李忠劍 馬東立

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京100191)

飛翼布局機身與機翼融為一體，整個外形都是升力面，構型簡潔流暢，氣動效率高，隱身特性好，常作為遠程長航時無人機、轟炸機、無人作戰(zhàn)飛機等的理想布局型式，美國的B-2隱形轟炸機、X-47B無人作戰(zhàn)飛機、RQ-170等都采用了這種布局.但是飛翼布局取消了常規(guī)的平尾和垂尾，相比于正常式布局，穩(wěn)定特性較差，操縱舵面配置困難，在飛行過程中氣動力和力矩耦合嚴重，無法像常規(guī)布局飛機一樣實現(xiàn)縱向和橫航向操縱的解耦.因此飛翼布局設計的一個較大的挑戰(zhàn)是尋找合適的新型操縱機構和設計先進的控制系統(tǒng)，以保證良好的操縱性和飛行品質(zhì)[1].

早在20世紀90年代，美國針對無尾飛翼作戰(zhàn)飛機開展了創(chuàng)新操縱機構(ICE，Innovative Control Effector)計劃.該計劃第1階段提出了多種操縱機構，其中常規(guī)操縱面包括俯仰襟翼、升降副翼、前緣襟翼等，創(chuàng)新型操縱面包括全動翼尖、嵌入面、開裂式方向舵等阻力類偏航操縱裝置.該計劃第2階段主要針對創(chuàng)新型操縱面進行了實驗測試和計算分析，并指出阻力類偏航操縱裝置具有比較滿意的操縱性能[1－3].美國 NASA 蘭利研究中心也曾開展針對飛翼構型的低速風洞實驗，得到一些操穩(wěn)特性方面的結(jié)論.英國針對飛翼式無人作戰(zhàn)飛機構型進行的一些風洞實驗研究，重點關注飛翼構型的縱向力和力矩特性.國內(nèi)針對飛翼布局操縱舵面的研究起步較晚，但近些年來，隨著飛翼概念越來越受重視，此方面的研究逐漸增多.圍繞阻力類偏航操縱裝置的研究主要包括舵面設計、風洞實驗、控制系統(tǒng)應用等.文獻[4]分析了阻力方向舵的氣動和操穩(wěn)特性，并設計了相應的控制方案;文獻[5]從開裂式方向舵的作用特性、任務匹配和飛行控制分配方面展開系統(tǒng)研究;文獻[6]通過風洞實驗，重點開展了開裂式方向舵對飛翼布局飛機氣動特性的影響研究;文獻[7]對嵌入面、全動翼尖的操縱特性進行了定量的分析.

本文綜合了開裂式方向舵和上表面嵌入面(下稱:嵌入面)兩種阻力類偏航操縱裝置，利用數(shù)值仿真技術，對比相關文獻的風洞實驗結(jié)果，詳細分析了這兩種舵面的偏航操縱特性、三軸操縱耦合特性，以及對氣動特性和穩(wěn)定特性的影響規(guī)律，比較了這兩種舵面在操縱特性方面的共同點和差異性.本文的結(jié)論可為解決飛翼布局偏航操縱問題和阻力類偏航操縱裝置的工程化應用提供一定的基礎.

1 阻力類偏航操縱裝置特點

大展弦比飛翼布局阻力類偏航操縱裝置通常包括開裂式方向舵、嵌入面、全動翼尖等，開裂式方向舵由兩片可上下等角度偏轉(zhuǎn)作動的舵面組成;本文研究的嵌入面由機翼上表面的一個常規(guī)擾流片組成，可繞其帶后掠的鉸鏈線偏轉(zhuǎn);全動翼尖則通常采用斜置轉(zhuǎn)軸布置在翼尖處.阻力類偏航操縱裝置通常配置在飛機外翼段，利用偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的離軸阻力和較長的力臂提供偏航力矩，實現(xiàn)航向控制的目的.

以開裂式方向舵為例，該類操縱裝置具有復合功能，左右兩組舵面可以單獨偏轉(zhuǎn)作為偏航操縱裝置，也可以同時對稱張開作為阻力板，舵面張開的最大設計角度可達90°.通過一側(cè)上下兩片舵面的偏轉(zhuǎn)張開，使流經(jīng)機翼表面的氣流折轉(zhuǎn)方向，并在舵面之后發(fā)生分離.作用在開裂式方向舵上的氣動力可以分解為阻力和側(cè)力兩部分，氣動力作用點通常位于重心之后，因此側(cè)力和阻力產(chǎn)生同一方向的偏航力矩.如圖1所示(圖中也標出了本研究采用的坐標系統(tǒng))，當右側(cè)開裂式方向舵打開時，作用于其上的氣動力F通過力臂d產(chǎn)生向右的偏航力矩N，其中F可以進一步分解為阻力D和側(cè)力C:

圖1 開裂式方向舵受力示意圖

常規(guī)方向舵屬于側(cè)力類舵面，其操縱效能在超聲速條件下會大大降低，并且隨著迎角的增大而下降，甚至在大迎角條件下完全失效.區(qū)別于常規(guī)方向舵，阻力類偏航操縱裝置利用離軸阻力獲得偏航力矩，阻力效應隨著迎角和馬赫數(shù)的增大而增強，在大迎角條件下不會出現(xiàn)失效的現(xiàn)象，在超聲速條件下會產(chǎn)生較大的激波阻力，仍能保持較高的操縱效率.

2 仿真模型

開裂式方向舵布置在機翼后緣，分上下兩片，可等角度上下偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)之后機翼后緣產(chǎn)生一個缺口;嵌入面布置在機翼上表面的中后緣，如圖1所示，零舵偏時，兩種舵面均貼合成為完整機翼.為簡化仿真建模過程，這里暫不考慮舵面的具體結(jié)構型式，而將舵面簡化為無厚度的曲面.

流過舵面之后的氣流發(fā)生分離，流態(tài)紊亂，并脫出較強的渦，準確模擬舵面附近區(qū)域氣流分離的形態(tài)、構建精密的流場網(wǎng)格是本研究的關鍵.舵面網(wǎng)格的建立通?？梢圆捎梅墙Y(jié)構化網(wǎng)格、結(jié)構化網(wǎng)格等.為保證結(jié)果的可信度，在本研究中，網(wǎng)格模型的建立采用結(jié)構化網(wǎng)格方法.該方法雖然建模難度較大，但是可以構造更精密的網(wǎng)格，不僅生成速度快、質(zhì)量容易控制，而且在模擬分離流場方面具備很強的優(yōu)勢，如圖2所示為開裂式方向舵的近壁面網(wǎng)格模型.

數(shù)值求解方法對于研究結(jié)果的精確性也非常重要，選取的湍流模型應適用于求解大分離流場.本研究中采用Menter k-ω SST(Shear Stress Transport)湍流模型，它是在基本k-ω湍流模型的基礎上，考慮壁面計算奇性問題，以及在邊界層外對逆壓梯度比較敏感的特點提出的，能夠更精確和穩(wěn)健地模擬較大分離的流動[8].

圖2 開裂式方向舵網(wǎng)格模型

圖3所示為采用該套網(wǎng)格計算得到不同舵偏角下的偏航力矩增量隨迎角的變化關系，并與文獻[5]的結(jié)果相對比，兩者采用的模型雖然不完全相同，但是均為大展弦比小后掠角飛翼布局.圖3可見，計算值與文獻值在具體數(shù)值上略有差異，但所體現(xiàn)的變化規(guī)律是一致的.

圖3 開裂式方向舵結(jié)構網(wǎng)格計算結(jié)果對比(Ma=0.6)

3 阻力類偏航操縱裝置操縱特性

3.1 偏航操縱特性

在典型的低速(Ma=0.2)和高速(Ma=0.6)兩種飛行狀態(tài)下，當飛行迎角為0°時，阻力類偏航操縱裝置所產(chǎn)生的偏航力矩增量以及偏航操縱效率隨舵偏角的變化關系分別如圖4、圖5所示.這里的“增量”表示不同舵偏角下的某氣動量與零舵偏角時相應氣動量的差值.

圖4 偏航力矩增量隨舵偏角的變化

阻力類偏航操縱裝置的偏航力矩增量主要由偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的阻力增量和附加側(cè)力增量對豎軸的力矩疊加而得到.從圖5、圖6中可以看出，開裂式方向舵和嵌入面兩種舵面的偏航力矩增量、偏航操縱效率隨舵偏角的增大而增大，均呈非線性關系.小舵偏角下，偏航操縱效率較低，且兩種舵面相差不大，由計算結(jié)果可知，在8°迎角以內(nèi)，開裂式方向舵和嵌入面的舵偏角即使達到10°，偏航操縱效率的量值也小于0.015.大舵偏角下，開裂式方向舵的偏航操縱效率得到較大提高，而嵌入面提高較小.因此在相同舵偏角下，開裂式方向舵的偏航操縱效率比嵌入面更高，當舵偏角為60°時，開裂式方向舵的操縱效率達到0.05，與常規(guī)方向舵操縱效率的量級[5]相當，但是嵌入面的操縱效率只有0.02，明顯小于開裂式方向舵.

圖5 偏航操縱效率隨舵偏角的變化

圖6 開裂式方向舵偏航力矩增量隨迎角的變化

從圖5、圖6中還可以看出，阻力類偏航操縱裝置的偏航操縱效率與馬赫數(shù)存在一定關系，馬赫數(shù)越大，偏航力矩增量的量值越大，即操縱效率越高，這與文獻[6]的風洞實驗結(jié)論是一致的.

阻力類偏航操縱裝置通過引起局部氣流分離造成的離軸阻力來產(chǎn)生偏航力矩，因此在中小迎角下，氣流分離的程度主要決定于舵偏角的大小，而與迎角的關系較弱，也就是說，中小迎角下的阻力增量和偏航力矩增量基本不隨迎角的變化而變化.同時，舵面之后的流動分離區(qū)大部分位于尾跡區(qū)，也使得阻力的變化相對比較平緩.如圖6所示為在低速情況下，開裂式方向舵偏航力矩增量隨迎角的變化關系，基本呈一條水平直線.

由于大展弦比飛翼布局飛機阻力類偏航操縱裝置離機身對稱面較遠，力臂較長，大偏角下產(chǎn)生的偏航舵效是充足的，可滿足一定的偏航機動要求，尤其是開裂式方向舵，大偏角時的操縱效率接近常規(guī)方向舵的水平，因此是一類效率較高的航向操縱舵面.

3.2 三軸操縱耦合特性

與常規(guī)方向舵不同，阻力類偏航操縱裝置的偏轉(zhuǎn)會產(chǎn)生嚴重的三軸操縱耦合，具有顯著的附加力和附加力矩效應，從而加大了控制系統(tǒng)設計的難度.

1)附加升力效應.

以低速情況為例，偏轉(zhuǎn)阻力類偏航操縱裝置產(chǎn)生的附加升力增量隨迎角的變化如圖7所示.

圖7 升力增量隨迎角的變化

對于開裂式方向舵，當迎角α≤4°時，各舵偏角下的升力增量為負，即升力有所損失，且舵偏越大，升力的損失越大;迎角α＞6°時，各舵偏角的升力增量為正，即相比零舵偏時升力有所增加.

文獻[6]的風洞實驗也顯示，在某些情況下，偏轉(zhuǎn)開裂式方向舵可能使升力增加，這種現(xiàn)象的發(fā)生，可能與其偏轉(zhuǎn)后引起的氣動構型改變有關.由于開裂式阻力方向舵偏轉(zhuǎn)時上翼面向上偏轉(zhuǎn)，減小了翼型的當?shù)貜澏?，造成升力的降?下翼面向下偏轉(zhuǎn)，增大了翼型當?shù)貜澏?，使升力增加，兩者綜合的效果可能使升力增加.

對于嵌入面，迎角α≤8°時，各舵偏角下的升力相比零舵偏時均有所損失，舵偏角越大損失越嚴重，在舵偏角為60°時，升力損失接近20%.根據(jù)前述的分析，由于該嵌入面安裝在上翼面，偏轉(zhuǎn)時減小了翼型的當?shù)貜澏?，加上大范圍的氣流分離，升力的降低因此較為明顯.

從圖7中還可以看出，相同舵偏角下，嵌入面偏轉(zhuǎn)造成的升力損失大于開裂式方向舵，這與兩者的模型特征不同有關，與在機翼上的相對位置不同也有一定關系.嵌入面一般配置在開裂式方向舵之前，對機翼表面氣流的擾動區(qū)域更大.

2)附加側(cè)力效應.

以低速情況為例，阻力類偏航操縱裝置偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加側(cè)力增量隨迎角的變化如圖8所示.

圖8 側(cè)力增量隨迎角的變化

阻力類偏航操縱裝置安裝在帶后掠的飛翼布局飛機上，零舵偏時，由于飛機兩側(cè)對稱，側(cè)力很小，近似為零.當右側(cè)舵面偏轉(zhuǎn)一定角度后，產(chǎn)生了向左的側(cè)力，舵偏角越大，側(cè)力增量的量值越大，即向左的側(cè)力越大.

迎角α≤8°時，開裂式方向舵和嵌入面的側(cè)力增量與迎角的關系較小，這一點與阻力增量的變化規(guī)律相類似，實際上影響機理也是類似的.

從圖8中還可以看出，開裂式方向舵單位舵偏產(chǎn)生的側(cè)力增量隨舵偏角的增大而增大.在大舵偏情況下，開裂式方向舵偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加側(cè)力增量的量值明顯大于嵌入面.

3)附加俯仰力矩效應.

以低速情況為例，阻力類偏航操縱裝置偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加俯仰力矩增量隨迎角的變化如圖9所示.

俯仰力矩增量主要由附加升力增量對橫軸求矩得到，阻力類偏航操縱裝置的偏轉(zhuǎn)在提供偏航操縱力矩的同時，會產(chǎn)生耦合的俯仰力矩，引起抬頭或低頭的俯仰運動.俯仰力矩增量的變化規(guī)律與升力增量的變化規(guī)律相似.當升力增量為負時，升力有所損失，由于損失的升力源自舵面處，一般位于飛機重心之后，因此引起正的俯仰力矩增量，產(chǎn)生抬頭運動，升力損失越大，耦合的抬頭運動越嚴重，反之則產(chǎn)生低頭運動.

圖9 俯仰力矩增量隨迎角的變化

4)附加滾轉(zhuǎn)力矩效應.

以低速情況為例，阻力類偏航操縱裝置偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加滾轉(zhuǎn)力矩增量隨迎角的變化如圖10所示.

圖10 滾轉(zhuǎn)力矩增量隨迎角的變化曲線

滾轉(zhuǎn)力矩增量主要由附加升力增量對縱軸求矩得到，阻力類偏航操縱裝置的偏轉(zhuǎn)在提供偏航操縱力矩的同時，與滾轉(zhuǎn)力矩存在一定程度的耦合，且滾轉(zhuǎn)力矩增量的變化規(guī)律與升力增量的變化規(guī)律相似.當右側(cè)舵面偏轉(zhuǎn)造成升力損失時，產(chǎn)生向該側(cè)的右滾轉(zhuǎn)力矩，升力的損失越大，右滾轉(zhuǎn)運動越嚴重.

如上所述，當右側(cè)升力減小時，產(chǎn)生右滾轉(zhuǎn)力矩，滾轉(zhuǎn)角Δφ＞0，滾轉(zhuǎn)力矩ΔL＞0，此時升力和重力的合力作用使飛機向右側(cè)滑，側(cè)滑角Δβ＞0，由于飛翼布局橫向靜穩(wěn)定[9]，飛機產(chǎn)生左滾力矩，這一左滾力矩具有減小Δφ，使飛機保持水平的傾向，飛機主要做偏航運動，因此其滾轉(zhuǎn)-偏航協(xié)調(diào)性較好.

針對本研究的大展弦比飛翼布局和兩種舵面模型而言，結(jié)合前述分析，可以得出結(jié)論:相比于開裂式方向舵，嵌入面的偏航操縱效率更低，在同一舵偏下，升力損失更大，引起更嚴重的俯仰和滾轉(zhuǎn)耦合，因此，嵌入面的操縱使用特性差于開裂式方向舵.

3.3 對氣動特性的影響

阻力類偏航操縱裝置的偏轉(zhuǎn)使流經(jīng)機翼表面的氣流折轉(zhuǎn)方向，在流過舵面之后發(fā)生分離，并卷起較強的渦，對升阻比產(chǎn)生不利影響.如圖11所示，在單側(cè)作動，Ma=0.6情況下，阻力類偏航操縱裝置的偏轉(zhuǎn)明顯降低了全機的升阻比，舵偏角越大，升阻比下降越明顯.因此在巡航飛行時，飛機應收起阻力類偏航操縱裝置.

另外，開裂式方向舵和嵌入面對升阻比的影響差別較小，這與兩者的型式、尺寸、相對位置不同有關.雖然開裂式方向舵在作動過程中上下偏轉(zhuǎn)，相同偏角下，造成的阻力增量比嵌入面更大，但是升力的降低更小.

圖11 阻力類偏航操縱裝置偏轉(zhuǎn)對升阻比的影響

3.4 對縱向靜穩(wěn)定特性的影響

與常規(guī)布局相比，飛翼布局最顯著的特點是取消了常規(guī)的尾翼，因此穩(wěn)定特性較差.阻力類偏航操縱裝置在使用過程中會改變氣動構型，影響全機縱向靜穩(wěn)定特性.通過與作戰(zhàn)任務、飛行包線的匹配，能夠發(fā)揮其改進縱向靜穩(wěn)定性的作用，如圖12所示為阻力類偏航操縱裝置舵偏角與飛機縱向靜穩(wěn)定性的關系曲線，其中“焦點位置變化”由式(2)得到[10]:

其中c為平均氣動弦長.而零升俯仰力矩系數(shù)Cm0由式(3)求得:

可見，隨著開裂式方向舵和嵌入面舵偏角的增大，焦點位置均向后移動，在Ma=0.2、開裂式方向舵舵偏角為60°時，其向后移動的幅度甚至達到4%c.同時零升俯仰力矩系數(shù)Cm0由負轉(zhuǎn)正，在嵌入面上表現(xiàn)得尤為明顯.可見，阻力類偏航操縱裝置的使用改善了縱向靜穩(wěn)定性.這一點與文獻[5]關于縱向靜穩(wěn)定性方面的結(jié)論是一致的.

圖12 縱向靜穩(wěn)定性隨舵偏角的變化

從圖12中還可以看出，同一舵偏角下，Ma=0.2的低速情況，焦點后移量比Ma=0.6的高速情況更大，因此在起飛著陸階段，適當偏轉(zhuǎn)阻力類偏航操縱裝置，可作為輔助縱向配平操縱面使用，尤其在著陸階段，可將舵面對稱偏轉(zhuǎn)至較大角度，既增大著陸阻力，又改善了縱向靜穩(wěn)定性.

4 結(jié)論

1)阻力類偏航操縱裝置利用氣流分離引起的離軸阻力和附加側(cè)力增量獲得偏航力矩，是一類效率較高的航向操縱舵面.開裂式方向舵和嵌入面兩種舵面的偏航力矩增量、偏航操縱效率隨舵偏角的增大而增大，均呈非線性關系.小舵偏角下，偏航操縱效率較低;大偏角下，效率得到提高，且開裂式方向舵的操縱效率高于嵌入面.

2)阻力類偏航操縱裝置的偏轉(zhuǎn)會產(chǎn)生嚴重的三軸操縱耦合，具有顯著的附加力和力矩效應.一般而言，耦合效應隨著舵偏角的增大而增強，且嵌入面的操縱耦合效應強于開裂式方向舵.

3)阻力類偏航操縱裝置的偏轉(zhuǎn)會影響飛機的氣動構型，對升阻比產(chǎn)生不利影響，舵偏角越大，升阻比的降低越明顯.

4)阻力類偏航操縱裝置的作動對飛翼布局飛機縱向靜穩(wěn)定性有一定的改善作用.

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