郁新華，陶于金，張 琳

（西北工業(yè)大學(xué) 無(wú)人機(jī)研究所，陜西 西安 710072）

0 引 言

飛翼式布局具有較大的升阻比和較好的隱身特性，因而屬于無(wú)人機(jī)一種理想氣動(dòng)布局。國(guó)外許多飛行驗(yàn)證機(jī)如美國(guó)X－47、臭鼬、哨兵無(wú)人機(jī)，英國(guó)的“涂鴉”、“雷神”驗(yàn)證機(jī)以及法國(guó)的“神經(jīng)元”均屬于飛翼布局。此類無(wú)人機(jī)的動(dòng)力裝置大多采用渦輪噴氣或渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。在常規(guī)氣動(dòng)力分析時(shí)，一般采用在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口和排氣口加整流堵塊，忽略進(jìn)氣道的進(jìn)氣流和尾噴口的噴流對(duì)飛行器外部繞流產(chǎn)生的干擾。由于進(jìn)排氣效應(yīng)會(huì)對(duì)飛行器氣動(dòng)性能產(chǎn)生明顯的影響［1－2］，飛翼布局無(wú)人機(jī)在氣動(dòng)上最明顯的特點(diǎn)是升阻比大、飛行穩(wěn)定性差，特別是在飛機(jī)起飛、著陸過(guò)程中以及某些機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，需要獲取帶動(dòng)力時(shí)的空氣動(dòng)力特性數(shù)據(jù)，因此開(kāi)展此類無(wú)人機(jī)進(jìn)排氣研究分析尤為重要。

目前在風(fēng)洞試驗(yàn)中，實(shí)現(xiàn)飛行器模型的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣同時(shí)模擬可以采用渦輪動(dòng)力模擬器（TPS）和引射式動(dòng)力模擬器（EPES）。TPS是目前世界上先進(jìn)的動(dòng)力模擬器，但是國(guó)內(nèi)目前還不能研制，外購(gòu)又很昂貴，試驗(yàn)很復(fù)雜，需要很多專用附加設(shè)備，在動(dòng)力模擬風(fēng)洞試驗(yàn)應(yīng)用中受到一定限制；而國(guó)內(nèi)研究的EPES技術(shù)已經(jīng)相當(dāng)完善和成熟，并已應(yīng)用于實(shí)際型號(hào)，因此為了研究類似X47B飛翼布局無(wú)人機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)，選擇結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單、費(fèi)用低的EPES進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)［3－4］。

1 風(fēng)洞試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图霸囼?yàn)設(shè)備

試驗(yàn)系統(tǒng)由以下設(shè)備組成：風(fēng)洞、模型、動(dòng)力裝置、測(cè)力天平、供氣系統(tǒng)、壓力測(cè)量系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎妙愃朴赬47B無(wú)人機(jī)模型（圖1），機(jī)身前緣后掠角55°，機(jī)翼前緣后掠角30°。模型縮比為1∶4，采用金屬機(jī)體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，機(jī)體內(nèi)腔從前至后分別布置S彎進(jìn)氣道、環(huán)形內(nèi)式六分力應(yīng)變天平、高壓氣體引射器、尾噴口等部件，配置的舵面僅有靠近尾噴口附近的襟翼，起落架為三點(diǎn)式。試驗(yàn)迎角以機(jī)翼翼根迎角，即機(jī)身軸線為準(zhǔn)。

模型采用腹部支撐，腹撐機(jī)構(gòu)由FL－8低速風(fēng)洞大迎角尾撐系統(tǒng)安裝通氣支桿構(gòu)成。支桿穿過(guò)模型腹部，與模型內(nèi)部的引射器和噴管連接，支桿及噴管等部位不與模型接觸，要求模型的進(jìn)排氣系統(tǒng)與支架之間既要密封又不能傳力。對(duì)壓縮空氣管道中的壓力，采用相應(yīng)量程的壓力傳感器測(cè)量。對(duì)進(jìn)氣道、機(jī)體腔內(nèi)和底阻壓力采用780B電子掃描閥測(cè)量。試驗(yàn)中除了常規(guī)的角度、風(fēng)速控制及測(cè)力外，還有噴流控制及測(cè)壓。本試驗(yàn)中采用三臺(tái)計(jì)算機(jī)聯(lián)網(wǎng)同時(shí)操作的方法。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Test model

1.2 試驗(yàn)方法

風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，用供氣管路上安裝流量計(jì)測(cè)量供氣流量m1，模型尾噴口處5個(gè)總壓探頭與壓力采集系統(tǒng)相連，測(cè)量噴口總壓P0與混合噴流流量m3，進(jìn)氣流量m2用m1和m3計(jì)算得到（圖2）。

圖2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蛨DFig.2 The scheme of the structure model

開(kāi)展進(jìn)排氣模擬試驗(yàn)時(shí)，需要考慮模型幾何相似、Ma數(shù)相似、Re數(shù)相似、進(jìn)氣道進(jìn)氣流量系數(shù)Cφ相似、尾噴管落壓比NPR相似、溫度效應(yīng)相似。其中關(guān)鍵技術(shù)在于對(duì)飛機(jī)進(jìn)氣流量系數(shù)和噴口壓力比的模擬，本次試驗(yàn)來(lái)流風(fēng)速定為65m／s，通過(guò)控制供氣支桿處的總壓來(lái)控制噴口壓力比NPR，達(dá)到了對(duì)噴口壓力比的完全模擬（NPR＝1.3、1.9、2.9），對(duì)于流量系數(shù)盡可能相似（Cφ＝1.0～1.31）。當(dāng)100%模擬噴口壓力比時(shí)，模型的進(jìn)氣流量系數(shù)計(jì)算如下：

Cφ＝mi／ρ∞V∞Ai，式中符號(hào)：Cφ表示模型進(jìn)氣流量系數(shù)；

mi表示模型進(jìn)氣流量；

ρ∞表示風(fēng)洞試驗(yàn)段來(lái)流密度；

V∞表示試驗(yàn)風(fēng)速；

Ai表示模型進(jìn)氣道入口捕獲面積。

經(jīng)計(jì)算，模型的進(jìn)氣流量系數(shù)Cφ＝1.2937，而飛機(jī)在對(duì)應(yīng)狀態(tài)下（Ma＝0.2，NPR＝2.9）的進(jìn)氣流量系數(shù)Cφ＝1.30。故本次試驗(yàn)對(duì)進(jìn)氣流量系數(shù)的模擬在99.5%以上，基本實(shí)現(xiàn)了進(jìn)排氣的完全模擬。

在進(jìn)氣道與尾噴管部位加上整流堵錐，就可以實(shí)現(xiàn)模型不通氣、通氣以及噴流等相關(guān)試驗(yàn)。

2 試驗(yàn)結(jié)果與分析

2.1 通氣試驗(yàn)時(shí)全機(jī)縱向氣動(dòng)特性

通氣試驗(yàn)對(duì)氣動(dòng)特性的影響參見(jiàn)圖3。從中不難看出，試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪欠裢鈱?duì)全機(jī)升力特性影響不明顯，升力線斜率CLα＝0與最大升力系數(shù)CLmax基本不變；但模型是否通氣以及通氣流量大小對(duì)全機(jī)阻力特性有著明顯的影響，并且阻力隨進(jìn)氣流量的增加而增大，通氣模型最大升阻比（CL／CD）max比不通氣模型降低1～4左右，這是由于通氣試驗(yàn)時(shí)，進(jìn)氣道和噴管內(nèi)的流速遠(yuǎn)高于外部流速［5－7］，增加了進(jìn)氣道和尾噴管內(nèi)部摩擦阻力，同時(shí)還存在進(jìn)氣道內(nèi)部局部分離阻力以及內(nèi)、外流干擾阻力；模型是否通氣對(duì)全機(jī)縱向俯仰力矩特性亦有影響，通氣模型零升力矩Cm0比不通氣模型Cm0有很大的平移量，但是全機(jī)靜穩(wěn)定性CmCL基本不變，力矩拐點(diǎn)變化不明顯，這就說(shuō)明進(jìn)排氣對(duì)全機(jī)分離特性影響甚微。

圖3 氣動(dòng)力系數(shù)的試驗(yàn)結(jié)果Fig.3 Experimental results of aerodynamic coefficients

2.2 噴流試驗(yàn)時(shí)全機(jī)縱向氣動(dòng)特性

圖4展示了全機(jī)噴流試驗(yàn)對(duì)氣動(dòng)特性的影響。尾噴口噴流對(duì)升力特性影響不大，但對(duì)阻力特性有影響，其相對(duì)影響量遠(yuǎn)不如通氣時(shí)的影響量，噴流試驗(yàn)時(shí)最大升阻比（CL／CD）max比不通氣模型降低1～1.8左右，阻力的增加可能與噴流引射效應(yīng)有關(guān)［3－4］，噴管噴出的高速膨脹氣流，加速了后體及噴管附近氣流流速，增加了壁面摩擦阻力；另外，從力矩特性可以看出噴流試驗(yàn)對(duì)全機(jī)縱向俯仰力矩特性影響不大，結(jié)合前面的通氣試驗(yàn)，可以認(rèn)為S彎進(jìn)氣道是產(chǎn)生零升力矩Cm0增加的主要原因。

圖4 氣動(dòng)力系數(shù)的試驗(yàn)結(jié)果Fig.4 Experimental results of aerodynamic coefficients

2.3 全機(jī)橫航向氣動(dòng)特性

進(jìn)排氣對(duì)橫航向氣動(dòng)特性的影響參見(jiàn)圖5。試驗(yàn)進(jìn)行了兩種噴管落壓比的模擬，并與不通氣狀態(tài)比較。通過(guò)分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以看出，模型不通氣時(shí)，在進(jìn)排氣部位加上堵錐，增加了側(cè)面積，使得全機(jī)橫航向氣動(dòng)特性有些變化，但由于模型側(cè)力系數(shù)導(dǎo)數(shù)Cyβ、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Clβ以及偏航力矩系數(shù)Cnβ均是小量，可以認(rèn)為進(jìn)排氣對(duì)橫航向氣動(dòng)特性影響不大。

2.4 通氣試驗(yàn)時(shí)襟翼特性

圖6比較了偏轉(zhuǎn)襟翼，通氣時(shí)不同落壓比與不通氣時(shí)的全機(jī)升力特性。由此可以看出進(jìn)排氣對(duì)襟翼效率影響甚微，這可能與襟翼位置偏離噴管核心流區(qū)過(guò)大（＞5.5D，D為尾噴管直徑），尾部流場(chǎng)變化不足以改變襟翼的氣動(dòng)特性。

圖5 氣動(dòng)力系數(shù)的試驗(yàn)結(jié)果Fig.5 Experimental results of aerodynamic coefficients

圖6 襟翼特性升力系數(shù)曲線Fig.6 Lift coefficient of flap

3 結(jié) 論

通過(guò)對(duì)飛翼布局無(wú)人機(jī)進(jìn)行進(jìn)排氣效應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)，得出進(jìn)排氣對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響，具體表現(xiàn)在：

（1）進(jìn)排氣對(duì)飛翼布局升力影響不明顯，對(duì)阻力的影響量比較大，可使全機(jī)最大升阻比降低1～4左右，進(jìn)排氣會(huì)使全機(jī)俯仰力矩增加，這主要是由S彎進(jìn)氣道造成的，但其縱向靜安定度基本不變。

（2）噴流不改變飛機(jī)的升力特性，但會(huì)增加阻力，使全機(jī)最大升阻比下降1～1.8左右，對(duì)飛機(jī)的俯仰力矩特性影響較小。

（3）進(jìn)排氣對(duì)全機(jī)橫航向特性影響不大，由于襟翼離噴口較遠(yuǎn)，因此對(duì)襟翼效率影響也甚微。

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