周欲曉，顧蘊松

（1.南京航空航天大學(xué) 無人機研究院，南京 210016；2.南京航空航天大學(xué) 航空宇航學(xué)院，南京 210016）

0 引 言

現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機在進(jìn)行大迎角飛行時，其細(xì)長前體的非對稱尾渦往往會導(dǎo)致“魔鬼側(cè)滑”運動的發(fā)生。在這種情況下，由于戰(zhàn)斗機的垂尾、平尾和控制舵面處于機身的湍流尾流中，不能提供有效克服側(cè)滑的側(cè)向力和偏航力矩。因此飛行器一旦發(fā)生側(cè)滑運動，就會迅速進(jìn)入如錐形運動、搖滾振蕩、尾旋和落葉等復(fù)雜飛行運動狀態(tài)，并且極難從這些復(fù)雜飛行狀態(tài)中改出，從而喪失了安全飛行的控制能力。近年來，國外有多起戰(zhàn)斗機大迎角飛行時發(fā)生安全事故的報道。在發(fā)生側(cè)滑情況下，高機動飛行器自身的“糾偏能力”是大迎角安全飛行的關(guān)鍵技術(shù)之一。

多年來大迎角細(xì)長體的非對稱渦／流動控制技術(shù)研究得到了充分的重視。NG T T等通過吹／吸氣渦控制技術(shù)［1－5］消除和減弱大迎角細(xì)長旋成體背風(fēng)區(qū)流動的非對稱性。鄧學(xué)鎣、王延奎、曹義華［6－9］通過固定微三角塊等人工擾動和背風(fēng)側(cè)單孔微吹氣組合擾動主動控制技術(shù)，對大迎角非對稱背渦流場進(jìn)行主動控制。孟宣市［10］在圓錐頭尖處迎風(fēng)面兩側(cè)對稱放置一對等離子體激勵器，實現(xiàn)對細(xì)長旋成體側(cè)向力和力矩的控制。王健磊［11］通過控制等離子體激勵器的開閉使得圓錐－圓柱組合體在大迎角下出現(xiàn)的側(cè)力改變方向。顧蘊松、明曉［12－17］通過在細(xì)長旋成體頭部施加非定常弱擾動來控制頭部非對稱背渦，從而控制側(cè)向力的方向和大小。Franklin C Wong等［18］的風(fēng)洞實驗研究表明安裝在頭部的形狀記憶合金微激勵器（SMA－actuated micro－flow effector）通過改變渦結(jié)構(gòu)來控制側(cè)向力。

上述大迎角非對稱渦的主動控制技術(shù)在零度側(cè)滑角時，非對稱流動和側(cè)向力的控制都取得了較好的效果［2－10］。而在實際飛行中，即使以零側(cè)滑角拉起，飛行器在大迎角下狀態(tài)非對稱渦流也會迅速引起側(cè)滑，常規(guī)非對稱流動控制技術(shù)往往還沒有來得及產(chǎn)生控制效果。這就要求前體非對稱流動主動控制技術(shù)除了消除和控制大迎角零側(cè)滑時產(chǎn)生的側(cè)向力和力矩，也要有能力在已發(fā)生側(cè)滑時具備可控側(cè)向力和偏航力矩來進(jìn)行“糾偏”。如何在大迎角有側(cè)滑情況下使飛行器仍具有高機動飛行的姿態(tài)控制能力是飛行器飛行控制急需解決的問題。

本文主要目的是通過研究大迎角非零側(cè)滑情況下的主動流動控制技術(shù)，研制一種可以對側(cè)向力和偏航力矩進(jìn)行比例控制的控制方法，不僅可以控制側(cè)向力的方向，也可以連續(xù)改變側(cè)向力的大小。這種控制方法所需要能量非常小，不影響飛行器正常飛行性能，利用可控側(cè)向力提供的偏航力矩，為增強飛行器在大迎角飛行時的安全性和機動性提供了一種技術(shù)可行的控制方法。

1 實驗設(shè)備

大迎角細(xì)長旋成體前體非對稱流動控制試驗在南京航空航天大學(xué)空氣動力學(xué)系非定?；亓鞯退亠L(fēng)洞進(jìn)行。開口實驗段為矩形1.5m×1.0m，實驗段長度1.7m，最大風(fēng)速40m／s，最低穩(wěn)定風(fēng)速為0.5m／s，湍流度為0.08%。

模型長度為700mm，頭部為尖拱型的錐柱體長細(xì)比為2，后段為圓柱體，長細(xì)比為9.3，模型采用硬鋁材料加工。模型內(nèi)部裝有Φ24尾撐桿式六分量測力天平，通過彎刀支架安裝在圓盤轉(zhuǎn)臺上。六分量天平在中國空氣動力研究和發(fā)展中心高速所，采用“單元體軸校”法進(jìn)行了校準(zhǔn)。天平靜校精度為2‰，極限誤差為6‰。轉(zhuǎn)臺由步進(jìn)電機驅(qū)動可做360°水平旋轉(zhuǎn)，用來改變模型的迎角，其控制精度優(yōu)于2′。在80°迎角時，模型和支架在風(fēng)洞中的阻塞度小于3%。實驗裝置可同時開展氣動力和空間流場定量測試實驗（圖1）。在模型頭部尖頂處裝有條形的微擾動片，并與從模型內(nèi)部伸出的旋擺機構(gòu)輸出軸相連。微擾動片厚度為0.2mm，長度和高度分別為3mm、1.8mm。擾動片可固定在頭尖部不同的周向角Φ，也可由旋擺機構(gòu)帶動進(jìn)行旋擺振動來提供非定常小擾動來進(jìn)行前體非對稱渦流動控制（見圖2），并且可以改變微擾動片擺振的平衡位置角ΦS。

圖1 細(xì)長旋成體模型低速風(fēng)洞測力示意圖Fig.1 The test setup of slender body forces measurement in low speed wind tunnel

圖2 細(xì)長旋成體模型頭尖部非定常微擾動擺振片示意圖Fig.2 The fast－swing micro tip－strake on the nose tip of slender body

在進(jìn)行模型大迎角試驗前，先用低速標(biāo)模進(jìn)行了七次重復(fù)性試驗。試驗結(jié)果表明重復(fù)性精度升力單元為0.002，阻力單元為0.0004，側(cè)向力單元為0.001，偏航力矩單元為0.0004，滿足低速風(fēng)洞測力試驗精度國家軍用標(biāo)準(zhǔn)GJB1061－91合格指標(biāo)要求。

2 大迎角細(xì)長旋成體變側(cè)滑角時模型側(cè)向力變化規(guī)律

2.1 模型側(cè)向力與固定微擾動片周向角之間的變化規(guī)律（迎角α為55°）

如圖3所示，模型側(cè)向力隨固定微擾動片在模型頭部周向位置角的改變呈反“Z”字型變化特點。在模型頭部周向位置角Φ＝0°位置附近，只要微小的周向角度偏移量，模型的側(cè)向力就從負(fù)極值跳轉(zhuǎn)到正極值。改變固定微擾動片Φ角只能控制側(cè)向力的方向，而不能連續(xù)比例控制側(cè)向力的大小。

圖3 模型側(cè)向力隨微擾動片在模型頭部周向位置角的變化規(guī)律（α＝55°，ReD＝55000）Fig.3 The side forces of slender body changing with azimuthal angle of the fixed micro tip－strake（α＝55°，ReD＝55000）

根據(jù)前期流場測試結(jié)果，總結(jié)出流動拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)見圖4，詳細(xì)結(jié)果可以參見文獻(xiàn)［7］。零側(cè)滑時，細(xì)長體背風(fēng)區(qū)有兩種穩(wěn)定狀態(tài)的非對稱渦系結(jié)構(gòu)，以模型中心對稱面為鏡像對稱。這又稱為前體非對稱流動的“雙穩(wěn)態(tài)”流動現(xiàn)象。其中“正穩(wěn)態(tài)”和“負(fù)穩(wěn)態(tài)”分別對應(yīng)為模型側(cè)向力的正負(fù)極值。改變頭部固定微擾動片周向角位置，即可以控制調(diào)控前體背風(fēng)區(qū)流動從“正穩(wěn)態(tài)”到“負(fù)穩(wěn)態(tài)”的迅速切換，反之亦然?？梢钥闯黾?xì)長體背風(fēng)區(qū)的非對稱流動／側(cè)向力強烈依賴于頭部微擾動片的周向位置角，或者說是小擾動的施加方式。

圖4 雙穩(wěn)態(tài)非對稱背渦流態(tài)切換示意圖（模型后方觀察）Fig.4 The switching flow pattern map of bi－stable asymmetric leeward vortices（view from the leeward of model）

2.2 微擾動片固定時，模型側(cè)向力和偏航力矩與側(cè)滑角之間的變化規(guī)律（迎角α為55°）

受模型角度機構(gòu)的限制，模型側(cè)滑角的變化范圍為β＝－28°～＋8°。在模型頭部無控制（strake off）和采用固定微擾動片控制時，模型所受側(cè)向力與側(cè)滑角之間的變化規(guī)律如圖5所示。

圖5 微擾動片固定控制時模型側(cè)滑角與側(cè)向力之間的變化規(guī)律（α＝55°，ReD＝55000）Fig.5 The side forces of slender body changing with sideslip angles with control of fixed micro tip－strake

模型頭部無微擾動片及微擾動片固定在模型頭部迎風(fēng)面右側(cè)（周向角Φ 為20°），側(cè)滑角從＋8°到－20°變化時，側(cè)向力曲線呈現(xiàn)線性遞增的變化規(guī)律；當(dāng)側(cè)滑角β小于－20°后，側(cè)向力增加趨勢減緩。這反映了零側(cè)滑時正、負(fù)穩(wěn)態(tài)的非對稱渦結(jié)構(gòu)，在有側(cè)滑流動情況下側(cè)向力變化趨勢（見圖5）。微擾動片固定且Φ＝0°時：1）β＞0°時側(cè)向力的變化規(guī)律與模型頭部無微擾動片時相同（負(fù)穩(wěn)態(tài)）；2）β＜0°時側(cè)向力的變化規(guī)律與微擾動片模型固定在頭部右側(cè)周向角Φ＝20°相同（正穩(wěn)態(tài)）；3）在β＝0°附近，流動狀態(tài)從右側(cè)滑向左側(cè)滑變化時，非對稱渦結(jié)構(gòu)從負(fù)穩(wěn)態(tài)跳轉(zhuǎn)到正穩(wěn)態(tài)。

圖6給出了固定微擾動片Φ＝0°時模型側(cè)滑角與偏航力矩之間的變化規(guī)律。

模型頭部無微擾動片與微擾動片模型固定在頭部右側(cè)周向角Φ＝20°時，兩種情況的偏航力矩相對于側(cè)滑角的變化曲線基本上關(guān)于x軸對稱，并且在β＝－20°～8°范圍內(nèi)偏航力矩的變化量很小。這是由于改變側(cè)滑角時，雖然側(cè)向力有較大的變化，但壓力中心的位置非常接近模型的測力參考點；并且隨側(cè)滑角改變，壓心在測力參考點附近移動。側(cè)向力增大時，壓心向模型測力參考點靠近；側(cè)向力減小時壓心遠(yuǎn)離模型測力參考點。β＜－20°后，兩種情況的偏航力矩絕對值逐漸降低。微擾動片固定在模型頭部迎風(fēng)面中心對稱面上Φ＝0°改變側(cè)滑角時，偏航力矩曲線在β＝0°附近發(fā)生跳轉(zhuǎn)。這時非對稱背渦從一種穩(wěn)態(tài)（側(cè)向力為負(fù)值）跳轉(zhuǎn)到另一種穩(wěn)定的非對稱流動狀態(tài)（側(cè)向力為正值），見圖4。

圖6 固定微擾動片控制時模型側(cè)滑角與偏航力矩之間的變化規(guī)律（α＝55°，ReD＝55000）Fig.6 The yawing moments of slender body changing with sideslip angles with control of the fixed micro tip－strake（α＝55°，ReD＝55000）

對于橫截面為圓形的細(xì)長旋成體來說，改變模型的側(cè)滑角實際上是改變了模型迎風(fēng)面的駐點位置，即改變了微擾動片的有效周向角位置Φs（ef）［7］。在迎角為55°時改變側(cè)滑角：1）模型頭部無控制微擾動片，則改變了模型有效的迎角；2）有控制微擾動片，則同時改變了模型有效的迎角和微擾動片的有效周向位置角。

由此可見，改變側(cè)滑角對微擾動片的周向位置角影響較大。參見圖3的實驗結(jié)果，也就可以理解圖5和圖6中在β＝0°附近模型側(cè)向力和偏航力矩發(fā)生跳轉(zhuǎn)，以及β＜0°則側(cè)向力大于零、偏航力矩小于零；β＞0°則側(cè)向力小于零、偏航力矩大于零的原因。

2.3 微擾動片擺振控制時，模型側(cè)向力和偏航力矩與側(cè)滑角之間的變化規(guī)律（迎角α為55°）

固定微擾動片在模型迎風(fēng)中心對稱面（Φ＝0°）位置，改變側(cè)滑角與改變模型滾轉(zhuǎn)角類似，即模型的側(cè)向力在兩種穩(wěn)態(tài)之間發(fā)生突跳變化（參見圖3）。采用微擾動片擺振主動控制后，模型的側(cè)向力可以得到較好的線性比例控制規(guī)律（圖7）。

圖8給出了采用微擾動片擺振控制后，微擾動片擺振的平衡位置角Φs＝－10°和Φs＝10°時改變側(cè)滑角模型側(cè)向力的變化規(guī)律。在迎角為55°、Φs＝－10°、側(cè)滑角β＝－24°～4°時，對應(yīng)的有效周向角位置Φs（ef）＝－16°～＋16°（計算方法參見文獻(xiàn)［7］），在此范圍內(nèi)側(cè)向力系數(shù)隨微擾動片擺振平衡位置周向角的變化呈線性變化規(guī)律。當(dāng)Φs（ef）的絕對值大于16°后，即β＝－28°和β＝＋8°時側(cè)向力為“正”、“負(fù)”穩(wěn)態(tài)的極值。Φs＝10°時，在側(cè)滑角β＝－5°達(dá)到“正”穩(wěn)態(tài)的側(cè)向力變化曲線，此時對應(yīng)的Φs（ef）約為＋16°。在β＝－4°～8°范圍內(nèi)，側(cè)向力系數(shù)隨微擾動片擺振平衡位置周向角的變化呈線性變化規(guī)律，曲線在β＝6°附近與X軸相交表明側(cè)向力為零。Φs＝－10°、0°、10°三種情況的側(cè)向力變化曲線的線性段近似平行。

圖7 擺動微擾動片控制情況下模型側(cè)向力相對Φs（ef）的變化規(guī)律（α＝55°，ReD＝55000）Fig.7 The controlling law of lateral force with changing Φs（ef）angle of the swinging micro－tip－strake（α＝55°，ReD＝55000）

圖8 改變微擾動片擺振平衡位置側(cè)向力與側(cè)滑角之間的變化規(guī)律（α＝55°，ReD＝55000）Fig.8 The controlling law between side forces with sideslip angle while changing equilibrium position of micro－tip－strake（α＝55°，ReD＝55000）

圖9給出了采用微擾動片擺振控制后，微擾動片擺振平衡位置在Φs＝－10°和Φs＝10°時改變側(cè)滑角模型偏航力矩的變化規(guī)律。同圖8中側(cè)向力的變化規(guī)律類似，Φs＝－10°時，側(cè)滑角β＝－24°～4°時偏航力矩系數(shù)隨微擾動片擺振平衡位置周向角的變化呈線性變化規(guī)律。Φs＝10°時，在側(cè)滑角β＝－4°達(dá)到“正”穩(wěn)態(tài)的偏航力矩變化曲線，β＜－4°后側(cè)向力的變化規(guī)律與微擾動片固定在Φs＝20°時的“正”穩(wěn)態(tài)偏航力矩變化曲線相同；在β＝－4°～8°范圍內(nèi)偏航力矩系數(shù)近似為線性變化規(guī)律。Φs＝－10°、0°、10°三種情況的偏航力矩變化曲線的線性段近似平行。從圖9，圖10結(jié)果可以推出，側(cè)向力和偏航力矩控制曲線關(guān)于β＝0°位置左右是反對稱的，即在迎角α＝55°、側(cè)滑角β＝－24°～＋24°范圍內(nèi)，改變細(xì)長體模型頭部微擾動擺振片的Φs角，都可以獲得可比例控制的側(cè)向力和偏航力矩。

圖10為不同側(cè)滑角下改變微擾動片擺振平衡位置時偏航力矩的變化規(guī)律。從圖中可以看出，在不同側(cè)滑角下改變微擾動片擺振平衡位置的周向角Φs的偏航力矩曲線都是線性遞減，且都與x軸相交。這說明在有側(cè)滑角的情況下，改變微擾動片擺振平衡位置的周向角Φs也可以控制偏航力矩的大小以及方向。

圖9 改變微擾動片擺振平衡位置時偏航力矩與側(cè)滑角之間的變化規(guī)律（α＝55°，ReD＝55000）Fig.9 The transiting law between lateral moment in yaw with sideslip angle when changing equilibrium position of micro－tip－strake（α＝55°，ReD＝55000）

圖10 不同側(cè)滑角下改變微擾動片擺振平衡位置偏航力矩的變化規(guī)律（α＝55°，ReD＝55000）Fig.10 The controlling law of yawing moments varying with sideslip angles while changing equilibrium position of micro－tip－strake（α＝55°，ReD＝55000）

由此可知，在一定的側(cè)滑角范圍內(nèi)改變ΦS都可以提供有效的比例控制力矩。因此當(dāng)飛行器發(fā)生側(cè)滑時，采用閉環(huán)反饋的前體非對稱流動主動控制方法，可提供飛行器所需飛行控制力矩進(jìn)行“糾偏”。

3 結(jié) 論

（1）在一定的側(cè)滑角范圍內(nèi)，改變微擾動片的有效周向角位置Φs（ef）可以提供有效的“糾偏”飛行控制力矩，這為今后飛行器在大迎角機動飛行控制提供了一種有潛力的技術(shù)手段。

（2）改變側(cè)滑角，模型側(cè)向力和偏航力矩的變化規(guī)律取決于有效微擾動片擺振平衡位置的周向角Φs（ef）。在不同平衡周向角Φs位置（Φs（ef）在±16°之間變化）改變側(cè)滑角，模型側(cè)向力和偏航力矩為線性變化規(guī)律。

（3）大迎角時，改變細(xì)長旋成體模型的側(cè)滑角實際上是改變了模型迎風(fēng)面的駐點位置，即改變微擾動片的有效周向角位置。β較小時對微擾動片的周向位置角影響較大，對有效迎角的影響不大。

［1］NG T T，MALCOLM G N.Aerodynamic control using forebody blowing and suction［R］.AIAA 91－0619.29th Aerospace Sciences Meeting，1991.

［2］CELIK Z Z，ROBERTS L.Aircraft control at high－alpha by tangential blowing［R］.AIAA 92－0021.

［3］KRAMER B R，SUAREZ C J，MALCOLM G N.Forebody vortex control with jet and slot blowing on an F／A－18［R］.AIAA CP 93－3449.

［4］GITTNER N M，NDAONA CHOKANI.Effects of nozzle exit geometry on forebody vortex control using blowing［J］.Journal of Aircraft，1994，31（3）：

［5］FREDERICK W R.Microblowing for high－angle－of－attack vortex flow control on a fighter aircraft［R］.AIAA 96－0543.

［6］鄧學(xué)鎣.前體非對稱渦流動及其擾動主動控制技術(shù)［C］.空氣動力學(xué)前沿研究論文集，2003.

［7］DENG X Y，TIAN W，MA B F，et al.Recent progress on the study of asymmetric vortex flow over slender bodies［J］.ACTA Mech.Sin.，2008，24：475－87.

［8］WANG Y K，WEI Z F，DENG X Y.An experimental study on forebody vortex flow control technique using combined perturbation［J］.Chinese Journal of Theoretical and Applied Mechanics，2007，39（4）：433－441.（in Chinese）王延奎，魏占峰，鄧學(xué)鎣，等.飛機大迎角非對稱渦組合擾動主動控制研究［J］.力學(xué)學(xué)報，2007，39（4）：433－441.

［9］CAO Y H，DENG X Y.Control experiment of aircraft fuselage aerodynamic forces at high angle of attack［J］.ACTA Aerodynamica Sinica，1998.16（4）：394－399.（in Chinese）曹義華，鄧學(xué)鎣.機身大迎角氣動力的控制實驗［J］.空氣動力學(xué)學(xué)報，1998，16（4）：394－399.

［10］MENG X S，GUO Z X，LUO S J.Control of asymmetric vortices over a slender conical forebody using plasma actuators［J］.ACTA Aeronautica Astronautica Sinica，2010，31（3）：500－505.（in Chinese）孟宣市，郭志鑫，羅時鈞，等.細(xì)長圓錐前體非對稱渦流場的等離子體控制［J］.航空學(xué)報，2010，31（3）：500－505.

［11］WANG J L，LI H X，MENG X S.Study on the characteristics of fore－body separate f low at high angle of attack under plasma control［J］.Journal of Experiments in Fluid Mechanics，2010，24（2）：34－38.（in Chinese）王健磊，李華星，孟宣市，等.大迎角分離流場在等離子體控制下的特性研究［J］.實驗流體力學(xué)，2010，24（2）：34－38.

［12］GU Y S，MING X，ZHANG Z M.Side forces control of a calibration model plane at high angle of attack［A］.11thSeparation Flow Control Conference［C］，2006.（in Chinese）顧蘊松，明曉，張召明.全機模型大迎角側(cè)向力控制的實驗研究［A］／／第11屆全國分離流、渦運動和流動控制會議論文選集［C］，2006.

［13］GU Y S，MING X.Forebody vortices control using a fast swinging micro－tip－strake at high angles of attack［D］.Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，2004.（in Chinese）顧蘊松，明曉.大迎角非對稱流動的非定常弱擾動控制［D］.南京：南京航空航天大學(xué)，2004.

［14］GU Y S，MING X.Forebody vortices control using a fast swinging micro－tip－strake at high angles of attack［J］.ACTA Aeronautica Astronautica Sinica，2003，24（2）：102－106.（in Chinese）顧蘊松，明曉.大迎角非對稱流動的非定常弱擾動控制［J］.航空學(xué)報，2003，24（2）：102－106.

［15］GU Y S，MING X.Proportional side force control of slender body at high angle of attack［J］.ACTA Aeronautica Astronautica Sinica，2006，27（5）：746－750.（in Chinese）顧蘊松，明曉.大迎角細(xì)長體側(cè)向力的比例控制［J］.航空學(xué)報，2006，27（5）：746－750.

［16］MING X，GU Y S.Control of asymmetric flow fields of slender bodies at high angle of attack［J］.Chinese Journal of Aeronautics，2006，19（2）：168－174.

［17］MING X，GU Y S.An innovative control technique for slender bodies at high angle of attack［R］.AIAA 2006－3688.

［18］WONG F C，BOISSONNEAULT O，LECHEVIN N，et al.Development of a shape memory alloy－based micro－flow effector for missile side force control［R］.AIAA 2007－1701.