鄧 帆，任懷宇，李緒國(guó)，謝 峰

（1.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076；2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽(yáng) 621000）

0 引 言

臨近空間高超聲速滑翔飛行器（以下簡(jiǎn)稱滑翔飛行器）主要指采用高升阻比外形、長(zhǎng)時(shí)間在臨近空間進(jìn)行遠(yuǎn)距離、無(wú)動(dòng)力、高速機(jī)動(dòng)滑翔飛行的飛行器，可利用自身高升阻比在大氣層內(nèi)實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)距離的滑翔飛行［1］。典型代表有美國(guó)升力體構(gòu)形的通用大氣飛行器（簡(jiǎn)稱CAV）及俄羅斯翼身組合體構(gòu)形的“依格拉”滑翔飛行器?？晒┻x擇的高升阻比外形主要以乘波體和升力體為代表，其中，乘波體受防熱、內(nèi)部裝填空間等因素限制，根據(jù)目前的技術(shù)條件在工程可實(shí)現(xiàn)性方面有一定困難［2］；翼身融合的升力體構(gòu)形由體身產(chǎn)生主要升力，舵面起穩(wěn)定及控制作用，升力體的滑翔增程能力較強(qiáng)，同時(shí)在結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和防熱方面均有優(yōu)勢(shì)。

對(duì)于臨近空間高超聲速滑翔飛行器布局設(shè)計(jì)，本質(zhì)難點(diǎn)是隨飛行高度和馬赫數(shù)的大幅度變化，滑翔飛行器壓心變化范圍大，氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)需要保證高升阻比和舵效需求，并滿足工程實(shí)用的鉸鏈力矩限制［3－4］。在臨近空間范圍內(nèi)，滑翔飛行器采取的控制方式主要有兩種：氣動(dòng)舵控制和直接力控制［5－7］。一般而言，滑翔飛行器處于臨近空間中下層區(qū)域，大氣相對(duì)稠密，動(dòng)壓較大，氣動(dòng)舵舵效較高；而臨近空間上層大氣稀薄，氣動(dòng)舵效率低，可采用反作用控制系統(tǒng)（簡(jiǎn)稱RCS）［8］，鑒于RCS需要額外攜帶推進(jìn)劑，同時(shí)控制機(jī)構(gòu)比較復(fù)雜，在控制方案設(shè)計(jì)中多作為輔助系統(tǒng)。目前，滑翔飛行器采用的氣動(dòng)舵主要有三種：FLAP舵、后緣舵及全動(dòng)舵。美國(guó)HTV－1氣動(dòng)外形為雙錐削面升力體構(gòu)形，在其尾部安裝了FLAP舵；類乘波構(gòu)形的HTV－2在迎風(fēng)面同樣采用了FLAP舵作為氣動(dòng)舵，并搭配安裝于飛行器底部的RCS共同進(jìn)行飛行器的操縱；翼身融合構(gòu)形的HTV－3則采用了后緣舵，安裝于體身延長(zhǎng)體端部，航向控制采用突出于體身尾部之外垂尾上的后緣舵。國(guó)內(nèi)王元元研究了低速航空飛行器的復(fù)合式氣動(dòng)舵設(shè)計(jì)［9］，唐偉對(duì)鈍雙錐削面體采用FLAP舵及全動(dòng)舵的操縱效率進(jìn)行了比較分析［10－14］。

升力體主翼帶有一定角度的安裝角，鑒于主翼對(duì)前方氣流的下洗，使得主翼后緣處氣動(dòng)舵舵效有別于傳統(tǒng)軸對(duì)稱外形的氣動(dòng)舵舵效，受氣流分離再附現(xiàn)象的影響，舵面流場(chǎng)發(fā)展更為復(fù)雜，需要對(duì)空間流場(chǎng)做精細(xì)模擬，以準(zhǔn)確描述出氣動(dòng)舵周圍的流場(chǎng)變化，從而完善滑翔飛行器的氣動(dòng)控制面設(shè)計(jì)。本文對(duì)三種不同氣動(dòng)舵的舵效進(jìn)行了比較分析，研究結(jié)果可為滑翔飛行器氣動(dòng)舵布局設(shè)計(jì)提供有價(jià)值的參考。

1 氣動(dòng)舵設(shè)計(jì)

滑翔飛行器在氣動(dòng)舵設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)主要考慮以下方面：1）適當(dāng)?shù)撵o穩(wěn)定度；2）偏航及滾轉(zhuǎn)方向至少一方是穩(wěn)定的；3）配平狀態(tài)下俯仰、偏航、滾轉(zhuǎn)三個(gè)方向應(yīng)具備良好的動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性。為實(shí)現(xiàn)機(jī)動(dòng)飛行，滑翔飛行器需具備較高的控制效率，這就要求其質(zhì)心位置與壓心位置比較接近，即要求飛行器的靜穩(wěn)定裕度較??；而為獲得高的控制效率，氣動(dòng)舵通常設(shè)計(jì)安裝在遠(yuǎn)離質(zhì)心的部位，以獲得較大的力臂；同時(shí)，氣動(dòng)舵必須與彈體在尺寸和面積上相匹配，一方面確保飛行器獲得合理的配平控制效率，一方面也確保控制面的氣動(dòng)力及氣動(dòng)熱環(huán)境在可控范圍內(nèi)。滑翔飛行器采用雙錐異形構(gòu)型升力體布局，飛行器長(zhǎng)度與翼展比值為2.12，飛行器模型的控制舵面分別采用FLAP舵（模型代號(hào)HGVF）、后緣舵（模型代號(hào)HGVT）及全動(dòng)舵（模型代號(hào)HGVM），控制舵舵面積相同，約占飛行器體身升力面面積的6%。其中，模型HGVF在飛行器底部安裝4片F(xiàn)LAP舵，底部?jī)善M(jìn)行縱向通道控制，上方兩片負(fù)責(zé)航向操縱，通過(guò)差動(dòng)縱向通道兩片F(xiàn)LAP舵的方式進(jìn)行滾控，由于飛行器底部下游為尾流區(qū)，卷起的渦流使得其內(nèi)部氣流方向變化劇烈，氣動(dòng)舵無(wú)法有效發(fā)揮作用，因此在控制時(shí)FLAP舵采用沿來(lái)流方向的單向作動(dòng)；模型HGVT水平方向后緣舵的轉(zhuǎn)軸安裝于主翼面內(nèi)，航向采用安裝于削面的上下兩片后緣舵進(jìn)行方向控制；模型HGVM 4片控制面均為全動(dòng)舵，水平方向全動(dòng)舵的轉(zhuǎn)軸位置在其幾何中心。這三種氣動(dòng)舵模型如圖1所示。

圖1 帶不同氣動(dòng)舵飛行器尾部示意Fig.1 Models with different aerodynamic rudders

2 數(shù)值模擬及風(fēng)洞試驗(yàn)方法

采用數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)相結(jié)合的手段對(duì)氣動(dòng)舵舵效進(jìn)行分析，數(shù)值計(jì)算方法中采用有限體積法進(jìn)行雷諾平均N－S方程（RANS）的空間離散；選取完全氣體模型，不計(jì)熱非平衡和化學(xué)反應(yīng)的影響；30km～40km的飛行高度及雷諾數(shù)范圍決定計(jì)算流態(tài)選取紊流，采用兩方程的k－ε紊流模型封閉流動(dòng)控制方程；對(duì)流項(xiàng)的離散采用Roe－FDS格式，粘性項(xiàng)采用二階中心格式進(jìn)行離散。按照飛行高度和馬赫數(shù)確定來(lái)流條件，遠(yuǎn)場(chǎng)邊界為基于局部一維Riemann不變量的無(wú)反射邊界條件，物面為無(wú)滑移絕熱壁面，超聲速出流邊界采用內(nèi)部流場(chǎng)中心外推方式。

在網(wǎng)格技術(shù)上，采用分區(qū)對(duì)接／嵌套結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和結(jié)構(gòu)／非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格（圖2）分別處理縱向及航向氣動(dòng)舵舵偏狀態(tài)。分區(qū)對(duì)接／嵌套結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的網(wǎng)格邊界區(qū)域處理精度較高，適用于主翼及升降舵之間復(fù)雜外形的數(shù)值模擬；方向舵的偏轉(zhuǎn)狀態(tài)使用結(jié)構(gòu)／非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格來(lái)處理，全流場(chǎng)主要采用對(duì)接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，在方向舵周圍空間用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格填充，在舵面等較為關(guān)心的局部采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。

圖2 全動(dòng)舵及主翼計(jì)算網(wǎng)格局部Fig.2 Computational grid between all－movable rudder and wing

風(fēng)洞試驗(yàn)在CARDC的低密度高超聲速風(fēng)洞中進(jìn)行，該風(fēng)洞模擬范圍30km～90km，具備從連續(xù)流到過(guò)渡流模擬能力，通過(guò)更換型面噴管來(lái)模擬不同馬赫數(shù)。試驗(yàn)選用石墨電阻加熱器進(jìn)行加熱，試驗(yàn)氣體介質(zhì)為N2?？紤]到風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸和流場(chǎng)堵塞度的限制，試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎?%縮比模型（圖3）。

圖3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虷GVM氣動(dòng)舵照片F(xiàn)ig.3 Picture of model HGVM aerodynamic rudders in the wind tunnel

風(fēng)洞試驗(yàn)以來(lái)流粘性干擾系數(shù)為相似參數(shù)，模擬高度H＝33km～42km，馬赫數(shù)M＝5～10.5，粘性干擾系數(shù)＝2.4×10－3～5.7×10－3，單位雷諾數(shù)Re∞L＝1.97×107／m～1.43×107／m，攻角α＝－4°～16°（間隔2°），偏航舵偏角δn＝0°、5°、10°，俯仰及滾轉(zhuǎn)舵偏角由水平方向控制舵對(duì)稱及差動(dòng)組合變化實(shí)現(xiàn)0°、±5°、±10°、±15°、±20°。

3 氣動(dòng)舵舵效分析

3.1 升降舵配平能力

滑翔飛行器在俯仰通道主要通過(guò)升降舵的偏轉(zhuǎn)來(lái)保證其縱向穩(wěn)定性，同時(shí)升降舵的配平能力直接影響總體質(zhì)心配置范圍。俯仰通道的配平能力定義為升降舵舵面極限偏轉(zhuǎn)時(shí)能造成的飛行器壓心變化范圍，圖4顯示出M＝6時(shí)滑翔飛行器采用不同氣動(dòng)舵作動(dòng)時(shí)縱向通道的壓心變化，在升降舵正負(fù)極限舵偏（－20°≤δm≤20°）的包絡(luò)區(qū)域?yàn)榭捎觅|(zhì)心區(qū)間，此區(qū)域范圍越大，說(shuō)明滑翔飛行器的配平能力越強(qiáng)。圖中顯示隨攻角的增大，升力體構(gòu)形的飛行器體身對(duì)法向力增量的貢獻(xiàn)逐漸凸顯，使得升降舵舵效均有所下降。

圖4 不同升降舵舵偏對(duì)滑翔飛行器壓心系數(shù)的影響（M＝6）Fig.4 The effect of elevator angle on pressure centre of gliding vehicle（M＝6）

據(jù)圖可得出以下結(jié)論：1）單向作動(dòng)的FLAP舵可調(diào)壓心范圍最小，略小于后緣舵正舵偏的調(diào)節(jié)能力；2）后緣舵負(fù)舵偏時(shí)舵面處于飛行器背風(fēng)面低壓區(qū)，調(diào)節(jié)壓心能力約為相同正舵偏時(shí)的一半；3）帶全動(dòng)舵飛行器壓心位置靠前，舵偏狀態(tài)下主翼和舵面之間的縫隙使得來(lái)流改變?nèi)珓?dòng)舵背風(fēng)面壓強(qiáng)分布，不同于后緣舵上表面由于主翼遮擋形成的大面積低壓區(qū)，全動(dòng)舵前緣附近壓強(qiáng)的上下溝通使得正負(fù)舵偏時(shí)舵效均衡，極限舵偏時(shí)包絡(luò)區(qū)域最大，在縱向通道內(nèi)有足夠的配平能力。圖5顯示模型HGVM不同舵偏狀態(tài)下翼舵之間馬赫數(shù)分布及空間流線的發(fā)展情況，可見(jiàn)隨全動(dòng)舵舵偏角的增加，舵前緣對(duì)縫隙間氣流的擠壓效果直接影響到主翼后緣上表面處分離渦的結(jié)構(gòu)。主翼后緣上表面的分離流動(dòng)對(duì)零舵偏時(shí)升降舵的舵效影響較大，對(duì)正負(fù)舵偏時(shí)的舵面壓力分布影響相對(duì)較小，從圖4上可見(jiàn)，正負(fù)極限舵偏下的壓心位置相對(duì)于零舵偏時(shí)的壓心基本呈上下對(duì)稱分布。

圖5 模型HGVM翼面展向7%站位處馬赫數(shù)云圖（M＝6，α＝8°）Fig.5 Mach number nephogram at 7%span station of model HGVM （M＝6，α＝8°）

3.2 升降舵偏轉(zhuǎn)對(duì)升阻比的影響

氣動(dòng)舵對(duì)滑翔飛行器升阻特性的影響主要體現(xiàn)在升降舵舵偏時(shí)升阻比的變化上，三種模型的升阻比隨來(lái)流攻角增大先增加后減?。ㄒ?jiàn)圖6），α＝8°達(dá)到最大值，模型HGVF升阻比最大值為3.34，其余兩種模型升阻比相差不大，在3.2左右。圖中顯示飛行器的升阻比隨升降舵的偏轉(zhuǎn)均有不同程度的下降，模型HGVF極限正舵偏時(shí)升阻比下降12%，模型HGVT后緣舵正負(fù)舵偏時(shí)舵面所處位置來(lái)流壓強(qiáng)的不同，使得負(fù)極限舵偏的升阻比損失比極限正舵偏大3%，模型HGVM負(fù)舵偏時(shí)舵前緣暴露在主翼后緣的迎風(fēng)面高壓來(lái)流中，形成阻力較大的弓形激波，比較正舵偏時(shí)產(chǎn)生于舵下表面的附體斜激波，使得軸向力系數(shù)比同數(shù)值正舵偏大30%左右，升阻比損失達(dá)47%。

圖6 不同升降舵舵偏對(duì)滑翔飛行器升阻比的影響（M＝6）Fig.6 The effect of elevator angle on lift－to－drag ratio of gliding vehicle（M＝6）

飛行器質(zhì)心的配置需要綜合考慮操穩(wěn)特性及其升阻特性，帶FLAP舵飛行器由于舵面的單向作動(dòng)特性，一般情況下設(shè)計(jì)為壓心在質(zhì)心之前，飛行器具有小量靜不穩(wěn)定度，通過(guò)FLAP舵偏轉(zhuǎn)從而提供低頭力矩；帶后兩種氣動(dòng)舵的飛行器由于負(fù)舵偏可提供有效抬頭力矩，可放寬縱向靜穩(wěn)定性要求，圖7及圖8為試驗(yàn)?zāi)Ｐ虷GVM升降舵處于零舵偏時(shí)的風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，圖7中數(shù)據(jù)顯示，小攻角范圍內(nèi)，隨著飛行高度及馬赫數(shù)的增加，當(dāng)M＞8后飛行器壓心逐漸前移，靜穩(wěn)定度的變化使得舵面操縱對(duì)飛行器升阻特性的影響增大；和后緣舵相比較，飛行器升阻比對(duì)全動(dòng)舵的偏轉(zhuǎn)更為敏感，考慮到正負(fù)舵偏造成升阻比損失的不對(duì)稱性，飛行器適合設(shè)置為靜不穩(wěn)定或靜中立穩(wěn)定，在由低空低馬赫數(shù)向高空高馬赫數(shù)過(guò)渡時(shí)，舵偏狀態(tài)為小角度負(fù)舵偏逐漸轉(zhuǎn)為正舵偏，由此避免大角度負(fù)舵偏帶來(lái)的大幅升阻比損失，同時(shí)避免升降舵前緣暴露在迎風(fēng)面來(lái)流中所導(dǎo)致的熱防護(hù)問(wèn)題。圖8數(shù)據(jù)顯示，隨馬赫數(shù)及高度的增加，模型HGVM最大升阻比從3.2逐漸降低到2.7，仍體現(xiàn)出升力體良好的升阻特性。

圖7 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虷GVM壓心系數(shù)隨攻角的變化（δm＝0°）Fig.7 The variation of model HGVM pressure centre with angle of attack（δm＝0°）

3.3 偏航通道方向舵舵效

航向控制根據(jù)氣動(dòng)舵不同的安裝位置體現(xiàn)出舵效的差異，采用單位方向舵偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的偏航力矩系數(shù)增量評(píng)估方向舵舵效，模型HGVF的航向控制采用安裝于機(jī)體尾部上方兩側(cè)的FLAP舵，圖9顯示由于處于飛行器背風(fēng)面低壓區(qū)，F(xiàn)LAP舵在航向上的舵效較低，并隨著攻角的增加進(jìn)一步減小，無(wú)法有效進(jìn)行偏航操縱，若將方向舵安裝于體身下表面，由于縱向俯仰控制的兩片F(xiàn)LAP舵處于飛行器尾部下風(fēng)處，方向舵舵面的偏轉(zhuǎn)會(huì)直接影響升降舵舵效，對(duì)于帶FLAP舵的飛行器而言，更為可行的航向機(jī)動(dòng)方式是傾斜轉(zhuǎn)彎技術(shù)（Bank－To－Turn，簡(jiǎn)稱BTT）；模型HGVT及模型HGVM方向舵舵效明顯高于模型HGVF，由于活動(dòng)控制面大小的不同，帶全動(dòng)舵飛行器的方向舵舵效為帶后緣舵飛行器的一倍多，兩種模型偏航控制的方向舵位置相同，均對(duì)稱安裝于機(jī)體上下削面，保證飛行器在拉起和下壓時(shí)總有控制舵面處于迎風(fēng)面內(nèi)，舵面布局的優(yōu)勢(shì)體現(xiàn)在隨攻角的增加兩者的舵效基本呈線性增長(zhǎng)。

圖8 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虷GVM升阻比隨攻角的變化（δm＝0°）Fig.8 The variation of model HGVM lift－to－drag ratio with angle of attack（δm＝0°）

圖9 方向舵舵效（M＝6）Fig.9 Rudder effect of lateral rudder（M＝6）

通過(guò)滑翔飛行器方向舵表面極限流線的發(fā)展可分析出舵偏情況下流場(chǎng)的變化，圖10是滑翔飛行器體身上部方向舵附近的表面極限流線圖及空間截面流線圖?？梢?jiàn)由于舵偏角的存在，方向舵兩側(cè)的流場(chǎng)呈不對(duì)稱分布，明顯的分離流動(dòng)出現(xiàn)在方向舵背風(fēng)側(cè)，迎風(fēng)側(cè)在舵根處出現(xiàn)較弱的分離，在舵的前緣附近及背風(fēng)側(cè)體身削面邊界處流動(dòng)出現(xiàn)了分離再附和漩渦結(jié)構(gòu)，說(shuō)明該滑翔飛行器小攻角范圍內(nèi)背風(fēng)區(qū)的方向舵仍可以進(jìn)行有效的偏航控制。

3.4 滾轉(zhuǎn)通道升降舵差動(dòng)舵效

滾轉(zhuǎn)通道的控制通過(guò)升降舵的差動(dòng)來(lái)實(shí)現(xiàn)，模型HGVF單向作動(dòng)的特點(diǎn)使其差動(dòng)方式與其余兩種模型有所不同：保持一片F(xiàn)LAP舵不動(dòng)，偏轉(zhuǎn)另外一片F(xiàn)LAP舵從而獲得滾轉(zhuǎn)方向的差動(dòng)力矩，圖11顯示模型HGVF的差動(dòng)舵效比其余兩種模型小一個(gè)數(shù)量級(jí)，模型HGVT及模型HGVM雖然升降舵舵面積相同，但由于安裝位置的不同使得全動(dòng)舵差動(dòng)的力臂較大，舵效比帶后緣舵飛行器大1／3左右。同時(shí)需考慮到低空高動(dòng)壓時(shí)飛行器操控時(shí)鉸鏈力矩對(duì)氣動(dòng)舵的限制，全動(dòng)舵舵軸一般安裝于舵面中心位置附近，鉸鏈力矩系數(shù)為小量，可有效克服后緣舵鉸鏈力矩系數(shù)過(guò)大的問(wèn)題。

圖10 體身上部方向舵表面極限流線及空間截面流線（M＝6，α＝8°，δn＝5°）Fig.10 Surface limit streamtraces of gliding vehicle lateral rudder（M＝6，α＝8°，δn＝5°）

圖11 升降舵差動(dòng)舵效（M＝6）Fig.11 Rudder effect of jencket rudder（M＝6）

4 結(jié) 論

通過(guò)數(shù)值計(jì)算方法對(duì)滑翔飛行器的三種不同氣動(dòng)舵在高超聲速時(shí)的舵效進(jìn)行了比較分析，同時(shí)采用風(fēng)洞試驗(yàn)手段研究了高度H＝33km～42km、馬赫數(shù)M＝5～10.5范圍內(nèi)帶全動(dòng)舵滑翔飛行器的升阻特性，得到以下結(jié)論：

1）帶FLAP舵滑翔飛行器具有良好的升阻特性，舵偏造成的升阻比損失較小，但FLAP舵單向作動(dòng)的特點(diǎn)使其調(diào)節(jié)壓心的能力較弱，同時(shí)FLAP舵在偏航及滾轉(zhuǎn)控制時(shí)舵效均比后緣舵和全動(dòng)舵小一個(gè)量級(jí)；

2）后緣舵負(fù)舵偏時(shí)舵面處于飛行器背風(fēng)面低壓區(qū)，調(diào)節(jié)壓心能力約為相同正舵偏時(shí)的一半，由舵偏引起的升阻比損失小于全動(dòng)舵，其布局方式有利于舵面熱防護(hù)，在滾控時(shí)差動(dòng)舵效小于帶全動(dòng)舵飛行器；

3）全動(dòng)舵在縱向通道內(nèi)有足夠的配平能力，負(fù)舵偏時(shí)舵前緣暴露在主翼后緣的迎風(fēng)面高壓來(lái)流中，使得軸向力系數(shù)比等值正舵偏大30%左右，升阻比損失達(dá)47%，考慮到正負(fù)舵偏造成升阻比損失的不對(duì)稱性，飛行器適合設(shè)置為靜不穩(wěn)定或靜中立穩(wěn)定，在偏航及滾轉(zhuǎn)控制時(shí)舵效均高于后緣舵，由于其舵軸位置靠近舵面中心，可克服后緣舵所面臨的鉸鏈力矩過(guò)大的問(wèn)題，有效降低對(duì)舵機(jī)載荷的要求。

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