高超声速变形飞行器翼面变形模式分析
彭悟宇1，杨涛1，涂建秋2，丰志伟1,张斌1
（1.国防科学技术大学 航天科学与工程学院，湖南 长沙 410073；2.中国运载火箭研究院 战术武器事业部，北京
100076）
摘要：为了提高高超声速翼身组合式飞行器的射程，研究了采用不同翼面变形模式时，飞行器在马赫数3~8内的气动特性和翼面效率。针对典型的轴对称翼身组合式外形，采用Navier-Stokes（N-S）方程进行数值模拟，对伸缩、变后掠和二维折叠三种变形模式下的外形在超声速~高超声速来流条件下进行了模拟，并对升阻比、翼面单位面积升阻比和操稳特性进行了分析。结果表明：在超声速及高超声速范围内，变后掠变形模式在宽速域内升阻比提高明显，同时具备优良的翼面效率及操稳特性，在马赫数3~8范围内具有最优的综合性能。研究成果对高超声速翼身组合式变形飞行器布局的设计具有一定的指导意义。
关键词：变形飞行器；高超声速；翼面变形模式；升阻比；操稳比
中图分类号：V211 文献标志码：A 文章编号：
Analysis of the deformation modes of the hypersonic morphing
wing aircraft
PENG Wuyu1, YANG Tao1, TU Jianqiu2, FENG Zhiwei1, ZHANG Bin1
(1. College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China;
2. Tactical Weapons Division, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing 100076, China)
Abstract: Aiming at improving the range of wing-body combination aircraft at hypersonic flow conditions. The aerodynamic characteristics and wing efficiency of morphing tactical missile with different deformation modes were studied. Navier-Stokes equations were used to simulate the flow field, the lift-to-drag ratio, wing efficiency, stability and controllability of different deformation modes as telescopic, variable sweep and two-dimensional folding are compared. It shows that under the condition of supersonic and hyper-sonic flow, take the results all in consideration, the variable sweep wing mode does better than the other two modes. The conclusion can offer some valuable guidance to the research and application of hypersonic morphing aircraft aerodynamic configuration.
Keywords: morphing aircraft; hypersonic; wing deformation modes; lift-to-drag ratio; stability and controllability
日益复杂的任务需求及飞行环境对飞行器的工作性能提出了越来越高的要求，迫使飞行包线逐渐扩大，变形飞行器的概念应运而生。变形飞行器是一种多用途多形态的飞行器，能够根据飞行环境、飞行剖面和作战任务的需要进行自适应变形。变形飞行器的飞行轨迹、飞行高度和飞行速度等机动多变，飞行状态多样（如起降、巡航、机动、盘旋和俯冲等），在不同飞行条件下执行多种飞行任务时，均能发挥飞行器最优的飞行性能[1-4]。
相对于传统飞行器，变形飞行器通过变形可以改善飞行性能，有望形成新的舵面设计和控制方法，提高飞行器操纵控制效率，同时有望拓宽其跨高度、跨速度稳定工作范围，提高推进效能，有机动能力强、工作空域广、控制
品质好等优点[5]。而针对高超声速飞行器，在采用大水平翼面对称气动布局实现高升阻比的同时，往往给飞行器的主动段静不稳定状态下的姿态控制以及末段快速机动带来一定的设计困难，同时难以实现全速域、大空域的气动性能最优。另外，大水平翼面对称气动布局的几何包络尺寸较大，往往难以满足不同发射方式等对飞行器外形包络提出的强约束条件。
由于其突出的综合性能，随着智能材料及结构等相关学科的发展，变形飞行器的相关研究在国内外如火如荼地开展，而其中大多数的研究均是针对低速条件下的变形飞行器展开。针对应用于跨声速到超声速的变形飞行器研究相对较少，其中在美国Defense Advanced Research Projects Agency (DARPA)开展的
收稿日期：
作者简介：彭悟宇（1990—），男，四川绵阳人，博士研究生，E-mail: pengwy@foxmail.com 杨涛（通讯作者），男，教授，博士，博士生导师，E-mail: taoy90@163.com
\Aircraft Structures\(MAS)项目中，三家合同承包商分别进行了变形方案设计，并在DARPA的进一步资助下开展了相应的原理样机研制和风洞试验，三家合同承包商分别采用了伸缩、蒙皮变后掠和三维折叠的变形模式完成了项目合同要求[6-8]。Bae等[9, 10]针对变展长变形飞行器的巡航气动特性及结构特性进行了分析。国内陈钱等[11]对亚声速及跨声速下变形机翼的两种变后掠方式进行了对比分析。高飞云等[12, 13]对亚声速及跨声速下的Z型可折叠翼和可伸缩变后掠翼变形飞行器进行了气动特性分析并进行了相应的轨迹优化设计及仿真。张公平等[14]在亚声速到超声速条件下对可变形翼战术导弹的气动特性进行分析。郭建国等[15]
对非对称伸缩翼飞行器的气动特性和动力学特性进行了研究。徐国武等[16]对超声速来流下伸缩和变前掠变形飞行器气动特性进行了研究。张杰等[17]对后掠展长组合变形飞行器进行了动力学建模，并进行了动态响应分析。
虽然国内外在变形飞行器方面的研究较多，但大多集中在亚声速及跨声速范围内，超声速及高超声速环境下的变形飞行器则少有涉猎。同时大多研究均仅对各自采用的变形模式进行特性分析，而没有对比不同变形模式的优劣。考虑到高超声速流动不同于亚、跨声速流动的特点，本文对超声速及高超声速下的可变形飞行器进行分析。由于高超声速条件下恶劣的力热环境对变形机构可靠性的影响，变形仅在二维平面内展开，针对伸缩、变后掠和二维折叠三种变形模式，通过数值模拟对气动特性、翼面效率及操稳特性进行分析，从而对高超声速条件下不同变形模式的优劣进行对比。
1变形模式分析
高速条件下，变形飞行器通过翼面变形可以从生存能力、机动性能等方面提升综合性能，扩大飞行器的飞行包线。
针对不同雷达探测形式，变形飞行器通过变形可达到雷达探测面积最小，如图1所示的三种形态，从左到右依次为侧面雷达探测下巡航飞形模式、折中构型模式、以及正面雷达探测下的突防模式。由此可知通过在飞行过程中进行外形变化，可以满足不同时机下的气动性能最优并规避不同方式的雷达探测，从而提高
飞行器的生存能力。而图2中飞行器通过机翼几何尺寸变化改变操纵性能。左图中飞行器通过展开机翼，迅速增加翼展提高升力，进行规避爬升；右图中飞行器通过收回机翼进行俯冲实现对目标的重新捕获。通过变形，使飞行器执行多任务的能力和在不同环境下的生存能力有了显著提高[8]。
图.1 考虑战场生存能力的变形模式 Fig.1 Morphing mode considering survivability
图.2 考虑操纵性能的变形过程
Fig.2 Morphing mode considering controllability
本文研究的变形飞行器基准外形为典型的面对称翼身组合体外形，如图3所示。其中，飞行器主体为锥柱组合体；两侧为梯形升力翼，“+”型空气舵位于飞行器尾部。
图.3 基准外形示意图
Fig.3 Base aerodynamic configuration
由于翼面变形为大尺度变形，对飞行器气动特性和飞行控制影响大，考虑到工程实现难度，目前实用的变形翼大多采用翼面刚性变形方案[5]
。为了改善飞行器的飞行性能，并结合高超声速环境下恶劣的力热环境条件，考虑在二维平面内对梯形升力翼进行变形，主要考虑伸缩、变后掠和折叠三种变形模式，变形实现过程及变形后外形如下。
伸缩变形通过在梯形升力翼内安装有套筒结构的多级伸缩机翼实现，随着飞行任务的变化可以进行一级或多级的伸展,类似Raytheon公司为 DARPA的MAS项目设计的原理样机[6]，如图4所示。基于基准外形的一级伸缩变形外形如图5。
图.4 Raytheon伸缩变形方案
Fig.4 Raytheon’s telescopic wing morphing project
图.5 伸缩机翼变形外形
Fig.5 Telescopic morphing wing aerodynamic
configuration
变后掠变形过程采用剪切式变形的方式改变梯形升力翼的前缘角度，即在保持飞行器展长不变的基础上，通过改变前缘的后掠角度来改变翼梢弦长以适应不同的飞行状况，此时的飞行器机翼仅发生弦向的变化，如下图6所示。
图.6 变后掠机翼变形外形
Fig.6 Variable sweep morphing wing aerodynamic
configuration
折叠变形模式为二维平面上的折叠变形，通过折叠，在原有梯形升力翼的基础上绕前缘翼根附近点进行旋转，展开折叠翼以提高升阻比。折叠变形模式主要通过改变后掠角、增大翼展来达到提高升力的目的。其变形原理如下图7所示，经过进一步修形得到变形后外形如图8。
图.7 折叠变形方案原理图 Fig.7 Realization of folding wing
图.8 折叠机翼变形外形
Fig.8 Folding morphing wing aerodynamic
configuration
2气动特性计算方法
文中气动特性计算采用湍流粘性系数法对非定常N-S方程作时间平均，湍流粘性系数采用SST k-ω湍流模型进行求解[18]。该模型将k-ω湍流模型和k-ε湍流模型进行结合，将前者应用于边界层内部的流动，而后者应用于自由剪切流。
对本文中所研究的高超声速变形飞行器，针对上节中所介绍的三种变形模型进行CFD计算。自由来流马赫数范围为3到8，外边界采用自由来流条件，内边界为无滑移壁面边界条件。由于飞行器具有几何对称性，关于纵向对称面对称，因此仅需要对一半流场进行求解，流场对称面采用对称边界条件。计算采用AUSM二阶迎风格式，当迭代到基本变量和湍流变量的残差比最初迭代时的残差小3个数量级，且升力系数等流场全局量的值与1000步前的值之间差别小于1%时，认为收敛到定常状态数值解。
为了对流场计算模型的精度进行验证，首先对网格收敛性进行分析。采用三套拓扑结构完全一样的非结构网格对一半流场域进行空间离散，三套网格的区别主要体现在第一层网格高度和网格总量上。表1给出了三套网格的基本情况及相应的计算结果。
表.1 不同密度网格概况及升阻比对比
Tab.1 Comparation of the lift-to-drag ratio of different
meshes 网格编号
网格数量 升阻比 误差 1 约103万 2.7036 0.7% 2 约249万 2.7172 0.2% 3
约472万
2.7221
由表1中的计算结果可知，随着网格数量的增加，升阻比变化趋势减缓，当由表中的2号网格变为3号网格时，网格量翻倍，而升阻比变化仅为0.2%。因此综合权衡时间和精度间的关系，采用2号网格即可满足CFD仿真要求。
3不同变形模式结果分析
3.1气动特性对比分析
采用上节中确定的计算方法及网格，对第