一种飞翼布局无人机M形进气道设计及其特性

备C^S IEngineering 工程飞翼无人机气动布局及飞行性能计算分析王亮，李仁府，孙悦(华中科技大学能源与动力工程学院，湖北武汉430074)摘要：提出了一款小型无尾飞翼布局无人机，釆用k-e湍流模型、三维不可压雷诺平均N-S控制方程数值模拟了该 无人机的气动特性，计算结果与风洞数据对比良好，该方法可用于无人机气动特性计算。

基于C F D数据利用推力法初步研 究了该无人机的平飞、起降、盘旋等性能，结果验证了该小型无人机的可行性并对后续的研究工作提供理论基础。

关键词：飞翼无人机，气动布局设计，气动特性，飞行性能中图分类号：V211.3 文献标识码：A文章编号：1671-0711 (2017) 02 (上）-0153-021气动外形与研究方法1.1模型设计了一款小展弦比飞翼无人机，三视图如图1所示。

具体外形参数如下：翼展：5.45m;展弦比：2.7;平均气动弦长：2.6m;正投影面积：l〇_64m2;前缘后掠角Au=53。

；翼型：本方案无人机采用NACA64A212翼型，全机无几何扭转；起飞重量：514kg;起飞翼载荷：45kg/m2;起飞推重比：0.275。

图1几何外形1.2控制方程与计算方法直角坐标系下的三维不可压非定常N-S方程的积分形式如下：|f e^+jjv-FdS =^||v-^dJ (1)式中：pw2+ pphw控制方程（i)是开放的，本文引人可实现的k-e湍流模型使其封闭，采用有限体积法对积分形式的控制方程离散求解，时间推进采用隐式以提高稳定性，空间推进采用AUSM格式，二阶迎风离散。

可实现的k- e湍流模型适合强湍流和高雷诺数的数值模拟，在k-e湍流模型中计算流动分离和复杂二次流有很好的作用。

采用多块结构网格对整个离散域进行填充生成贴体结构网格。

取模型30倍特征长度的长方体作为远场边界条件以减少边界条件对近壁面流动的影响。

流场域主体采用六面体网格，在流动比较复杂的翼尖及机翼前缘处采用非结构化网格，混合网格边界处平滑过渡，光滑连续，网格数量为132万。

飞翼布局飞行器结构特性分析周宏霞;刘斌;吕锁宁【摘要】In order to research structural properties of flying-wing vehicle,half wing span static/dynamic model and all wing spanstatic/dynamic model were established,and some dependent tests were done.The results show that the main structure bending and torsion deformation occur at the outer wing.The inner wing torsion is positive,and the outer wing torsion is negative.The spar ax-ial force is increased from outer wing to inner wing. The spar axial force is the biggest at the separation between inner wing and outer wing,and then the spar axial force is decreased. The spar axial force also has central tendency from leading spar to rear spar. The structure flexural rigidity and torsional rigidity are enough,and the flutter can’ t happen.%为研究飞翼布局飞行器结构特性，分别建立了半翼展和全翼展的静、动力学模型，以及相关试验。

分析结果表明，结构弯曲与扭转变形主要发生在外翼面，内翼扭转为正，外翼扭转为负；梁轴力沿展向的分布表现为从内到外逐渐增加，在内外翼分离面达到最大，随后逐步减小的特点，并且轴力传递到内翼后，有较为明显的向后梁集中的趋势。

分类号学号M201271098学校代码10487密级硕士学位论文某型无尾飞翼无人机气动布局设计与分析学位申请人:闵山山学科专业：热能工程指导教师：李仁府答辩日期：2015年5月Thesis Submitted in Partial Fulfillment of the Requirements for the Degree for the Master of EngineeringAerodynamic Configuration Design and Analysis ofa Certain Tailless Flying Wing UA VCandidate : Min ShanshanMajor : Thermal Power EngineeringSupervisor : Pro. Renfu LiHuazhong University of Science & TechnologyWuhan 430074, P.R.ChinaMay，2015独创性声明本人声明所呈交的学位论文是我个人在导师指导下进行的研究工作及取得的研究成果。

尽我所知，除文中已经标明引用的内容外，本论文不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写过的研究成果。

对本文的研究做出贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式标明。

本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担。

学位论文作者签名：日期：年月日学位论文版权使用授权书本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定，即：学校有权保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版，允许论文被查阅和借阅。

本人授权华中科技大学可以将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。

保密□，在年解密后适用本授权书。

本论文属于不保密□。

（请在以上方框内打“√”）学位论文作者签名：指导教师签名：日期：年月日日期：年月日华中科技大学硕士学位论文摘要飞翼布局无人机是近年来世界各国竞相发展的热点之一。

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910104973.2(22)申请日 2019.02.01(71)申请人 南京航空航天大学地址 210000 江苏省南京市御道街29号申请人 南京长空科技有限公司　南京浦口高新技术产业开发区管理委员会(72)发明人 尹海莲　岳志星　王宇　余雄庆　(74)专利代理机构 南京理工大学专利中心32203代理人 朱宝庆(51)Int.Cl.G06F 17/50(2006.01)(54)发明名称飞翼布局无人机族的机体结构优化设计方法(57)摘要本发明提供了一种飞翼布局无人机族的机体结构优化设计方法，包括以下步骤：将无人机组的构型分为通用模块和专用模块，其中通用模块中包含不同种类型无人机共用的机身部件结构尺寸，专用模块中包含不同种类型无人机机翼部件结构尺寸；设置不同种类型无人机的气动外形参数化模型、承力构件的受力型式，生成无人机的结构有限元模型并进行静力分析；对无人机的结构有限元模型分别进行通用模块和专用模块优化选出最优设计方案。

权利要求书1页 说明书4页 附图3页CN 109902359 A 2019.06.18C N 109902359A1.一种飞翼布局无人机族的机体结构优化设计方法，其特征在于，包括以下步骤：将无人机组的构型分为通用模块和专用模块，其中通用模块中包含不同种类型无人机共用的机身部件结构尺寸，专用模块中包含不同种类型无人机机翼部件结构尺寸；设置不同种类型无人机的气动外形参数化模型、承力构件的受力型式，生成无人机的结构有限元模型并进行静力分析；对无人机的结构有限元模型分别进行通用模块和专用模块优化选出最优设计方案。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通用模块中包含的信息至少有：机身的蒙皮厚度、框的腹板厚度、框缘条的横截面积；专用模块中包含的信息至少有机翼蒙皮厚度、翼梁和翼肋的腹板厚度、翼梁缘条和翼肋缘条的横截面积。

无人机的气动特性与优化设计随着科技的飞速发展，无人机在各个领域的应用日益广泛，从航拍测绘到物流运输，从农业植保到军事侦察，无人机的身影无处不在。

而无人机的性能优劣很大程度上取决于其气动特性和优化设计。

无人机的气动特性主要包括升力、阻力、稳定性和操纵性等方面。

升力是无人机能够在空中飞行的关键因素。

它主要由机翼产生，机翼的形状、面积和迎角都会对升力产生影响。

一般来说，较大的机翼面积和适当的迎角能够产生更大的升力，但同时也会增加阻力。

阻力则包括摩擦阻力、压差阻力和诱导阻力等。

减少无人机的阻力对于提高飞行效率、增加续航时间至关重要。

稳定性是无人机飞行安全的重要保障。

无人机在飞行过程中，需要具备抵抗外界干扰的能力，保持自身的姿态和飞行轨迹稳定。

纵向稳定性、横向稳定性和方向稳定性是常见的稳定性类型。

例如，重心位置的合理布置对于纵向稳定性有着重要影响。

如果重心过于靠前或靠后，都可能导致无人机在飞行中出现不稳定的情况。

操纵性则关系到无人机对驾驶员指令的响应速度和准确性。

良好的操纵性能够使无人机灵活地完成各种飞行动作和任务。

舵面的设计和布局、控制律的优化等都是影响操纵性的关键因素。

在优化无人机的气动设计时，需要综合考虑上述气动特性，并结合具体的应用场景和任务需求。

首先，机翼的设计是一个关键环节。

不同类型的机翼，如平直翼、后掠翼、三角翼等，具有不同的气动特性。

对于低速飞行的无人机，平直翼可能是一个较好的选择，因为它能够在低速时产生较大的升力。

而对于高速飞行的无人机，后掠翼则可以减少阻力，提高飞行速度。

机身的形状也会对气动性能产生影响。

流线型的机身能够减少空气阻力，提高飞行效率。

同时，机身与机翼的连接处需要进行平滑过渡，以避免产生气流分离，增加阻力。

此外，发动机的进气和排气系统也需要精心设计。

合理的进气道和排气道形状能够提高发动机的工作效率，减少能量损失。

在实际的设计过程中，通常会采用数值模拟和实验研究相结合的方法。

专利名称：一种小型飞翼布局无人机专利类型：实用新型专利
发明人：罗世彬,杨超,吴雷
申请号：CN201520889503.9
申请日：20151110
公开号：CN205131674U
公开日：
20160406
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本实用新型公开了一种小型飞翼布局无人机，包括机身和设于机身两侧的机翼，机身与机翼之间为翼身融合体结构，机身的后端布置有螺旋桨，机翼采取后掠式机翼设计，机翼前缘后掠角为28o～32o，机翼后缘后掠角为18o～21o。

本实用新型具有重量轻、便于操作、飞行效能好、能给用户带来极佳飞行体验的优点。

申请人：湖南云顶智能科技有限公司
地址：410205 湖南省长沙市高新开发区麓谷大道627号新长海麓谷中心B1栋4楼3A01
国籍：CN
代理机构：湖南兆弘专利事务所
代理人：周长清
更多信息请下载全文后查看。

第31卷 第5期空气动力学学报V o l .31,N o .52013年10月A C T AA E R O D Y N A M I C AS I N I C A O c t .,2013췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍췍文章编号:0258-1825(2013)05-0629-06一种飞翼布局无人机M 形进气道设计及其特性郁新华(西北工业大学无人机研究所,陕西西安 710072)摘 要:针对飞翼布局无人机,进行背部M 形进气道设计㊂通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制,完成一种短扩压大偏距进气道的设计,设计中兼顾了进气道的隐身性能㊂利用C F D 方法和风洞试验,得到了进气道的性能参数以及地面吸气特性㊁速度特性㊁攻角特性和侧滑角特性㊂从流场结构看出,M 形进气道唇缘外上侧流态较为恶劣,随着位置向后推移,该低能量流会逐渐分散开来;进口梯形截面向出口圆形截面的转变过程中,由于S 弯旋流作用以及横向扩展效应,使得低能流区域逐渐远离对称面㊂研究结果表明:该进气道具有良好的气动性能,总压恢复系数大于0.98,可为此类无人机进气道的设计提供依据㊂关键词:飞翼无人机;进气道;C F D ;风洞试验;气动特性中图分类号:V 211.7 文献标识码:A*收稿日期:2012-01-11; 修订日期:2012-05-10作者简介:郁新华(1972-),男,江苏泰兴人,副教授,从事无人机总体气动设计㊁飞机/发动机匹配等研究.E -m a i l :y u x i n h u a @n w pu .e d u .c n 引用格式:郁新华.一种飞翼布局无人机M 形进气道设计及其特性[J ].空气动力学学报,2013,31(5):629-634.Y U X H.D e s i gna n d a e r o d y n a m i c p e r f o r m a n c e o f aMs h a p e d i n l e t o n f l y i n g w i n g U A V [J ].A C T A A e r o d yn a m i c aS i n i c a ,2013,31(5):629-634.0 引 言飞翼式布局具有较大的升阻比和较好的隐身特性[1-2],因而属于一种比较理想的无人机气动布局㊂国外许多飞行验证机如美国X -47㊁臭鼬㊁哨兵无人机,英国的 涂鸦 雷神 验证机,法国的 神经元 均属于飞翼布局㊂从有关资料可以看出,该类无人飞行器进气道均采用背负式进气道,并与飞行器机体外形匹配一体化设计,进气口采用多棱角边唇口外形,形式有狭缝 八 字形㊁后掠三角形和 M 形,并以 M 形居多㊂多棱角边唇口外形会使得进气道进口的气流流动变得特别复杂,而唇口是影响进气道性能的敏感部位,进气道唇口的流动分离会直接影响总压损失和流场畸变[3]㊂另外,为了遮掩大部分压气机,降低雷达R C S 和降低结构重量,这种进气道内管道常设计成S 弯㊁管道相对较短[4-5];因此,内通道具有短扩压㊁大偏距的特点,其内型面存在剧烈变化和弯曲,会导致较强的流向和横向的压强梯度,形成复杂的二次流[6],并很容易在管道内出现较大的气流分离,故此类进气道总压恢复系数较低,畸变指标较大㊂国内对此类形式的进气道研究较少,因此,很有必要开展这种进气道的设计研究,为此类飞行器进气道设计提供依据㊂1 M形进气道设计1.1 进气道进口设计针对类似神经元 无人机构型开展M 形进气道的设计㊂考虑到雷达隐身的需要,发动机采取背部进气方式,进气口斜切平面与垂直面成30ʎ的夹角,进气道唇缘与机翼前缘平行,进气口与机身型面光滑融合过渡,选定喉道截面形状为梯形+倒圆(图1)㊂ 喉道面积A t h 需确保通过发动机所有工作状态下的流量,喉道马赫数M a 的大小与发动机进口平面的总压恢复㊁畸变大小有关系㊂由于无人飞行器飞行马赫数M a 数不大于0.8,因此考虑喉道M a 数时以地面起飞时M t h =0.45而确定,从而保证空中M t h 数不大于0.6㊂A t h =K G m T σ0.0404p q (λt h )式中,K 为考虑冷却及引射流量的修正系数,G m 为发动机空气流量,σ为总压恢复系数,P 为来流总压,T 为来流总温,q (λt h )为气动函数㊂ 为使来流流场均匀,在进口和喉道之间设计成收敛形;为减少攻角㊁侧滑角时的压力畸变,根据以往图1进气道进口㊁喉道以及出口截面形状F i g.1T h e e n t r a n c e,t h r o a t a n d e x i t f a c e o f i n l e t设计经验,取进气口面积和喉道面积之比1.25[7]㊂进气道唇口设计必须对低马赫数下的吸力和高马赫数下阻力发散进行折衷考虑,因此,进气道外唇口外形选用具有均匀压强分布的N A C A-1系列翼型[7];考虑到攻角㊁侧滑角下的进口流场品质,并需与内通道光滑过渡,唇口内型采用常规的椭圆形㊂1.2进气道扩压器设计由于进气道扩压器段长度较短(L/Dʈ3,L/ΔY ʈ3.3),因此,确定中心线与扩压器面积沿程变化规律是扩压器设计的关键,其好坏直接影响着进气道性能,参照文献[2]提出的三种大偏距S形进气道中心线以及面积变化规律,选取前急后缓的中心线变化与缓急相当的面积变化规律,即:中心线形状[8]为:Y=ΔY[3(X/L)4-8(X/L)3+6(X/L)2]扩压器面积变化规律[8-10]为:A/A1=(A2/A1-1)[3(X/L)2-2(X/L)3]+1式中,D㊁Y㊁ΔY㊁X和L分别代表为进气道出口直径,扩压器中心线的纵坐标㊁扩压器的偏心距㊁扩压器中心线的横坐标以及扩压器的长度,A1为进气道扩压器进口面积,A2为进气道扩压器的出口面积(即发动机进口)㊂2数值仿真2.1计算控制方程在对进气道特性分析时,需要进行内外流耦合一体化计算,计算采用三维可压缩雷诺平均N-S方程,湍流模型采用R e a l i z a b l e二方程k-ε模型[11-13];采用有限体积法离散控制方程,用二阶迎风差分格式进行离散求解㊂本文作者在文献[11-12]中已对该算法进行过实验验证㊂在与壁面相邻的粘性边界层中,湍流雷诺数很低,可以通过壁面函数把完全湍流区和壁面联系起来,避免在壁面附近采用很细的网格而导致过大的计算量㊂2.2计算网格模型将飞行器进气道及其周围流场作为计算域进行网格划分,计算域长㊁高㊁宽均设为20l(l为机身长度),进气道几何外形与壁面网格生成如图2所示,整个空间计算域以结构化网格为主,并注意在进气道的唇口㊁内通道以及其他型面变化剧烈的区域进行网格适当加密,计算网格单元总数为450万左右,近壁面网格单元的y+满足壁面函数法要求的网格间距㊂图2进气道模型网格F i g.2T h e i n l e t g r i d2.3边界条件计算域的边界设为压力远场边界条件,计算马赫数为0.4~0.8,攻角-2ʎ~8ʎ,侧滑角0ʎ~6ʎ;进气道出口截面根据发动机流量给出静压条件;壁面设为粘性无滑移绝热固壁边界㊂3实验模型和设备3.1实验模型本文的实验是在中航气动院F L-2直流暂冲式风洞中进行,试验段截面尺寸为1.2mˑ1.2m,进气道模型缩比为1ʒ4.57,模型安装在风洞实验段中的堵塞度[14]约为4%㊂模型材料采用不锈钢金属结构,实验来流马赫数M a范围为0.4~0.8,攻角α范围为-2ʎ~8ʎ,侧滑角β范围为0ʎ~6ʎ㊂进气道出口截面即总压测量截面的直径为80mm,在进气道的出口截面上放置了 米 字形总压测量耙,总压测量耙上有8个辐条,每个辐条上分布5根总压探针,加上中心处036空气动力学学报第31卷的总压探针,共计64根测压探针来测量稳态总压㊂另外,在总压耙的四周侧壁开有8个静压孔,用来获得计算进气道性能时所必须的出口截面静压(图3)㊂图3进气道试验模型与出口测压点位置分布图F i g.3T h e s k e t c ho f t h e t e s tm o d e l a n d t h ed i s t r i b u t i o no f p re s s u r em e a s u r e3.2测量设备采用P S I8400电子扫描阀采集系统测量进气道稳态总压㊁静压及流量计压力㊂流量测量采用专门为进气道设计的流量测量装置㊂装置分为两段:流量调节段和流量测量段,流量控制由一台伺服电机驱动,带动丝杠,控制节流锥前后移动位置㊂4结果与分析按照进气道/发动机匹配要求,采用进气道出口截面的总压恢复系数σ(按照流量平均)与畸变指数D C90作为反映进气道特性的两个主要参数,并给出进气道不同状态下的基本特性(地面吸气特性㊁速度特性㊁攻角特性㊁侧滑角特性等),并对进气道内流场进行相关研究,以确定其性能是否满足飞机设计要求㊂4.1地面静态吸气性能从图4㊁图5可以看出,在地面静态吸气时,随着抽吸流量的增大(流量系数q(λ)增大),出口总压恢复系数σ呈下降的趋势,而畸变指数D C90随流量系数的增大先减小,后稳定在一个值附近保持不变㊂在地面起飞功率状态(匹配点处),进气道总压恢复系数稍低(σ=0.95),这与M形唇口构型设计有关,但其畸变指数相对较低(D C90=0.13),能够满足发动机对进气道地面畸变的设计要求㊂图4总压恢复系数σ随流量系数q(λ)变化曲线F i g.4σv e r s u s f l u x c o e f f i c i e n t a t t h e e x i t图5畸变D C90随流量系数q(λ)变化曲线F i g.5D C90v e r s u s f l u x c o e f f i c i e n t a t t h e e x i t4.2进气道机动性能固定来流攻角㊁侧滑角(α㊁β=0ʎ),进气道出口平均总压恢复系数σ和畸变指数D C90随自由流马赫数M a的变化规律见图6㊁图7㊂不难看出,在研究的速度范围内(M a=0.4~0.8),进气道的平均总压恢复系数σ都较高(σ>0.985),畸变指数D C90比较小(D C90<0.16)㊂当来流马赫数M a从0.4开始增加时,总压恢复系数变化甚小,当来流马赫数增加到0.7以上时,M形唇口流动损失逐渐加大,总压恢复系数σ有所降低(但仍保持在0.985以上);从畸变指图6总压恢复系数σ随马赫数M a变化曲线(α=0ʎ㊁β=0ʎ)F i g.6σv e r s u sM a c hn u m b e r a t t h e e x i t(α=0ʎ㊁β=0ʎ)图7畸变D C90随马赫数M a变化曲线(α=0ʎ㊁β=0ʎ) F i g.7D C90v e r s u sM a c hn u m b e r a t t h e e x i t(α=0ʎ㊁β=0ʎ)136第5期郁新华:一种飞翼布局无人机M形进气道设计及其特性数曲线可以看到,D C 90随飞行速度的增加从0.068增加到0.14㊂ 固定来流马赫数(M a =0.62)与侧滑角(β=0ʎ),进气道出口平均总压恢复系数σ和畸变指数D C 90随攻角α的变化规律曲线见图8㊁图9㊂从曲线可以看出,在攻角从-2ʎ增加到8ʎ的过程中,由于前机身的遮蔽与机身边界层增厚的作用,使得总压恢复系数σ呈下降趋势;而畸变指数D C 90先减小后增加,在0ʎ攻角状态时,畸变最小,随后随攻角增大而增加,但数值仍然很低,说明进气道出口的流场品质优良㊂图8 总压恢复系数σ随攻角α变化曲线F i g .8 σv e r s u s a n gl e o f a t t a c k αa t t h e e x it 图9 畸变D C 90随攻角α变化曲线F i g .9 D C 90v e r s u s a n gl e o f a t t a c k αa t t h e e x i t 固定来流马赫数(M a =0.62)与攻角(α=0ʎ),进气道平均总压恢复系数σ和畸变指数D C 90随侧滑角β的变化曲线见图10㊁图11㊂从图中可以看出,在0~6ʎ研究范围内,总压恢复系数σ随侧滑角β增加而呈下降趋势,但变化量很小,变化幅度在0.01左右;而畸变指数D C 90随侧滑角β增加而增加㊂4.3 进气道流场图谱特征 M 形进气道在巡航状态(M a =0.62,α㊁β=0ʎ)时图10 总压恢复系数σ随侧滑角β变化曲线F i g .10 σv e r s u s a n gl e o f y a w βa t t h e e x i t 沿程截面总压分布参见图12㊂在喉道截面(即第一个截面),前体边界层的发展使得下壁面存在一定厚度的边界层低能流,进入内通道之后,由于S 弯旋流作用以及进口梯形截面向出口圆截面过渡形成的横向扩展效应,使得下角区的边界层低能流远离对称面,由此生成的二次流对应于出口截面上的旋涡(图13),并出现相应的低总压区,旋涡主要是由S 形进气道两个弯曲段引起的[15],但从其性能指标来看,进气道完全满足与发动机的匹配要求㊂图11 畸变D C 90随侧滑角β变化曲线F i g .11 D C 90v e r s u s a n gl e o f y a w βa t t h e e x it 图12 进气道沿程截面σ分布F i g .12 C o n t o u rm a p s o f t o t a l p r e s s u r e r e c o v e r y at r e p r e s e n t a t i v e s e c t i o n s o f S -s h a pe d i n l et 图13 进气道出口截面流线与压力分布F i g .13 F l o wf i e l do f e x i t o f S -s h a pe d i n l e t (1ef t :s t r e a ml i n e o f v e l o c i t y,r i g h t :c o n t o u rm a p o f t o t a l p r e s s u r e ) 另外,由于进气道为M 形进气口,进气道唇缘后掠,左上角区(图12)为进气口最后闭合的区域,该处的当地流量系数最小,也就是说该处唇口外上侧流态较为恶劣,从沿程截面总压分布图可以看出由角区发236空 气 动 力 学 学 报 第31卷展而来的局部低能流汇聚区,随着位置向后推移,该低能流区域会逐渐分散开来㊂图14为M a=0.62时攻角对进气道出口截面上总压恢复系数分布的影响㊂在-2ʎɤαɤ8ʎ范围内,S 形进气道出口总压恢复系数云图低压区随攻角的增大而变大,总压恢复系数不断降低,畸变增大,其原因是攻角增大,机身对进气口的遮挡越严重,进入进气道内通道的低能边界层气流越多所致㊂图14攻角对进气道出口截面总压恢复系数分布的影响F i g.14T h e e f f e c t s o f a t t a c ka n g l e o n t h e t o t a lp r e s s u r e r e c o v e r y o f t h e i n l e t e x i t f a c e图15显示了M a=0.62,α=0ʎ,β=6ʎ时进气道出口截面上总压恢复系数分布,并在图16中给出进气道沿程各站位截面压力云图㊂与巡航状态相比,进气内管道所有截面上的低压区均位于管道的左侧内下方,其原因是进气道背风内侧堆积的边界层低能流比迎风侧相对较多,在向下游发展的过程中,进气道管道截面宽度不断扩张,边界层低能流会逐渐被挤压到内管道背风侧一边㊂图15侧滑状态进气道出口压力图谱F i g.15C o n t o u rm a p o f t o t a l p r e s s u r ew i t h y a wa n g l e图16侧滑时进气道低总压区的形成F i g.16D e v e l o p m e n t o f l o w p r e s s u r e z o n ew i t h y a wa n g l e 5结论针对飞翼布局无人机隐身特性的需要,进气道采用背负进气方式,设计出一种M形进气口,并通过C F D计算与风洞试验的验证获得了该类进气道性能和内部流动特征,结果如下:(1)从C F D与风洞实验结果对比来看,数值计算基本与风洞试验相吻合,说明数值方法可信;并同时说明该进气道总压恢复系数较高,稳态畸变指数处在较小的量级上,能满足进气道与发动机匹配要求㊂(2)该M形进气道地面工作性能良好,总压恢复系数σ=0.95,畸变指数D C90=0.13,能够满足发动机对进气道地面畸变要求㊂(3)随着飞行马赫数的增加,进气道总压恢复系数略有下降,畸变指数有所上升,对于平飞状态,σ> 0.985,D C90<0.2;当飞行M a数一定时,进气道总压恢复系数σ随攻角增加略有降低,而D C90随攻角的增加先减小后增大;进气道总压恢复系数σ随侧滑角增加而降低,而畸变指数D C90则随侧滑角增加而增大㊂(4)M形进气道唇缘外上侧属于曲面高度融合区,其流态较为恶劣,属于低能流汇聚区,随着位置向后推移,该低能流区域会逐渐分散开来㊂参考文献:[1]杨宝奎.国外飞翼式无人机技术特点分析[J].飞航导弹,2012,4(4):3-9.(Y A N GB a o-k u i.T h e t e c h n o l o g y o f t h e f o r e i g n f l y i n g w i n gU A V[J].A e r o d y n a m i cM i s s i l e,2012,4(4):3-9.) [2]李南.外形设计对飞机隐身性能影响分析[J].电子工程师,2007,33(12):11-14.(L I N a n.A n a l y s i so fc o n t o u rd e s i g ne f f e c t so nf i g h t e rs t e a l t h p e r f o r m a n c e[J].E l e c t r o n i cE n g i n e e r,2007,33(12):11-14.)[3] G R I D L E Y M C,WA L K E RSH.I n l e t a n dn o z z l e t e c h-n o l o g y f o r21s t c e n t u r y f i g h t e r a i r c r a f t[R].A S M EP a-p e r96-G T-244,1996(6)[4] M I C HA E LJ B,Z A C HA R Y W.F l o ws e p a r a t i o nw i t h i nt h ee n g i n ei n l e to fa n u n i n h a b i t e dc o m b a ta i rv e h i c l e(U C A V)[J].J o u r n a l o f F l u i d sE n g i n e e r i n g,2004, 126(2):266-272.[5] W A L L I S VC O L L I E,R O B E R TB U R G U N,S T E A R N SNE I N Z E N,e t a l.A d v a n c e d p r o p u l s i o n s y s t e md e s i g na n di n t e g r a t i o n f o r a t u r b o j e t p o w e r e du n m a n n e d a e r i a l v e h i-336第5期郁新华:一种飞翼布局无人机M形进气道设计及其特性c l e[R].A I A A p a p e r,2003.[6] A N G I E R A B E,J A S O N A N D E S O N.Af a c i l i t y f o r a c-t i v ef l o w c o n t r o lr e s e a r c h i n s e r p e n t i n ei n l e t s[R].A I A AP a p e r,2002.[7]姜正行.飞机内流空气动力学[M].北京:航空工业出版社,1989.(J I A N G Z h e n g-x i n g.A e r o d y n a m i c si n f l o w o fa i r c r a f t [M].B e i j i n g:A e r o n a u t i c s I n d u s t r y P r e s s,1989.)[8] L E ECC.S u b s o n i c d i f f u s e r d e s i g na n d p e r f o r m a n c e f o ra d v a n c e df i g h t e ra i r c r a f t[R].A I A A P a p e r85-3073,1985.[9] MA Y E RD W,A N D E R S O NBH.3Ds u b s o n i c d i f f u s e rd e s i g na n da n a l y s i s[R].A I A AP a p e r98-3418,1998.[10]郁新华,刘斌,陶于金,等.背负式进气道设计及其气动性能研究[J].西北工业大学学报,2007,25(2): 270-273.(Y U X i n-h u a,L I U B i n,T A O Y u-j i n,e ta l.T o p-m o u n t e d i n l e td e s i g na n d i t sa e r o d y n a m i c s p e r f o r m a n c e[J].J o u r n a l o f N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a lU n i v e r s i-t y,2007,25(2):270-273.)[11]郁新华,马经忠,胡主根,等.边条翼下进气道与飞机一体化流场特性的研究[J].空气动力学报,2008,26(2):150-155.(Y U X i n-h u a,MAJ i n g-z h o n g,HUZ h u-g e n,e t a l.A ni n v e s t i g a t i o no f t h e a i r f r a m e-i n l e t i n t e g r a t i o n f l o wc h a r-a c t e r i s t i c s[J].A C T A A e r o d y n a m i cS i n i c a,2008,26(2):150-155.)[12]郁新华,陶于金,师小娟,等.进排气效应对飞翼布局无人机气动特性的影响[J].飞行力学,2011,29(5): 18-21.(Y U X i n-h u a,T A O Y u-j i n,S H I X i a o-j u a n,e ta l.E f f e c to fe n g i n ea i r i n t a k ea n de x h a u s to nt h ea e r o d y-n a m i c p e r f o r m a n c e o f t h eU A V[J].F l i g h tD y n a m i c s, 2011,29(5):18-21.)[13]朱彦伟,高扬,刘旭东.双S形进气道流场数值计算与分析[J].机械设计与制造,2010,24(4):234-236.(Z HU Y a n-w e i,G A O Y a n g,L I U X u-d o n g.N u m b e r s i m u l a t i o na n da n a l y s i so fd o u b l e S-s h a p e di n l e t[J].M a c h i n e r y D e s i g n&M a n u f a c t u r e,2010,24(4):234-236.)[14]范洁川.风洞试验手册[M].北京:航空工业出版社,2002:369-377.(F A NJ i e-c h u a n.H a n d b o o ko fw i n dt u n n e l t e s t[M].B e i j i n g:A e r o n a u t i c s I n d u s t r y P r e s s,2002:369-377.)[15]塞登J,戈德史密斯EL.进气道空气动力学[M].航空航天工业部第六ʻ一研究所出版社,1991.(S E D D O NJ,G O L D S M I T H EL.I n t a k e a r e o d y n a m i c s[M].S h e n g y a n g:A e r o n a u t i c sI n d u s t r y601R e s e a r c hI n s t i t u t eP r e s s,1991.)D e s i g na n da e r o d y n a m i c p e r f o r m a n c e o f aMs h a p e d i n l e t o n f l y i n g w i n g U A VY U X i n-h u a(U A VR e s e a r c hI n s t i t u t e,N o r t h w e s t e r nP o l y t e c h n i c a lU n i v e r s i t y X i a n710072,C h i n a)A b s t r a c t:T h e t o p-m o u n t e d i n l e t i s d e s i g n e d f o r a f l y i n g w i n g U A V.B y u t i l i z i n g a s p e c i f i c c e n t e r l i n e d i s-t r i b u t i o na n da r e ad i s t r i b u t i o n,aS-s h a p e d i n l e tw i t h l a r g eo f f s e t a n ds h o r td i f f u s e r i s p r e s e n t e d.F u r t h e r-m o r e,s u f f i c i e n t c o n s i d e r a t i o n so f t h es t e a l t hb e h a v i o ra r e t a k e n i n t oa c c o u n t i nt h e i n l e td e s i g n.T h r o u g hC F Da n dw i n d t u n n e l t e s t,t h e p e r f o r m a n c e s o f t h e i n l e t a r e o b t a i n e d,i n c l u d i n g t h e e f f e c t s o f f r e e s t r e a mo f M a c hn u m b e r,t h e a t t a c k a n g l e a n d t h e y a wa n g l e.F r o mt h e f l o wf i e l d s,w e c a n f i n d t h a t t h e c o r n e r v o r t e x s o c c u r e i n t h e c o r n e r o fMs h a p e d i n l e t,b u tw h e n a i r f l o wf l o w s d o w n s t r e a m,t h e v o r t e x sw i l l d i s a p p e a r g r a d-u a l l y.B e c a u s e o f s w i r l o f Sd u c t,t h e l o w p o w e r e n e r g y z o n ew i l l g r a d u a l l y k e e p a w a y f r o mt h e s y mm e t r y. R e s u l t s a l s o s h o wt h a t t h e i n l e t i so f g o o d p e r f o r m a n c ew i t ht h e t o t a l p r e s s u r e r e c o v e r y c o e f f i c i e n t g r e a t e r t h a n0.98.B a s e do n t h e r e s e a r c h,m o r e e x p e r i e n c e s a r e s u p p l i e d i n t h e d e s i g n a n d a p p l i c a t i o n o f t h i s t y p e i n-l e t.K e y w o r d s:f l y i n g w i n g U A V;i n l e t;C F D;w i n d t u n n e l e x p e r i m e n t;a e r o d y n a m i c p e r f o r m a n c e436空气动力学学报第31卷。

新型无人机的气动特性研究在当今科技飞速发展的时代，无人机技术正以惊人的速度不断演进。

新型无人机的出现不仅在军事、民用等领域发挥着越来越重要的作用，其独特的气动特性更是成为了研究的焦点。

无人机的气动特性，简单来说，就是无人机在空气中运动时所表现出的与空气相互作用的各种特性。

这些特性直接影响着无人机的飞行性能、稳定性、操控性以及能耗等关键指标。

首先，我们来探讨一下新型无人机的外形设计对气动特性的影响。

与传统无人机相比，新型无人机在外形上往往更加独特和创新。

例如，采用了流线型的机身设计，能够有效地减少空气阻力，提高飞行速度和效率。

同时，一些无人机还采用了翼身融合的设计理念，将机翼与机身完美地结合在一起，不仅增加了飞机的升力，还减少了阻力和干扰。

另外，机翼的形状和布局也是影响气动特性的重要因素。

新型无人机的机翼可能采用了更加复杂的几何形状，如后掠翼、前掠翼或者可变翼等。

后掠翼可以在高速飞行时减少阻力和波阻，提高飞行性能；前掠翼则在低速和大迎角飞行时具有更好的操控性和稳定性；可变翼则能够根据不同的飞行条件调整机翼的形状，实现最优的气动性能。

除了外形设计，无人机的表面材质和粗糙度也会对气动特性产生影响。

光滑的表面能够减少空气的摩擦阻力，而粗糙的表面则可能会增加阻力并影响气流的流动。

因此，在新型无人机的制造中，往往会采用先进的复合材料和表面处理技术，以确保无人机具有良好的气动性能。

接下来，我们谈谈新型无人机的飞行姿态和控制方式对气动特性的影响。

不同的飞行姿态，如俯仰、滚转和偏航，会导致无人机与空气的相对运动状态发生变化，从而影响气动力的分布和大小。

例如，在俯仰姿态变化时，无人机的迎角会改变，进而影响升力和阻力的大小。

而在控制方式方面，新型无人机通常采用了更加先进的飞控系统和传感器，能够实时监测和调整飞行姿态，以优化气动性能。

例如，通过精确控制机翼的舵面偏转和发动机推力，实现无人机在不同飞行条件下的稳定飞行和高效能耗。

飞翼无人机外形与进排气几何一体化参数化建模
方欣瑞;余雄庆
【期刊名称】《航空工程进展》
【年(卷),期】2024(15)1
【摘要】飞翼布局是无人作战飞机的优先布局方案,其特点是机体与发动机进排气系统高度融合。

针对飞翼式无人作战飞机概念方案快速几何建模需求,提出一种飞翼机体外形和进排气几何外形的一体化参数化建模方法。

基于类函数/形函数方法,建立飞翼机体和进排气几何外形的参数化数学模型;确定关联的外形参数和关联控制规则,实现飞翼外形参数与进排气几何外形的匹配;将所建立的模型与CATIA二次开发方法相结合,实现飞翼式无人机概念方案三维几何模型的自动生成。

结果表明:针对不同的进排气方案,本文方法能自动调节飞翼外形,匹配进排气系统的几何外形,有效地提高了飞翼式无人作战飞机概念设计的效率。

【总页数】8页(P30-37)
【作者】方欣瑞;余雄庆
【作者单位】南京航空航天大学航空学院
【正文语种】中文
【中图分类】V221
【相关文献】
1.飞翼无人机保形进排气系统动力数值模拟与流场特性分析
2.进排气系统对飞翼布局无人机升阻特性的影响研究
3.基于CATIA二次开发的飞翼外形参数化建模
4.基于弹性体变形方法的多鼓包技术在飞翼无人机耦合进排气上减阻
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。