《无人作战飞行器创新设计研究》228页

本研究围绕两种40°后缘对齐基准构型的无人作战飞行器（UCAV）平面布局展开。第一种构型采用中等前/后缘后掠角（Λ=40°），第二种则为高后掠构型（前缘Λ=60°，后缘Λ=40°）。研究目标包括：预测两种飞翼布局气动性能（尤其最大升力特性）；通过在飞翼外侧段设置前缘与弦向缝翼控制流动，分析粘性流场演化以优化操纵面效能。

第一部分采用无粘涡格法（VLM）、欧拉方程及粘性CFD雷诺平均纳维-斯托克斯方程（RANS）方法进行验证。计算结果与风洞实验数据吻合良好：VLM预测升力与俯仰力矩随迎角呈线性变化，但诱导阻力预测显著偏低；RANS与欧拉方程结果与实验高度一致。

第二部分提出一种弦向缝翼创新优化设计方案，应用于高后掠UCAV构型以提升后缘操纵面升力。增强操纵面气流可显著改善中高迎角下的飞行器横向控制能力。研究识别弦向缝腔四维优化参数：位置、宽度、长度及缝腔轨迹与自由流夹角（相对于飞行器后缘测量）。通过CFD优化结果与基准构型及实验数据对比，证实弦向缝翼构型可提升操纵面质量流量，进而提高升力。前缘缝翼方案虽能改善低迎角流控效果，但对中高迎角高后掠UCAV构型效能有限。

当代无人作战飞行器（UCAV）技术验证机的气动与隐身设计特征

当前无人作战飞行器（UCAV）技术验证机普遍采用飞翼式边缘对齐构型以降低雷达散射截面积（RCS）。对于设计巡航于高亚音速马赫数的飞行器而言，此类布局的翼面后掠角在气动性能上并非最优选择（Schütte, Hummel & Hitzel, 2012；Barnard & Philpott, 2010）。此类构型的大后掠前缘在中高迎角下易诱发分离涡流，虽能增强升力生成，但会导致翼面外侧段产生显著的横向流动（Gudmundsson, 2014a；Shevell, 1989；Barnard & Philpott, 2010；Bertin, 2002；Kerstin, Andreas & Martin, 2012；Frink, Tormalm & Schmidt, 2012；Kermode, 2012）。翼面外侧段的横向流动分离成为制约前缘涡流高升力效能开发的关键因素，同时还会对中高迎角下的飞行器稳定性与控制能力产生负面影响，并在迎角接近失速时引发机鼻上仰力矩（Gudmundsson, 2014a；Barnard & Philpott, 2010；Shevell, 1989；Robert et al., 2007）。为解决这些问题，本研究首次在飞翼构型上应用前缘缝翼与弦向缝腔创新设计，通过最大化操纵面升力实现流动控制。需指出，前缘缝翼虽曾用于低后掠翼提升升力，但据文献考证尚未被应用于高后掠飞翼构型的操纵面性能优化；弦向缝腔在飞翼构型被动流动控制中的应用亦属研究空白，构成该研究的创新维度。

未来UCAV需兼具高机动性与低可探测性以确保在敌对防空环境中生存。图1.1展示了不同隐身设计的现代飞翼UCAV构型，其几何特征主要基于隐身需求进行优化（Barnard & Philpott, 2010；Bertin, 2002）。由图可见，飞翼构型前/后缘设计与现役飞行器存在显著差异，且因缺乏传统稳定面及相关操纵面，在纯粹形态下面临固有稳定性与控制难题（Schütte et al., 2012；Lee, 2014；Kermode, 2012；Barnard & Philpott, 2010）。受雷达散射截面积（RCS）特征与重量限制，前/后缘需以40°至60°的共面角对齐，形成介于纯三角翼、菱形翼与Lambda翼间的气动布局（Tianyuan & Xiongqing, 2009；Schütte et al., 2012）。

后掠翼无人机的气动挑战与流动控制创新方案

后掠翼飞行器具备高速低阻的优良特性，且能通过前缘涡流效应在高攻角下持续产生升力。前缘涡流作为后掠翼气动布局的核心要素，为高攻角飞行控制提供升力支撑（J.D. Anderson, 2010；Houghton & Carpenter, 2003；Wilson & Lovell, 1947；Hummel & Srinivasan, 1967）。然而，随着攻角增大，前缘涡流会逐渐分离并向翼面外侧段迁移，这种迁移强度随攻角提升而加剧（Frink et al., 2012；Kerstin et al., 2012；Barnard & Philpott, 2010）。由此导致的后缘操纵面分离流环境严重削弱滚转控制效能，使得前缘涡流生成的高升力无法有效转化为中高攻角下的飞行器横向控制力。此外，当攻角接近失速时，飞行器还会经历剧烈的机鼻上仰力矩（Gudmundsson, 2014a；Kermode, 2012）。

现有研究聚焦前缘襟翼、导流板、鸭翼与翼刀等被动流动控制技术以缓解上述问题（Buchholz & Tso, 2000；D. F. Anderson, 2000；Kermode, 2012；Gudmundsson, 2014b）。但这些技术受制于雷达散射截面积（RCS）约束，无法应用于典型飞翼构型——前缘襟翼、导流板与垂直翼刀会显著恶化隐身特征（Schütte et al., 2012；Barnard & Philpott, 2010）。为此，本研究首次在飞翼构型上采用前缘缝翼与横向缝槽替代方案，通过优化中高攻角下操纵面升力实现流动控制。平滑增强的操纵面气流可维持飞行器在中高攻角下的有效滚转控制（Shevell, 1989）。需特别指出，所研究缝槽与机翼表面齐平，相较于传统流动控制技术对RCS特征的影响微乎其微。

基于高低精度CFD技术的无人机气动性能研究及缝槽优化设计

本研究聚焦两大核心目标：其一，通过高、低精度计算流体力学（CFD）技术，深化对两种低可探测性无人作战飞行器（UCAV）流场特性的认知，并精准预测其高升力性能。飞行器的高升力性能直接影响重量与稳定性，因此精确预测至关重要。其二，探究机翼弦向缝槽能否提升高攻角下控制面偏转时的升力系数，利用前缘与弦向缝槽抑制翼面外侧段横向流动发展，最终开发一种通过缝槽优化控制面性能的创新设计。

为实现第一目标，研究在低速风洞中测量气动力/力矩随攻角变化规律，并将结果与自主开发及商业CFD软件（基于欧拉方程、雷诺平均纳维-斯托克斯方程（RANS））以及低精度涡格法（VLM）进行对比。评估飞行器纵向与横向稳定性，揭示导致非线性特性的流场成因。通过无粘与粘性流场计算研究，解析高升力特性预测能力，并分析UCAV构型外侧段粘性流动演化。采用流线可视化技术呈现后掠翼上表面流场特征，开展网格细化研究以考察分辨率对计算结果的影响，同时对湍流模型、边界条件及求解器进行参数研究，探究不同计算策略对飞翼构型解算的影响。

为实现第二目标，针对带缝槽机翼开展流动控制计算研究，将结果与基准构型对比并通过实验验证。选择前缘与弦向缝槽方案因其与翼面齐平，预期对雷达散射截面积（RCS）影响极小。采用数值优化方法开发弦向缝槽创新设计，应用于高后掠UCAV构型以最大化后缘控制面效能。通过测量优化构型后缘法向质量流量并与基准构型对比，证实优化设计的有效性。

论文架构与章节概要

本论文第二章涵盖无人作战飞行器（UCAV）飞翼构型的背景与文献综述，包括飞翼基础气动原理概述、现行流动控制技术及其雷达散射截面积（RCS）特征限制分析。同时探讨现代UCAV作战定位，以及解决飞翼气动问题的计算空气动力学方法体系，阐述非线性与线性计算理论框架，并简介数值优化及其算法。最后对后掠翼相关研究进行批判性综述与历史成果总结。

第三章阐述研究采用的方法论，详细描述用于分析基准UCAV构型的实验与计算手段，并列出实验与计算研究的关键参数。

第四章深入对比分析中等后掠与高后掠基准UCAV构型，探究线性与非线性方法预测飞翼高升力特性与涡结构的能力，结合表面流线可视化技术解析飞翼外侧段粘性流动演化规律。

第五章重点研究中等前缘后掠构型的预测与稳定性，通过计算与实验对比评估UCAV俯仰与偏航特性，并基于雷诺平均纳维-斯托克斯方程（RANS）计算对比控制面偏转构型与基准构型，量化后缘控制面效能。

第六章聚焦前缘与弦向缝槽的被动流动控制研究，将带缝槽构型的计算结果与基准构型及实验数据对比验证，同时通过计算分析论证弦向缝槽对控制面偏转升力的提升作用。

第七章提出基于数值优化方法的弦向缝槽创新设计方案，计算优化构型后缘质量流量并与基准构型对比，通过实验验证优化结果的可靠性。

第八章总结研究成果并提出未来研究方向。