張子軍1,2,黎 軍2,李 天1,2,王晉軍1

(1.北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)研究所流體力學(xué)教育部重點實驗室,北京 100191;2.沈陽飛機設(shè)計研究所,

沈陽 110035)

0 引 言

無尾飛翼布局飛機結(jié)構(gòu)簡單,氣動效率高,具有良好的機動性、低可探測性和易于進(jìn)行發(fā)動機一體化布置等眾多優(yōu)點,在各種無人機布局形式中具有較大優(yōu)勢。為保證飛機在全飛行包線的飛行可控,并能達(dá)到滿意的飛行品質(zhì),對無尾飛翼布局飛機而言,一個較大的挑戰(zhàn)是尋找合適的操縱面配置,使其能夠產(chǎn)生足夠的偏航力矩來替代被取消的立尾,完成飛機高敏捷性所要求的各種動作[1-2]。為提升無尾飛翼布局飛機的控制能力,美國在1993年針對高機動無尾飛機進(jìn)行了“創(chuàng)新控制裝置(ICE)”項目研究,使人們對隨控布局、多舵面配合等問題有了深入的認(rèn)識。ICE項目分為兩個階段,第一階段總體評估無尾飛機的重量、結(jié)構(gòu)、機動性、雷達(dá)信號和飛控系統(tǒng)的綜合性能;第二階段對最有前景的控制裝置概念進(jìn)行風(fēng)洞實驗和計算分析,主要包括全動翼尖、差動前緣襟翼、嵌入面和開裂式方向舵等[3-4]。

阻力式偏航裝置是飛翼布局上應(yīng)用最為特殊的一類操縱面,主要包括開裂式方向舵、全動翼尖、嵌入面等。常規(guī)方向舵的操縱效能在超聲速條件下迅速降低,并且隨著迎角增加也迅速下降,甚至?xí)?而阻力式方向舵利用離軸阻力實現(xiàn)偏航,隨著迎角的增加其阻力增強,并且在超聲速下偏轉(zhuǎn)同樣會造成較大的激波阻力,操縱效能依然較高[5-8]。另外,阻力式偏航裝置的設(shè)計可用偏度很大,最大偏度可以達(dá)到90°。同時該類操縱裝置還具有復(fù)合功能,當(dāng)單側(cè)作動時,實現(xiàn)偏航操縱功能;當(dāng)兩側(cè)對稱作動時,則作為增阻減速裝置在飛機著陸滑跑階段使用。

阻力式偏航裝置在應(yīng)用過程中會引起局部流動的分離,與升力、俯仰力矩及滾轉(zhuǎn)力矩耦合較大且變化規(guī)律復(fù)雜[8-9],開裂式方向舵作為重要的阻力式偏航裝置之一,通過對稱偏轉(zhuǎn)其上下操縱面的舵偏角來提供離軸阻力,以此產(chǎn)生偏航力矩,達(dá)到偏航控制的目的。本文通過風(fēng)洞實驗,重點開展了開裂式方向舵對某型無尾飛翼布局氣動特性影響的研究。

1 實驗設(shè)備與方法

采用的無尾飛翼布局飛機形式和開裂式方向舵的位置如圖1所示,風(fēng)洞實驗?zāi)Ｐ捅壤秊?∶30,開裂式方向舵的俯視圖投影面積為布局俯視投影面積的6%。研究分為低速和高速風(fēng)洞實驗兩部分,低速風(fēng)洞實驗在中航工業(yè)空氣動力研究院的FL-5風(fēng)洞中進(jìn)行,FL-5風(fēng)洞是一座單回流式開口低速風(fēng)洞,實驗段為Ф 1.5m的圓截面,實驗段長度為1.95m,空風(fēng)洞最大風(fēng)速53m/s,實驗風(fēng)速為M=0.1。高速風(fēng)洞實驗在中國航天空氣動力技術(shù)研究院的FD-08風(fēng)洞中進(jìn)行,該風(fēng)洞試驗段尺寸為0.76m×0.53m,長度1.71m,M范圍為0.25～1.2。實驗風(fēng)速為M=0.6和M=0.8。開裂式方向舵的舵偏角為 0°、20°和45°,上下操縱面的偏度相同。高低速風(fēng)洞實驗均采用六分量內(nèi)置應(yīng)變天平,低速實驗的支撐形式為尾撐,高速的支撐形式為背撐。試驗數(shù)據(jù)均進(jìn)行了支架干擾修正實驗,其中尾撐形式進(jìn)行了底阻修正,背撐形式則采用鏡像兩步法進(jìn)行了修正,數(shù)據(jù)符合國軍標(biāo)要求。

圖1 布局形式及開裂式方向舵示圖Fig.1 Schematic of layout and split-rudder

2 實驗結(jié)果與分析

圖2為某飛翼布局飛機在不同M數(shù)下的升力特性,由圖可知由于后掠角較大,展弦比較小,此布局在不同 M下的升力線斜率CLα均較小,M=0.1時,CLα最小,CLα =0.0435/°;M=0.6 時 次 之,CLα =0.0496/°,M=0.8時最大 ,CLα=0.0551/°。另外,由升力線斜率的變化可知,此布局流動發(fā)生分離的迎角α也較小。M=0.1,α≈16°時流動出現(xiàn)分離,隨著 α的增加分離越來越嚴(yán)重,至α=20°時上翼面流動已接近完全分離,升力開始緩慢下降。M=0.6,α≈8°時發(fā)生分離;M=0.8,α≈6°時即發(fā)生分離,隨著 M數(shù)的增加流動發(fā)生分離時的α越來越小。

圖2 飛機的升力特性Fig.2 Lift characteristics of aircraft

圖3和圖4給出了開裂式方向舵的舵偏角對某飛翼布局飛機氣動特性的影響,圖中“Δ”表示不同舵偏下的某氣動量與零舵偏時的相應(yīng)氣動量的差值。由于飛翼布局飛機的縱向配平比常規(guī)飛機困難,同時最大升力系數(shù)也較小,為減小配平給氣動性能以及隱身性能帶來的損失,飛翼布局飛機需設(shè)計成靜安定狀態(tài),且俯仰可控的迎角范圍一般為α＜10°,因此下文重點闡述α＜10°時開裂式方向舵的偏轉(zhuǎn)對該飛翼布局飛機氣動特性的影響。

圖3為開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)對阻力CD的影響及其對航向的作用效能。舵偏對CD的影響如圖3(a)所示,α＜10°時CD的增量均呈水平狀態(tài),這與阻力式偏航裝置的應(yīng)用機理有關(guān)：阻力式偏航裝置是通過引起局部流動的分離造成的離軸壓差阻力來產(chǎn)生偏航力矩,因此,在較小迎角下阻力增量基本上僅與流動的分離程度有關(guān),或基本上僅與舵偏有關(guān)。圖3(b)進(jìn)一步表明α＜10°時偏航力矩的增量Δ Cn基本上僅與流動的分離程度有關(guān),與α和M 的關(guān)系則較小,開裂式方向舵的舵效則更進(jìn)一步闡明α＜10°時舵效與α和M的無關(guān)性,如圖3(c)所示。

圖4給出了開裂式方向舵的偏轉(zhuǎn)對其它氣動參數(shù)的影響。圖4(a)表明,α＜6°時,在不同舵偏情況下,M=0.1和M=0.8時的升力CL略有增加。而在α=6°～10°之間,CL則有較小損失。對于M=0.6,Δ CL在 α＜4°時基本為零,α=4°～ 10°時 CL則略有損失。上述現(xiàn)象的發(fā)生與開裂式方向舵的偏轉(zhuǎn)方式有關(guān),由于開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)時上翼面向上偏轉(zhuǎn),下翼面向下偏轉(zhuǎn),上翼面向上偏轉(zhuǎn)減小了翼型的當(dāng)?shù)貜澏?造成了升力的降低,而下翼面向下偏轉(zhuǎn)時的情況則相反,造成了升力的增加,因此兩者綜合的效果就是CL的變化較小,這也是開裂式方向舵的優(yōu)勢所在。另外,由于 α＜10°時CL變化較小,因此俯仰力矩的增量ΔCm變化也不大,如圖4(b)所示。

圖3 開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)的影響Fig.3 The effects of split-rudder deflection

開裂式方向舵對側(cè)力CZ的影響如圖4(c)所示,由于布局對稱,不同舵偏δ和M 下的 Δ CZ均較小。對于δ=20°,α＜10°時,ΔCZ≈0 。而 δ=45°時,由于流動分離增加,加之在后掠角的作用下流動的不對稱性增強,所以 Δ CZ略有增加,但量級較小,在0.01以內(nèi)。隨著α的增加,流動分離區(qū)覆蓋上翼面后緣區(qū)域,流動對稱性增加,ΔCZ變小,趨于零值。圖4(d)表明開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)時與滾轉(zhuǎn)力矩Cl存在一定程度的耦合,且在 α＜10°時的滾轉(zhuǎn)是不利于偏航的。Δ Cl的產(chǎn)生是δ≠0°時左右機翼的升力不同引起的,在設(shè)計上難以避免,需要采用其它操縱手段進(jìn)行控制,但不利偏航是可以消除的。

圖4 開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)的影響Fig.4 The effects of split-rudder deflection

3 結(jié) 論

在某飛翼布局飛機的基礎(chǔ)上,針對開裂式方向舵對布局氣動特性的影響開展了研究,研究結(jié)果表明開裂式方向舵是一種較好的創(chuàng)新式偏航操縱裝置。在研究的馬赫數(shù)范圍內(nèi),α＜10°時得到的主要結(jié)論為：(1)開裂式方向舵的舵效與α和M基本上無關(guān);(2)開裂式偏航裝置能夠在升力、側(cè)力、俯仰力矩變化較小的情況下產(chǎn)生較大的偏航力矩,但與滾轉(zhuǎn)有一定程度的耦合。

[1]BOWLUS J A,M ULT HOPP D and BANDA S S.Chal-lenges and opportunities in tailless aircraft stability and control[R].AIAA 97-3830,1997.

[2]余輝.拋棄傳統(tǒng)方法——探索無尾戰(zhàn)斗機的操縱技術(shù)[J].國際航空,1997：46-48.

[3]DORSET T K M and MEHL D R.Innovative control effectors(ICE)[R].WL-T R-96-3043,1996.

[4]WILLIAM J Gillard.Innovative control effectors(configuration 101)dynamic wind tunnel test report rotary balance and force oscillation tests[R].AFRL-VA-WP-TP-1998-3043,1998.

[5]肖華,王立新.W型無尾飛機的操縱機理與穩(wěn)定特性研究[J].航空學(xué)報,2007,28(5)：1062-1068.

[6]GILLA RD W J and DORSET T K M.Directional control for tailless aircraft using all moving wing tips[R].AIAA-97-3487,1997.

[7]ADDINGTON G A and MYAT T J H.Control surface deflection effectson theinnovativecontrol effectors(ICE101)design[R].AFRL-VA-WP-T R-2000-3.27,2000.

[8]馬超.飛翼布局作戰(zhàn)飛機可控性設(shè)計研究[D].北京航空航天大學(xué)博士論文,2009：16-21.

[9]SIMON J,BLAKE W and MU LT HOPP D.Control concepts for a vertical tailless fighter[R].AIAA 93-4000,1993.