付軍泉,史志偉,*,陳 杰,周夢(mèng)貝,吳大衛(wèi),潘立軍

(1.南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院 非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)與流動(dòng)控制工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,南京 210016;2.中國(guó)商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,上海 201210)

0 引 言

隨著航空電子技術(shù)和控制技術(shù)的不斷發(fā)展，以及對(duì)飛機(jī)燃油效率、碳排放和氮氧化物排放要求的不斷提高，翼身融合飛行器因其高升阻比而成為代替?zhèn)鹘y(tǒng)飛行器的可行選擇之一[1-3]。翼身融合飛行器具有較好的氣動(dòng)性能，但也面臨各種挑戰(zhàn)。例如多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)問(wèn)題，配平、穩(wěn)定性與操縱性問(wèn)題等[4-8]。翼身融合飛行器的操穩(wěn)特性及動(dòng)態(tài)特性與常規(guī)飛機(jī)的差異，特別是翼身融合橫航向穩(wěn)定性與操縱性問(wèn)題，對(duì)其極限飛行狀態(tài)提出了更高要求。開(kāi)展飛行器極限飛行狀態(tài)研究，對(duì)于保證飛行安全、預(yù)防飛行事故具有有重要意義。

飛行器極限飛行狀態(tài)包括失速、尾旋和偏離[9-11]。當(dāng)飛行器在大迎角下飛行，可能出現(xiàn)自動(dòng)急劇偏轉(zhuǎn)、機(jī)翼?yè)u擺或翼落、機(jī)頭下沉、機(jī)頭晃動(dòng)或上仰等非指令現(xiàn)象。若不能及時(shí)糾正或改出，就會(huì)很快發(fā)展為難以控制的搖擺或滾轉(zhuǎn)，以致進(jìn)入尾旋。觸發(fā)偏離的原因很多，其實(shí)質(zhì)是飛行器氣動(dòng)力與慣性力組合的結(jié)果；對(duì)于與飛行器運(yùn)動(dòng)狀態(tài)參數(shù)相關(guān)的氣動(dòng)力失穩(wěn)引起的偏離，若能在設(shè)計(jì)初期就進(jìn)行預(yù)測(cè)，就可以有效延緩或消除偏離[12-15]。

飛行器偏離特性的研究手段包括風(fēng)洞試驗(yàn)、模型自由飛試驗(yàn)和全尺寸試飛試驗(yàn)。飛行試驗(yàn)雖然可靠度最高，但周期長(zhǎng)、風(fēng)險(xiǎn)大、投入高[16-17]。因此，在飛行試驗(yàn)前，基于大量風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)和經(jīng)驗(yàn)，發(fā)展了一系列穩(wěn)定判據(jù)，如側(cè)滑偏離判據(jù)、橫向控制偏離參數(shù)、Weissman組合判據(jù)[18-20]等。而為了直接研究飛行器偏離的非線性動(dòng)力學(xué)現(xiàn)象，在風(fēng)洞中發(fā)展了單自由度釋放試驗(yàn)及風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)[21-22]，能夠填補(bǔ)常規(guī)風(fēng)洞試驗(yàn)和大氣飛行試驗(yàn)之間的空白、降低飛行試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)、縮短研發(fā)周期，并可通過(guò)減少試驗(yàn)次數(shù)和試驗(yàn)設(shè)備耗費(fèi)來(lái)降低試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)。

本文針對(duì)某翼身融合布局飛行器，基于風(fēng)洞靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)，采用多種穩(wěn)定性判據(jù)對(duì)其偏離特性進(jìn)行分析，并通過(guò)風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)加以驗(yàn)證。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图胺椒?/h2>

常規(guī)測(cè)力試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)回流式低湍流度開(kāi)口風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞開(kāi)口試驗(yàn)段截面尺寸為1.5 m×1.0 m，長(zhǎng)度為1.7 m，最大穩(wěn)定風(fēng)速25 m/s。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)見(jiàn)表1。試驗(yàn)時(shí)，模型采用尾撐方式(見(jiàn)圖1)，試驗(yàn)風(fēng)速10 m/s，以Φ14六分量桿式天平測(cè)量氣動(dòng)力和力矩。

表1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)Table 1 Geometric parameters of the test model

虛擬飛行試驗(yàn)在南京航空航天大學(xué)NH-2低速風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞試驗(yàn)段截面尺寸為3 m×2.5 m，最大穩(wěn)定風(fēng)速90 m/s。試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎?D打印加工制作，安裝微型舵機(jī)以實(shí)現(xiàn)對(duì)舵面的操控，在舵面旋轉(zhuǎn)軸內(nèi)端連接磁編碼器測(cè)量偏角，控制器通過(guò)ADC采集即時(shí)舵偏角度。模型內(nèi)嵌基于樹(shù)莓派的機(jī)載飛行控制器，可實(shí)現(xiàn)信號(hào)采集、姿態(tài)估算、執(zhí)行控制律和數(shù)據(jù)記錄等功能。飛行器角速度通過(guò)飛行控制器內(nèi)嵌高精度慣性傳感器測(cè)量，并由擴(kuò)展卡爾曼濾波器對(duì)姿態(tài)角(滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航)進(jìn)行估算。虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ图鞍惭b如圖2所示。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ桶惭b圖Fig.1 Installation of the experimental model

圖2 虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.2 The virtual flight test model

虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c測(cè)力試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷某叽绫壤秊?∶1。圖3給出了試驗(yàn)中飛行器機(jī)體的坐標(biāo)定義，并標(biāo)明舵面位置，各舵面的偏轉(zhuǎn)角度均為±30°。虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷膸缀螀?shù)見(jiàn)表2。

圖3 虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿晥DFig.3 Three views of the virtual flight test model

本文設(shè)計(jì)并制作了多軸承式三自由度釋放機(jī)構(gòu)。該機(jī)構(gòu)可實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)和俯仰軸轉(zhuǎn)動(dòng)±60°、繞偏航軸的任意角度轉(zhuǎn)動(dòng)，如圖4所示。模型還設(shè)有配重位置用于重心調(diào)節(jié)，保證自由度釋放試驗(yàn)中重心位置與旋轉(zhuǎn)中心基本重合。

表2 虛擬飛行試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)Table 2 Geometric parameters of the virtual flight test model

圖4 三自由度機(jī)構(gòu)Fig.4 3 degree of freedom rig

試驗(yàn)中，為獲得該BWB(Blended-Wing-Body)布局飛行器的偏離特性，通過(guò)地面控制中心向機(jī)載飛控系統(tǒng)發(fā)送俯仰指令，使飛行器模型緩慢抬頭，直至出現(xiàn)偏離發(fā)散。該過(guò)程中，全程記錄飛行器姿態(tài)角和角速度信息。

2 失速偏離特性研究

2.1 橫航向靜穩(wěn)定性判據(jù)Clβ和Cnβ

橫航向靜穩(wěn)定性是衡量飛行器受到擾動(dòng)后能否恢復(fù)原始狀態(tài)的關(guān)鍵，橫航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)隨迎角變化的曲線可用來(lái)分析飛行器偏離特性。對(duì)于航向穩(wěn)定性，當(dāng)航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ>0，飛行器具有航向穩(wěn)定性，受擾動(dòng)后有自動(dòng)恢復(fù)原航向的趨勢(shì)；當(dāng)Cnβ<0，則受擾動(dòng)后飛行器會(huì)喪失航向穩(wěn)定性，航向偏離發(fā)散。而對(duì)于橫向穩(wěn)定性，當(dāng)橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ<0，飛行器是橫向靜穩(wěn)定的；當(dāng)Clβ>0，飛行器可能發(fā)生非指令的滾轉(zhuǎn)偏離。

圖5為側(cè)滑情況下，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)與無(wú)側(cè)滑情況下的對(duì)比曲線。將其轉(zhuǎn)化為橫航向穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ以及Cnβ，結(jié)果如圖6所示。

由圖6可以看出：橫向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Clβ在很小的迎角α=5°時(shí)就發(fā)生變號(hào)，由負(fù)值變?yōu)檎?，出現(xiàn)橫向不穩(wěn)定；當(dāng)迎角繼續(xù)增大，其不穩(wěn)定性也在加?。恢敝?2°迎角時(shí)，Clβ開(kāi)始降低，并在37°迎角時(shí)，再次發(fā)生變號(hào)，Clβ由正值變?yōu)樨?fù)值，重新恢復(fù)橫向穩(wěn)定性。而對(duì)于航向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Cnβ，可以看出：當(dāng)α≤28°時(shí)，航向都是靜穩(wěn)定的；在28°<α<38°時(shí)，飛行器失去航向穩(wěn)定性；當(dāng)α≥38°時(shí)，又恢復(fù)穩(wěn)定性。

圖5 橫航向力矩系數(shù)曲線Fig.5 Roll and yaw moment coefficient curves

圖6 橫航向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Fig.6 Directional and lateral stability derivatives

通過(guò)對(duì)橫航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)的分析，可以初步判斷該BWB布局飛行器的橫向靜穩(wěn)定性較差，在小迎角下即可能發(fā)生非指令的滾轉(zhuǎn)發(fā)散；相對(duì)而言，航向穩(wěn)定性較好，在28°～38°范圍內(nèi)可能出現(xiàn)側(cè)向偏離。

2.2 側(cè)滑偏離判據(jù)Cnβ,dyn

由于飛行器上反角和后掠角等外形參數(shù)對(duì)偏離特性存在影響，若僅使用橫航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)作為偏離判據(jù)，將與飛行器的實(shí)際飛行狀態(tài)有所不同。為研究這些可能出現(xiàn)的情況，可將動(dòng)態(tài)航向穩(wěn)定參數(shù)Cnβ,dyn作為側(cè)滑偏離判據(jù)加以分析。側(cè)滑偏離判據(jù)考慮了在副翼/方向舵中立時(shí)，不同迎角下，橫航向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)和轉(zhuǎn)動(dòng)慣量對(duì)飛行器航向穩(wěn)定性的綜合影響，可以比較真實(shí)地反映偏離運(yùn)動(dòng)中飛行器的方向穩(wěn)定情況。Cnβ,dyn的表達(dá)式如下：

其中，Ix和Iz分別為橫向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和航向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。通常，當(dāng)Cnβ,dyn>0時(shí)，認(rèn)為飛行器不會(huì)發(fā)生偏航方向的發(fā)散。

圖7為該BWB布局飛行器動(dòng)態(tài)航向穩(wěn)定參數(shù)Cnβ,dyn隨迎角的變化曲線?？梢钥吹剑寒?dāng)16°<α<37°時(shí)，Cnβ,dyn<0，表明在該迎角范圍內(nèi)，飛行器對(duì)側(cè)滑角的瞬時(shí)反應(yīng)將使側(cè)滑增大，飛行器發(fā)生偏離，更容易進(jìn)入尾旋，尾旋敏感性也更強(qiáng)。

圖7 動(dòng)態(tài)航向穩(wěn)定參數(shù)Cnβ,dynFig.7 Dynamic directional stability parameter

2.3 橫向控制偏離參數(shù)LCDP

橫向控制偏離參數(shù)LCDP引入了副翼操縱效率的影響，主要用于預(yù)測(cè)進(jìn)行橫向操縱時(shí)引起飛行器偏航發(fā)散的敏感程度。LCDP的定義如下：

式中，Cnδa為偏航力矩系數(shù)對(duì)副翼偏角的導(dǎo)數(shù)、Clδa為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對(duì)副翼偏角的導(dǎo)數(shù)(即副翼操縱效率)。若LCDP>0，則橫向操縱時(shí)有自動(dòng)消除側(cè)滑的趨勢(shì)，飛行器航向穩(wěn)定。圖8給出了操縱導(dǎo)數(shù)Cnδa、Clδa曲線。

圖9給出了橫向控制偏離參數(shù)LCDP隨迎角變化的曲線。當(dāng)迎角α≤16°，LCDP大于零，飛行器是航向靜穩(wěn)定的；當(dāng)16°<α<30°，LCDP小于零，飛行器失去航向靜穩(wěn)定性；當(dāng)30°≤α≤36°，重新具有航向靜穩(wěn)定性；當(dāng)α>36°，再次失去航向靜穩(wěn)定性。

2.4 Weissman組合判據(jù)

側(cè)滑偏離判據(jù)Cnβ,dyn與橫向控制偏離參數(shù)LCDP判據(jù)之間相互影響、相互制約，在單獨(dú)使用時(shí)存在局限性。1972年，在大量實(shí)際飛行數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，Weissman經(jīng)驗(yàn)性地將Cnβ,dyn與LCDP進(jìn)行組合考慮，繪制了Weissman組合判據(jù)。之后Johnston等對(duì)其進(jìn)行了修正，修正后的判據(jù)沿用至今。

圖10為Weissman組合判據(jù)針對(duì)本文BWB布局飛行器的應(yīng)用。圖10(a)和(b)分別為迎角小于24°和迎角大于24°的參數(shù)分布圖。

圖8 操縱導(dǎo)數(shù)Fig.8 Control derivative

圖9 橫向控制偏離參數(shù)LCDPFig.9 Lateral control departure parameter

圖10 WEISSMAN組合判據(jù)結(jié)果Fig.10 Weissman chart

圖中，A區(qū)為無(wú)偏離區(qū)；B區(qū)為輕度偏離區(qū)，可能出現(xiàn)輕度滾轉(zhuǎn)控制發(fā)散；C區(qū)為中度偏離區(qū)，可能出現(xiàn)輕度偏航發(fā)散，當(dāng)加入滾轉(zhuǎn)控制時(shí)會(huì)加劇發(fā)散；D區(qū)為強(qiáng)烈的偏離發(fā)散區(qū)，偏離發(fā)散和滾轉(zhuǎn)控制發(fā)散都很明顯；E區(qū)為中度偏航發(fā)散區(qū)，進(jìn)行滾轉(zhuǎn)控制能減弱發(fā)散趨勢(shì)；F區(qū)為非常強(qiáng)烈的發(fā)散區(qū)，發(fā)散非常迅速。

由圖10可以看出：在迎角16°～18°之間，曲線從A區(qū)(無(wú)偏離區(qū))進(jìn)入C區(qū)(中度偏離區(qū))，可能出現(xiàn)輕度的偏離發(fā)散；在迎角24°～26°之間，從C區(qū)進(jìn)入D區(qū)(強(qiáng)烈偏離發(fā)散區(qū))；當(dāng)迎角繼續(xù)增大至30°，開(kāi)始進(jìn)入F區(qū)(非常強(qiáng)烈的發(fā)散區(qū))，發(fā)散變得非常迅速；迎角到達(dá)38°時(shí)，才從F區(qū)進(jìn)入B區(qū)(輕度偏離區(qū))，可能出現(xiàn)輕微的滾轉(zhuǎn)控制發(fā)散。

2.5 不同判據(jù)下偏離迎角對(duì)比

采用上述4種偏離判據(jù)對(duì)本文的BWB布局飛行器進(jìn)行了穩(wěn)定性分析，獲得了不同判據(jù)下的失穩(wěn)迎角，如表3所示。

表3 不同判據(jù)偏離迎角預(yù)測(cè)結(jié)果Table 3 Prediction results of different criteria

綜上，該BWB布局飛行器的橫向靜穩(wěn)定性較差，航向靜穩(wěn)定性較好。16°迎角之后，Clβ迅速增大，橫向靜不穩(wěn)定性增加，是導(dǎo)致出現(xiàn)偏離的主要原因。根據(jù)Weissman組合判據(jù)，在迎角超過(guò)24°之后，可能出現(xiàn)非常強(qiáng)烈的發(fā)散，發(fā)散非常迅速；而在該迎角下，航向是靜穩(wěn)定的，橫向的靜不穩(wěn)定度極大，滾轉(zhuǎn)導(dǎo)致的側(cè)滑使飛行器迅速偏離，導(dǎo)致飛行器的非指令運(yùn)動(dòng)。

3 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)驗(yàn)證

針對(duì)上述分析，采用風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)對(duì)其結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。試驗(yàn)中，保持副翼與方向舵中立位置，緩慢拉動(dòng)升降舵，使迎角緩慢增大。圖11是試驗(yàn)中飛行器姿態(tài)角隨時(shí)間的變化曲線及局部放大圖。

從圖11可以看出：隨著升降舵舵偏角增大，飛行器俯仰角緩慢增大，此時(shí)偏航角基本保持在0°附近，而滾轉(zhuǎn)角有輕微振蕩(該振蕩由風(fēng)洞湍流度引起)；而當(dāng)俯仰角增大至5°左右，滾轉(zhuǎn)角振蕩幅值為5°，這與橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)在5°迎角出現(xiàn)的不穩(wěn)定性相對(duì)應(yīng)；俯仰角在15°左右迅速增大，滾轉(zhuǎn)角快速發(fā)散，偏航角也同時(shí)出現(xiàn)發(fā)散，這與前文以穩(wěn)定性判據(jù)預(yù)測(cè)的16°偏離失速迎角基本一致。同時(shí)，從虛擬飛行試驗(yàn)結(jié)果也可以清楚地看出：迎角增大后、滾轉(zhuǎn)角迅速發(fā)散，這是導(dǎo)致偏離的主要原因。虛擬飛行試驗(yàn)可以揭示飛行器的偏離現(xiàn)象，能夠很好地驗(yàn)證飛行器穩(wěn)定性判據(jù)預(yù)測(cè)結(jié)果，也為偏離問(wèn)題提供了更加直接的研究手段。

圖11 姿態(tài)角隨時(shí)間的變化曲線Fig.11 Attitude angle curve

4 結(jié) 論

本文利用一系列穩(wěn)定性判據(jù)對(duì)BWB布局飛行器的失速偏離進(jìn)行了分析，獲得了飛行器的大致初始偏離迎角和偏離區(qū)域，并對(duì)其敏感區(qū)進(jìn)行了預(yù)測(cè)。這些穩(wěn)定性判據(jù)從不同側(cè)面反映了BWB布局飛行器的偏離運(yùn)動(dòng)特性，有些判據(jù)僅包括橫向參數(shù)或航向參數(shù)，有些則是耦合判據(jù)，包含橫航向參數(shù)。因此，在進(jìn)行飛行器偏離特性和尾旋敏感性分析時(shí)，應(yīng)綜合利用各種判據(jù)進(jìn)行分析，預(yù)測(cè)飛行器的偏離特性和尾旋敏感性。

虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)與穩(wěn)定性判據(jù)的相互驗(yàn)證，為虛擬飛行試驗(yàn)技術(shù)在飛行器偏離特性研究方面提供了可能。