解 克，沈 清，王 強(qiáng)

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院， 北京 100074)

世界各國(guó)在20世紀(jì)70年代就開(kāi)展了對(duì)小展弦比飛翼布局的研究。1977年，美國(guó)洛克希德·馬丁公司就設(shè)計(jì)了F-117小展弦比飛翼布局戰(zhàn)斗機(jī)。20世紀(jì)90年代，美國(guó)洛克希德·馬丁公司研究新型控制面布局ICE(Innovative Controls Effectors)小展弦比飛翼布局的氣動(dòng)特性和控制方法。采用小展弦比飛翼布局可以實(shí)現(xiàn)超聲速巡航和隱身。

飛翼布局分為3個(gè)技術(shù)形態(tài)：大展弦比飛翼布局，其展弦比一般在4以上；中等展弦比飛翼布局，其展弦比一般為2～4；小展弦比飛翼布局，其展弦比一般小于2。大展弦比飛翼布局飛機(jī)是采用附著流理論設(shè)計(jì)，為大展弦比、小后掠外形，多采用低速翼型。為了提高飛行速度，也有采用超臨界翼型的。大展弦比飛翼布局的滾轉(zhuǎn)模態(tài)收斂迅速，螺旋模態(tài)發(fā)散非常緩慢，荷蘭滾模態(tài)則是緩慢振蕩發(fā)散[1]。中等展弦比飛翼布局飛行速域?yàn)閬?、跨聲速，與大展弦比飛翼布局相比，其滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)、螺旋模態(tài)均是收斂的[2]。飛翼布局具有高升阻比的優(yōu)點(diǎn)，但高速飛行時(shí)升阻比快速下降。為了在高速甚至超聲速條件下應(yīng)用飛翼布局，人們提出了小展弦比飛翼布局。小展弦比飛翼布局一般為細(xì)長(zhǎng)體，用于高速和超聲速飛行，與大展弦比和中等展弦比飛翼布局相比，其滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)是收斂的，荷蘭滾模態(tài)是振蕩發(fā)散或直接發(fā)散的，螺旋模態(tài)是收斂的或發(fā)散的[3]。小展弦比飛翼布局通常設(shè)計(jì)成大后掠三角翼外形，這種外形特征決定了在亞聲速下為旋渦主導(dǎo)的流動(dòng)，在跨聲速下為激波/旋渦主導(dǎo)的流動(dòng)，在超聲速下為激波主導(dǎo)的流動(dòng)，這些流場(chǎng)結(jié)構(gòu)均可能導(dǎo)致橫航向氣動(dòng)力對(duì)側(cè)滑角出現(xiàn)非線性[4]。在亞、跨、超聲速下，小展弦比飛翼布局流動(dòng)存在多種非對(duì)稱(chēng)因素，亞聲速下存在兩側(cè)旋渦的不對(duì)稱(chēng)發(fā)展，跨聲速下兩側(cè)翼面上存在不對(duì)稱(chēng)的激波/旋渦干擾，這些非對(duì)稱(chēng)因素均會(huì)引起橫航向氣動(dòng)力，這可能是由于小展弦比飛翼布局比較扁平，橫航向氣動(dòng)力為小量值，造成流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化對(duì)橫航向氣動(dòng)力的影響比較大，而對(duì)縱向氣動(dòng)力的影響較小[5-6]。調(diào)研發(fā)現(xiàn)，美國(guó)仍在研究小展弦比飛翼布局。雖然小展弦比飛翼布局具有超聲速巡航和隱身等諸多優(yōu)點(diǎn)，但由于其缺少平尾和垂尾，飛行穩(wěn)定性問(wèn)題一直是其技術(shù)難題[7-9]。

風(fēng)洞試驗(yàn)是研究飛翼布局氣動(dòng)力特性的核心手段。McMillin等用靜態(tài)測(cè)力重復(fù)性試驗(yàn)對(duì)中等展弦比翼身組合體布局F/A-18E的氣動(dòng)力進(jìn)行了測(cè)量，結(jié)果表明，在Ma=0.9、α=9°～10.5°下其縱向氣動(dòng)力和橫航向氣動(dòng)力均出現(xiàn)較大的散布，并且橫航向氣動(dòng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離零值，這是由跨聲速下激波/邊界層干擾導(dǎo)致的氣動(dòng)力非線性造成的[5]。Loeser等采用靜態(tài)測(cè)力的試驗(yàn)方法對(duì)中等展弦比飛翼布局SACCON(Stability And Control CONfiguration)進(jìn)行了試驗(yàn)研究，研究結(jié)果表明，在Ma=0.15、α=14°～19°下其橫航向氣動(dòng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離零值，這是由橫航向氣動(dòng)力對(duì)側(cè)滑角非線性造成的[6]。Rein等采用靜態(tài)測(cè)力的試驗(yàn)方法對(duì)SACCON進(jìn)行了試驗(yàn)研究，研究結(jié)果表明，在Ma=0.8、α=11°～20°下其橫航向氣動(dòng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離零值且出現(xiàn)較大的散布，這亦是由跨聲速下氣動(dòng)力非線性造成的[7]。蘇繼川等對(duì)一種典型的小展弦比飛翼布局在跨聲速下的流動(dòng)特性開(kāi)展研究，研究結(jié)果表明，當(dāng)Ma=0.9時(shí)，飛翼標(biāo)模在迎角為4°開(kāi)始出現(xiàn)渦升力；渦核內(nèi)流動(dòng)達(dá)到超聲速，旋渦強(qiáng)度隨著迎角增加而增加，并向內(nèi)側(cè)移動(dòng)，激波強(qiáng)度也逐漸增加，前緣渦與激波發(fā)生交叉干擾[8]。從這些試驗(yàn)研究中可以借鑒到，采用重復(fù)性靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)可以捕捉橫航向氣動(dòng)力的散布以及對(duì)可能出現(xiàn)的飛行失穩(wěn)的預(yù)示，這是在開(kāi)展動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性研究的初期可供采用的可靠有效的方法。

調(diào)研還發(fā)現(xiàn)，目前對(duì)小展弦比飛翼布局在超聲速下的動(dòng)態(tài)特性還缺乏研究。該布局在超聲速下是否有更好的穩(wěn)定性還是會(huì)出現(xiàn)類(lèi)似于低速下的失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)，目前尚無(wú)結(jié)論[10-14]。針對(duì)這一問(wèn)題，進(jìn)行了探索研究，擬采用風(fēng)洞試驗(yàn)的手段，在Ma=0.8～1.5、α=-2°～28°探索小展弦比飛翼布局出現(xiàn)橫航向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的現(xiàn)象。若能取得認(rèn)識(shí)，將能夠?qū)M(jìn)一步研究穩(wěn)定性提供指導(dǎo)。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c機(jī)構(gòu)

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h3>

試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀芍袊?guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心提出[8]， 如圖1所示。本研究所用試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀芍袊?guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院二所二室設(shè)計(jì)、加工[9]，見(jiàn)圖2所示。該小展弦比飛翼布局展弦比為1.54，前緣后掠角為65°，尾緣后掠角為±47°，翼型采用了超臨界翼型，前緣為直前緣，中心隆起，尾緣為鋸齒形，具備小展弦比飛翼布局飛機(jī)的基本幾何特征。模型縮比為1∶19，力矩參考點(diǎn)為( 57.5%根弦，0， 2.71%根弦 )，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒牧喜捎贸蹭X加工。模型在風(fēng)洞中采用尾部支撐方式，模型內(nèi)腔通過(guò)錐配合與六分量?jī)?nèi)式天平連接，天平后端通過(guò)楔子連接支桿，支桿后安裝過(guò)渡接頭，最后接頭與剛性支架相連。

圖1 小展弦比飛翼布局?jǐn)?shù)模

圖2 小展弦比飛翼布局試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

1.2 試驗(yàn)天平與風(fēng)洞

本試驗(yàn)采用六分量測(cè)力天平來(lái)測(cè)量氣動(dòng)力，支撐裝置的強(qiáng)度和剛度滿(mǎn)足試驗(yàn)要求。六分量天平的靜校準(zhǔn)度和精度見(jiàn)表1所示。

表1 六分量天平單元測(cè)量的不確定度

試驗(yàn)在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院FD-12風(fēng)洞中進(jìn)行，試驗(yàn)馬赫數(shù)選為Ma=0.8、0.95、1.5三個(gè)典型馬赫數(shù)。FD-12風(fēng)洞是一座亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗(yàn)段橫截面為1.2 m×1.2 m，亞、跨聲速試驗(yàn)馬赫數(shù)為Ma=0.3～1.2，超聲速試驗(yàn)馬赫數(shù)為Ma=1.5～4.0，攻角變化范圍為α=-15°～25°。試驗(yàn)段側(cè)壁各有兩個(gè)觀察窗，配備紋影系統(tǒng)。風(fēng)洞氣流參數(shù)和模型底部左右底壓采用Honeywell壓力傳感器測(cè)量，測(cè)量精度為0.05%F.S.。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

試驗(yàn)條件與范圍分別如表2、表3、表4所示。

表2 Ma=0.8試驗(yàn)車(chē)次數(shù)據(jù)

表3 Ma=0.95試驗(yàn)車(chē)次數(shù)據(jù)

表4 Ma=1.5試驗(yàn)車(chē)次數(shù)據(jù)

2.1 縱向氣動(dòng)力特性

Ma=0.8、0.95、1.5下的升力、阻力和俯仰力矩特性曲線分別見(jiàn)圖3、圖4、圖5所示。

在Ma=0.8下，縱向氣動(dòng)力未出現(xiàn)比較大的散布。對(duì)于升力特性曲線，當(dāng)攻角為α=6°時(shí)，升力線斜率出現(xiàn)了增加，當(dāng)攻角為α=16°時(shí)，升力線斜率發(fā)生了減小。對(duì)于俯仰力矩特性曲線，在Ma=0.8下，Cm～α曲線呈現(xiàn)單調(diào)變化，焦點(diǎn)位置一直處于力矩參考點(diǎn)之前，即Cmα>0。在攻角α=6°處，俯仰力矩曲線斜率發(fā)生了減小，在攻角為α=10°處，俯仰力矩曲線斜率又出現(xiàn)了增加，在攻角為α=16°處，俯仰力矩曲線斜率出現(xiàn)了急劇的減小，隨后又緩慢增加，并且在α=16°～28°數(shù)據(jù)出現(xiàn)了輕微的散布。試驗(yàn)車(chē)次總結(jié)見(jiàn)表2所示?？傮w上，在Ma=0.8下，該小展弦比飛翼布局縱向氣動(dòng)力未出現(xiàn)比較大的散布，反映了該外形在跨聲速下的一般縱向氣動(dòng)力特性。

在Ma=0.95下，縱向氣動(dòng)力未出現(xiàn)比較大的散布。對(duì)于升力特性曲線，當(dāng)攻角為α=6°時(shí)，升力線斜率出現(xiàn)了增加，當(dāng)攻角為α=14°時(shí)，升力線斜率出現(xiàn)了減小。對(duì)于俯仰力矩特性曲線，在α=-2°～6°，焦點(diǎn)在力矩參考點(diǎn)之前，即Cmα>0；在α=6°～8°，焦點(diǎn)在力矩參考點(diǎn)之后，Cmα<0；在α=8°～14°，俯仰力矩曲線斜率又出現(xiàn)了增加，焦點(diǎn)位置又移動(dòng)到力矩參考點(diǎn)之前，即Cmα>0；在α=14°～20°，俯仰力矩曲線斜率發(fā)生了減小，焦點(diǎn)位置始終在力矩參考點(diǎn)之前，即Cmα>0。俯仰力矩特性在α=-2°～20°未出現(xiàn)明顯的散布，但在α=6°～8°出現(xiàn)了局部的凹陷。試驗(yàn)車(chē)次總結(jié)見(jiàn)表3?？傮w上，在Ma=0.95下，該小展弦比飛翼布局縱向氣動(dòng)力未出現(xiàn)比較大的散布，反映了該外形在跨聲速下的一般縱向氣動(dòng)力特性。

在Ma=1.5下，縱向氣動(dòng)力未出現(xiàn)比較大的散布，試驗(yàn)車(chē)次總結(jié)見(jiàn)表4。對(duì)于升力特性曲線，在α=-2°～8°，升力近于線性增加，并且數(shù)據(jù)未出現(xiàn)比較大的散布；在α=8°～16°，升力出現(xiàn)了非線性增加，升力線斜率發(fā)生了減小，并且數(shù)據(jù)出現(xiàn)了輕微的散布。對(duì)于俯仰力矩特性曲線，在α=-2°～2°，焦點(diǎn)位置在力矩參考點(diǎn)之前，即Cmα>0，在α=2°～12°，焦點(diǎn)位置在力矩參考點(diǎn)之后，即Cmα<0，在α=12°～16°，焦點(diǎn)位置又回到力矩參考點(diǎn)之前，即Cmα>0，這種變化趨勢(shì)可能是由于在Ma=1.5下該外形的焦點(diǎn)在力矩參考點(diǎn)前后移動(dòng)所致。在α=-2°～12°，俯仰力矩未出現(xiàn)明顯的散布，在α=14°～16°，則出現(xiàn)了輕微的散布。

圖3 Ma=0.8下縱向氣動(dòng)力特性曲線

圖4 Ma=0.95下縱向氣動(dòng)力特性曲線

圖5 Ma=1.5下縱向氣動(dòng)力特性曲線

2.2 橫航向氣動(dòng)力特性

Ma=0.8、0.95、1.5下的橫向力、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩特性曲線分別見(jiàn)圖6、圖7、圖8所示。圖6～圖8均顯示出小展弦比飛翼布局在跨、超聲速下的橫航向氣動(dòng)力特性存在比較大的散布。

在Ma=0.8下，當(dāng)攻角處于α=12°～28°，橫航向氣動(dòng)力出現(xiàn)比較大的散布，并且遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離零值，見(jiàn)表2，其中，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl為近似對(duì)稱(chēng)分布，這可能是由跨聲速下橫航向氣動(dòng)力對(duì)側(cè)滑角出現(xiàn)非線性造成的。在Ma=0.95下，當(dāng)攻角處于α=-2°～6°，橫航向氣動(dòng)力為小量值，并且近于零值；當(dāng)攻角處于α=8°～16°，橫航向氣動(dòng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離零值，并且氣動(dòng)力出現(xiàn)較大的散布，見(jiàn)表3，其中，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl為近似對(duì)稱(chēng)分布，這可能是由跨聲速下橫航向氣動(dòng)力對(duì)側(cè)滑角出現(xiàn)非線性造成的。在Ma=1.5下，橫航向氣動(dòng)力數(shù)據(jù)散布小于Ma=0.8、0.95下的數(shù)據(jù)散布：在攻角α=-2°～12°，橫航向氣動(dòng)力近于零值，數(shù)據(jù)出現(xiàn)輕微的散布；在攻角α=14°～16°，橫航向氣動(dòng)力偏離零值，并且數(shù)據(jù)散布比較大，見(jiàn)表4所示，這可能是由超聲速下氣動(dòng)力非線性造成的。由圖6、圖7、圖8可知，在跨、超聲速下，均存在一個(gè)攻角區(qū)域，在該區(qū)域內(nèi)橫航向氣動(dòng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離零值且數(shù)據(jù)散布很大，顯示出橫航向氣動(dòng)力非線性特征，這一結(jié)果表明該小展弦比飛翼布局在該飛行條件下可能出現(xiàn)橫航向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)。

圖6 Ma=0.8下橫航向氣動(dòng)力特性曲線

圖7 Ma=0.95下橫航向氣動(dòng)力特性曲線

圖8 Ma=1.5下橫航向氣動(dòng)力特性曲線

2.3 橫航向失穩(wěn)特征的識(shí)別

在Ma=0.8下，在α=-2°～14°縱向氣動(dòng)力未出現(xiàn)明顯的散布，在α=16°～28°俯仰力矩出現(xiàn)了輕微的散布；對(duì)于橫航向氣動(dòng)力，在α=12°～28°，橫航向氣動(dòng)力出現(xiàn)比較大的散布，該結(jié)果預(yù)示著在這些飛行條件下可能出現(xiàn)橫航向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)。

在Ma=0.95下，在整個(gè)α=-2°～20°縱向氣動(dòng)力未出現(xiàn)明顯的散布，在α=8°～16°橫航向氣動(dòng)力出現(xiàn)了明顯的散布，該結(jié)果預(yù)示著在這些飛行條件下可能出現(xiàn)橫航向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)。

在Ma=1.5下， 在α=-2°～12°，縱向氣動(dòng)力未出現(xiàn)明顯的散布，在α=14°～16°，俯仰力矩出現(xiàn)了輕微的散布；對(duì)于橫航向氣動(dòng)力，在攻角α=14°～16°出現(xiàn)了明顯的散布，該結(jié)果表明小展弦比飛翼布局不僅在跨聲速下存在橫航向氣動(dòng)力散布以及飛行失穩(wěn)的特征，而且在超聲速下亦是如此，這是本研究試驗(yàn)獲得的新認(rèn)識(shí)。

3 結(jié)論

1) 在Ma=0.8下，當(dāng)攻角處于α=12°～28°，橫航向氣動(dòng)力出現(xiàn)比較大的散布，遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離零值。

2) 在Ma=0.95下，當(dāng)攻角處于α=8°～16°，橫航向氣動(dòng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離零值，氣動(dòng)力出現(xiàn)較大的散布。

3) 在Ma=1.5下，在α=14°～16°，該小展弦比飛翼布局橫航向氣動(dòng)力遠(yuǎn)遠(yuǎn)偏離零值，氣動(dòng)力散布很大。

研究結(jié)果表明，這些氣動(dòng)力非線性特征可能導(dǎo)致橫航向失穩(wěn)運(yùn)動(dòng)的發(fā)生。

致謝：衷心感謝中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院吳軍飛高工在模型安裝、風(fēng)洞試驗(yàn)和試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理中給予的幫助。