无人机机身局部流动分离对其航向静稳定性的影响研究

流体力学是一门古老的学科，然而当其他经典力学的分支臻于完善之际，20世纪伟大的量子物理学家海森堡仍将流体力学中的湍流问题列为人类未来有待解决的十大物理学难题之一。近年来，流体力学基础研究领域有三大热点，分别是：流动分离（Separation）、激波与边界层的相互作用（Shock wave and boundary layer interaction）、层流向湍流的转捩过程研究（Transition）。

流动分离的研究难点主要在于：分离点及分离区域大小的预测、分离区域的流场计算及流动现象的捕捉。目前，计算流体力学领域尚无算法能做到对上述难点的全面解决。在商业计算软件上，对流动分离模拟较好的有FLUENT的SST四方程湍流模型、CFX的γ-Reθ模型。本文以下重要工况的计算即采用FLUENT的SST四方程湍流模型完成。

至于流动分离对飞机性能的影响研究，关注较多的主要有两个方向：低速大攻角失速（Stall）、跨音速激波抖振（Shock buffet）。常见的飞机低速大迎角失速机理被描述为：当飞机速度降低，配平迎角加大，飞机上翼面前缘附近开始出现分离泡。当迎角进一步加大，分离泡向机翼后缘扩张，超过某一临界迎角后，飞机上翼面流动由局部分离变为完全分离，飞机升力急剧下降并失去控制。

当然，流动分离的发生还受来流湍流度、当地扰动程度等因素影响。这样，考虑某无人机的偏航现象，很可能并不是某些关键气动部件（如机翼、腹鳍等）在飞行过程中发生改变或设计余量不足，而是由于机身局部某些小的扰动导致当地流场发生流动分离，从而影响到下游机翼或腹鳍的绕流流场，并降低它们的效率。

基于此，本文利用FLUENT计算某无人机不同天线布局下全机模型的绕流流场，并考察机身局部流动分离对飞机航向静稳定性的影响。最后，利用计算结果分析某无人机高速飞行时的偏航现象，并提出改进意见。

计算条件

如图1～图4所示，分别为某无人机在以下几种计算工况时的局部面网格分布：

工况A：只带推力座，不带天线，如图1所示。

工况B：机腹只有一根弧形天线，如图2所示。

工况C：机腹两根较短的弧形天线，如图3所示。

工况D：机腹两根直天线，如图4所示。

流场区域的计算网格为非结构网格，用Hypermesh画出。面网格数约为30万；体网格数约为200万～250万。体网格为四面体。

计算软件为FLUENT，计算0.7Ma时，为较好地捕捉流动分离，采用SST四方程湍流模型。计算其他速度时，采用SA单方程模型。

当飞机平飞时，来流方向在机头右侧时记为正的侧滑角。结果记录按欧美坐标系，由飞机重心指向机头为x轴方向，z轴方向竖直向下，y轴方向由右手法则确定。

计算结果及分析

图5、图6为A、D两种典型工况的机身局部马赫数分布云图。蓝色区域所示速度较低，为流动分离区。可见，无天线时，在推力座后仅有小区域的分离流动。而对于工况D所对应的两根天线情况，天线与推力座间的分离流动已产生严重的相互干扰，并使分离区域的影响范围变大。

不同工况的航向静稳定性对比

统计0.8Ma、0°迎角时不同工况下的全机偏航力矩系数的侧滑导数，结果如表1所示，可见：

（1）在无天线仅有推力座时，工况A所对应的全机航向静稳定性与设计初期计算结果一致。初期计算模型未带推力座及天线，因此，说明单考虑推力座后的流动分离，对全机航向静稳定性几乎无影响；

（2）工况B对应的一根弧形天线布局，全机航向静稳定性有很大下降。此种天线布局为2012年飞行时采用，当时未见偏航现象；

（3）工况C、D对应的两根弧形天线布局，全机航向静稳定性几乎降至设计值一半。这两种天线布局在2013年飞行时均有采用，出现偏航现象。

不同来流马赫数下航向静稳定性对比

由于此无人机的偏航现象与飞行速度呈正反馈关系，当低速时偏航现象并不明显，当速度超过一定值时，偏航现象开始出现，并随速度增加而增大。因此，需要考虑不同来流马赫数下全机的航向静稳定性变化。在此，仅考察工况D、0°迎角，结果统计如表2所示可见。

（1）当来流马赫数低于0.6时，受天线后流动分离的影响，飞机的航向稳定性就已減小，并几乎稳定，为设计值的一半左右；

（2）当来流马赫数高于0.6时，飞机的航向静稳定性有所恢复。如果单纯考虑航向静稳定性的变化，这与实际飞行中速度越大偏航越大现象并不相符，因此，需要考虑飞机航向静稳定性随其他参数的变化规律。

不同迎角下的航向静稳定性对比

考虑到速度增加时，飞机的配平攻角是一个由大变小的过程。因此，需要考察不同迎角下飞机的航向静稳定性对比，来流马赫数为0.6时，结果统计如表3所示，可见：

（1）对于工况D所对应的两根直天线情况，当飞机攻角大于3°时，全机航向静稳定性基本能达到初始设计值。随着攻角减小，飞机航向静稳定性减小，攻角到0°时，飞机航向静稳定性降至设计值一半左右；

（2）对于无天线情况，当飞机攻角为3°时，全机航向静稳定性已远大于设计值。随着迎角减小，飞机航向静稳定性减小，迎角到0°时，飞机航向静稳定性正好在设计值。

对偏航现象的解释

图7为无人机偏航现象中的一组典型飞行数据。可见，为维持定直飞行，当飞机飞行速度逐渐增加时，飞机俯仰角减小，并且飞机横倾角显著增加，当飞行速度达到190m/s时，横倾角即增大到10°以上。

我们的设计要求是，在飞机速度达到250m/s时，为维持定直飞行，飞机滚转角在10°以内。

由于加工工艺原因，飞机的初始不对称是一定存在的，从而存在一个初始偏航力矩，则飞机需要出一个侧滑角来平衡初始偏航力矩，为维持定直飞行，这样由于侧滑角带来的侧力需要飞机出一定的滚转角来平衡。假设飞机尾段存在一个初始偏角，则由此初偏角传递到侧滑角、再到滚转角的各级放大系数是怎样的？由飞机定直飞行时基本力学平衡方程组可以推出：

即由侧滑角β到滚转角Φ的放大系数，由飞机一定面积上所承受的来流动压以及侧力系数与重力的比值共同决定。

考察k1、k2的表达式可见，在飞机飞行过程中，除表征航向静稳定性的参数Cnβ与速度v，其他量几乎不变。并且，滚转角大小与速度v成正比，与航向静稳定性成反比。

至此，可以大致还原此无人机在高速时的偏航原因：由于飞机总是有一定的初始不对称，导致初始偏航力矩的存在，这样飞机就需要出一定的侧滑角，为保持定直飞行，飞机侧向力配平就需要一个滚转角。当飞机速度增加时，流向动压增加，这会导致滚转角变大；同时，随着配平攻角减小，由于天线及推力座后的流动分离，导致飞机在0°迎角附近的航向静稳定性降至设计值的一半左右。这样，在一定速度下的滚转角会大幅超出预计值。

结论

在寻找某无人机高速偏航现象的原因的过程中，最开始并未考虑到共形天线这样非关键气动部件的影响，无论是在风洞吹风还是数值模拟时，所用模型均未附及天线，所以造成对飞机航向静稳定性的乐观估计。

本文基于流場中小扰动可能导致机身局部流动分离的考虑，利用FLUENT重新计算带天线及推力座的全机模型，结果发现，由于天线及推力座后流动分离对下游腹鳍绕流流场的影响，致使腹鳍效率的大幅降低，全机航向静稳定性在0°攻角时降至设计值的一半左右。

由此结论，对此无人机机腹下共形天线的改制成为必须，将共形天线埋入机腹可大幅降低飞机在一定速度下定直飞行时的配平侧滑角及滚转角。

（万欢 方安石 陈召涛 洪剑峰，总参六十所）

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