張鋒 王磊 郝琳召

摘 要：噴水試驗機桁桿系統(tǒng)V形控制小翼以較少的部件實現(xiàn)了縱向和側(cè)向操縱桁桿系統(tǒng)的作用，其升力和側(cè)力特性決定著整個桁桿系統(tǒng)的縱側(cè)向力矩。基于某噴水試驗機所采用的V形控制小翼，通過求解N-S方程數(shù)值計算方法，研究其升力和側(cè)力隨迎角、側(cè)滑角和翼面偏轉(zhuǎn)的關(guān)系，建立V形控制小翼的力學(xué)控制方程，為噴水試驗機桁桿系統(tǒng)的氣動布局設(shè)計及V翼控制設(shè)計提供參考。

關(guān)鍵詞：噴水試驗機 V翼 升力 側(cè)力

中圖分類號：V211.3 文獻標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2015）09（b）-0037-02

The Study on Lift Lateral Force Characteristics of the V Shaped Winglet for Water Test Aircraft

Zhang Feng Wang Lei Hao Linzhao

（Modification Department， Chinese Flight Test Establishment，Xian Shanxi，710089，China）

Abstract：V shaped winglet of water test aircraft with fewer components achieves the control of the longitudinal and lateral movement of the truss rod system. Its lift and side force characteristics determines the longitudinal and lateral moment of the truss rod system. By solving the N-S equation method with numerical calculation， the paper studys the relationship between the lift and side force of the V shaped winglet and the angle of attack， sideslip and winglet， and establish the control equation of the V shaped winglet. The result can provide reference for the aerodynamic layout design of the truss rod system and the control of the V shaped winglet for water test aircraft.

Key Words：Water test aircraft；V shaped winglet；Lift；Lateral

飛機防除冰系統(tǒng)試飛是飛機定型試飛的關(guān)鍵難題之一，傳統(tǒng)的結(jié)冰試驗需要苛刻的氣象條件，嚴(yán)重影響了整個型號的試飛周期。因此，研制不受氣象條件限制，可重復(fù)使用的結(jié)冰噴水試驗機顯得尤為迫切。美國在20世紀(jì)50年代后期開始研究噴水試驗機，距今已成功應(yīng)用于多種軍/民型號飛機的結(jié)冰試驗和冰風(fēng)洞的驗證試驗[1]，國內(nèi)對噴水試驗機的研究相對較少，目前仍沒有成熟的產(chǎn)品。

噴水試驗機通常以運輸機或客機作為載機，在載機機艙內(nèi)加裝結(jié)冰試驗系統(tǒng)，在機身外圍加裝桁桿系統(tǒng)和控制小翼[2-3]，見圖1。V形控制小翼以較少的部件實現(xiàn)了縱向和側(cè)向操縱桁桿系統(tǒng)的作用，減小了桁桿系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)重量和飛行阻力[4-5]，一直以來都是國外噴水試驗機控制小翼的首選?？刂菩∫碛捎诰嚯x桁桿系統(tǒng)的轉(zhuǎn)軸較遠(yuǎn)，其自身的力矩特性對桁桿系統(tǒng)影響較小，但升力和側(cè)力特性決定著整個桁桿系統(tǒng)的縱向和側(cè)向力矩。對此，針對某噴水試驗機所采用的V形控制小翼，通過求解N-S方程數(shù)值計算方法，在研究其升力和側(cè)力特性的基礎(chǔ)上，建立升力、側(cè)力力學(xué)方程，為噴水試驗機桁桿系統(tǒng)的布局設(shè)計及V翼控制提供參考。

1 計算模型

所選用計算模型為局部經(jīng)修形后的桁桿與V形控制小翼布局形式，如圖2所示，桁桿剖面為直徑為240 mm的圓，V形控制小翼采用NACA64009翼型，其后掠角為28度，上反角為30°，轉(zhuǎn)軸位于25%MAC處，規(guī)定V翼前緣上偏，后緣下偏為正。

2 計算結(jié)果及分析

2.1 V形控制小翼升力特性

由圖3（a）和3（b）知，V形控制小翼在無翼面偏和負(fù)翼面偏轉(zhuǎn)時，其升力系數(shù)隨迎角呈線性變化。翼面正偏轉(zhuǎn)時，由于翼面正偏一側(cè)有效迎角的增加，導(dǎo)致大迎角時，翼面正偏轉(zhuǎn)側(cè)迎角大于失速迎角，升力曲線下偏，升力線斜率減小。

由圖3（c）知，V型控制小翼兩側(cè)翼面同向偏轉(zhuǎn)的升力效率約為單側(cè)翼面偏轉(zhuǎn)的2倍，這一趨勢不會隨飛行迎角的改變而變化。在小迎角時，翼面的升力效率基本為常數(shù)，隨著飛行迎角的增加，翼面偏轉(zhuǎn)側(cè)有效迎角隨之增加，對應(yīng)的升力增量減小，導(dǎo)致大迎角時翼面效率有所減小，且迎角越大，減小越多。

由圖3（d）知，在小側(cè)滑角情況下，偏轉(zhuǎn)左、右翼面，其效率基本不變，大側(cè)滑時，左、有翼面偏轉(zhuǎn)引起的升力效率略有不同，具體表現(xiàn)為正側(cè)滑時，左側(cè)翼面效率隨著側(cè)滑角的增加而略有增加，右側(cè)翼面效率則略有減小；兩側(cè)翼面同向偏轉(zhuǎn)時，總的翼面效略有減小。

2.2 V形控制小翼側(cè)力特性

由圖4可知，左、右翼面單側(cè)偏轉(zhuǎn)對側(cè)力曲線的影響趨勢一致，效率反向，量級相當(dāng)，同向偏轉(zhuǎn)幾乎不產(chǎn)生側(cè)力，迎角和側(cè)滑角對V形小翼側(cè)力效率的影響較小。

2.3 升力側(cè)力方程的建立

根據(jù)以上分析可知，V形控制小翼左、右同向偏轉(zhuǎn)可以操作桁桿系統(tǒng)縱向運動，差動偏轉(zhuǎn)可操作桁桿系統(tǒng)側(cè)向運動，參考常規(guī)布局飛機的在定常流，小迎角下的力學(xué)方程，通過拆分左、有翼面的效率，提出V翼控制小翼在定常流，小迎角下的升力側(cè)力方程（1）。

（1）

3 結(jié)語

在某噴水試驗機桁桿系統(tǒng)V形控制小翼升力、側(cè)力研究的基礎(chǔ)上，建立V形控制小翼的升力側(cè)力方程，研究表明：

（1）V形控制小翼的氣動力由左、右翼面分別產(chǎn)生，在原力學(xué)方程的基礎(chǔ)上，拆分左、右翼面的效率得到V形控制小翼的升力側(cè)力方程。

（2）在小迎角時，V形控制小翼的升力隨迎角呈線性變化，左、右翼面產(chǎn)生的升力基本相當(dāng)，只有在大迎角時略有不同。

（3）V形控制小翼的側(cè)力隨側(cè)滑角呈線性變化，左翼面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的側(cè)力與右翼面產(chǎn)生的側(cè)力符合相反，大小隨側(cè)滑角的不同略有差異，這正是可以通過V形控制小翼的差動偏轉(zhuǎn)實現(xiàn)桁桿系統(tǒng)側(cè)向運動的原因。

研究結(jié)果可為噴水試驗機桁桿系統(tǒng)的布局設(shè)計及V翼控制設(shè)計提供參考。

參考文獻

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