飞翼布局翼身融合特性研究

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1、第40卷第2期2010年3月航空计算技术AeronauticalComputingTechniqueV01．40No．2Mar．2010飞翼布局翼身融合特性研究缪敏昌，王正平，钟范俊(西北工业大学航空学院，陕西西安710072)摘要：提出了融合度描述方法，通过建立统一的表面面元模型分析计算融合对气动特性和隐身特性的影响。采用响应面方法对基于几何模型的面元法计算结果进行修正，给出了最大升阻比和平均雷达散射截面积与融合度的关系曲线，为气动隐身一体化的翼身融合设计提供依据。关键词：翼身融合；面元法；响应面中图分类号：V211．3文献标识码：A文章编号：167

2、1—654X(2010)02．0043．03引言对于采用飞翼布局的飞行器来说，翼身向上融合让机腹趋于平面这样遮挡效果显著，能够获得更好的隐身特性。而从空气动力的角度来看翼身应尽量向下融合，以获得更大的低头力矩来提高飞行器的操稳特性和更好的升阻特性。要对二者进行综合考虑以便达到更合理的设计，引入融合度描述尤为必要。在方案设计阶段往往需对几个备选方案进行研究，采用面元法能快速估算特征参数，快速建立融合与气动特性和隐身特性之间的相互关系。面元法划分时没有目标几何形状的限制，可灵活改变目标的形状；气动参数估算速度快，线性段比较准确；计算RCS时相位容易，因为相

3、位计算是在平面层次，而不是在组建的层次。原始的响应面方法只是建立了数理统计和实验设计间的关系，没有反应模型的几何特征。本文通过基于物体表面的面元法估算结果对响应面模型进行修正，建立基于几何特征的响应面模型。1融合度描述假设融合度与设计变量之问的关系式为：R=al戈l+a2菇2+，⋯，+口n茁n式中口l，口2，⋯，6／,。为加权系数，且口I+口2+，⋯，+口。=1；石。，菇：，⋯，戈。为设计变量。翼身融合可选取很多参数来描述。在剖面总面积恒定和弦长不变的情况下，融合度尺可以用上半部分与总面积比和最大厚度的相对位置两个变量来简单描述。即取：铲苦，铲昔因此，

4、对这种特定剖面的融合问题反应的翼身上下融合和前后融合对气动特性和隐身特性的影响，在假定二者权重相同的情况下，可以将融合度尺描述成：R=口l戈1+口222本文通过五个特征模型的融合值来计算分析融合度与气动特性和隐身特性的关系。融合点参数表计算点ABCDE菇l茹2尺2面元法的引用2．1涡格法估算气动特性面元法是将飞行器的外形划分成很多基元四边形来模拟，这些面元可以放在实际的飞机表面上，也可以放在某个平均表面上，也可以是二者的结合。涡格法(VLM)是在面元上叠加一个马蹄涡，强度为L、长度为扰的一根涡线所诱导的速度由毕奥一萨瓦定律计算为：肌驾笋将控制点放置在每

5、个基元面元的3／4弦线的半展长处，利用机翼表面是流线这样的边界条件(即在每个控收稿日期：2009-06—16作者简介：缪敏昌(1984一)，男，江西宜黄人，硕士研究生，研究方向为飞行器总体设计。9O43172327350O9O656825340O302l53534534O0O264359412534O036473123O航空计算技术第40卷第2期制点上，合成流速与机翼表面相切)就可求得涡的强度，从而确定任意一个空问点处的合成诱导速度。这些涡强度都和机翼环量有关。因而和机翼上下表面的压强差有关，对这些压强差进行积分，即可得到合力。根据对称性，机翼的总升力

6、可以表示为：，0．5bL=2J。p。y*F(y)dy按有限数量的面元则可以将上式表示为：￡=2p。v．2r。ZXy(2)(3)然后，再根据基元面元的位置关系估算出诱导迎角，即可算出其诱导阻力系数C肪，根据CD=C伪+C∞(4)算出阻力系数。图1是个融合状态的气动特性情况。20l816譬}!基1()七864，O图1融合值处的气动特性2．2物理光学法估算RCS高频RCS预估方法中，物理光学法是应用最为广泛的方法之一。物理光学法可实现复杂目标组合体模型，平面元模型的RCS预估，便于与计算机建模和有限元等技术结合，计算精度合理、实现简便、可扩展性强。由雷达截面

7、积的定义，经换算，理想导体的RCS平方根物理光学公式近似表示为：图2融合点处的隐身特性石=j知厅∽地e渺∽I)d．s(5)式中k为波数，P，为接收器极化方向，厅为目标表面单位法向，hi为单位入射磁场，r为接收距离，i为人射方向，s为散射方向，S为目标面积。本文采用物理光学法求出每个基元面元的散射场，然后以此电场为基础，乘上电磁波在每个面元之间的相位差得出所有面元的电场，再将各散射中心的电场迭加求得总的散射场，最后由雷达截面积定义求得RCS。3响应面修正响应面方法是实验设计与数理统计相结合的方法，通过合理选择响应面模型，可以拟合复杂的响应关系。首先，假设

8、特征参数和设计变量之间的关系式为：Y=r(xl，戈2，⋯，菇。)一般来说，函数F不能明确表达或