本項目基于穩(wěn)態(tài)CFD模擬計算和分析某無人機(jī)氣動特性。計算工況輸入為5000米海拔、馬赫數(shù)0.5，并計算3個攻角工況，分別為0、2、5度。得到相應(yīng)工況的升力、阻力，升力系數(shù)（CL）和阻力系數(shù)（CD）以及整機(jī)升阻比。繪制該工況壓力云圖、翼型各斷面壓力系數(shù)曲線圖和速度流線圖，并從流線圖分析分離流動區(qū)域，為下一步優(yōu)化布局提供支持。

為保證網(wǎng)格質(zhì)量需對幾何模型中對流場影響較小的一些小特征進(jìn)行簡化處理，簡化位置共 處，分別位于如下所示。

機(jī)翼根部邊導(dǎo)圓由原來的3mm增大到6mm，平滑過渡尾緣根部較小間隙。

                                        （a）簡化前                               （b）簡化后

                                                         圖1. 機(jī)翼根部邊導(dǎo)圓簡化

機(jī)翼根部與機(jī)身連接部分較小縫隙，進(jìn)行填充過渡。

                                        （a）簡化前                             （b）簡化后

                                                        圖2. 機(jī)翼根部與機(jī)身連接處簡化

該無人機(jī)結(jié)構(gòu)具有對稱性，為減少網(wǎng)格量對模型進(jìn)行半模簡化處理。

                                                          圖3. 機(jī)翼根部與機(jī)身連接處簡化

注：模型簡化后計算結(jié)果必然與真實模型試驗結(jié)果存在一定誤差，后期根據(jù)需要可開展幾何簡化前后誤差分析研究。

本次計算采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對域進(jìn)行網(wǎng)格劃分，無人機(jī)邊界層第一層厚度1.4E-5 m，膨脹率1.2，層數(shù)15，生成的網(wǎng)格包含大約815萬個單元（如圖2所示）。

                                                                      （a）機(jī)頭部分

                                                                  （b）機(jī)翼及根部

                                                                  （c）機(jī)翼尾緣

                                                               （d）尾翼及根部

                                                          圖4. 無人機(jī)網(wǎng)格劃分情況

       Y+分布云圖如下所示：

                                                             圖5. 無人機(jī)壁面y+分布云圖

注：本案例未做網(wǎng)格無關(guān)性驗證，計算結(jié)果可能與真實模型試驗結(jié)果存在一定誤差，后期根據(jù)需要開展網(wǎng)格無關(guān)性驗證。

       本次分析采用理想氣體模型，工況位于5000米海拔，對應(yīng)大氣壓為54004Pa，空氣詳細(xì)物性參數(shù)見下表1。

                                                             表1. 不同海拔下空氣物性參數(shù)表

       本次計算為穩(wěn)態(tài)分析，分析對象馬赫數(shù)大于0.3，空氣選用可壓縮介質(zhì)， 湍流模型采用Spalart-Allmaras，并使用耦合求解器，壁面函數(shù)采用all-y+。自由流的流速（Air）設(shè)定為0.5mach，攻角分別為0、2、5度3個工況。速度設(shè)置逐漸從低值增加到自由流值以更快地收斂。邊界條件設(shè)置如下所示：                                                                                                              表2. 邊界條件

根據(jù)計算結(jié)果繪制求解殘差收斂曲線、升阻力收斂曲線圖（如圖6-8）。

                                                                            （a）0度攻角

                                                                                （b）2度攻角

                                                                           （c）5度攻角

                                                                       圖6. 殘差收斂曲線圖

                                                                          （a）0度攻角

                                                                         （b）2度攻角

                                                                        （c）5度攻角

                                                                     圖7. 軸向力收斂曲線圖

                                                                         （a）0度攻角

                                                                          （b）2度攻角

                                                                         （c）5度攻角

                                                                   圖8. 法向力收斂曲線圖

        從圖6殘差收斂曲線圖可以看出各項殘差均在10-2以下，其中連續(xù)性殘差達(dá)到了10-3以下，該計算結(jié)果可靠。圖7.軸向力收斂曲線圖和圖8.法向力收斂曲線圖顯示在計算12000步以后3個工況軸向力和法向力的值趨于穩(wěn)定，計算已經(jīng)達(dá)到收斂。

                                                                   （a）0度攻角

                                                                          （b）2度攻角

                                                                         （c）5度攻角

                                                              圖9. 無人機(jī)表面壓力分布云圖

          圖9無人機(jī)表面壓力分布云圖中，壓力最大值出現(xiàn)在機(jī)身前緣小頓頭處。

                                                                     （a）0度攻角

                                                                      （b）2度攻角

                                                                    （c）5度攻角

                                                             圖10. 機(jī)翼各斷面壓力分布云圖

       圖10分別展示了在距離對稱面0.3米、0.6米和0.9米截面處，機(jī)翼表面的壓力云圖。從圖（c）5度攻角中可以看出，在距離對稱面0.3米處的機(jī)翼截面，由于離機(jī)翼與機(jī)身結(jié)合處距離很近，機(jī)翼表面的壓力分布受到了機(jī)翼根部分離渦的影響，而0、2度攻角未見明顯分離現(xiàn)象。

                                                                         （a）0度攻角

                                                                              （b）2度攻角

                                                                            （c）5度攻角

                                                        圖11. 據(jù)對稱面0.3米處機(jī)翼斷面壓力系數(shù)曲線

                                                                          （a）0度攻角

                                                                          （b）2度攻角

                                                                            （c）5度攻角

                                                       圖12. 據(jù)對稱面0.6米處機(jī)翼斷面壓力系數(shù)曲線

                                                                         （a）0度攻角

                                                                           （b）2度攻角

                                                                           （c）5度攻角

                                                       圖13. 據(jù)對稱面0.9米處機(jī)翼斷面壓力系數(shù)曲線

       圖11到圖13展示了三個機(jī)翼截面上的壓力系數(shù)分布圖，壓力系數(shù)計算中基準(zhǔn)密度為0.697912 kg/m^3、基準(zhǔn)壓力值0Pa、基準(zhǔn)速度160.24 m/s，圖中壓力系數(shù)計算結(jié)果分布合理。

                                                                          （a）0度攻角

                                                                           （b）2度攻角

                                                                       （c）5度攻角

                                                                     圖14. 機(jī)翼處流線圖

                                                                         （a）0度攻角

                                                                          （b）2度攻角

                                                                     （c）5度攻角         

                                                                  圖15. 機(jī)翼表面流線圖

      圖14、15展示了該型號無人機(jī)機(jī)翼部分的流線圖，在5攻角下翼身連接處流動產(chǎn)生明顯分離；在機(jī)翼末梢，翼梢小翼設(shè)計有效地防止了流動分離線上的出現(xiàn)，這對于提升飛機(jī)升力特性具有很大的貢獻(xiàn)。

                                                                        （a）0度攻角

                                                                    （b）2度攻角

                                                                          （c）5度攻角                                     

                                                                         圖16. 尾翼處流線圖

                                                                           （c）5度攻角              

                                                                       圖17. 尾翼表面流線圖

                   圖16、17展示了該型號無人機(jī)尾翼部分流場，在翼身連接處（靠近后緣部分）流動產(chǎn)生分離。

       無人機(jī)在工況為5000米海拔、馬赫數(shù)0.5，攻角為0、2、5度3個工況下。其整機(jī)模型升、阻力及力系數(shù)如下表3所示：                                                                  

                                                                   表3. 無人機(jī)整機(jī)氣動數(shù)據(jù)

                          （無人機(jī)整機(jī)參考面積0.6m2，自由來流馬赫數(shù)0.5，對應(yīng)速度160.24m/s）