李晨飛 姜魯華

（1．中國科學院光電研究院，北京100094；2．中國科學院大學，北京100049；3．中國科學院高能物理研究所，北京100049）

1 引言

臨近空間因其重要的開發(fā)應用價值而在國際上引起廣泛關注，臨近空間長航時太陽能無人機作為探索這一領域的重要飛行器，其潛在的重大戰(zhàn)略意義使其相關技術成為各國的研究焦點。此類無人機是電動無人駕駛飛行器，以太陽能為能量來源、螺旋槳為推進系統(tǒng)［1］、依靠氣動升力飛行、航時長于24 h、飛行高度多位于18 km以上臨近空間領域［2］，具有飛行高度高、受天氣和上下對流氣流影響小、留空時間長、作業(yè)范圍廣、可重復使用、效費比高、生存能力強等特點，可執(zhí)行應急信息保障、戰(zhàn)區(qū)預警、通訊中繼、偵察監(jiān)視、電子對抗等軍事任務以及大氣研究、災害監(jiān)測、互聯(lián)網(wǎng)服務等民用任務。在未來戰(zhàn)爭中，臨近空間無人機將成為偵察衛(wèi)星和有人駕駛戰(zhàn)略偵察機的增強手段和重要補充［3，4］，在空間攻防和信息對抗中能發(fā)揮重要作用，進一步促進空天一體化的發(fā)展，擁有廣闊的發(fā)展前景，其特殊的戰(zhàn)略位置將為未來戰(zhàn)爭開辟一個新戰(zhàn)場［5，6］，可能對未來整個作戰(zhàn)體系和作戰(zhàn)思維產(chǎn)生深遠影響［7］。近年來，臨近空間長航時太陽能無人機已經(jīng)成為各國武器裝備發(fā)展的重點，被美國空軍列為21世紀的關鍵技術之一［8］；英國也在持續(xù)發(fā)展“西風”系列太陽能無人機，并計劃在歐美、澳大利亞等地進行試飛驗證等工作［9］（表 1）。

在進行臨近空間長航時太陽能無人機總體設計時，氣動布局形式在很大程度上決定著無人機的氣動效率［10］。因此，在設計氣動外形時，要根據(jù)任務需求配置任務載荷，在滿足可靠性等基本性能要求的基礎上，將結構設計、動力系統(tǒng)、能量系統(tǒng)等多方面耦合起來，綜合協(xié)調，進而達到設計最優(yōu)化。

表1 幾款臨近空間長航時太陽能無人機Tab．1 Several near space long endurance solar-powered unmanned aircraft

2 臨近空間長航時太陽能無人機氣動研究現(xiàn)狀

臨近空間長航時太陽能無人機的飛行環(huán)境位于臨近空間，該領域環(huán)境具有空氣密度低、太陽輻射強等特點［11］。該環(huán)境下，無人機飛行高度大、飛行環(huán)境空氣稀薄、飛行雷諾數(shù)通常較低；需要較大的機翼面積來鋪設太陽能電池板（目前太陽能電池陣列能量轉化效率較低）；通常采用大展弦比機翼來提高氣動效率以延長續(xù)航時間（根據(jù)誘導阻力系數(shù)與升力系數(shù)的平方成正比、與展弦比成反比的原理，大展弦比機翼的減阻效果明顯，而且在采用推進式螺旋槳飛行時具有較大的氣動優(yōu)勢）。

2．1 低雷諾數(shù)翼型研究

臨近空間長航時太陽能無人機一般采用小后掠角、大展弦比機翼的氣動設計形式，機翼失速特性取決于翼型，因而需研究專用的低雷諾數(shù)翼型，以滿足氣動特性要求。與傳統(tǒng)高雷諾數(shù)翼型相比，低雷諾數(shù)翼型在氣動外形上即存在較大差異，更平坦并且厚度較?。▓D1）。常見的系列有Eppler系列、Goe系列、SD系列等。

目前，國內(nèi)外對低雷諾數(shù)翼型有研究但不充分。Lissaman對其概念、理論設計以及實驗研究驗證進行了綜述性概括，DrelaDark通過研究邊界層流動分離的相關現(xiàn)象，分析了其氣動特性的影響因素，包括相關氣動設計參數(shù)等［12］；李俊鵬等［13］采用Parsec方法來降低翼型不確定性并穩(wěn)健優(yōu)化；中國航天空氣動力技術研究院以及劉沛清等［14］對低雷諾數(shù)對稱翼型E387的繞流特征進行了數(shù)值研究，并與風洞試驗進行了對比（表2），發(fā)現(xiàn)誤差在許可范圍內(nèi)，且層流分離現(xiàn)象是非定常時，翼型后緣的長分離泡是周期性脫落的分離渦，這為低雷諾數(shù)翼型繞流的數(shù)值研究打下了基礎。

圖1 低雷諾數(shù)翼型與常規(guī)翼型外形對比Fig．1 Low Reynolds number airfoil compared to conventional airfoil

表2 E387翼型升力系數(shù)與阻力系數(shù)數(shù)值計算與風洞試驗對比［14］Tab．2 Theoretical value of Lift and drag coefficient compared to experiment value［14］

圖2 低雷諾數(shù)翼型SD7037氣動參數(shù)系數(shù)隨攻角變化曲線（Re＝3×105）［15］Fig．2 Aerodynamic characters of low Reynolds number airfoil SD7037 changed with angle（Re＝3×105）［15］

西北工業(yè)大學無人機特種技術重點實驗室采用SA模型和更為精細的轉捩模型k-kl-w湍流轉捩模型來對低速條件下臨近空間大展弦比無人機的低雷諾數(shù)翼型流動進行研究［15］（圖2），發(fā)現(xiàn)后者誤差更小，還能模擬出翼型表面流動分離與再附現(xiàn)象，并將翼型表面復雜的流動現(xiàn)象及其特征表現(xiàn)出來，精確度較高，更適用于低雷諾數(shù)流動問題的分析求解。此外，對于翼型在不同雷諾數(shù)下的氣動分析（圖3）也驗證了隨著雷諾數(shù)增大，升力系數(shù)及升力線斜率增大、阻力系數(shù)減小、升阻比明顯提高，且最大升阻比所對應的氣動攻角也隨之減小，翼型氣動特性趨于良好。這一結論更突顯了對于低雷諾數(shù)翼型研究的迫切性。

劉曉春等［16］根據(jù)臨近空間太陽能無人機在研制中遇到的實際工程問題，以FX63-137為基準翼型，對Baseline翼型和5種折線型翼型在低雷諾數(shù)下的設計準則和氣動特性進行分析發(fā)現(xiàn)，不同于Baseline翼型壓力分布的光滑連續(xù)性，折線翼型出現(xiàn)的峰值和谷值顯示了其翼型表面附面層內(nèi)流動的膨脹壓縮變化，且壓力分布所圍成的面積稍有增加，這可對升力的增加起到幫助作用。這一研究驗證了折線翼型在臨近空間長航時太陽能無人機設計上的應用可行性。

圖3 升力系數(shù)、阻力系數(shù)及升阻比隨攻角變化曲線［15］Fig．3 Lift，drag coefficient and lift-drag ratio change with angle［15］

此外，低雷諾數(shù)翼型氣動優(yōu)化的方式多為單點優(yōu)化和穩(wěn)健優(yōu)化［17］，多點優(yōu)化的研究較為罕見，這也是目前低雷諾數(shù)翼型研究的空白領域。

2．2 大展弦比輕質機翼研究

隨著性能和需求的提升，并且為了符合其飛行特點，大展弦比機翼逐漸成為臨近空間長航時太陽能無人機的主流結構形式。這類機翼具有升阻比高、重量較輕、變形較大等特點，但其靜／動力學變形問題突出，幾何非線性效應十分顯著。Britt等［18］通過風洞試驗對大柔性機翼進行分析，得到了機翼結構的低速失穩(wěn)區(qū)域，在此基礎上研究極限環(huán)響應的結論顯示，在風洞試驗中柔性機翼模型的最大變形可達50%。我國對大展弦比柔性機翼的風洞試驗研究僅限簡化的機翼模型，通過研究初步驗證了一些分析機翼幾何非線性氣彈問題的方法［19］。針對CFD／CSD耦合求解大展弦比機翼幾何非線性氣動彈性問題，安效民等［20］基于 Co-rotational理論，發(fā)展了一種幾何大變形下的非線性彈性求解方法。謝長川等［21］在不充分考慮相似準則的基礎上，建立無真實對應結構的機翼模型（表3），在考慮大變形幾何非線性效應的條件下，研究了大展弦比機翼在外載荷作用下的氣動彈性特點?；跈C翼顫振分析結果可知，當外流場風速接近線性顫振速度時，大展弦比機翼翼尖變形是半展長的45%，結構扭曲問題十分嚴重（圖4），且大展弦比機翼的扭轉頻率及其對應的彎扭耦合顫振臨界速度會隨翼尖變形量的增加而減小，這表明了機翼翼尖較大的變形會對機翼剛度產(chǎn)生較大的影響。

圖4 大展弦比機翼翼尖垂直位移隨風速變化曲線［21］Fig．4 Tip vertical displacement of high aspect ratio wing model change with wind velocity［21］

表3 大展弦比機翼模型參數(shù)［21］Tab．3 Parameters of high aspect ratio wing model［21］

目前，對于大展弦比機翼大變形氣動彈性試驗來說，其變形量的準確測量十分困難，有待專用風洞測量技術的發(fā)展；此外，目前對于大展弦比機翼氣動彈性問題的研究多采用簡化模型，通過風洞試驗，針對復雜模型進行較為系統(tǒng)化的幾何非線性氣動彈性問題研究還基本處于空白階段。

2．3 氣動布局研究

飛機氣動布局的設計主要是在分析研究各個氣動面的氣動特性以及相互作用基礎之上，合理配置各氣動面的相互位置、形狀和相對的尺寸關系，進而使飛機具備良好的氣動特性［22］，滿足其任務需要。目前，臨近空間長航時太陽能無人機氣動布局形式主要有常規(guī)布局和飛翼布局兩種形式，但也不乏折疊翼布局、變體式布局等新型氣動布局的嘗試（圖 5）［23］。

1）常規(guī)氣動布局

常規(guī)氣動布局發(fā)展至今，已有前掠翼布局、可變后掠翼布局、三角翼布局、邊條翼布局等形式。其中，可變后掠翼對于改善飛機升力特性和升阻比效果明顯（如圖6），在飛行攻角變化范圍較大的無人機設計應用上有優(yōu)勢［24］。西北工業(yè)大學使用擴展自由變形參數(shù)化方法對混合層流流動控制后掠翼的雷諾數(shù)影響、氣動外形設計等問題進行分析，發(fā)現(xiàn)對于阻力系數(shù)較小、層流區(qū)較長的后掠翼而言，其上表面壓力分布的頭部峰值均較低，其后跟隨小區(qū)域逆壓，在終止于激波前還要經(jīng)過一段較長的、均勻穩(wěn)定的順壓區(qū)域［25］。這對于通過實現(xiàn)大面積層流區(qū)，并綜合考慮壓差阻力、摩擦阻力以及激波強度等因素來改善機翼阻力特性有著重要意義。

常規(guī)氣動布局形式在臨近空間長航時太陽能無人機的設計應用上較為普及。英國的Zephyr7［26］、谷歌公司的 Solara［27，28］、Facebook的 Aquila［29，30］以及中國的“彩虹號”［31，32］均采用了常規(guī)平直翼的氣動布局形式。

2）飛翼氣動布局

圖5 無人機幾種典型氣動布局形式Fig．5 Several typical aerodynamic layouts of UAV

飛翼氣動布局為單一機翼式布局，采用翼身融合的設計形式，氣動效率較高，但在穩(wěn)定性和操控性方面存在固有缺陷，發(fā)展一直受到制約。飛翼布局無人機在大攻角下的縱向氣動特性變化劇烈，焦點位置會出現(xiàn)明顯的前移現(xiàn)象，使俯仰力矩系數(shù)出現(xiàn)拐點（圖7），這對穩(wěn)定性十分不利，因此在考慮操縱性和穩(wěn)定性的匹配設計時需要綜合考慮小攻角和大攻角兩種氣動狀態(tài)。西北工業(yè)大學365研究所針對這一問題提出了多軸靜不穩(wěn)定飛機增穩(wěn)控制設計方法，為無尾飛翼布局無人機的操縱面設計提供了綜合策略，對穩(wěn)定性的改善效果明顯（圖8），加阻尼增穩(wěn)控制后，無人機在受到擾動后能夠快速收斂到平衡為止，確保了整機系統(tǒng)的穩(wěn)定性［33］。

圖6 最大升阻比與后掠角的關系［24］Fig．6 The relationship of maximum lift-to-drag ratio and sweepback［24］

圖7 飛翼布局無人機俯仰力矩特性曲線Fig．7 Pitching moment characteristic curve of flying-wing layout UAV

圖8 飛翼布局無人機受擾縱向增穩(wěn)控制響應曲線［33］Fig．8 Flying wing layout UAV is subjected to longitudinal stability control response［33］

在改善飛翼布局控制性方面，國內(nèi)也有研究。在對線性最優(yōu)二次型LQR控制技術進行改進的基礎上，李一波等［34］提出了一種準指令跟蹤增廣LQR方法，并驗證了該方法對于飛翼布局無人機縱向模態(tài)飛行品質的改善作用；通過將自適應控制與魯棒LQR方法結合，李衛(wèi)星等［35］設計了適用于飛翼布局無人機的縱向飛行控制器，為飛翼布局無人機的控制性優(yōu)化提供了參考。此外，北京空天技術研究所提出了具有兩個相互垂直對稱面的雙向飛翼布局飛行器概念（圖9），根據(jù)飛行速度不同，飛行器通過機身旋轉實現(xiàn)飛行模態(tài)的轉換，進而調節(jié)展弦比大小以達到最佳氣動特性，具備寬速域升阻比特性（圖10），在亞音速、跨音速及超音速均可保持高效的氣動效率，這一優(yōu)勢或可使該布局形式成為未來發(fā)展的一個新方向［36］。

在應用上，美國“Helios”、“太陽鷹”采用的是飛翼布局。這種布局設計常常與大展弦比機翼結合起來，造成大尺寸輕質無人機的控制和穩(wěn)定性問題以及柔性機翼氣動結構耦合問題，美國Helios試驗中的解體墜毀正說明了對于這一問題的研究不容無視。

圖9 雙向飛翼空天飛行器概念外形圖［36］Fig．9 The concept outline of the two-way flying wing air vehicle［36］

圖10 雙向飛翼空天飛行器寬速域升阻特性曲線［36］Fig．10 The wide velocity domain lift-drag characteristic curves of the two-way flyer［36］

3）其他新型氣動布局

除了常規(guī)布局和飛翼布局外，其他新型氣動布局在臨近空間長航時太陽能無人機也有應用。極光飛行科學公司的“奧德修斯”采用可拼接、可折疊的模塊化設計，由三個獨立飛行器組成，有助于克服超大展弦比布局在起飛上升階段所面臨的氣動問題，增強上升過程中在對流層領域抵抗湍流的能力，進而避免了可能由機翼過度扭曲而造成的結構破壞［37］，這一方案的提出為臨近空間長航時太陽能無人機變體氣動布局的研究開辟了新思路。德國DLR（German Aerospace Center）2017年提出了一種采用極端柔性機翼、分段式設計方案，該方案的機翼可由翼尖向翼根彎曲，隨上升氣流作用而彎曲，直至機翼面結構應力可抵抗上升氣流作用力，再隨之恢復原狀，以避免機翼結構在扭曲時受到損害；機身由有效載荷、推進系統(tǒng)等分段組成，并可按照任務所需進行組合，使無人機氣動布局靈活，也可避免大展弦比機翼的結構扭曲變形問題［38］。

圖11 美國臨近空間太陽能無人機“太陽神”系列的飛翼布局［37］Fig．11 Flying-wing layout is applied to near space solar-powered UAV＂Helios＂［37］

總的來說，在目前新型布局的實踐中，無論是常規(guī)布局還是飛翼布局，大展弦比機翼氣動結構耦合的氣彈問題均較為明顯，飛翼布局穩(wěn)定性和控制問題也比較突出，變體布局以及柔性機翼等各種新型布局的嘗試也是為解決大尺寸、輕質結構在飛行過程中易發(fā)生的結構扭曲以及低雷諾數(shù)氣動等問題。

3 臨近空間長航時太陽能無人機氣動設計難點問題

由于飛行環(huán)境多位于臨近空間領域［39］，高于18 km、空氣稀薄、飛行動壓小，臨近空間長航時太陽能無人機在氣動設計上具備不同于常規(guī)飛行器的特征，這也使得傳統(tǒng)的、適用于常規(guī)飛機的氣動設計方法不再完全適用于其設計。

3．1 低雷諾數(shù)氣動特性問題

在同樣的機翼弦長和速度條件下，雷諾數(shù)與大氣相對密度成正比，因而在飛行高度大于18 km時，無人機的主翼、安定面的雷諾數(shù)大致為105量級，推進系統(tǒng)螺旋槳剖面當?shù)乩字Z數(shù)更低，多為104量級，均屬于低雷諾數(shù)范疇。因而，如前所述，根據(jù)臨近空間長航時太陽能無人機的特殊氣動特點，需要對其低雷諾數(shù)翼型進行專有設計，并開展多點氣動優(yōu)化來改善翼型的氣動特性。

此外，一般認為，當雷諾數(shù)低于1×106時，即使在小迎角下，都可能產(chǎn)生分離氣泡［40］。在低雷諾數(shù)情況下，無人機整機的外流場層流附面層在逆壓梯度作用下產(chǎn)生分離，并在空間轉捩為湍流，將外層能量較高的氣流引入附面層進而形成再附現(xiàn)象，產(chǎn)生層流分離泡。低雷諾數(shù)流動穩(wěn)定性差，可能也與層流分離效應有很大關系。臨近空間大氣湍流度較低，使得翼面附面層穩(wěn)定性較差，在較大升力系數(shù)巡航狀態(tài)易發(fā)生急劇層流分離。低雷諾數(shù)流動另一典型特征是非線性效應，主要表現(xiàn)為小攻角時的非線性效應［41，42］和中到大攻角時的“靜態(tài)滯回”效應。這些特征會造成無人機的總體氣動效率、螺旋槳推進效率明顯下降和氣動特性不穩(wěn)定，對飛行性能影響較大，加大了設計難度。因此為正確把握氣動特性，必須開展邊界層轉捩、分離和分離泡的研究。

3．2 高升力氣動特性設計問題

根據(jù)飛行器升力計算原理，當所需升力一定時，不同海拔高度所需的升力系數(shù)與當?shù)仫w行動壓成反比。隨著海拔高度的增加，空氣密度和大氣壓力減小，即無人機的飛行高度越高，巡航飛行所需要的升力系數(shù)就越大。臨近空間長航時太陽能無人機飛行高度大多處在18km以上的臨近空間區(qū)域，這就使得高升力系數(shù)成為其重要氣動特征之一。

由高升力帶來的高誘導阻力可以通過增大無人機的展弦比以及改善翼載的橢圓分布來進行優(yōu)化，旨在使無人機翼面維持更多的層流區(qū)域，進而避免后緣的流動分離，從而使其處于層流、湍流共存的流動狀態(tài)。因而，若要巡航效率，對于邊界層轉捩和分離的研究刻不容緩［43］。

此外，臨近空間環(huán)境空氣稀薄，20km高度的大氣密度不到地面空氣密度的十分之一，因而為產(chǎn)生足夠升力來平衡重力，機翼在保障無人機自身高升力特性的同時，還須有足夠的速度以增大飛行動壓，但在另一方面，為滿足長航時的飛行要求，從降低能耗的角度考慮，不宜進行超聲速飛行，以免增加空氣壓縮性使飛機阻力增大進而增加能量消耗，這又使得無人機的飛行速度受到較大限制。因此，在氣動設計上，機翼除了需滿足升力特性好，還需要綜合考慮機翼升力特性和飛行速度。

3．3 大展弦比機翼的氣動結構耦合問題

當前的臨近空間長航時太陽能無人機普遍采用輕質、高比剛度和高比強度的符合材料結構［44］，這使得其大翼展機翼在飛行過程中易產(chǎn)生較大的變形。這種結構變形反作用于氣動載荷分布和氣動性能，產(chǎn)生氣動與結構的耦合問題，影響無人機的飛行器速度與飛行品質，并使機翼的自然頻率與氣動彈性特性發(fā)生顯著變化［38］。較差的結構承載力和氣動彈性問題也帶來了穩(wěn)定性和安全性的問題。同時，機翼的這種結構變形還會損傷其上所鋪設的太陽能電池。臨近空間長航時太陽能無人機對結構重量要求較高，因此，在未來研究中，需要大力發(fā)展專用風洞測量技術，以便準確測量大展弦比機翼大變形在氣動彈性試驗中的變形量，將變形量控制在可控范圍內(nèi)，并開展大展弦比下機翼的氣動與結構耦合問題研究，積極探索復雜模型，以便對大展弦比機翼在風洞試驗中所產(chǎn)生的較為系統(tǒng)化的幾何非線性氣動彈性問題進行研究，從而改善飛行中由大展弦比輕質機翼的結構變形而引發(fā)的氣動問題。

4 展望

本文研究了臨近空間長航時太陽能無人機的氣動布局研究現(xiàn)狀，并對其氣動設計的難點問題進行了詳細討論。綜合分析，由于臨近空間領域較為特殊的飛行環(huán)境，臨近空間長航時太陽能無人機在氣動設計方面需要重點考慮低雷諾數(shù)問題、高升力設計問題、大展弦比機翼的氣動與結構耦合問題以及太陽能能量系統(tǒng)與氣動的關聯(lián)設計等問題。鑒于臨近空間長航時太陽能無人機自出現(xiàn)以來即承擔的未來通訊，未來戰(zhàn)略需求，其氣動研究預計將朝著如下方向發(fā)展：

4．1 氣動-隱身一體化設計

隱身是現(xiàn)代和未來武器裝備的重要發(fā)展趨勢，隱身技術的發(fā)展和應用也日益成為現(xiàn)代化戰(zhàn)爭中決定勝負的一個重要因素［45］。雖然臨近空間飛行器位處臨近空間領域，但仍存在被地面探測設備或空中偵察設備發(fā)現(xiàn)的可能，因而外形隱身化是基本要求。采用隱身技術，可縮短敵方探測設備發(fā)現(xiàn)目標的距離，提高其自身的生存能力和突防能力，進而實現(xiàn)作戰(zhàn)的突然性。而無人機的隱身性能很大程度上決定于其氣動布局方式，這使得其未來將向著氣動-隱身一體化設計的方向發(fā)展。由于飛行任務和自身結構的制約，臨近空間長航時太陽能無人機通常采用螺旋槳作為推進系統(tǒng)，實現(xiàn)隱身的條件十分苛刻，因此必須綜合考慮氣動、結構和隱身的要求，運用一體化設計思路來尋找氣動和隱身性能要求的最優(yōu)化組合［46］。影響其隱身性能的因素包括機翼構型、翼身結合方式、尾翼形式、部件遮蔽等，因此如何從低雷諾數(shù)條件下氣動性能的要求出發(fā)，實現(xiàn)隱身要求是臨近空間長航時太陽能無人機氣動設計隱身化發(fā)展需要考慮的主要問題［47，48］。

4．2 非常規(guī)新型氣動布局設計

為解決大展弦比機翼變形大、氣動彈性問題顯著和飛行控制實現(xiàn)困難等問題，近年來出現(xiàn)的臨近空間長航時太陽能無人機基本上采用常規(guī)布局形式。但臨近空間領域空氣密度低等特點對氣動要求較高，傳統(tǒng)的常規(guī)布局形式可發(fā)揮的余地十分有限，且隨著任務需求的多樣化、復雜化，僅應用單一常規(guī)氣動布局形式會限制無人機的發(fā)展，因此隨著研究逐漸深入，探索非常規(guī)、高效、可靠、穩(wěn)定的新型氣動布局是臨近空間長航時太陽能無人機未來發(fā)展的一大方向。