左林玄,王晉軍

(北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100191)

0 引 言

無尾飛翼布局在各種無人機(jī)方案中具有較大優(yōu)勢,其布局結(jié)構(gòu)簡單,氣動效率高,具有良好的機(jī)動性、低可探測性和易于進(jìn)行發(fā)動機(jī)一體化布置等眾多優(yōu)點(diǎn)。這種布局一般采用翼身融合設(shè)計,取消立尾和平尾,配置多操縱面。飛翼布局飛機(jī)在進(jìn)行機(jī)動飛行時,氣動力和力矩呈現(xiàn)顯著的非線性特征,三軸力和力矩耦合嚴(yán)重,其運(yùn)動方程已完全是六自由度的非線性方程,無法使用傳統(tǒng)的小擾動方法和縱橫向運(yùn)動的解耦方法來處理。為保證飛機(jī)在全飛行包線的飛行可控,并能達(dá)到滿意的飛行品質(zhì),不僅要彌補(bǔ)失去平尾、立尾后的安定性,而且還要獲得較高的機(jī)動性和敏捷性。因此對無尾飛翼布局飛機(jī)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(jī)高敏捷性所要求的各種動作[1-2]。

早在1951年國外就開始對全動翼尖(AllMovingTip,AMT)進(jìn)行探索性研究,但只是作為升力控制面或滾轉(zhuǎn)控制面,現(xiàn)在則作為阻力面或偏航操縱面[3-4]。全動翼尖與阻力式方向舵類似,當(dāng)單側(cè)作動時型阻和誘導(dǎo)阻力增大,進(jìn)而產(chǎn)生所需的偏航力矩。當(dāng)攻角較小時,上翼面尚未分離或者分離較弱,此時當(dāng)全動翼尖后緣向下偏轉(zhuǎn)時,翼尖攻角增大,引起局部升力增大,由于全動翼尖通常位于全機(jī)重心之后,因此會產(chǎn)生低頭力矩;如果此時左側(cè)翼尖偏轉(zhuǎn),由于飛翼左側(cè)升力增大,將產(chǎn)生向右的滾轉(zhuǎn)力矩[5-6]。隨著攻角的增大,前緣分離渦逐漸增強(qiáng),此時攻角和全動翼尖的偏度均會對分離渦的發(fā)展變化產(chǎn)生影響,滾轉(zhuǎn)力矩的方向極有可能會改變。因此全動翼尖的作動和升力、俯仰力矩及滾轉(zhuǎn)力矩耦合較大且變化規(guī)律復(fù)雜。

與傳統(tǒng)的方向舵相比,全動翼尖的鉸鏈力矩小、結(jié)構(gòu)緊湊、占用空間不大,便于驅(qū)動,且效重比(效重比定義為單位質(zhì)量的包括操縱面、作動器以及液壓系統(tǒng)的整套裝備在內(nèi)的全套操縱機(jī)構(gòu)所能提供的可用操縱能力,屬于衡量操縱機(jī)構(gòu)有效性的重要指標(biāo))較高,尤其適合薄翼型。對于小展弦比、大后掠的超聲速戰(zhàn)機(jī),由于力臂較短且機(jī)翼厚度較小,需要功率較大且占用空間相對較小的作動器,因此全動翼尖尤其適合在小展弦比飛翼布局飛機(jī)上使用[7-9]。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)還表明,全動翼尖在大攻角階段(60°攻角左右)仍具有良好的偏航控制能力,且其偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的偏航力矩基本不隨側(cè)滑角的改變而變化[9],對于航向靜不穩(wěn)定的飛翼布局飛機(jī)而言,這一特性很有優(yōu)勢。同時,全動翼尖在全飛行包線內(nèi)的偏航控制力基本不受穩(wěn)定旋轉(zhuǎn)的影響,提供了大攻角時的可控性及抗尾旋能力[9]。

本文通過風(fēng)洞測力實(shí)驗(yàn),對某型無尾飛翼布局飛機(jī)的本體氣動特性和AMT的操縱效能進(jìn)行了研究,以期為今后開展全動翼尖與俯仰襟翼、升降副翼等配合作動來解決飛翼布局的控制問題奠定基礎(chǔ)。

1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?、設(shè)備

模型采用分體式設(shè)計,分為機(jī)身、機(jī)翼、兩組副翼和全動翼尖,表面經(jīng)過電擊處理。模型材料為硬鋁,型號為LY12CZ。布局參數(shù)如圖1所示,模型機(jī)身長255.02mm,展長 327.08mm,前緣后掠角55°,全動翼尖面積占全機(jī)參考面積的2.95%,轉(zhuǎn)動軸距離布局頂點(diǎn)220.74mm。模型參考中心距機(jī)身前緣64mm。

圖1 布局視圖(單位:mm)Fig.1 Sketch of testmodel(unit:mm)

測力實(shí)驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)D1低速風(fēng)洞中進(jìn)行,該風(fēng)洞為開口式回流風(fēng)洞。實(shí)驗(yàn)段全長1.45m,擴(kuò)散角約 5°,截面呈橢圓形,進(jìn)口尺寸為1.02m×0.76m,出口尺寸為1.07m×0.81m,湍流度ε＜0.3%,最大可用風(fēng)速為50m/s。實(shí)驗(yàn)風(fēng)速V∞=20m/s,基于機(jī)身特征長度的雷諾數(shù)(Re=ρLV∞/μ)為3.48×105。實(shí)驗(yàn)采用六分量腹撐天平進(jìn)行測力。

2 飛機(jī)本體氣動特性

飛機(jī)本體氣動特性是指操縱面不作動時,飛機(jī)的三軸力和力矩等隨攻角的變化規(guī)律。飛機(jī)本體氣動特性如圖2所示。從圖2(a)可知,飛機(jī)的失速攻角αs=22°,最大升力系數(shù) CLmax=0.79。當(dāng) α≤10°時,阻力系數(shù)CD基本不變,在 0.05附近略有波動,α＞10°后,CD急劇增大。全機(jī)的升阻比特性如圖2(c)所示,在α=10°時升阻比最大,即(CL/CD)max=8.5。圖2(d)反映了飛機(jī)的俯仰特性,零升俯仰力矩系數(shù)Cm0≈0,這對飛機(jī)起降不利,但斜率 Cmα＜0,飛機(jī)是縱向靜穩(wěn)定的。隨著α的增大,Cmα逐漸變大,在α=30°時接近于零。

圖2 飛機(jī)本體氣動特性Fig.2 Inherent aerodynamic characteristics

3 AMT對飛機(jī)氣動特性的影響

AMT作為偏航操縱面或阻力面具有重要的研究價值。當(dāng)其單側(cè)作動時能夠產(chǎn)生較大的離軸阻力,同時由于距氣動中心較遠(yuǎn),能夠產(chǎn)生相當(dāng)可觀的偏航力矩,是較理想的偏航控制面。而當(dāng)兩側(cè)同步作動時能夠產(chǎn)生一定的阻力,可以作為阻力面來使用。實(shí)驗(yàn)對AMT單側(cè)作動和兩側(cè)同步作動進(jìn)行了研究,單側(cè)作動是指一側(cè)的AMT作動而另一側(cè)保持不變,同步作動是指左右兩側(cè)的AMT保持相同的偏度。本文中以AMT后緣向下偏轉(zhuǎn)為正,左側(cè)翼尖為單側(cè)作動翼尖。

3.1 單側(cè)作動

隨著舵偏角δ的變化,CL略有改變,如圖 3(a)所示,但升力曲線的變化規(guī)律并未改變。CLmax的變化規(guī)律如圖3(b),當(dāng)δ≤40°時,CLmax隨著δ的增大一直增大;δ=50°時 CLmax則急劇降低,以后曲線平緩降低;在δ≥80°時,CLmax幾乎為一常數(shù)。可見AMT單側(cè)作動能在較小舵偏時能夠起到增升的作用,但當(dāng)舵偏較大時CLmax則降低。隨著舵偏角δ的增大,CD的變化如圖3(c)所示。阻力的變化如圖3(d),可見CD隨δ的增大一直在增大,在δ=90°時達(dá)到最大。最大升阻比(CL/CD)max的變化如圖3(e)所示,可見δ的變化并不改變(CL/CD)max對應(yīng)的攻角,但其值隨δ的增大呈下降趨勢。側(cè)力Cy隨δ的增大基本不變,限于篇幅未給出相關(guān)圖片,AMT單側(cè)作動和Cy是弱耦合。

圖3 AMT單側(cè)作動影響Fig.3 Effects of single AMT deflection

偏航力矩系數(shù)Cn隨δ的變化趨勢如圖3(f)所示,當(dāng) δ≤60°時,Cn隨 δ的增大逐漸減小,而 δ＞60°后,Cn的作動效率不變或略有降低。這是由于小攻角小舵偏時,AMT的流動結(jié)構(gòu)為附著流,此時產(chǎn)生的阻力增量較小,未能形成有效的偏航力矩,而較大攻角時,由于流動分離,AMT的型阻增大,作動效率明顯提高,這和Gillard[9]等人的結(jié)論是一致的。從圖3(f)還可以看出,當(dāng)δ＞6°后,Cn隨 α的變化很小,作動效率接近恒值。對比圖3(a)和3(f)可知,AMT的作動能夠在升力變化不大的情況下,達(dá)到一定的偏航控制效果,這和AMT力臂較長、面積較小有很大關(guān)系。在小舵偏條件下,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù) CL變?yōu)樨?fù)值,如圖3(g)所示,此時飛機(jī)具有負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩,這是因?yàn)樽髠?cè)翼尖的單獨(dú)作動會造成左半翼的升力損失,在右半翼升力不變的情況下必然會產(chǎn)生負(fù)向的滾轉(zhuǎn)。但是舵偏較大時,CL有變?yōu)檎驖L轉(zhuǎn)的趨勢,此時AMT進(jìn)入局部大攻角狀態(tài),流動結(jié)構(gòu)變復(fù)雜,規(guī)律不明顯?？梢?AMT單側(cè)作動時和滾轉(zhuǎn)的耦合很緊密。俯仰力矩Cm的變化規(guī)律如圖3(h)所示,隨著攻角的增大,飛機(jī)本體先低頭再抬頭,這是因?yàn)樵谛」ソ菚r,增加偏度相當(dāng)于增加局部攻角,升力會提高,此時飛機(jī)低頭,而當(dāng)攻角進(jìn)一步增大時,AMT失速,升力下降,飛機(jī)產(chǎn)生抬頭力矩。從圖中還可以看出,δ增大時,俯仰力矩增量 ΔCm基本上呈增大的趨勢,AMT操縱產(chǎn)生的俯仰效應(yīng)增大。

3.2 同步作動

AMT同步作動時飛機(jī)本體是結(jié)構(gòu)對稱的,對飛機(jī)橫航向特性基本沒有影響,以下將討論AMT同步作動對縱向特性的影響,且由于同步作動和單側(cè)作動的縱向特性相似,下文中只給出兩者部分實(shí)驗(yàn)狀態(tài)結(jié)果的對比。

圖4 AMT同步作動的影響Fig.4 Effects of AMT simultaneous deflection

AMT同步作動對升力的影響較小,圖4(a)示出了小攻角狀態(tài)的升力增量,可見當(dāng)舵偏較小時單側(cè)和同步作動都能起到一定的增升作用,但隨著舵偏增大AMT進(jìn)入完全失速狀態(tài),有效升力面減小,全機(jī)升力系數(shù)略有降低,且同步作動的影響幅度較大。同步作動對阻力特性影響較為顯著,如圖4(b)所示,可見相對于飛機(jī)本體C D而言,隨著舵偏增大,同步作動的CD一直呈增大趨勢,在δ≥50°時可以達(dá)到 40%以上,同時比單側(cè)作動的C D至少大10%,部分舵偏狀態(tài)甚至達(dá)到了2倍。結(jié)合圖4(a)和4(b)可知AMT同步作動時能夠在升力損失較小的情況下提供較大的阻力,作為阻力操縱裝置是很有優(yōu)勢的。

AMT作動對(C L/C D)max的影響如圖4(c)所示,可見單側(cè)和同步作動對(C L/C D)max的影響規(guī)律基本相同,但同步作動的影響幅度要大,在δ=90°時甚至可以使全機(jī)(CL/CD)max降低為4.5。圖4(d)給出了AMT作動對C m的影響,兩者影響量都較小,這是由于AMT相對全機(jī)面積較小、對升力影響不大所致,但是隨著舵偏的增大兩者使飛機(jī)抬頭的趨勢都在增加。

4 結(jié) 論

本實(shí)驗(yàn)針對無尾飛翼布局飛機(jī)的本體特性和AMT的操縱特性進(jìn)行了研究,主要結(jié)論如下:

(1)飛機(jī)本體縱向是靜穩(wěn)定的,但零升俯仰力矩系數(shù)C m0≈0,這對飛機(jī)起降不利。

(2)AM T單側(cè)作動能夠在升力變化較小的條件下提供一定的偏航力矩,同時也伴隨著較大的滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩,但和側(cè)力是弱耦合的。

(3)AMT作動對升力影響較小,但對最大升阻比影響較大,主要是因?yàn)锳MT作動對小攻角狀態(tài)的阻力影響較大。

(4)AMT同步作動的縱向特性和單側(cè)作動時相似,但幅度相對要大,因此其作為阻力操縱面是適合的。

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