三角翼无人机受损升阻特性的数值模拟

朱建勇，钟 超，徐让书，屈秋林

(1.沈阳航空航天大学 航空航天工程学部(院)，沈阳 110136； 2.北京航空航天大学 流体力学教育部重点实验室，北京 100191)

三角翼无人机受损升阻特性的数值模拟

朱建勇1,2，钟 超1，徐让书1，屈秋林2

(1.沈阳航空航天大学 航空航天工程学部(院)，沈阳 110136； 2.北京航空航天大学 流体力学教育部重点实验室，北京 100191)

使用CFD软件求解定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A模型，数值模拟了无损无人机和受损无人机的绕流流场，揭示了马赫数和雷诺数对无人机升阻特性的影响规律，分析了不同位置、不同尺寸损伤孔对无人机升阻特性的影响规律。计算结果表明，机身受损对全机的升阻特性影响较小；机翼受损导致气流分离，严重影响全机的升阻性能，造成全机升力减小，阻力增大；尾舵位置受损对全机升力影响较大，对全机阻力影响较小。

无人机；升阻特性；数值模拟计算；受损

数值模拟是研究无人机气动性能的一种常用方法[4]，本文以某三角翼无人机为对象，研究无损无人机、无人机典型位置被击穿受损，而致命部件未受损条件下的升阻特性，典型位置分别取机身、机翼与尾舵，受损面积简化为直径分别为0.10 m、0.15 m和0.20 m的圆。通过数值计算分析压缩性及雷诺数效应对无损无人机升阻特性的影响，受损位置及损伤尺寸对受损无人机升阻特性的影响，并且分析了无人机损伤后的表面压力分布。

1 数值方法

1.1 计算模型

某三角翼无人机的几何外形及坐标选取如图1所示，具体外形参数见表1。坐标系固定在无人机上，坐标原点位于机头前缘点，x轴平行于来流方向指向上游，z轴垂直于来流方向指向上方，y轴由右手坐标系确定。在俯视图中各损伤孔位置孔心坐标分别为A(-0.5 m，0 mm)、B(-1.5 m，0.225 m)和C(-2.175 m，0.9 m)。损伤孔的直径分别为0.10 m、0.15 m和0.20 m；沿尾舵的舵面外侧D开始，损伤部位分别为宽为尾舵的弦向尺寸，长为0.10 m、0.15 m和0.20 m的长方形。损伤孔位置如图1所示。

图1 无人机几何模型

表1 无人机主要外形参数

使用Pointwise软件进行剖分网格，整个流场采用结构网格，随着损伤孔大小的变化，网格数也会相应变化，网格数大致维持在400万左右。无人机壁面网格如图2所示。

图2 壁面网格

1.2 计算方法

使用CFD软件求解定常可压缩的质量加权平均的N-S方程，选取S-A湍流模型。采用有限体积法离散上述方程，对流项采用一阶迎风格式，扩散项采用中心差分格式[5-6]，通过SIMPLE算法耦合压力与速度。无人机表面满足无滑移边界条件。根据无人机的飞行高度3 km，确定了计算条件，如表2所示。计算马赫数取0.3043，各种工况下的计算攻角均为0°。

表2 计算条件

2 计算结果分析

2.1 无损无人机升阻特性

商标使用及其判断标准省思 ..................................刘 毅 04.72

为了对比无人机受损对其升阻特性的影响，首先计算无损无人机的气动性能。在低速飞行条件下，取马赫数为0.091 2、0.182 6、0.209 9和0.304 3，数值模拟无损无人机的绕流流场并计算得到不同马赫数对应的气动力。无损无人机升阻特性随马赫数的变化规律如图3所示。

图3a表示数值计算得到的升力系数随马赫数的增大而增大，且近似线性变化，马赫数的增加导致压缩性明显，机翼上翼面吸力增加，下翼面压力增加，上下翼面压差增大，升力系数增大；无人机机翼所用翼型为NACA4410，随着雷诺数的增加，升力系数和升力线斜率均增大[7，8]。

图3b表示数值计算得到的合阻力系数随马赫数的增大先减小后增大，主要原因是机身对于全机阻力系数影响较小，主要考虑机翼对全机阻力系数的影响，在小攻角范围内，机翼表面没有气流分离，压差阻力系数很小，机翼阻力系数的主要成分为摩擦阻力系数和诱导阻力系数。诱导阻力系数与升力系数平方呈正比，马赫数影响升力系数的变化，进而影响诱导阻力的变化；随着马赫数增加，雷诺数增加导致机翼表面边界层厚度变薄，摩擦阻力系数与雷诺数的平方根成反比，因此摩擦阻力系数随着雷诺数的增加而减小；因此马赫数与雷诺数共同作用导致合阻力系数随着马赫数增加先减小后增加，在低马赫数下，雷诺数效应作用明显，而随着马赫数增加，较高马赫数导致的压缩性占据主导作用。

图3c、图3d分别表示升阻比曲线和极曲线。升阻比随着马赫数的增大而增大，斜率逐渐减小。

为了对比验证数值计算结果，利用工程经验公式对无人机的升阻特性进行估算[9,10]。假定马赫数为0.091 2对应的升力系数为不可压流对应的升力系数，根据普朗特-格劳厄准则(1)修正，见公式(1)，进而得到其它马赫数对应的升力系数，如图3a所示。普-格修正升力系数随着马赫数增大而增大，与数值计算结果变化趋势一致。由于普-格修正选取Ma=0.091 2对应的升力系数作为不可压流对应的升力系数，以及忽略机身对机翼的干扰，造成普-格修正升力系数略大于数值计算结果。

(1)

其中，(Cl)Ma为可压缩流对应的升力系数，(Cl)0为不可压流对应的升力系数。对于展弦比小于3的机翼，要考虑侧缘涡和前缘涡效应，在亚声速流动中诱导阻力CDi特性通过升力特性来估算，见公式(2)，参数a根据经验公式(3)修正。修正-诱导阻力CDi与升力系数平方成正比并随马赫数的增加而增大，如图3b所示，与数值计算-诱导阻力CDi变化趋势一致。

CDi=aCl2

(2)

(3)

其中，λ为展弦比，χ0.5为1/2弦线后掠角。

图3 无损无人机气动系数

Ma=0.304下的全机表面压力分布如图4所示，下表面的压力分布以压力为主，压力分布较平缓，上表面压力分布以吸力为主，且流动更加复杂。从翼根到翼梢，由于“翼根效应”导致不同剖面的吸力峰沿弦向上移，且吸力峰不断增大，即剖面越靠近翼根的剖面，吸力峰越靠近弦向下游位置，且吸力峰数值越小。另外在钝前缘条件下，气流在翼根下游的部分前缘发生分离，产生脱体涡，垂尾的存在促使脱体涡沿垂尾内侧向下游移动。“翼根效应”以及脱体涡产生的涡升力使得机翼外侧部分前缘及翼尖附近吸力较大。

图4 压力分布

2.2 受损无人机的升阻特性

不同位置、不同尺寸损伤孔对受损无人机升阻特性的影响，如图5所示。为了清晰地对比受损与无损无人机气动性能变化，各图中横坐标损伤孔尺寸为0所对应的是无损无人机的气动性能。

图5 受损无人机气动系数

由图5a可得：损伤孔在B，C，D位置处，受损无人机的升力系数均小于无损无人机升力系数，且随着损伤孔尺寸的增大而减小。C位置处受损对升力影响最大，损伤孔尺寸为0.20 m时，升力系数相对减小8.57%。在A位置处，受损无人机的升力系数略大于无损无人机，且随着损伤孔尺寸的增大而变化非常平缓。

由图5b可得：损伤孔在B，C位置处，受损无人机的阻力系数均大于无损构型阻力系数，且随着损伤孔尺寸的增大而显著增大。C位置受损对阻力影响最大，在A，D位置处，受损无人机的阻力系数略小于无损无人机，且随损伤孔尺寸的增大而变化不大。损伤孔尺寸为0.2 m时，阻力系数相对增加超过20%。通过分析阻力的成分构成，在各个工况下，摩擦阻力几乎不变，受损后无人机升力系数均减小，诱导阻力减小，因此B、C位置受损造成的阻力大幅度增加，源于流动分离导致压差阻力较大幅度增加；而A、D受损位置对机翼流动干扰较小，压差阻力较小。

由图5c可得：损伤孔在B、C、D位置处，受损无人机的升阻比均小于无损无人机升阻比，且随着损伤孔尺寸的增大而减小。A位置处，受损无人机的升阻比略大于无损无人机，且随着损伤孔尺寸的增大而减小。

A位置、受损孔尺寸为0.20 m对应的表面压力分布如图6所示。通过与图4比较，由于气流由损伤孔从机身下表面流入上表面，然后流过机翼上表面，对上翼面流动产生了有利干扰。损伤孔导致上翼面的吸力增加，下翼面的压力减小，但是吸力的增加量大于压力的减小量，从而受损无人机升力增加。

C位置、受损孔尺寸为0.20 m对应的表面压力分布如图7所示。通过与图4比较，损伤孔导致受损无人机无损机翼与受损机翼的上翼面吸力均减小，下翼面压力减小。损伤孔主要影响损伤孔周围及下游的压力分布，在远离损伤孔的机翼内侧及上游，无损机翼与受损机翼的压力分布对称。

图6 损伤孔A对应压力分布

图7 损伤孔C对应压力分布

3 结论

1)压缩性和雷诺数效应共同作用影响无人机的升阻特性，随着马赫数的增大，无人机升力增大，阻力先减小后增大，升阻比增大。

2)机身受损对机翼流动影响较小，对无人机的升阻性能影响较小；机翼受损严重影响全机的升阻性能，造成全机升力减小，流动分离导致阻力大幅度增加，升阻比急剧下降；靠近机翼外侧的尾舵位置受损对全机升力影响较大，对上游机翼流动影响较小，从而对全机阻力影响较小。

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(责任编辑：宋丽萍 英文审校：刘红江)

Numericalsimulationonlift-dragcharacteristicsofcertaindamageddeltawingUAV

ZHU Jian-yong1，2，ZHONG Chao1，XU Rang-shu1，QU Qiu-lin2

(1.Faculty of Aerospace Engineering,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China；2.Key Laboratory of Fluid Mechanics,Ministry of Education,Beihang University,Beijing 100191,China)

Numerical results are presented by simulating the flow around certain undamaged UAV and damaged UAV based on the mass-averaged N-S equation of steady compressible flow and S-A turbulence model solved by FLUENT software.The paper reveals the effects of the Mach number and Reynolds number on the lift-drag characteristics.The effects of damaged holes of different sizes in different positions on the lift-drag characteristics of UAV are also analyzed.The results show that the damaged fuselage has little effect on the lift-drag characteristics,that the damaged wings lead to flow separation and strongly influence the lift-drag characteristics,causing the lift decrease and the drag increase,and that the damaged stern rudder has great influence on the lift,while has little influence on the drag.

UAV;lift-drag characteristics;numerical simulation;damaged

2013-12-23

国家自然科学基金资助项目(项目编号：11302015)；沈阳航空航天大学自选课题(项目编号：201212Y)

朱建勇(1987-)，男，山东东营人，助教，主要研究方向：应用空气动力学，E-mail：michellend@126.com。

2095-1248(2014)04-0006-06

V211.4

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.04.002