呂勝利，劉平，楊廣珺，童小燕

（1.西北工業(yè)大學無人機特種技術(shù)國家重點實驗室，陜西西安 710065；2.西北工業(yè)大學航空學院，陜西 西安 710072）

0 引言

較大的機翼展弦比參數(shù)選擇可為飛行器的升阻比提高帶來優(yōu)勢，有利于增加布局升力、減小阻力、提高航程。但固定式機翼的展弦比增加會帶來布局展向尺寸的增大，對某些平時處于存儲狀態(tài)的無人機、巡航導彈等布局而言，為提高空間利用率和攜載數(shù)量，其機翼在存儲狀態(tài)是以90°掠角形式折疊收起、靠攏于機身，相應的尾翼等操控面也是采用折疊收放方式［1-2］。在使用過程中，此類飛行器被助推離開存儲裝置，并在助推加速過程中完成翼面的展開到位，從而在助推結(jié)束、具有一定初速后，為布局提供足夠的飛行升力與姿態(tài)操控能力［3］。因助推過程時間較短，大展弦比機翼布局在變掠角快速展開過程中面臨氣動特性改變、重心與飛行穩(wěn)定性變化、機翼結(jié)構(gòu)強度等問題［4］。

長期以來，對變掠角機翼氣動特性的研究持續(xù)進行，變后掠翼的 F－111，F(xiàn)－14 和 MIG－23 等戰(zhàn)斗機也投入了應用。與現(xiàn)代大展弦比變掠角無人飛行器的研究不同，上述研究主要針對的是戰(zhàn)斗機在不同飛行過程中為減小波阻而進行相對較慢的機翼變后掠角，飛機重心與穩(wěn)定性操控有充足的時間進行調(diào)整。對于本文的背景無人機而言，該布局在較低速度下進行快速的翼面展開，配置的全動尾翼在短時間內(nèi)的偏轉(zhuǎn)操縱反應不足，因此，研究大展弦比機翼變后掠角展開過程中的布局穩(wěn)定性就顯得極為必要，以便于布局總體設計中最佳重心位置的確定和全機載荷布置。

在本文的前期研究中，開展了某型大展弦比收放機翼無人機布局總體方案的初步設計，對布局在巡航狀態(tài)的氣動外形進行了選型研究。為推動布局設計的實用性，本文通過風洞模型實驗測量，獲得了某型大展弦比機翼布局在不同掠角狀態(tài)下的氣動特性和穩(wěn)定性分析結(jié)果。

1 模型設計

本文所研究的模型為具有快速變掠角展開的大展弦比機翼與較長機身相結(jié)合的一種無人飛行器概念布局，經(jīng)過數(shù)值模擬的優(yōu)化設計，確定布局以迎角α=0°作為巡航狀態(tài)，此時的機身阻力分量最小。布局方案的基本外形為:機身具有較大長徑比，機翼安裝連接點位于機身中段，機翼收起時位于機身上部、寬度小于機身最大截面尺寸，巡航狀態(tài)的機翼掠角為Λ=20°，機身尾部布置倒Y型全動尾翼。風洞實驗模型在背景機設計基礎上進行了簡化、縮比，相關(guān)外形和尺寸參數(shù)如圖1所示（長度單位為mm）。

圖1 風洞實驗模型基本外形與機翼尺寸

模型的機身主體采用木質(zhì)材料和金屬材料組合加工制成，機身表面外形呈數(shù)個平面的混合拼接，機身后部直至中段貫通，以便于在機身內(nèi)部布置天平連接端頭，機身上部安裝有整流墊塊；機翼為實心硬鋁數(shù)模加工制造，展弦比為24，各剖面翼型選用NACA7416－73翼型，機翼等根梢比、無氣動與幾何扭轉(zhuǎn)，機翼根部以2°安裝角連接于機身上表面，通過與機身的旋轉(zhuǎn)、固定孔位連接來調(diào)整不同的機翼掠角；三個尾翼使用金屬-木質(zhì)混合材料制造，均為對稱翼型、相對厚度25%、最大厚度位于弦向30%處；實驗模型的質(zhì)量約為2.5 kg，機翼掠角為20°時的重心與天平中心重合，所有型面的樣條偏差小于0.1 mm。

2 實驗設備

實驗工作在西北工業(yè)大學的低湍流度風洞進行。該風洞為直流、下游抽吸式的低速風洞設計，模型測試區(qū)域為串列閉口式實驗段，本文工作所使用的三元實驗段尺寸為1.2 m×1.05 m×2.8 m，設計風速范圍為5～25 m/s。通過洞體前部設置的1組蜂窩組網(wǎng)、12層阻尼網(wǎng)和較大的氣流穩(wěn)定收縮，以及洞體中后部以長距離、小角度的平緩擴張與方圓過渡來避免和減弱氣流分離，保證了實驗段入口處來流的極低湍流度。為滿足不同的來流模擬條件，在風洞收縮段后部、三元實驗段前部設置有變湍流度網(wǎng)柵裝置，可使實驗段的流場湍流度在0.02% ～2.00%之間變化。

實驗模型以尾支撐形式安裝于低湍流度風洞實驗段內(nèi)部的三元迎角機構(gòu)上，如圖2所示。模型隨動于迎角機構(gòu)的彎刀可進行迎角α=－10°～36°，側(cè)滑角β=±15°的調(diào)整。經(jīng)估算模型實驗極限狀態(tài)的氣動力和力矩特性后，選用符合國軍標的六分量桿式應變天平進行模型測力實驗［5］。

圖2 實驗模型在風洞的安裝狀態(tài)

3 實驗結(jié)果與分析

3.1 實驗狀態(tài)

經(jīng)綜合分析論證后，確定了本文研究的風洞實驗條件:風速為V=20 m/s；來流湍流度為0.02%；相對于機身軸線的模型實驗迎角范圍為α=－2°～12°；側(cè)滑角范圍β= ±6°，間隔3°；模型機翼的變掠角范圍Λ=20°～90°；垂尾和平尾無偏轉(zhuǎn)。

3.2 尾翼無偏轉(zhuǎn)的縱向?qū)嶒灲Y(jié)果

3.2.1 巡航外形氣動特性

對無尾翼偏轉(zhuǎn)、機翼掠角Λ=20°的模型氣動特性進行了不同迎角的氣動特性測量，經(jīng)洞壁、支架干擾誤差修正后的實驗數(shù)據(jù)仿真曲線如圖3所示。

由圖可見，巡航外形布局的氣動特性隨側(cè)滑角的不同而存在差異。隨著側(cè)滑角的增加，模型升力系數(shù)CL降低，阻力系數(shù)CD隨之增加，俯仰力矩系數(shù)Cm斜率加大。在迎角為0°附近，隨著側(cè)滑角的增加，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl和偏航力矩系數(shù)Cn都有增加，滾轉(zhuǎn)與偏航穩(wěn)定性增強；迎角繼續(xù)增加，模型的滾轉(zhuǎn)與偏航特性轉(zhuǎn)入不穩(wěn)定，且隨著側(cè)滑角的增加，滾轉(zhuǎn)與偏航不穩(wěn)定性增強。

由升力系數(shù)曲線可以看出，無側(cè)滑時，模型在α=4°附近出現(xiàn)升力臺階，其原因在于機翼與機身之間存在2°的安裝角，此時的機翼實際迎角為6°，展弦比為24的模型機翼上表面氣流已呈分離流態(tài)，機翼開始失速。

圖3 巡航外形在不同側(cè)滑角下的氣動特性比較

在側(cè)滑流動狀態(tài)下，模型升力系數(shù)曲線無臺階，是因為迎角與側(cè)滑角的綜合作用使得機身背渦提前出現(xiàn)，機身升力作用較強，同時，展弦比較小尾翼升力分量增加。相應的，機翼失速提前，升力線斜率隨側(cè)滑增加而提前變緩，模型整體也提前升力失速，而縱向俯仰力矩則因此呈現(xiàn)小迎角抬頭增強、大迎角低頭增強的特征。

當模型處于側(cè)滑流場中，垂尾對模型產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)和偏航影響分量。小迎角時，機身和機翼流動尚未完全遮蔽垂尾，垂尾在側(cè)向來流作用下形成較大偏航穩(wěn)定增量和較小的滾轉(zhuǎn)不穩(wěn)定增量，側(cè)滑角越大，偏航穩(wěn)定增量越強，但大迎角時垂尾的流動被遮蔽、垂尾穩(wěn)定作用失效；因平尾位于機身下部，正常飛行迎角下受機身遮蔽影響較小，迎風一側(cè)、氣動效率較高的平尾在自身流動分離以前可為模型提供較好的滾轉(zhuǎn)與偏航穩(wěn)定增量。當模型的側(cè)滑角、迎角同時增大后，尾翼的穩(wěn)定作用失效，模型快速轉(zhuǎn)變?yōu)闈L轉(zhuǎn)和偏航不穩(wěn)定。

由上述的模型氣動特性分析可知，因模型機身相對尺寸和體積遠大于機翼與尾翼尺寸，機身繞流對氣動特性的影響不容忽視。所以，在本文布局的優(yōu)化設計中，應注意在各翼面尺寸不容更改的前提下處理好重心與機翼安裝位置的關(guān)系，從便于操控考慮，機翼應位于機身中段偏前部的位置，以便加長尾翼力臂、增大尾翼操縱容量。

3.2.2 機翼變掠角氣動特性

在無側(cè)滑來流條件下，對不同機翼掠角的模型進行了風洞實驗測量，結(jié)果如圖4所示，實驗中的尾翼固定、無偏轉(zhuǎn)，俯仰特性結(jié)果基于天平中心在機體的對應位置得到。由圖可見，在不同的迎角狀態(tài)下，隨著機翼逐漸展開，模型的升力系數(shù)在增加，而俯仰力矩穩(wěn)定性略有不同。這是由于隨著機翼展開、掠角減小，機翼的升力得以體現(xiàn)，機翼的升阻和型阻隨之增加；而當機翼尚未展開時，模型主要依靠機身提供俯仰力矩，迎角越大、尾翼提供的低頭力矩越大；隨著機翼展開到不同掠角，機翼提供的俯仰力矩分量逐漸體現(xiàn)，因機翼位于模型參考作用點之后，迎角越大，機翼低頭力矩分量越強，直至展開到掠角Λ=20°，模型俯仰特性達到預期設計狀態(tài)。

圖4 模型機翼變掠角氣動特性（β=0°）

通過對模型在不同機翼掠角時的重心位置分析可知，機翼掠角增加，模型重心后移，所以，實際的模型俯仰特性與圖4曲線稍有區(qū)別。由于機翼收起狀態(tài)的模型重心靠后會為布局帶來抬頭增量，以不同機翼掠角狀態(tài)的實際模型重心為參考點的俯仰特性曲線如圖5所示。

圖5 模型機翼變掠角對俯仰穩(wěn)定性的影響

由圖可知，在不同的側(cè)滑角狀態(tài)，當機翼剛剛展開時，模型隨迎角的增加而有較大抬頭力矩，隨著機翼進一步展開，重心前移對模型姿態(tài)的影響不如氣動焦點改變的作用，模型逐漸恢復低頭趨勢。

由以上分析可知，對于本文研究的背景無人機，在助推階段、翼面尚未展開的狀態(tài)是俯仰不穩(wěn)定的。為了保證布局在助推結(jié)束后的穩(wěn)定飛行，應準確估計在助推時間限制內(nèi)的機翼變掠角展開速度，爭取在布局姿態(tài)改變超出可控范圍之前展開到位，發(fā)揮有利的低頭穩(wěn)定作用。同時，為增強布局的操控穩(wěn)定，尾翼的展開到位應較機翼展開提前。鑒于機翼變掠角的角速度大小受限于機翼自身結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)動中止加載作用，因此，在背景無人機的氣動布局設計中，機翼展開的變角速率設計應與機翼結(jié)構(gòu)強度分析、變掠角控制機構(gòu)選型進行綜合研究。

4 結(jié)束語

通過大展弦比機翼、倒Y型尾翼、大尺寸機身組合體模型的低速風洞實驗，對于此類布局變掠角過程的低速氣動特性有了一定的了解，主要體現(xiàn)在:

（1）大展弦比機翼布局在超過巡航迎角后存在升力臺階，其特征為機翼流動開始分離，機身升力作用尚未體現(xiàn)，為避免這一不利的升力特性，機翼-機身的組合需進一步設計優(yōu)化；

（2）大展弦比機翼布局俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航的穩(wěn)定迎角范圍較小，為滿足操控需要、增加使用迎角范圍，尾翼的設計參數(shù)需進行改進，增大尾容量；

（3）在機翼收起時，布局在不同迎角條件下均表現(xiàn)為俯仰不穩(wěn)定，對機翼展開過程設計、尾翼快速展開都提出了較高要求，較快的機翼展開速度可使得布局在姿態(tài)失控之前依靠自身氣動力作用而自行恢復穩(wěn)定，相關(guān)研究結(jié)果有助于背景無人機的氣動布局詳細設計。

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