱网格，第一层高度取机翼参考弦长的2.0×10－5倍，外场为采用Delauney剖分三角形单元方法生成的四面体非结构网格，其中单翼布局的翼身组合体体网格单元总数为150万量级，双翼布局方案的网格总数为220万量级。图2给出了翼身组合体表面网格和远场网格情况。

图1 排式双翼布局充气飞机机翼展开状态模型Fig.1 Model of the row double－wing configuration of inflatable aircraft with the unfolded wings

2 计算方法和结果分析

2.1 计算方法

忽略空气重力，三维非定常N－S方程在笛卡尔直角坐标系中的积分守恒形式为：

图2 翼身组合体表面和远场计算网格Fig.2 Computational grids on the wing－body surface and the far field

式中：Ω为控制体；∂Ω为表示控制体单元的边界；Q为守恒变量；F（Q）为无粘通量；G（Q）为粘性通量。

此外，湍流模型采用Spalart－Allmaras一方程模型，该模型中湍流粘性系数定义为

上式中的是计算湍流粘性系数的工作变量，它满足下面的传输方程：

与控制方程类似，上述传输方程的求解也采用中心格式的有限体积进行离散求解。

边界条件处理上远场设定为压力远场条件，翼身组合体的对称面设定为对称面条件，机翼和机身表面为无滑移物面条件。翼身组合体的数值计算均在来流马赫数M∞＝0.2和基于机翼参考弦长的雷诺数Re＝4.5×106的条件下进行，文中采用有限体积法对三维可压雷诺平均N－S方程进行离散求解，求解器采用基于压力基的压力速度耦合算法。

2.2 结果分析

2.2.1 算例验证

为了考察数值方法的数值离散精度，保证数值模拟结果的可信度，本文首先对ONERA M6机翼在来流马赫数Ma＝0.8395，雷诺数Re＝1.172×107，迎角α＝3.06°状态下的有粘流的流动特性进行了数值计算，并给出了 M6机翼在此计算状态下，沿展向20%、65%、95%剖面压力系数和实验数据［7］的对比。从图3、图4和图5的对比可以看到，本文计算与实验值吻合的还比较满意。

2.2.2 双翼不同相对位置的布局对全机升阻特性的影响

为研究双翼间的不同位置对全机整体气动效率的影响，本文以机翼弦长为参考长度，在保持两翼展向位置相同的情况下，选取后翼前缘点处于（0.70，－0.30），（0.80，－0.20），（0.85，－0.25），（0.80，－0.40）和（1.00，－0.30）五个不同位置处时排式双翼布局在巡航迎角α＝4°时全机的升力和升阻比，对比单翼布局时翼身组合体的升阻特性，计算结果如表1示。

比较排式双翼布局方案和单翼布局方案，表1的数值计算结果表明，所选的五种双翼布局方案的升力系数较单翼布局的翼身组合体有很大提高，同时由于阻力系数整体增加不是太大，全机的升阻比有大幅度的提高，其中，后翼前缘点相对前翼前缘位于（0.85，－0.25）处时可将升阻比提高62.8%。

表1 双翼不同相对位置对升阻比的影响（α＝4°）Table 1 The effect of the relative locations of the double wings on the lift－drag ratio（α＝4°）

图6 单双翼布局机翼展向40%站位处压力系数对比（η＝0.40）Fig.6 The comparison of Cpdistribution of the singlewing and double－wing configurations（η＝0.40）

从图6和图7可以看出，比较单翼布局，由于后翼前缘驻点附近高压区的存在，极大提高了前翼上下表面的压差，但由于前翼下表面对气流的阻挡，形成了一个壁面反射的效果，使后翼的有效迎角较自由来流大大减小，甚至出现下翼面整体压力小于上翼面。但整体上看，前翼明显增大的上下翼面的压差足以弥补后翼减小的升力，翼身组合体的升力系数较单翼布局增加接近一倍。而从阻力上看，图8表明，对比单翼布局机翼后缘上表面比较明显的流动分离，由于双翼间气流的加速作用，双翼布局的前翼后缘流动分离区明显减小，后翼上表面的分离区基本消失，这样使前后翼压差阻力减小，从而不至于在提高升力的同时付出全机总阻力大幅增加的代价。

再分别对以上五种双翼布局方案做纵向与横向的对比，从（0.7，－0.3）和（1.0，－0.3）以及（0.8，－0.2）和（0.8，－0.4）的对比结果表明，在保持一个方向位置固定的基础上，无论是纵向还是横向增加前后两翼的距离，都会使全机的整体阻力系数有所降低。总体来说，两翼间的相对位置对翼身组合体整体的升力系数和阻力系数的影响是比较敏感的。

2.2.3 不同迎角状态下双翼布局对全机升阻特性的影响

由2.2.2节的比较结果得出了升阻比提高相对最明显的排式双翼布局的前后翼相对位置，即后翼前缘在相对前翼前缘（0.85，－0.25）位置处，针对这一双翼布局方案，本文计算了迎角在2°～10°范围内五个状态下单双翼布局升阻比对比情况，结果如图9示。

图9 不同迎角状态下单双翼布局全机升阻比对比结果Fig.9 The comparison of lift－drag ratio of the wing－body at a range of different angles of attack

数值模拟结果表明，在中小迎角范围内，排式双翼布局可以大幅提高全机的升阻比，而随着迎角增加到较大状态时，全机的升力虽然较单翼布局时有比较明显的增加，但同时阻力的增加幅度也急剧提高，使全机升阻比增加不明显，甚至可能有所降低。

2.2.4 后翼给定安装偏转角度对双翼布局升阻特性的影响

结合2.2.2节和2.2.3节中双翼布局和单翼布局的压力云图及压力系数图对比发现，由于后翼前缘形成的高压区，极大提高了前翼上下表面的压差和升力，但前翼下表面的壁面反射效果大大减小了后翼的有效迎角。较自由来流，甚至使下翼面压力小于上翼面，即后翼总体上产生了负升力。为此，尝试给后翼一定的初始安装角，以提高给定全机来流迎角前提下的后翼有效迎角，数值计算结果如表2示。

表2 后翼安装偏转角对全机升阻比的影响（α＝4°）Table 2 Effect of installation angle of the posterior wing on the lift－drag ratio of the wing－body（α＝4°）

以4°迎角为例，数值模拟结果表明，给后翼一定的安装偏转角，可以增加后翼的有效迎角，从而使后翼上的升力由负值变为正值，从而提高全机的总升力，而适当的偏转角可以在排式双翼布局的基础上进一步提高全机的升阻比。从表2的对比可见，后翼无偏转时全机升阻比较单翼布局可提高62.8%，而将后翼安装角取为2°时可将升阻比提高70.5%。但如果初始安装角过大，如方案中提高到4°时，由于阻力增加幅度大于升力的增加幅度，全机升阻比反而会比无初始偏转角时减小，带来不利效果。

2.2.5 翼型特性对排式布局气动性能的影响

（1）翼型厚度对双翼布局升阻比的影响

一般情况下，亚音速状态下机翼前缘驻点附近都会存在一个高压区，不同翼型情况下高压区的范围又有所差别。在此本文对不同厚度翼型情况下排式布局的气动性能进行了计算。

由于双翼布局的气动特性受两翼相对位置影响很明显，为研究在不同翼型厚度情况下双翼布局和单翼布局的翼身组合体的升阻比变化，事先经过初始位置选取进行优化，对NACA0015和NACA0020翼型确定了两个升阻比提高相对比较明显的位置，相对于前翼前缘，前者的双翼布局翼身组合体中后翼前缘处于（0.90，－0.15）处，后者位置处于（0.90，－0.20）处，在4°迎角下，对这两种翼型为基础的双翼布局翼身组合体进行计算，结果如表3示。

表3 不同厚度翼型的单双翼布局翼身组合体升阻情况（α＝4°）Table 3 Effect of airfoil thickness on the lift and drag coefficient of the single－wing and double－wing configuration（α＝4°）

数值计算结果对比说明，翼型厚度越大，双翼布局提高升阻比效果越显著。图7、图10和图11的压力云图对比发现，翼型比较厚时，由于气流加速，下翼面最大厚度附近区域压力相对自由来流减小比较明显，从而使下表面和上翼面的压差减小，甚至出现后缘附近机翼产生负升力的效果，同时厚翼型前缘驻点附近的高压区影响范围也比较大，因此，采用双翼布局后，后翼前缘形成的高压区明显增加了前翼下表面的压力，从而加大了前翼下翼面和上翼面的压差。同时，前翼增加的升力足以抵消掉后翼减小的升力。这样综合作用下，明显提高了整个翼身组合体的升力，而阻力虽有增加但整体幅度不大，全机的升阻比明显提高。相反，对于薄翼型，由于单翼布局时下表面气流加速不明显，下翼面最大厚度靠后区域压力较自由来流变化不大，同时前缘形成的高压区影响范围也小，从而使采用双翼布局后翼的翼身组合体升力总体上增加不太大，抵消掉阻力的增加量，升阻比提高也就不明显。

（2）翼型弯度对排式布局气动性能的影响

对于一些低速飞机，为了在一定飞行状态下获得高升力和比较高的升阻比，有时会选用带有弯度的翼型以提高气动效率，在此本文以对称翼型NACA0030为对照、分别同以NACA2430和NACA4430翼型为基础的机翼对比，计算了排式双翼布局方案在机翼采用对称翼型和同等厚度下的有弯度翼型两种情况下与单翼布局的升阻特性比较结果。计算结果见表4。

表4 α＝4°时不同弯度翼型的单双翼布局翼身组合体升阻情况（α＝4°）Table 4 Effect of airfoil camber on the lift and drag coefficient of the single－wing and double－wing configuration（α＝4°）

表4表明，虽然单翼布局时具有正弯度翼型的翼身组合体气动效率优于采用对称翼型的布局，但采用排式双翼布局时前者的气动效率反而不如后者，即采用具有正弯度的翼型时排式双翼布局升阻比的提高效果不如采用对称翼型明显。结合图7、图12和图13可看出，单翼布局时，采用正弯度翼型的机翼下翼面相对对称翼型来说比较平缓，尤其是在最大厚度附近压力并没有像对称翼型出现明显降低，故而升力系数较大，升阻比也较高；采用双翼后，前翼下表面的压力有大幅度增加，而由于后翼来流迎角减小，前缘附近区域上下翼面压差明显减小。为此，前翼增加的升力抵消掉后翼大幅减小的升力后，全机升力增加幅度并不如对称翼型时大，同时考虑到由于采用双翼布局阻力也有较大增加，综合对比全机整体的升阻比提高效果并没有对称翼型时明显，特别是在本文的计算状态下，采用对称翼型的排式双翼布局翼身组合体的气动性能甚至优于具有弯度翼型的情况。

3 结 论

本文通过数值求解NS方程对提出的充气飞机排式双翼布局方案进行研究，通过与传统单翼布局对比，该方案整体的升力和升阻比等气动性能均有明显提高，表明这种布局对于主要以低速状态飞行的充气飞机具有很好的实用价值，主要有以下结论：

（1）利用后翼前缘驻点附近形成高压区增大了前翼下表面的压力，使双翼布局全机整体的升力系数增加十分明显，而后翼也缓解了双翼上表面的流动分离，使总的阻力系数增加不是太大，使此种布局较单翼布局在一定迎角范围内可以显著提高全机的升力和升阻比等气动性能。

（2）排式双翼布局气动性能受两翼相对位置的影响比较敏感，可通过优化方法确定出气动效率最高的双翼相对位置。而适当的给后翼一定初始安装偏转角，可在原来双翼布局的基础上进一步提高全机的气动效率。

（3）翼型厚度越大，排式双翼布局较单翼布局提高气动效率的作用越显著，这样可以弥补厚翼型气动效率整体不太高的缺点；采用对称翼型的排式双翼布局效率要优于采用正弯度翼型的情况，且随着翼型弯度的增加，该方案提高气动效率的效果逐渐降低。

（4）从结构刚度特性上看，相对于较大展弦比时的单翼布局，如果在翼梢处采取合适的连接结构，排式双翼布局中承受气动载荷较小的后翼可以分担前翼较大的弯矩等载荷，使此种布局的结构刚度得到有效提高，从而为充气机翼材料的选取提供较大的范围。

［1］NORRIS R K，PULLIAM W J.Historical perspective on inflatable wing structures［R］.AIAA 2009－2145.

［2］HOYT HAIGHT A E，JACOB J D，SCARBOROUGH S E，et al.Hybrid inflatable／rigidizable wings for high altitude applications［R］.AIAA 2009－2148.

［3］SMITH S W，LEBEAU R P，SEIGLER T M.Testing of compact inflatable wings for small autonomous aircraft［R］.AIAA 2008－2216.

［4］REASOR D A，LEBEAU R P，SMITH S W.Flight testing and simulation of a mars aircraft design using inflatable wings［R］.AIAA 2007－243.

［5］JACOB J D，Jr LUMPP J E，SMITH S W，et al.Multidisciplinary design experience of a high altitude inflatable wing UAV for aerospace workforce development［R］.AIAA 2006－93.

［6］MICHIKO USUI.Aeromechanics of low reynolds number inflatable／rigidizable wings［D］.Kentucky：University of Kentucky，2006.

［7］SCHMITT V，CHARPIN F.Pressure distributions on the ONERA M6－Wing at transonic mach numbers，experimentaldata base for computer program assessment［R］.Report of the Fluid Dynamics Panel Working Group 04，AGARD AR－138，1979.

［8］SIMPSON A，SMITH S W，JACOB J.Aeroelastic behavior of inflatable wings：wind tunnel and flight testing［R］.AIAA 2007－1069.

［9］朱亮亮，叶正寅.充气式机翼的通用设计方法［J］.空军工程大学学报，2009，10（5）：16－21.（ZHU L L，YE Z Y.Research on a universal design method for inflatable wings［J］.JournalofAirForce EngineeringUniversity，2009，10（5）：16－21.）

［10］吕强，叶正寅，李栋.充气结构机翼的设计和试验研究［J］.飞行力学，2007，25（4）：54－58.（LÜQ，YE Z Y，LI D.Design and capability analysis of an aircraft with inflatable wing［J］.FlightDynamics，2007，25（4）：77－80.）

［11］李峰，叶正寅.一种新型浮升一体化排式飞翼的设计与研究［J］.力学学报，2009，41（6）：850－858.（LI F，YE Z Y.Design and research for a new type buoyancy－lifting Row flying－wings［J］.ChineseJournal ofTheoreticalandAppliedMechanics，2009，41（6）：850－858.）

［12］王刚，叶正寅.三维非结构混合网格生成与N－S方 程求解［J］.航空学报，2003，24（5）：385－390.（WANG G，YE Z Y.Generation of three dimensional mixed and unstructured grids and its application in solving Navier－Stokes equations［J］.ACTAAeronauticaet AstronauticaSinica，2003，24（5）：385－390.）

［13］肖志祥，李凤蔚，鄂秦.湍流模型在翼身组合体流场数值模拟中的应用研究［J］.西北工业大学学报，2003，21（1）：99－102.（XIAO Z X，LI F W，QIN E.On applying for turbulence models to numerical simulation of flow for wingbody configuration［J］.JournalofNorthwesternPolytechnicalUniversity，2003，21（1）：99－102.）