基于正交试验的无人机仿生翼型优化设计

张　冀, 陈柏松, 华　欣

(空军航空大学 a. 飞行器与动力系; b. 航理系, 吉林 长春　130022)

基于正交试验的无人机仿生翼型优化设计

张冀a, 陈柏松a, 华欣b

(空军航空大学 a. 飞行器与动力系; b. 航理系, 吉林 长春130022)

摘要:针对无人机机翼翼型设计问题,运用仿生学的方法,从生物原型海鸥翅翼上截取翼型,并对获取的原始翼型进行正交试验优化.结果表明,翼型尾部厚度对气动参数升阻比影响最大,优化后的仿海鸥翼型在中低空无人机飞行环境中的气动参数高于航空常用翼型FX60-126、NACA0015、NASA0417,最大升阻比分别增加了58.70%、36.50%、4.00%.在大攻角条件下,能有效延缓气流分离的发生,在攻角变化时有较强的适用性.

关键词:无人机; 翼型; 仿生; 正交试验; 数值模拟

军用无人机因在海湾战争、阿富汗战争的出色表现,受到越来越多国家的重视.许多国家把军用无人机的发展置于优先地位.近年来,大载重、长航时、低可探测性成为未来无人机的发展趋势,同时也是国际航空界研究的热点问题[1].要提高无人机的载重与航程需要改进无人机设计,有效的提高无人机气动效率,这其中一个很关键的问题就是机翼翼型的设计,无人机翼型的好坏,很大程度上决定了该型无人机性能的优劣.

目前,国际上对翼型的气动外形设计主要采用反设计和优化设计两种方法.朱雄峰、郭正、侯中喜等[2-3]提出采用基于动网格的翼型优化设计,采用这种方法翼型的特性能大幅度地提高,同时节省大量的重复操作.左林玄、王晋军[4]发展了翼型扰动函数,并对翼型优化过程中多参数,多目标进行了探讨取得了不错的效果.然而,运用这些方法获取性能优异的翼型,仍避免不了大量的运算.

生物在自然界中经过漫长进化,自身体征结构完全适用于苛刻的环境要求,并已经达到最优.因此,采用仿生的方法寻求解决实际工程问题简捷有效.美国Tianshu Liu等人[5]对海鸥、秋沙鸭、水鸭和猫头鹰进行了翼型的提取,为仿生翼型的提取提供了可行的办法.吉林大学的刘玉荣、金敬福等人[6-8]分别提取了家燕翅翼的两种翅翼形态和长耳鸮翅翼的翼型,并在不同情况下对翼型的气动性能进行分析,找出了翅翼截面翼型气动特性最优位置,并将该处翼型应用于风力机叶片上,取得了很好的效果.

针对无人机机翼翼型的设计问题,本文从仿生学的角度出发,首先对海鸥翅翼模型进行截取来获取截面翼型,然后对截面翼型进行分析并提取相应的特征控制点.采用正交实验的方法对翅翼模型截面翼型进行优化设计,明确仿海鸥翼型下翼面控制点中对升阻比影响的最大因素,最后获得一种适用于无人机飞行环境的优良仿生翼型,并参考航空常用翼型的气动特性进行对比分析.

1海鸥翅翼截面模型的获取与分析

1.1仿海鸥翼型的获取

通过三维扫描仪对海鸥的翅膀进行扫描获取点云,采用逆向工程软件对三维扫描仪获得的海鸥翅翼点云进行处理,建立了3D模型,如图1所示.X方向为翅膀的弦线方向,Y方向为翅翼的展向,Z方向为垂直XY方向.从翅膀根部到翅膀端部为截取的方向,截取截面翼型在半翼展每隔10%的位置处,选取截面翼型的最优翼型作为仿生机翼的基本翼型[9-10].

图1　海鸥翅翼模型及翼型

如图1为基于海鸥翅翼扫描点云图得到的海鸥翅翼翼型.这种海鸥翼型线具有以下几个特点:①翼型的上下表面均向上弯曲,属于上弯翼;②海鸥翅膀的前缘较厚,由前至后,翼型的厚度过渡较为平缓;③海鸥翅翼的上翼面向上凸起,过渡较为平滑,下翼面先向下凸起,后向上过渡,后缘较为平直.

1.2仿海鸥翼型特征点分析

本文选取最接近海鸥翅翼翼型上翼面的常规翼型FX63-137来构成仿生构型模型的上翼面.采用B样条曲线对海鸥翅翼下翼面型线进行拟合,用5个翼型下表面曲线拐点确定的特征点(图2中黑点表示)控制B样条曲线的形状.其中海鸥翼型前缘弧线曲率被a点控制;海鸥翼型前缘厚度被b点控制;海鸥翼型前端倾斜角被c点控制;海鸥翼型中部下表面曲率被d点控制;海鸥翼型尾部厚度被e点控制.

图2　仿海鸥翼型下翼面特征点

2数值计算模型

2.1计算域与计算网格划分

本文数值模拟前处理采用ICEM-CFD进行网格划分,计算域采用大尺度流场进行模拟,设翼型弦长为c,计算域前部采用半圆区域,半圆半径为12.5c,后方流场域采用矩形区域,长度为20c,宽度为25c,如图3所示.由于翼型结构简单,因此本文进行结构网格划分,采用C型网格,计算网格如图4所示.为了分析翼型周围的流场,翼型的前缘与后缘要进行网格的加密处理,以提高计算精度.文中划分网格要求第一层厚度约为0.000 2 m,y+值在1以下.

图3　计算域尺寸图

Fig.3　Dimensionfigureofcomputationaldomain

2.2控制方程

对于N-S方程,连续方程、动量方程和能量方程的通用形式可以写成如下形式:

式中:ρ是气体密度;U是速度矢量;φ是通用变量;Γ是广义扩散系数;S是广义源项.对于连续方程、动量方程和能量方程,φ分别为l、ui和T;Γ分别为0、u和k/cp;S分别为0、-∂p/∂xi和ST.ui是速度分量,T是温度,u是粘性,k是流体的传热系数,cp是比热容,ST是粘性耗散项,即流体的内热源及由于粘性作用流体机械能转换为热能的部分.

2.3边界条件与湍流模型

图5Fluent操纵界面

Fig.5Manipulation interface of Fluent

仿真采用Fluent软件,软件界面如图5, Fluent是美国早在1983年就推出的一款通用的CFD软件, 在随后的发展过程中,功能不断强大,成为目前比较通用的软件, 在我国许多行业也得到广泛的应用, 实践证明其功能非常全面、适用性很强[11]. 根据海鸥飞行环境特点,选用海平面大气环境作为数值计算环境, 来流速度v=40 m/s,由于设置边界条件气流速度小于0.3马赫数, 故空气视为不可压缩流, 计算域采用速度入口和压力出口.湍流模型选用Spalart-Allmaras模型,S-A模型被设计用于模拟包含壁面射流的空气动力学问题, 在含逆压梯度的边界层流动中模拟效果较好, 对于预测低雷诺数模型十分有效, 在流体流动过程中, 能很好地处理边界层中粘性影响的区域. 故选用此模型可以达到对计算精度的要求.

3计算结果及分析

3.1正交试验优化结果及分析

本文对海鸥翼型选择升阻比作为指标进行正交试验,表1为升阻比试验指标的正交实验方案以及各方案的计算结果.对每个因素选取4个水平.

表1　正交试验方案及结果

表2为由正交试验结果对升阻比所做的极差分析,对于表中所得的yi平均,其数值越大,说明了对于这种翼型影响的影响因素在该水平下的升阻比也越大,Ri为极差,在此定义为各因素变动时对试验指标变动幅度大小的影响,各个特征点对升阻比的影响与极差的大小有关,按极差的大小对个特征点的主次排序为eadcb.可以看出海鸥翼型尾部厚度特征点为影响海鸥翼型升阻比的最主要因素.根据各因素下k平均的大小,海鸥翼型的最优组合为a3b2c4d1e4,根据正交试验优化得出的最优组合数据,得出翼型如图6所示.

表2　仿生翼型试验结果极差分析

图6　仿海鸥翼型优化结果

3.2优化后的海鸥翼型的气动特性分析

翼型FX63-137、FX60-126、NACA0015、NASA0417是一些中低空飞机经常选用的翼型,翼型FX63-137是一种低速大升力翼型,常用于慢速飞机.翼型FX60-126抗失速特性较好,通常用于飞机机翼翼尖处.选用这些翼型与优化后的仿生翼型的气动特性作比较.

中低空长航时无人机通常巡航速度在200 km/h以下,飞行高度在5 000 m以下,在模拟过程中,选用1 000 m高空处的大气条件.控制来流速度v=50 m/s,对所选翼型的空气动力特性进行数值模拟计算分析.

(1) 气动参数变化.图7a为优化后的海鸥仿生翼型bionic airfoil和4种标准的翼型的升力系

数随攻角的变化关系,从图中可以看出,所有翼型升力系数变化趋势均呈现随攻角的增大,升力系数先增大后减小的趋势,在8°～12°之间出现了翼型升力系数的最大值,翼型最大升力系数的排序为:

FX63-137>bionic airfoil>NASA0417>FX60-126>NACA0015.

图7翼型气动参数变化曲线

Fig.7Changing curve of airfoil aerodynamic parameters

(a)—升力系数随攻角的变化曲线; (b)—升阻比随攻角的变化曲线.

优化后的仿生翼型的最大升力系数Cbionic airfoil=1.453 3,优化后仿生翼型比NACA0015、NACA0417、FX60-126的最大升力系数分别增加了65.28%、27.36%、8.49%,略低于FX63-137的最大升力系数.图7b为优化后的海鸥仿生翼型和4种标准的翼型的升阻比随攻角的变化关系,可以看出,所有翼型的的升阻比随攻角的增大先增大后减小.在攻角为5°时,优化后的仿生翼型有最大升阻比,Kbionic airfoil=52.090 1,优化后仿生翼型比NACA0015、NASA0417、FX60-126的最大升阻比分别增加了58.70%、36.50%、4.00%.同样地也低于FX63-137.当攻角大于8°时,所有翼型升阻比均减小,当攻角大于20°时翼型升阻比趋于相等.

(2) 静压力云图.图8a、8b、8c、8d、8e分别为翼型NACA0015、FX60-126、FX63-137、NASA0417和bionic airfoil的静压力云图. 从图中可以看出, 负压力区主要分布在翼型的上表面, 正压力主要分布于翼型的下表面, 且压力最大值出现在流线驻点处, 在翼型前缘附近,翼型的上翼面均存在明显的负压力梯度. 对于bionic airfoil, 在翼型下表面比NACA0015、NASA0417、FX60-126有较大的正压力区这能为翼型提供更高的升力. 仿生翼型上表面压力梯度较明显, 这样上翼面会产生更大的吸力, 使翼型能产生更大的升力.

(3) 流线图. 图9是在攻角为8°时,bionic airfoil与标准翼型的静压力云图与流线图.bionic airfoil,NACA0015翼型,FX60-126翼型以及NASA0417翼型在攻角为8°时均处于层流状态,FX63-137翼型在8°时翼型后缘已开始分离.翼型表面的附面层粘性阻力是气流与翼型分离的原因,粘性阻力使气流不能在沿着翼型的上表面流动,使翼型后缘的气流抬起,产生空压区域,进一步发展会在空压区域中产生气流回旋涡造成翼型失速.从流线图可以看出,仿生翼型在8°攻角时,上翼面气流未发生分离,这说明bionic airfoil较FX63-137翼型有着更为广泛的攻角使用范围,能更大程度地在复杂气流条件下保持翼型气动参数的稳定.

图8　仿生翼型和标准翼型的上下表面静压力云图

图9　静压力云图与流线图

4结论

本文针对海鸥翅翼截面翼型建立起了仿生重构模型,采用正交试验的方法对仿海鸥翼型进行了优化设计,并对其优化结果进行了数值模拟.对比其他航空常用翼型,主要结论如下:

(1) 正交试验优化结果表明,在翼型下翼面曲线的5个控制点中,尾部厚度对该仿生翼型气动参数升阻比的影响最大.

(2) 在模拟攻角范围内,优化后的仿海鸥翼型气动参数高于航空常用翼型NACA0015、FX60-126、NASA0417,略低于FX63-137翼型,但仿生翼型在随攻角的变化分离较晚,有较强的抑制分离能力.仿海鸥翼型有着更为广泛的攻角使用范围,能更大程度地在复杂气流条件下保持翼型气动参数的稳定.

(3) 通过仿生的方法来获取翼型,根据飞行环境来进行优化,能有效减少迭代次数,提高无人机机翼翼型设计效率,丰富无人机翼型气动设计途径.

参考文献:

[1]朱自强,陈迎春,王晓璐,等. 现代飞机的空气动力设计[M]. 北京: 国防工业出版社, 2011:70-71.

(ZHU Z Q, CH Y C, WANG X L, et al. Aerodynamic design of modern aircraft[M]. Beijing: National Defence Industry Press, 2011:70-71.)

[2]朱雄峰,郭正,侯中喜,等. 基于动网格的翼型优化设计[J]. 国防科技大学学报, 2013,35(2):1-6.

(ZHU X F, GUO Z, HOU Z X, et al. Dynamic mesh based airfoil design optimization[J]. Journal of National University of Defense Technology, 2013,35(2):1-6.)

[3]朱雄峰,郭正,侯中喜. 基于动网格高空长航时机翼优化[J]. 空气动力学学报, 2014,32(4):468-474.

(ZHU X F, GUO Z, HOU Z X. Dynamic mesh based wing design optimization of HALE aircraft[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2014,32(4):468-474.)

[4]左林玄,王晋军. 低雷诺数翼型的优化设计[J]. 兵工学报, 2009,30(8):1073-1078.

(ZUO L X, WANG J J. Airfoil design optimization at low reynolds number[J]. Acta ArmamentariI, 2009,30(8):1073-1078.)

[5]LIU T S, KUYKENDOLL K, RHEW R, et al. Avian Wings[C]∥24th AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, 28 June-1 July, 2004, Portland, Oregon, 2004.

[6]刘玉荣. 家燕羽毛表面结构与翅翼翼型气动特性研究[D]. 长春: 吉林大学, 2012.

(LIU Y R. Barn swallow’s feather surface structure and wings airfoil aerodynamic characteristics research[D]. Changchun: Jilin University, 2012.)

[7]丛茜,刘玉荣,马毅,等. 家燕翅展翼型的气动特性[J]. 吉林大学学报(工学版), 2011,41(S2):231-235.

(CONG Q, LIU Y R, MA Y, et al. Aerodynamics analysis of the airfoil when wings of swallow is gliding[J]. Journal of Jilin University (Engineering and Technology Edition), 2011,41(S2):231-235.)

[8]马毅. 基于鸟类翅膀的水平轴风力机仿生叶片优化分析[D]. 长春: 吉林大学, 2012.

(MA Y. Optimization analysis of bionic horizontal axis wind turbine blade based on the wings of birds[D]. Changchun: Jilin University, 2012.)

[9]HUA X, SHAO W, ZHANG C H, et al. Base on imitation seagull airfoil UVA wing numerical simulation[J]. Applied Mechanics & Materials, 2012,271/272:791-796.

[10] 华欣. 海鸥翅翼气动性能研究及其在风力机仿生叶片设计中的应用[D]. 长春: 吉林大学, 2013.

(HUA X. Seagulls wings pneumatic performance research and its application in wind turbine bionic blade design[D]. Changchun: Jilin University, 2013.)

[11] 张建立,张国忠. CFD在汽车空气动力学研究中的应用[J]. 沈阳大学学报, 2006,18(4):15-18.

【责任编辑: 肖景魁】

(ZHANG J L, ZHANG G Z. Application of CFD methods in auto aerodynamics research[J]. Journal of Shenyang University, 2006.18(4):15-18.)

Optimization of UAV Wing Bionic Airfoil Profile Design Based on Orthogonal Experiment

ZhangJia,ChenBaisonga,HuaXinb

(a. Aircraft and Aerodynamic Department, b. Aviation Theory Departments, Aviation University of Air Force, Changchun 130022, China)

Abstract:In view of the design of unmanned aerial vehicle (UAV) airfoil profile, using bionic method, the airfoil profile is intercepted from the wing of seagull, which is the biological prototype, and the orthogonal test optimization is done on the obtained original airfoil profile. The results show that, the thickness of the rear of airfoil profile has the greatest impact on the lift-drag ratio of aerodynamic parameters; the aerodynamic parameters of the optimized airfoil in imitation of seagull in low-altitude UAV flight environment are higher than usual aeronautical airfoils, such as FX60-126, NACA0015, and NASA0417; the maximum lift-drag ratio increases by 58.70%, 36.50% and 4.00%. It can effectively delay the occurrence of flow separation, under conditions of high angle of attack, and has better applicability when the angle of attack changes.

Key words:UAV; airfoil profile; bionic; orthogonal experiment; numerical simulation

中图分类号:V 211

文献标志码:A

文章编号:2095-5456(2015)06-0467-06

作者简介:张冀(1990-),男,江苏徐州人,空军航空大学硕士研究生; 陈柏松(1964-),男,四川乐山人,空军航空大学教授,硕士研究生导师.

收稿日期:2015-04-24