易海明，申俊琦，潘 翀，王晉軍

（北京航空航天大學(xué) 流體力學(xué)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191）

平流層飛艇縱向氣動(dòng)特性及減阻實(shí)驗(yàn)研究

易海明，申俊琦，潘 翀，王晉軍

（北京航空航天大學(xué) 流體力學(xué)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100191）

以美國(guó)高空哨兵50平流層飛艇作為背景樣機(jī)，通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究了布局形式對(duì)該型飛艇縱向氣動(dòng)特性的影響。研究表明：與Y形尾翼相比，十字尾翼布局形式具有更大的阻力和升力；從俯仰靜穩(wěn)定性的角度而言，十字尾翼在大迎角下使得飛艇從縱向靜不定變?yōu)榭v向靜定；但由于尾翼產(chǎn)生較大的附加阻力，因此需要采取一定的減阻措施。進(jìn)一步采用微型渦流發(fā)生器對(duì)飛艇的后體及尾翼處的流動(dòng)分離進(jìn)行控制，研究其在不同迎角和側(cè)滑角工況下的減阻效能，發(fā)現(xiàn)在α＝8°、β＝0°或β＝-8°、α＝0°工況下可以獲得減阻效果，且MVG布置更密時(shí)，獲得的減阻效果更好。

平流層飛艇；縱向氣動(dòng)特性；被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)；減阻

0 引 言

平流層飛艇作為一種典型的低動(dòng)態(tài)臨近空間飛行器，具有續(xù)航時(shí)間長(zhǎng)、載荷能力大、自主能力強(qiáng)、可定點(diǎn)偵查等特點(diǎn)，其發(fā)展受到了各軍事強(qiáng)國(guó)的高度重視［1-3］。平流層飛艇的典型代表是美國(guó)從本世紀(jì)初開始研制的高空哨兵（HiSentinel Airship）系列，其設(shè)計(jì)的主要考慮因素是具備較低的制造維護(hù)成本、較高的負(fù)載能力（9～90kg）和較長(zhǎng)的駐空時(shí)間（不少于一個(gè)月）。目前高空哨兵系列已經(jīng)發(fā)展了三代機(jī)型，并完成了相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)的驗(yàn)證試驗(yàn)［4］。

氣動(dòng)特性是飛艇總體設(shè)計(jì)必須首先考慮的因素，確定其基本縱向氣動(dòng)特性和不同布局形式對(duì)縱向氣動(dòng)特性的影響，對(duì)于飛艇后續(xù)的結(jié)構(gòu)、動(dòng)力和能源系統(tǒng)設(shè)計(jì)至關(guān)重要。針對(duì)飛艇的減阻優(yōu)化設(shè)計(jì)、流動(dòng)分離控制和各部件的氣動(dòng)干擾等關(guān)鍵氣動(dòng)問題，各國(guó)業(yè)已開展了廣泛研究。如德國(guó)Stuttgart大學(xué)針對(duì)LOTTE型號(hào)的飛艇，深入開展了氣動(dòng)、控制等方面的研究［5］。Beheshti等在拖曳水槽中進(jìn)行測(cè)力及流動(dòng)顯示實(shí)驗(yàn)，研究了風(fēng)速、側(cè)風(fēng)及飛艇吊艙對(duì)模型阻力的影響［6］。王曉亮等對(duì)致遠(yuǎn)-1號(hào)飛艇的氣動(dòng)特性進(jìn)行了風(fēng)洞模型測(cè)力實(shí)驗(yàn)［7］。在上述研究的基礎(chǔ)上，以高空哨兵50作為背景樣機(jī)，進(jìn)行了風(fēng)洞模型測(cè)力試驗(yàn)，分析其在典型工作狀態(tài)下的縱向氣動(dòng)特性和不同飛艇布局形式的氣動(dòng)影響。

平流層飛艇的主要工作狀態(tài)是定風(fēng)懸停，此時(shí)動(dòng)力系統(tǒng)輸出功率用以克服氣動(dòng)阻力。盡可能減少飛艇的氣動(dòng)阻力，對(duì)于降低飛艇能耗、增加其留空時(shí)間等具有積極的作用。因此，本文還進(jìn)行了微型渦流發(fā)生器（Micro Vortex Generator，以下簡(jiǎn)稱MVG）被動(dòng)流動(dòng)控制研究。MVG與傳統(tǒng)渦流發(fā)生器的形式一致，只是尺度更小，其高度一般是當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸鹊?／10～1／2，通過在后方產(chǎn)生一對(duì)旋向相反的流向渦對(duì)，加強(qiáng)不同高度流層之間的能量摻混，從而給處于逆壓梯度下的邊界層近壁區(qū)流動(dòng)注入能量，以期抑制當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)分離。有研究表明，微型渦流發(fā)生器抑制邊界層分離的效果與普通渦流發(fā)生器相當(dāng)，而附加阻力僅是普通渦流發(fā)生器的1／10［8］。美國(guó)NASA蘭利研究中心的Lin將微型渦流發(fā)生器應(yīng)用在三段翼型的襟翼上，可以將升力系數(shù)提高10%，升阻比提高80%［9］。于彥澤等通過數(shù)值模擬方法采用渦流發(fā)生器對(duì)大型飛機(jī)機(jī)身后體流動(dòng)分離進(jìn)行控制，發(fā)現(xiàn)在機(jī)身后體底部附近按照渦流發(fā)生器進(jìn)行減阻控制具有一定程度的效果［10］。張進(jìn)等在低速風(fēng)洞中研究了微型渦流發(fā)生器對(duì)超臨界翼型邊界層分離的控制，發(fā)現(xiàn)其最佳布置位置在分離線前（2～5）H渦流發(fā)生器高度之間［11］。褚胡冰等針對(duì)等弦長(zhǎng)帶后掠翼-身組合體（SCCH）模型著陸構(gòu)型提出的微型渦流發(fā)生器設(shè)計(jì)方案，在著陸及下滑進(jìn)場(chǎng)飛行狀態(tài)下，最大增升和減阻量分別達(dá)到10%和14%［12］。郝禮書等的研究表明，安裝渦流發(fā)生器后翼型失速特性得到極大改善，阻力大幅下降［13］。在前人研究的基礎(chǔ)上，本文使用楔片式形式的MVG，研究其在不同工作狀態(tài)下的減阻能力。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備、模型和方法

風(fēng)洞模型測(cè)力實(shí)驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)D1低速風(fēng)洞中進(jìn)行。以美國(guó)高空哨兵50為背景樣機(jī)，對(duì)其進(jìn)行等比縮放，模型外形如圖1所示。模型縮比為1∶90，艇身長(zhǎng)度0．564m，直徑0．136m，長(zhǎng)細(xì)比為4．15，模型堵塞比為2%，最大實(shí)驗(yàn)風(fēng)速（35m／s）下的模型體積雷諾數(shù)ReV（基于艇身體積的1／3次方）為4．371×105，模型長(zhǎng)度雷諾數(shù)Rel（基于艇身長(zhǎng)度）為1．316×106。在風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中，模型采用側(cè)裝、尾撐方式，由六分量桿式應(yīng)變天平測(cè)量模型的縱／橫向氣動(dòng)力／力矩。實(shí)驗(yàn)研究了典型風(fēng)速下四種不同布局形式飛艇的縱向氣動(dòng)特性，如表1所示，其中兩種尾翼布置方案如圖2所示，尾翼剖面為NACA0010翼型。采用前向楔片式MVGs對(duì)飛艇模型艇身后段收縮部的分離流動(dòng)進(jìn)行被動(dòng)控制［14］。MVGs的幾何形狀尺寸如圖3所示，將MVGs沿飛艇模型周向等間距粘貼于艇身后部收縮段，距離艇身前緣389mm（位置如圖1所示）。研究了兩種周向角間距，分別為15°和30°。在減阻實(shí)驗(yàn)中，飛艇模型選用艇身＋“十”字形尾翼＋吊艙的布局形式。

圖1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ停▎挝唬簃m）Fig.1 Test model（unit：mm）

表1 飛艇的布局形式Table 1 Configurations of the models

2 飛艇縱向氣動(dòng)特性

圖2 尾翼布置方案Fig.2 Layout scheme of the fins

圖3 模型微型渦流發(fā)生器外形尺寸（h=1.5mm）Fig.3 MVG configuration of the model（h=1.5mm）

圖4 飛艇I型布局下升力系數(shù)CL曲線Fig.4 Variations of lift coefficient withαat configuration I

圖5 飛艇I型布局下阻力系數(shù)CD曲線Fig.5 Variations of drag coefficient withαat configuration I

圖6 飛艇I型布局下俯仰力矩系數(shù)CM曲線Fig.6 Variations of pitching moment coefficient withαat configuration I

本節(jié)研究典型風(fēng)速（U∞＝15m／s、25m／s和35m／s）下飛艇I型布局下的氣動(dòng)特性。圖4、圖5、圖6分別給出了升力、阻力和俯仰力矩隨迎角變化的曲線。其中，阻力系數(shù)CD＝D／（0.5ρU2∞V2／3），升力系數(shù)CL＝L／（0.5ρU2∞V2／3），俯仰力矩系數(shù)CM＝M／（0．5ρU2∞V），D、L、M分別為模型的阻力、升力和俯仰力矩。計(jì)算力矩時(shí)，以艇身的體積中心作為俯仰力矩的參考點(diǎn)。

如圖4所示，在三個(gè)典型風(fēng)速下，升力系數(shù)CL在α＝12°之前隨迎角α的增加而準(zhǔn)線性的增加；在α＝12°～14°范圍內(nèi)，CL略有下降，對(duì)應(yīng)于尾翼失速；迎角超過14°后，CL隨α繼續(xù)增加，直到α＝32°都不出現(xiàn)明顯的失速?？紤]到飛艇模型的主體部分可視為旋成體，在較大迎角下在模型背風(fēng)面開始出現(xiàn)沿流向拉伸的分離渦系［15］，分離渦系帶來明顯的渦升力，由此可以解釋CL隨迎角α持續(xù)增加的現(xiàn)象。此外，來流風(fēng)速對(duì)CL的影響比較明顯，流速越大升力系數(shù)越小。

如圖5所示，阻力系數(shù)CD在α＝12°之前隨迎角α緩慢增加，之后隨α大幅度增加。這可歸結(jié)為分離渦系在帶來渦升力的同時(shí)產(chǎn)生了額外的升致阻力。此外，來流速度對(duì)CD也有一定的影響。

在俯仰力矩方面，艇身主要受到抬頭力矩，需要由尾翼提供低頭力矩進(jìn)行配平。如圖6所示，在α＝2°～18°的范圍內(nèi)，艇身受到的抬頭力矩相比于尾翼產(chǎn)生的低頭力矩為大，總俯仰力矩CM相對(duì)于迎角的導(dǎo)數(shù)為正（?CM／?α＞0），飛艇處于縱向不穩(wěn)定的狀態(tài)。在α≈14°附近，尾翼失速使得CM驟升，此處CM～α曲線的正斜率達(dá)到最大。當(dāng)迎角大于18°后，隨迎角增大，氣動(dòng)中心的位置逐漸后移，使得尾翼產(chǎn)生的低頭力矩在總俯仰力矩中的比重逐漸增大，造成CM～α曲線的斜率為負(fù)（?CM／?α＜0），此時(shí)飛艇處于縱向穩(wěn)定的狀態(tài)。

進(jìn)一步研究典型風(fēng)速（U∞＝15、25、35m／s）下飛艇的布局形式對(duì)基本氣動(dòng)特性的影響。圖7、圖8、圖9給出典型風(fēng)速U∞＝15m／s下阻力、升力和俯仰力矩特性在不同布局形式下的對(duì)比。受篇幅限制，更高來流速度（U∞＝25m／s和35m／s）下的數(shù)據(jù)不再給出。

圖7 不同布局形式飛艇的阻力系數(shù)CD曲線Fig.7 Comparison of drag coefficient with different configurations at U∞=15m／s

圖8 不同布局形式飛艇的升力系數(shù)CL曲線Fig.8 Comparison of lift coefficient with different configurations at U∞=15m／s

圖9 不同布局形式飛艇的俯仰力矩系數(shù)CM曲線Fig.9 Comparison of pitching moment coefficient with different configurations at U∞=15m／s

首先討論尾翼形式對(duì)氣動(dòng)特性的影響。數(shù)據(jù)表明，十字尾翼布局較Y形尾翼布局的阻力系數(shù)更大：在設(shè)計(jì)風(fēng)速U∞＝15m／s下，前者的CD在α＝0°、2°和4°迎角下相比于后者分別高出81．25%、34．78%和45．05%，在其他兩個(gè)更大的風(fēng)速下也有相似的結(jié)論。這主要是因?yàn)槭治惨淼挠L(fēng)面積和翼表面積都更大。另一方面，十字尾翼布局的俯仰力矩系數(shù)明顯小于Y形尾翼布局的情況，在設(shè)計(jì)風(fēng)速U∞＝15m／s下，前者的CM在α＝0°、2°和4°迎角下比后者分別小19．53%、26．67%和22．85%，其它兩個(gè)更大風(fēng)速的情況也基本類似。這主要是因?yàn)閅形尾翼兩個(gè)能夠產(chǎn)生升力的翼面具有30°的下反角，使得升力在軸面內(nèi)形成分量，造成尾翼低頭力矩的損失。如果從飛艇正常狀態(tài)下的縱向穩(wěn)定性角度出發(fā)，十字尾翼布局相比于Y形尾翼布局具有一定的優(yōu)勢(shì)，能夠減少對(duì)尾翼操縱舵面配平力矩的需求，從而減少操縱舵面的氣動(dòng)載荷和鉸鏈力矩，但同時(shí)會(huì)增大氣動(dòng)阻力。

其次分析吊艙對(duì)于飛艇氣動(dòng)性能的影響。在小迎角情況下，無論是十字尾翼布局還是Y形尾翼布局，加裝吊艙后總阻力都將增大，例如在U∞＝15m／s時(shí)，加裝吊艙的十字尾翼布局會(huì)引起CD在α＝0°、2°和4°時(shí)分別增加31．72%、55．91%和59．85%。在俯仰力矩方面，吊艙的存在引入了一定的低頭力矩，使得相同來流速度、相同迎角下的CM數(shù)值有所減少，例如，在設(shè)計(jì)風(fēng)速U∞＝15m／s下，加裝吊艙的十字尾翼布局方案在α＝0°、2°和4°時(shí)，總抬頭力矩系數(shù)CM分別減少53．31%、121．93%和54．62%。此外，由圖9可以發(fā)現(xiàn)，加裝吊艙能夠明顯減少CM～α曲線在α＝0°～4°范圍內(nèi)的正斜率。這可能是因?yàn)榈跖摰拇嬖谑沟蔑w艇氣動(dòng)中心的位置后移，說明在一定程度上，可以通過優(yōu)化吊艙在艇身的位置來改善艇在正常工作狀態(tài)下的縱向靜不定性。

3 微型渦流發(fā)生器減阻研究

首先討論飛艇在小迎角下MVG的減阻效能。如圖10（a、b、c）所示，在迎角α＝0°、4°和6°三個(gè)工況下，微型渦流發(fā)生器的引入并無減阻效果，甚至引起了阻力的增加；另外，對(duì)比周向夾角15°和30°兩個(gè)布置情況，在渦流發(fā)生器布置更密時(shí)（15°），阻力增加現(xiàn)象似乎更為明顯。因此，在這三個(gè)迎角工況下，渦流發(fā)生器所帶來的附加摩擦阻力的增加抵消甚至超過了壓差阻力的減小值。

如圖10（d）所示，在α＝8°工況下，當(dāng)Re＜3．75× 105，渦流發(fā)生器的引入帶來了較為顯著的減阻效果，且渦流發(fā)生器布置更密時(shí)（15°）減阻效果更好：當(dāng)周向夾角為30°時(shí)，減阻量約為10%，而周向夾角為15°時(shí)，減阻量達(dá)20%左右；而當(dāng)Re＞3．75×105，渦流發(fā)生器未對(duì)總阻力產(chǎn)生影響。可以推測(cè)，當(dāng)α＝8°時(shí)，由于迎角的提高，飛艇背風(fēng)面分離區(qū)增大，邊界層厚度增加，且當(dāng)雷諾數(shù)相對(duì)較小時(shí)，邊界層相對(duì)較厚，綜上兩個(gè)因素，當(dāng)α＝8°且Re＜3．75×105，渦流發(fā)生器的尺度明顯小于當(dāng)?shù)剡吔鐚拥奶卣骱穸?，因而并未帶來明顯的附加摩阻，并最終獲得了減阻效果；而當(dāng)Re＞3．75×105，渦流發(fā)生器并未對(duì)總阻力產(chǎn)生影響，可能是因?yàn)榇藭r(shí)渦流發(fā)生器的尺度與邊界層特征厚度相當(dāng)，對(duì)邊界層內(nèi)部流動(dòng)的摻混能力不足。

圖10 飛艇Ⅰ型布局下MVG控制效果隨雷諾數(shù)的變化（β=0°）Fig.10 Re-dependency of MV Gs control effect at different angles of attack for configurationⅠ（β=0°）

圖11 飛艇Ⅰ型布局下MVG控制效果隨雷諾數(shù)的變化（α=0°）Fig.11 Re-dependency of MV Gs control effect at different angles of sideslip for configurationⅠ（α=0°）

飛艇在巡航時(shí)還會(huì)受到側(cè)風(fēng)的影響，考慮到飛艇基本屬于旋成體，小側(cè)滑角工況與前述小迎角工況類似，故而討論飛艇在較大側(cè)滑角（β＝-8°、-10°、-15°和-20°）下MVG的減阻效能。受篇幅限制，圖11給出側(cè)滑角β＝-8°和-20°兩個(gè)工況。與α＝8°的工況相似，在β＝-8°工況下，當(dāng)Re＜3．75×105時(shí)，MVG的引入帶來了良好的減阻效果。而當(dāng)側(cè)滑角增大時(shí)則未能獲得減阻效果，這是由于當(dāng)側(cè)滑角較大時(shí)，MVG尺度明顯小于當(dāng)?shù)剡吔鐚拥奶卣骱穸龋筹L(fēng)面的MVG完全“淹沒”在分離區(qū)中而失去了控制效果，而迎風(fēng)面的MVG會(huì)進(jìn)一步增加附加摩擦阻力。

4 結(jié) 論

選取高空哨兵50為背景樣機(jī)，通過低速風(fēng)洞測(cè)力和減阻實(shí)驗(yàn)，研究了平流層飛艇常用氣動(dòng)布局的縱向氣動(dòng)力特性，對(duì)比了不同布局形式對(duì)氣動(dòng)特性的影響，檢驗(yàn)了被動(dòng)流動(dòng)減阻的效果。研究表明：

（1）隨迎角增大，尾翼的存在使得飛艇從縱向靜不定轉(zhuǎn)變?yōu)榭v向靜定；相較Y形尾翼，十字尾翼帶來更大的阻力和升力；吊艙使得飛艇的阻力增大；從縱向靜穩(wěn)定性角度，十字尾翼布局形式較Y形尾翼更優(yōu)，但阻力更大，因此需要一定的減阻措施；

（2）采用微型渦流發(fā)生器對(duì)飛艇的后體及尾翼處的流動(dòng)分離進(jìn)行控制，飛艇在姿態(tài)角α＝8°，β＝0°或β＝-8°，α＝0°工況下微型渦流發(fā)生器可以帶來顯著的減阻效果，且發(fā)生器間距更小時(shí)減阻效果更好。

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Experimental investigation on the longitudinal aerodynamic performance and drag reduction of a stratospheric airship

YI Haiming，SHEN Junqi，PAN Chong，WANG Jinjun
（Institute of Fluid Mechanics，Beihang University，Beijing 100191，China）

A wind tunnel test is performed to investigate the effect of different configurations on the longitudinal aerodynamic performances of a stratospheric airship model based on the prototype of HiSentinel Airship 50．It is found that the cross fin configuration has larger drag and lift than the Y fin configuration．The cross fin configuration also provides larger pitching momentum，which suggests a positive effect for the improvement of the airship static stability．Considering the additional drag component induced by the cross fin，micro vortex generators（MVG）are fixed at the rear end of the airship to inhibit flow separation of aftbody and reduce the total drag．The result shows that，in the case of α＝8°，β＝0°orβ＝-8°，α＝0°，the adoption of MV Gs brings a relatively significant drag reduction，and the efficiency still higher for smaller and closer MV Gs．

stratospheric airship；longitudinal aerodynamic performance；passive flow control；drag reduction

V211.7

Adoi:10.7638／kqdlxxb-2013.0032

0258-1825（2014）05-0641-05

2013-03-14；

2013-06-17

國(guó)家自然科學(xué)基金（11002015）

易海明（1982-），男，湖南隆回人，碩士研究生，研究方向：流動(dòng)控制．E-mail：shenjunqi27＠126．com

易海明，申俊琦，潘罛，等．平流層飛艇縱向氣動(dòng)特性及減阻實(shí)驗(yàn)研究［J］．空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2014，32（5）：641-645．

10．7638／kqdlxxb-2013．0032． YI H M，SHEN J Q，PAN C，et al．Experimental investigation on the longitudinal aerodynamic performance and drag reduction of a stratospheric airship［J］．ACTA Aerodynamica Sinica，2014，32（5）：641-645．