單繼祥，黃 勇，蘇繼川，李永紅，彭 鑫

(1.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽 621000; 2.中國工程物理研究院總體工程研究所，四川綿陽 621999)

小展弦比飛翼布局新型嵌入面航向控制特性研究

單繼祥1，2，*，黃 勇1，蘇繼川1，李永紅1，彭 鑫1

(1.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所，四川綿陽 621000; 2.中國工程物理研究院總體工程研究所，四川綿陽 621999)

在小展弦比飛翼布局機(jī)翼外側(cè)上/下表面分別設(shè)計(jì)了一組中等后掠角嵌入面，并對其跨聲速時(shí)的航向控制效果及其流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究。計(jì)算和試驗(yàn)結(jié)果表明，上嵌入面可在小迎角范圍通過軸向力和側(cè)向力的共同作用提供穩(wěn)定的偏航力矩，實(shí)現(xiàn)航向控制;當(dāng)α＞6°時(shí)，由于嵌入面逐漸處于前緣渦的影響范圍內(nèi)，在前緣渦的吸力作用下，嵌入面航向控制效果迅速下降，直至失效，且進(jìn)行航向控制時(shí)存在不利的滾轉(zhuǎn)耦合;下嵌入面可在全迎角范圍內(nèi)提供穩(wěn)定的偏航力矩，實(shí)現(xiàn)航向控制;通過在小迎角范圍內(nèi)使用上嵌入面，α＞6°時(shí)使用下嵌入面，不僅可在全迎角實(shí)現(xiàn)航向控制，且不影響飛機(jī)的隱身性能。

飛翼布局;小展弦比;中等后掠角嵌入面;航向控制;前緣渦;數(shù)值模擬

0 引 言

飛翼布局是僅由單獨(dú)翼面構(gòu)成的氣動(dòng)布局形式。由于去掉尾翼可大大增強(qiáng)隱身特性，提高升阻性能，減少重量及翼載，對提高航程、航時(shí)等性能極為有效。但由于尾翼是飛行器主要的航向穩(wěn)定和偏航控制操縱面，因此取消尾翼后飛翼布局存在航向穩(wěn)定性缺失和操縱性能不足等問題，嚴(yán)重制約了飛翼布局的應(yīng)用。對飛翼布局作戰(zhàn)飛機(jī)來說，最大的挑戰(zhàn)之一就是尋找合適的操控方法代替被取消的垂尾和方向舵，以產(chǎn)生足夠的偏航力矩，實(shí)現(xiàn)航向的穩(wěn)定和操控［1-4］。

為提升無尾飛翼布局飛機(jī)的控制能力，美國在1993年針對高機(jī)動(dòng)無尾飛機(jī)進(jìn)行了“創(chuàng)新控制裝置(ICE)”項(xiàng)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(shí)。ICE項(xiàng)目分為兩個(gè)階段，第一階段總體評估無尾飛機(jī)的重量、結(jié)構(gòu)、機(jī)動(dòng)性、雷達(dá)信號(hào)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)洞試驗(yàn)和計(jì)算分析，主要包括全動(dòng)翼尖、差動(dòng)前緣襟翼、嵌入面和開裂式方向舵等［5-9］。

目前，國內(nèi)外有關(guān)飛翼布局飛機(jī)操控方式的研究主要集中在常規(guī)偏航操縱面、發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量控制等方面，且兩者通常同時(shí)使用。常規(guī)偏航操縱面如內(nèi)外升降副翼、開裂式方向舵、全動(dòng)翼尖、收放式方向舵、嵌入面、差動(dòng)前緣襟翼、分布式后緣襟翼等主要是通過機(jī)翼兩側(cè)的差動(dòng)阻力產(chǎn)生偏航力矩［10-15］，因此進(jìn)行航向控制時(shí)，常規(guī)偏航操縱面會(huì)產(chǎn)生較大的阻力增量，特別是對于小展弦比飛翼布局，由于展向力臂長度較短，產(chǎn)生的阻力增量更大，大幅降低飛行性能。

為實(shí)現(xiàn)小展弦比飛翼布局航向控制，本文根據(jù)其展向長度較小、弦向長度較大的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一種中等后掠嵌入面。采用風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬相結(jié)合方法研究了跨聲速巡航馬赫數(shù)下(Ma=0.95)，該類嵌入面航向控制效果及其流動(dòng)機(jī)理，為該種嵌入面控制效果的改善及其應(yīng)用提供理論和技術(shù)基礎(chǔ)。

1 風(fēng)洞試驗(yàn)及數(shù)值計(jì)算方法

本文采用風(fēng)洞試驗(yàn)方法研究了上嵌入面的航向控制特性;利用數(shù)值模擬在流場顯示方面的優(yōu)勢，分析了上嵌入面航向控制機(jī)理;并對下嵌入面的橫航向控制效果通過數(shù)值模擬方法進(jìn)行了研究。

1.1 試驗(yàn)設(shè)備及方法

試驗(yàn)在中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所FL-24風(fēng)洞進(jìn)行。FL-24風(fēng)洞是試驗(yàn)段橫截面為1.2 m×1.2 m的半回流暫沖式跨超聲速風(fēng)洞，亞跨聲速試驗(yàn)段長3.6 m，上下壁是60°斜孔壁，開閉比為4.3%;左右為直孔壁，開閉比為21.4%，孔徑和壁厚為12 mm。測力模型為小展弦比單前緣飛翼布局標(biāo)模，前緣后掠角為65°，后緣后掠角為47°。該試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑槿饘倌Ｐ?，縮比為1∶19。試驗(yàn)采用尾支桿加雙轉(zhuǎn)軸的支撐方式，如圖1所示。試驗(yàn)中采用人工轉(zhuǎn)捩技術(shù)，在距機(jī)翼前緣5%當(dāng)?shù)叵议L處粘貼高度0.12 mm的柱狀轉(zhuǎn)捩帶。在數(shù)據(jù)處理過程中對試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了自重修正、彈性角修正、底阻修正、平均氣流偏角修正，最終分析數(shù)據(jù)采用美式坐標(biāo)系。

圖1 風(fēng)洞試驗(yàn)照片F(xiàn)ig.1 Test picture

為實(shí)現(xiàn)小展弦比飛翼布局航向控制，為飛翼布局設(shè)計(jì)了一種中等后掠角嵌入面。該嵌入面對稱位于機(jī)翼外側(cè)，并分別安裝在機(jī)翼上、下表面，具體位置如圖2所示。在此位置，嵌入面中心距離力矩參考點(diǎn)的展向和弦向距離相同。只需要打開對應(yīng)一側(cè)的一片或兩片嵌入面即可實(shí)現(xiàn)航向控制，如圖3所示。值得一提的是，該嵌入面前后緣均與飛翼模型后緣平行，可在航向控制時(shí)不影響飛機(jī)的隱身性能。試驗(yàn)中僅對上嵌入面的航向控制效果進(jìn)行了研究。

圖2 嵌入面安裝位置示意圖Fig.2 Position of embedded control surfaces in flying wing model

圖3 單側(cè)嵌入面打開示意圖Fig.3 Right embedded control surfaces open

1.2 數(shù)值模擬方法及網(wǎng)格

采用有限體積法對復(fù)雜外形繞流進(jìn)行數(shù)值模擬，控制方程采用雷諾平均N-S方程組。湍流模型是兩方程k-ω SST模型。為了加快收斂速度，采用了局部時(shí)間步長和多重網(wǎng)格技術(shù)，計(jì)算中采用了三重網(wǎng)格。計(jì)算網(wǎng)格采用“三層次”網(wǎng)格生成思想，即靠近物面的第一層次主要模擬粘性附面層，中間的第二層次主要模擬空間的旋渦，靠近遠(yuǎn)場的第三層次主要是滿足遠(yuǎn)場邊界條件。計(jì)算網(wǎng)格采用多塊對接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，空間均采用“O”型網(wǎng)格，物面均采用“H”型網(wǎng)格。附面層第一層網(wǎng)格y+=1，變化率約為1.25。全機(jī)網(wǎng)格量為725萬。計(jì)算模型表面網(wǎng)格和空間拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖4 計(jì)算網(wǎng)格Fig.4 Computational grid

1.3 計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬方法和網(wǎng)格的可靠性，對數(shù)值模擬結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了比較。

圖5是Ma=0.95、β=5°、δ=30°時(shí)，嵌入面航向控制效率的試驗(yàn)和計(jì)算結(jié)果對比。從圖5可以看出，計(jì)算迎角范圍內(nèi)，偏航力矩系數(shù)計(jì)算和試驗(yàn)曲線基本重合，嵌入面控制特性隨迎角的變化規(guī)律完全相同。證實(shí)了所用計(jì)算方法正確，計(jì)算結(jié)果可信。

圖5 試驗(yàn)與計(jì)算結(jié)果比較Fig.5 Comparison of test and computational result

2 結(jié)果與分析

2.1 上嵌入面航向控制特性

首先對上嵌入面的航向控制能力進(jìn)行了研究，正側(cè)滑角時(shí)，嵌入面只打開右側(cè)，打開角度δ為30°。圖6是Ma=0.95時(shí)，上嵌入面打開對飛翼布局航向特性影響的試驗(yàn)曲線。由圖6可以看出，對于該飛翼布局模型無航向控制時(shí)，航行靜不穩(wěn)定，當(dāng)α≥10°時(shí)，偏航力矩隨迎角增大表現(xiàn)出先減小到0，而后逐漸增大的非線性變化規(guī)律，不利于航向控制。

通過嵌入面打開/關(guān)閉狀態(tài)下全機(jī)偏航力矩曲線比較可以看出，當(dāng)α＜8°時(shí)，打開上嵌入面，可以獲得ΔCn=0.004左右的航向操縱力矩，可實(shí)現(xiàn)航向控制;隨著迎角的繼續(xù)增大，全機(jī)偏航力矩迅速減小，嵌入面航向控制效率大幅降低;當(dāng)α≥12°時(shí)，打開上嵌入面將使全機(jī)偏航力矩系數(shù)減小，航向靜不穩(wěn)定裕度增大，不能實(shí)現(xiàn)航向控制。

圖6 上嵌入面打開對飛翼布局航向特性影響(Ma=0.95)Fig.6 Effect of the embedded control surfaces up the wing on the directional characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95)

綜上所述，當(dāng)α＜12°時(shí)，該上嵌入面可實(shí)現(xiàn)飛翼布局航向控制;當(dāng)α≥12°時(shí)，不能實(shí)現(xiàn)飛翼布局航向控制，且使全機(jī)航向靜不穩(wěn)定性增強(qiáng)。

2.2 上嵌入面航向控制機(jī)理

圖7是當(dāng)Ma=0.95、β=5°時(shí)，打開上嵌入面對嵌入面及機(jī)體偏航力矩系數(shù)影響的計(jì)算結(jié)果。其中，由嵌入面?zhèn)认蛄Ξa(chǎn)生的偏航力矩的估算值是指嵌入面打開/關(guān)閉時(shí)，嵌入面的側(cè)向力差量引起的偏航力矩，其值是嵌入面的側(cè)向力差量ΔCY乘以嵌入面中心到力矩參考點(diǎn)的弦向距離。從圖7可以看出，在中小迎角，嵌入面提供大部分的偏航力矩，且由嵌入面軸向力差量和嵌入面?zhèn)认蛄Σ盍慨a(chǎn)生的偏航力矩基本相同。與常規(guī)阻力舵面基本完全通過增大機(jī)翼兩側(cè)的阻力差量進(jìn)行航向控制不同，該中等后掠角嵌入面通過機(jī)翼兩側(cè)軸向力差量和側(cè)向力差量的共同作用實(shí)現(xiàn)航向控制。在相同偏航效率情況下，該中等后掠嵌入面可通過增大側(cè)向力代替軸向力產(chǎn)生偏航力矩，有利于減小航向控制時(shí)全機(jī)阻力增量。

圖7 打開上嵌入面對飛翼布局機(jī)體及嵌入面航向特性影響(Ma=0.95，β=5°)Fig.7 Effect of the embedded control surfaces up the wing on the directional characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95，β=5°)

圖8是Ma=0.95、β=5°時(shí)，打開上嵌入面對飛翼布局氣動(dòng)力影響量?？梢钥闯觯蜷_上嵌入面，使嵌入面和機(jī)體軸向力和側(cè)向力增大，且主要作用于嵌入面。由于側(cè)滑角較小，且嵌入面后掠角是47°，因此，嵌入面的軸向力和側(cè)向力的變化量幅值基本相同，由于其力臂也基本相當(dāng)，使該嵌入面軸向力和側(cè)向力產(chǎn)生方向相同、大小相當(dāng)?shù)钠搅亍?/p>

圖8 打開上嵌入面對飛翼布局阻力和側(cè)向力特性影響(Ma=0.95，β=5°)Fig.8 Effect of the embedded control surfaces up the wing on side force and drag characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95，β=5°)

圖9是當(dāng)Ma=0.95、β=5°時(shí)，打開上嵌入面時(shí)飛翼模型上表面壓力云圖及物面流線計(jì)算結(jié)果。從圖9可以看出，當(dāng)α=4°時(shí)，嵌入面前部來流均為附著流，嵌入面迎風(fēng)側(cè)為較強(qiáng)壓力，從而在嵌入面迎風(fēng)側(cè)產(chǎn)生側(cè)向力和軸向力，形成偏航力矩，實(shí)現(xiàn)航向控制;隨著迎角的增大，當(dāng)α=8°時(shí)，機(jī)翼背風(fēng)側(cè)附著流區(qū)域逐漸減小，前緣渦影響區(qū)域由翼尖向內(nèi)、向前發(fā)展，使嵌入面逐漸處于前緣渦的影響區(qū)域，嵌入面迎風(fēng)面局部區(qū)域在前緣渦的吸力作用下由較強(qiáng)的壓力變成吸力，從而使嵌入面上的側(cè)向力和軸向力減小，航向控制效率降低;當(dāng)迎角增大到14°時(shí)，嵌入面完全處于前緣渦的影響區(qū)域內(nèi)，在前緣渦的吸力作用下，直至失效。

由此得出，α＞6°時(shí)上嵌入面航向控制效率迅速降低的原因是由大后掠機(jī)翼前緣渦的吸力作用造成的，其流動(dòng)機(jī)理與小后掠機(jī)翼時(shí)由機(jī)翼分離導(dǎo)致舵面附近氣流能量降低有所不同。

2.3 上嵌入面打開對縱向和橫向氣動(dòng)特性影響

圖10是Ma=0.95時(shí)，打開上嵌入面對飛翼布局氣動(dòng)特性影響的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)曲線。打開上嵌入面實(shí)現(xiàn)航向控制的同時(shí)，將使全機(jī)升力系數(shù)略有減小，參看圖10(a);同時(shí)，打開上嵌入面使全機(jī)阻力系數(shù)增大，升阻比減小，參看圖10(b);從圖10(c)可見，對俯仰力矩系數(shù)無明顯影響。

圖9 打開上嵌入面時(shí)飛翼模型上表面壓力云圖及物面流線計(jì)算結(jié)果(Ma=0.95，β=5°)Fig.9 Pressure coefficient of the flying wing configuration with the embedded control surfaces up the wing open(Ma=0.95，β=5°)

圖10 Ma=0.95時(shí)打開嵌入面對飛翼布局氣動(dòng)特性影響Fig.10 Effect of the embedded control surfaces up the wing on the aerodynamic characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95)

圖10(d)表明打開上嵌入面時(shí)，其偏航力矩與滾轉(zhuǎn)力矩存在一定程度的耦合。當(dāng)α＜14°時(shí)打開嵌入面將使?jié)L轉(zhuǎn)力矩系數(shù)大幅增大，使全機(jī)在全迎角范圍內(nèi)橫向中立穩(wěn)定或靜不穩(wěn)定。這種變化不利于橫航向控制。滾轉(zhuǎn)力矩的產(chǎn)生是由打開嵌入面時(shí)左右機(jī)翼的升力不同引起的，可通過進(jìn)一步優(yōu)化嵌入面位置、后掠角等參數(shù)減弱，甚至消除。

2.4 下嵌入面橫航向控制特性

上嵌入面可在中小迎角實(shí)現(xiàn)航向控制，但仍存在α≥14°時(shí)控制無效，與滾轉(zhuǎn)力矩相耦合等問題。為進(jìn)一步改善嵌入面的控制效果，繼續(xù)研究了下嵌入面的橫航向控制特性。該嵌入面在機(jī)翼展向和弦向位置、尺寸、打開角度均與上嵌入面相同。

圖11是當(dāng)Ma=0.95、β=5°時(shí)，打開下嵌入面對飛翼布局橫航向特性影響計(jì)算曲線。從圖11可以看出，在計(jì)算迎角范圍內(nèi)，打開下嵌入面可實(shí)現(xiàn)航向控制，其控制效果與上嵌入面在小迎角情況下的控制效果基本相當(dāng)。在滾轉(zhuǎn)耦合方面，打開下嵌入面將使?jié)L轉(zhuǎn)力矩減小，其橫向仍靜穩(wěn)定，穩(wěn)定裕度減小。下嵌入面的航向控制機(jī)理、對縱向氣動(dòng)特性的影響均與上嵌入面時(shí)相同，在此不再贅述。

由此可得，與上嵌入面相比，下嵌入面的航向控制的迎角范圍大幅增加，其控制力矩基本隨迎角基本不變，且對橫向的不利影響很小，綜合控制性能大幅增加。但打開下嵌入面將使全機(jī)隱身性能下降。因此，在小迎角范圍內(nèi)使用上嵌入面，在中大迎角使用下嵌入面，這樣不僅可實(shí)現(xiàn)航向控制，且能保持全機(jī)良好的隱身效果。

圖11 打開下嵌入面對飛翼布局橫航向特性影響(Ma=0.95，β=5°)Fig.11 Effect of the embedded control surfaces under the wing on the lateral-directional characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95，β=5°)

3 結(jié) 論

本文采用風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬相結(jié)合的方法研究了跨聲速時(shí)上和下中等后掠嵌入面對小展弦比飛翼布局航向控制效果及其流動(dòng)機(jī)理。結(jié)果表明:

a)上嵌入面可在小迎角范圍提供穩(wěn)定的偏航力矩，實(shí)現(xiàn)航向控制;但當(dāng)α＞6°時(shí)，在前緣渦的吸力作用下，航向控制效果迅速下降，直至失效，且進(jìn)行航向控制時(shí)存在不利的滾轉(zhuǎn)耦合。下嵌入面可在全迎角范圍內(nèi)提供穩(wěn)定的偏航力矩，實(shí)現(xiàn)航向控制。

b)在小迎角范圍內(nèi)使用上嵌入面，α＞6°時(shí)使用下嵌入面，不僅可在全迎角實(shí)現(xiàn)航向控制，且不影響飛機(jī)的隱身性能。

c)對于該小展弦比飛翼布局，該類中等后掠角嵌入面，其軸向力和側(cè)向力產(chǎn)生的偏航力矩基本相當(dāng)，通過軸向力和側(cè)向力的共同作用實(shí)現(xiàn)航向控制。

參 考 文 獻(xiàn):

［1］ Bowlus J A，Multhopp D，Banda S S.Challenges and opportunities in tailless aircraft stability and control［R］.AIAA 97-3830，1997.

［2］ Sergio E.Static and dynamic analysis of an unconventional plane:flying wing［R］.AIAA 2001-4010.

［3］ Nickel K，Michael W.Tailless aircraft in theory and practice［M］.Washington D C:American Institute of Aeronautics and Astronautics Inc.，1994.

［4］ Etkin B.Dynamics of flight:stability and control［M］.New York: John Wiley and Sons，1995:20-33.

［5］ Li Lin，Ma Chao，Wang Lixin.Stability features of low aspect-ratio flying wings［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2007，28 (6):1312-1317.

［6］ Dorsett K M，Mehl D R.Innovative control effectors(ICE)［R］.WL-TR-96-3043，1996.

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

［8］ Addington G A，Myatt J H.Control-surface deflection effects on the innovative control effectors(ICE 101)design［R］.AFRL-VA-WPTR-2000-3027，2000.

［9］ Gillard W J，Dorsett K M.Directional control for tailless aircraft using all moving wing tips［R］.AIAA 97-3487，1997.

［10］Davidson R W.Flight control design and test of the joint unmanned combat air system X-45A［R］.AIAA 2004-6557，2004.

［11］ Zhang Zijun，Li Jun，Li Tian.Experimental investigation of splitrudder deflection on aerodynamic performance of tailless flying-wing aircraf［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2010，28 (2):132-137.(in Chinese)

張子軍，黎軍，李天.開裂式方向舵對某無尾飛翼布局飛機(jī)氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)研究［J］.實(shí)驗(yàn)流體力學(xué)，2010，24(3):63-66.

［12］Ma Chao，Li Lin，Wang Lixin.Design of innovative control surface of flying wing aircraft with large ratio aspect［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2007，33(2):149-153.(in Chinese).

馬超，李林，王立新.大展弦比飛翼布局飛機(jī)新型操縱面設(shè)計(jì)［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2007，33(2):149-153

［13］Li Zhongjian，Ma Dongli.Control characteristics analysis of drag yawing control devices of flying wing configuration［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2014，40(5):695-700.(in Chinese)

李忠劍，馬東立.飛翼布局阻力類偏航操縱裝置操縱特性分析［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，20014，40(5):695-700.

［14］ Zhang Binqian，Ma Yi，Chu Hubing.Investigation on combined control surfaces for the yaw control of low aspect ratio flying wing configuration［J］.Acta Aeronautca et Astronautica Sinica，2013，11 (34):2436-3443.(in Chinese)

張彬乾，馬怡，褚胡冰.小展弦比飛翼布局航向控制的組合舵面研究［J］.航空學(xué)報(bào)，2013，11(34):2436-3443.

［15］Zuo Linxuan，Wang Jinjun.Experimental study of the effect of AMT on aerodynamic performance of tailless flying wing aircraf［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2010，28(2):132-137.(in Chinese)

左林玄，王晉軍.全動(dòng)翼尖對無尾飛翼布局飛機(jī)氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2010，28(2):132-137.

Effect of the novel embedded control surfaces on direction control characteristic of low-aspect-ratio flying-wing configuration

Shan Jixiang1，2，*，Huang Yong1，Su Jichuan1，Li Yonghong1，Peng Xin1
(1.High Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China; 2.Institude of System Engineering，CAEP，Mianyang Sichuan 621999，China)

The middle sweepback embedded control surfaces are designed on the upper and lower surfaces of a flying-wing，and the control characteristics and flow mechanism are analyzed by both experimental and simulated method.The results show that when the upper embedded control surfaces is opened，there is sufficient yawing moment generated mainly by the side force and drag of embedded control surfaces at small angle of attack.With the increasing of the angle of attack，the embedded control surfaces is under the influence of the leading edge vortex and the directional control ability decreases rapidly，even lapses at high angles of attack.Further more，the embedded control surfaces may have adverse effect on the roll moment because of moment coupling effect.On the other side，the lower embedded control surfaces can functionate as direction control device at all attack angles.Using the lower and upper embedded control surfaces rationaly according to the different angle of attack，it not only the directional control requirement can be guaranteed，but also the stealth performance insured.

flying-wing configuration;low-aspect-ratio;embedded control surfaces;heading control;leading edge vortex;numerical simulation

V211.43;V225

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0048

0258-1825(2015)03-0296-06

2014-11-04;

2015-04-09

單繼祥*(1983-)，男，河北南皮人，博士后，研究方向:飛行器設(shè)計(jì)及優(yōu)化.E-mail:sjx637@163.com

單繼祥，黃勇，蘇繼川，等.小展弦比飛翼布局新型嵌入面航向控制特性研究［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2015，33(3):296-301.

10.7638/kqdlxxb-2015.0048 Shan J X，Huang Y，Su J C，et al.Effect of the novel embedded control surfaces on direction control characteristic of low-aspect-ratio flying-wing configuration［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(3):296-301.