趙 航, 廖 鵬, 姚磊江
(1.西北工業(yè)大學無人機特種技術國防科技重點實驗室, 西安 710072; 2.西北工業(yè)大學航空學院, 西安 710072)
為了擴大作戰(zhàn)半徑,近年來空中發(fā)射和回收成為了航空界研究的熱點。載機攜帶多架無人機在空中發(fā)射,當無人機完成任務后,載機對其進行回收。空中回收目前仍處于論證階段,當前的回收方式主要有兩種,一種是無人機飛至載機艙門處,用機械臂抓取回收,一種是載機伸出一套繩索-錐套拖曳系統(tǒng),當無人機與錐套對接成功后,拖曳回收。但考慮到艙門附近復雜的尾流場,不利于機械臂的抓取,優(yōu)先采用第二種回收方式。Dynetics公司“小精靈”系統(tǒng)的首次真實試驗將在2019年下半年進行,屆時C-130運輸機將在30 min內(nèi)回收4架無人機。Dynetics公司發(fā)射和回收系統(tǒng)最引人注目的特征是類似于空中加油錐形管的回收系統(tǒng)[1]。該回收系統(tǒng)由繩索和錐套組成,無人機頭部安裝一個插頭,在飛控系統(tǒng)的導引下漸漸抵近錐套,插入并鎖緊,然后繩索拖曳錐套和無人機系統(tǒng)一起回收。為了提高空中回收的精確性,首先要對錐套的氣動阻力特性充分掌握。
此前的錐套都用于空中加油系統(tǒng)中,國內(nèi)外一些學者通過風洞實驗得出了錐套的阻力系數(shù),并進行了數(shù)學擬合。Kapseong等[2]提出了一種錐套模型,并進行了風洞實驗,然后通過數(shù)學擬合得出了錐套阻力系數(shù)的計算公式;NASA德萊頓飛行研究中心Vachon等[3]研究了兩種不同的錐套模型,并且分別經(jīng)過風洞實驗得出了它們的阻力系數(shù)。雖然得到的數(shù)據(jù)結果可靠性很高,但是風洞實驗需要花費大量的時間和金錢,并在前期投入較大精力準備實驗。采用計算流體力學(CFD)進行數(shù)值模擬,可以較為快捷地得出錐套的阻力系數(shù),而且與風洞的實驗結果相差不大。Hayashibara等[4]分別建立了3D和2D錐套模型,用CFD計算了升力系數(shù)和阻力系數(shù),并與風洞實驗結果進行對比,結果表明誤差在允許范圍內(nèi)。程小芩等[5]研究了軟式空中加油的錐套氣動特性;石超等[6]通過CFD計算了不同支柱數(shù)對錐套阻力系數(shù)的研究并進行了數(shù)學擬合。此外還有學者根據(jù)錐套阻力特性,進行了空中加油軟管錐套系統(tǒng)的動力學仿真,得出了錐套穩(wěn)定的區(qū)域[7-8]。
上述學者都是基于空中加油這一背景研究錐套的氣動特性,而且只關注了支撐臂支柱數(shù)對錐套阻力系數(shù)的影響??罩谢厥者^程不同于空中加油,對錐套的氣動特性有著特殊的要求,所以僅僅借用空中加油的錐套的氣動特性是遠遠不夠的。本文針對空中繩索-錐套拖曳回收這一當下熱點為背景,根據(jù)其對錐套的特殊要求,建立了不同構型錐套模型并考慮了空中回收時不同的氣流條件,對錐套氣動特性進行了數(shù)值仿真研究。
選取錐套原型如圖1所示。錐套主要組成部分是支柱和前方的穩(wěn)定傘。
圖1 錐套原型Fig.1 Drogue prototype
圖2 錐套三視圖Fig.2 Drogue set diagram
在CATIA中建立了錐套的三維簡圖(圖2),為了簡化計算,去掉了錐套的網(wǎng)面,只保留支柱,穩(wěn)定傘和頭部與拖曳繩索連接的裝置。
選擇CFD計算前處理軟件ICEM對錐套的網(wǎng)格進行劃分,考慮到錐套結構的復雜性,在計算域中選擇Octree八叉樹方法生成非結構網(wǎng)格。網(wǎng)格數(shù)量越多,對計算機配置要求更高,計算時間更長,計算結構更精確,考慮到錐套的外形尺寸,經(jīng)過反復調整,最終選擇錐套的網(wǎng)格數(shù)量在300萬~400萬。計算域選擇長12 m、寬8 m、高8 m的長方體區(qū)域。計算域網(wǎng)格劃分如圖3所示。
圖3 錐套網(wǎng)格劃分示意圖Fig.3 Diagram of grid division of drogue
2.2.1 湍流模型
選擇SSTk-ω模型,近壁面利用k-ω模型的魯棒性,捕捉黏性底層的信息,可以更加清晰模擬錐套壁面附近的流場。
(2)設置材料屬性:選擇理想氣體,密度為1.225 kg/m3,黏性采用默認選項。
(3)邊界條件:入口條件為速度入口,出口條件選擇自由出流,壁面設置為滑移壁面。
(4)差分格式選擇:采用coupled算法,湍流動能、湍流耗散率均采用二階迎風格式迭代3 000步左右,殘差小于10-4。
假設來流的速度方向沿著錐套的中軸線,速度大小為60 m/s,錐套的流線圖和渦量圖如圖4、圖5所示。
圖4 錐套流線圖Fig.4 Diagram of the streamline of drogue
圖5 錐套渦量圖Fig.5 diagram of the vortex of drogue
從流線圖(圖4)中可以看出穩(wěn)定傘與錐套頭部的空間內(nèi)存在明顯的回流區(qū),從渦量圖(圖5)中可以看出支柱和穩(wěn)定傘附近的渦量較強,符合理論分析。
經(jīng)計算18支柱的錐套平均阻力系數(shù)為1.185,風洞實驗得到的阻力系數(shù)平均值為1.13,所以相對誤差4.86%。誤差的來源是三維建模誤差。相對誤差較小,表明了CFD數(shù)值計算的準確性。
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采用繩索-錐套系統(tǒng)的空中拖曳回收方式,要保證在無人機與錐套對接之前,錐套系統(tǒng)的穩(wěn)定性,而阻力是影響錐套系統(tǒng)在來流方向穩(wěn)定性的重要因素。因此著重討論錐套的不同構型以及不同來流條件對其阻力系數(shù)的影響。
根據(jù)理論分析,錐套的阻力主要來源于與支柱連接的穩(wěn)定傘。穩(wěn)定傘面積越大,錐套的阻力系數(shù)越大。為了確定錐套阻力的主要來源,首先建立了無穩(wěn)定傘錐套模型如圖6所示,接著計算了支柱數(shù)為12、18、24、30的沒有穩(wěn)定傘的錐套的阻力系數(shù)。結果如表1所示。
圖6 無穩(wěn)定傘錐套Fig.6 Drogue without canopy
表1 無穩(wěn)定傘錐套支柱數(shù)量與阻力系數(shù)Table 1 The number of pillar and drag coefficient ofdrogue without canopy
圖7 無傘面錐套阻力系數(shù)與支柱數(shù)的關系Fig.7 The number of pillar and drag coefficient of drogue without canopy
經(jīng)過數(shù)學擬合分析,可以近似認為無穩(wěn)定傘錐套的阻力系數(shù)與錐套支柱數(shù)量(N)線性相關:
Cd=0.008 3N+0.132 0
(1)
接著選取支柱數(shù)為12、18、24有穩(wěn)定傘的錐套分別進行CFD計算,得出它們的阻力系數(shù)如表2所示。
表2 有穩(wěn)定傘錐套支柱數(shù)量與阻力系數(shù)Table 2 The number of pillar and drag coefficient ofdrogue with canopy
比較支柱數(shù)為18和24的有穩(wěn)定傘和無穩(wěn)定傘的阻力系數(shù)發(fā)現(xiàn),對于無穩(wěn)定傘錐套,每多兩個支柱,阻力系數(shù)增加為0.016 6;有穩(wěn)定傘錐套,每多兩個支柱,傘面面積減小11.1%,阻力系數(shù)減小0.098,雖然增加支柱數(shù)在一定程度上增加了阻力系數(shù),但是增加的阻力系數(shù)無法彌補因穩(wěn)定傘面積減小而造成的阻力系數(shù)的損失,因此穩(wěn)定傘是錐套阻力的主要來源,錐套阻力系數(shù)隨著支柱數(shù)的增加,總體上呈現(xiàn)下降趨勢。
空中回收中,若選擇支柱數(shù)量越多的錐套,雖然錐套的結構會更加穩(wěn)定,但是阻力系數(shù)更小,在空中的穩(wěn)定性較差,當無人機接近錐套時,錐套會出現(xiàn)上下擺動的甩鞭現(xiàn)象[9],對空中回收對接階段所要求的精確性提出了挑戰(zhàn),增加了對接時間。若選擇支柱數(shù)量較少的錐套,雖然增加了阻力系數(shù),抑制了甩鞭現(xiàn)象,但是錐套的結構不穩(wěn)定,傘面易損。因此,需要根據(jù)實際情況,選擇支柱數(shù)量合適的錐套。
圖8 阻力系數(shù)與來流速度的關系Fig.8 Drag coefficient curve of drogue with various airspeed
從仿真結果可以看出,改變來流速度對錐套阻力系數(shù)影響不大,阻力系數(shù)只與錐套自身結構有關,與外界條件關系不大。在空中回收過程中,載機打開尾倉伸出錐套,無論來流速度如何變化,錐套自身的阻力幾乎恒定。因此只需考慮無人機與錐套的對接速度,避免對接速度過大而產(chǎn)生的甩鞭現(xiàn)象,使其安全對接。
空中回收錐套位于載機尾流場中,實際上是一個非定常流場,不同時刻錐套相對于來流的迎角是不同的,而當無人機與錐套接近時,也會造成錐套的甩鞭現(xiàn)象??傊F套在尾流場中一直處于擺動狀態(tài),科研人員設計了控制器抑制其擺動[10],因此有必要討論不同來流迎角對錐套阻力系數(shù)的影響。
定義來流迎角為來流與錐套軸線之間的夾角,圖9給出了5°迎角和10°迎角的流線圖。
圖9 流線圖Fig.9 Streamline diagram of different angle of attack
表3是不同迎角對應的錐套阻力系數(shù)。
表3 不同迎角對應的錐套阻力系數(shù)Table 3 Drag coefficient of drogue with variousangle of attack
從圖9可以看出,當迎角增加時,氣流會繞過穩(wěn)定傘,穩(wěn)定傘的迎風面積會減小,因此錐套的阻力系數(shù)會減小。迎角越大,錐套損失的阻力系數(shù)越大,錐套受力的改變會傳遞到繩索上,在來流的影響下繩索會發(fā)生抖動,使繩索-錐套系統(tǒng)不穩(wěn)定導致回收失敗。因此有必要設計錐套運動主動控制系統(tǒng),實現(xiàn)錐套支柱的張合,改變錐套受力,使整個系統(tǒng)穩(wěn)定[10-11]。
繩索-錐套系統(tǒng)對無人機進行空中回收,當對接成功后,無人機頭部的捕獲桿插入錐套中,無人機的部分機身會隨之進入錐套。當回收不同機身直徑的無人機時,需要選擇展開角不同的錐套,因此有必要討論錐套不同支柱展開角對其阻力系數(shù)的影響。在仿真中選擇了支柱數(shù)為18,展開角為15°、30°、45°討論不同支柱展開角對錐套阻力系數(shù)的影響。其中支柱展開角的定義如圖10所示。
圖10 支柱展開角示意圖Fig.10 Diagram of expansion angle of pillar
圖11~圖13給出不同支柱展開角的流線圖和渦量圖。
圖11 15°展開角流量圖及渦量圖Fig.11 15° expansion angle of pillar
圖12 30°展開角流量圖及渦量圖Fig.12 30° expansion angle of pillar
圖13 45°展開角流量及渦量圖Fig.13 45° expansion angle of pillar
從流線圖[圖11(a)、圖12(a)、圖13(a)]中可以看出,隨著展開角的增加,引流變得順暢,錐套內(nèi)部回流區(qū)逐漸減小。支柱處和穩(wěn)定傘傘面處的壓力增加,支柱會分散一部分錐套頭部的壓力。在錐套的支柱和穩(wěn)定傘處存在較強的渦量,展開角越大,穩(wěn)定傘面附近渦量越大。表4給出了支柱不同展開角與錐套阻力系數(shù)的關系。
表4 不同展開角錐套的阻力系數(shù)Table 4 Drag coefficient of drogue with variousexpansion angle of pillar
由表4中可知,隨著支柱展開角的增加,錐套阻力系數(shù)增加。因為支柱展開角增大會導致支柱迎風面積以及穩(wěn)定傘面積的增加,但是通過之前的分析,錐套的阻力主要來源于錐套的穩(wěn)定傘,因此錐套的阻力系數(shù)增加。阻力增大,有利于錐套在來流方向保持穩(wěn)定,減小無人機接近時對其的沖擊影響,不過支柱展開角增大,會使錐套結構承受更大的載荷,要選擇承載能力更強的材料。因此在空中回收選擇錐套時需要根據(jù)無人機的機身直徑選擇合適支柱展開角的錐套。
(1)采用CFD數(shù)值模擬的方法,結合空中繩索-錐套拖曳回收這一背景,研究了錐套不同支柱數(shù)量,不同支柱展開角以及不同來流條件對錐套氣動特性的影響。通過與實驗對比可知:CFD計算與風洞實驗相對誤差在可以接受范圍內(nèi),因此可以采用CFD計算錐套的氣動阻力。由計算結果可以得出以下結論:首先通過對比沒有穩(wěn)定傘錐套和有穩(wěn)定傘錐套的阻力系數(shù)得出,錐套的阻力主要來源是穩(wěn)定傘。穩(wěn)定傘面積越大,錐套的阻力系數(shù)越大。因為穩(wěn)定傘呈圓環(huán)結構,支柱數(shù)的增加會減小穩(wěn)定傘的面積,所以阻力系數(shù)會減小;錐套的阻力與其自身結構有關,因此來流速度不會對錐套的阻力系數(shù)產(chǎn)生影響;來流迎角增加,錐套穩(wěn)定傘相對于來流的迎風面積會減小,因此錐套的阻力系數(shù)會減小;錐套支柱的展開角增加,會增加穩(wěn)定傘的面積,使阻力系數(shù)增加。
(2)根據(jù)空中回收過程中可能出現(xiàn)一些情況,對錐套的阻力特性進行了分析。錐套阻力系數(shù)越大,在來流方向上更穩(wěn)定,減小了擺動,增加了空中回收的成功率。但有時增加了錐套的阻力系數(shù),會增加結構載荷,導致錐套結構的不穩(wěn)定,因此需要根據(jù)具體回收的飛機特征參數(shù),選擇合適的錐套及材料。