吳軍飛，秦永明，黃 湛，魏忠武，賈 毅

（中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京100074）

小展弦比飛翼標模縱航向氣動特性低速實驗研究

吳軍飛＊，秦永明，黃 湛，魏忠武，賈 毅

（中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京100074）

對小展弦比飛翼氣動布局外形，通過常規(guī)測力風洞實驗方法得到其縱向氣動特性和偏航控制特性，在分析其氣動特性后，選取典型的狀態(tài)采用PIV實驗方法對其流動機理進行研究，研究表明小展弦比飛翼在較小的迎角下即出現(xiàn)前緣分離渦，隨著迎角的增大，前緣分離渦強度增大，且逐漸往機體對稱面方向移動，隨著迎角進一步增大，分離渦變得不穩(wěn)定，渦核開始擺動，最終破裂，破裂位置從后緣開始，逐漸前移。對小展弦比飛翼氣動布局飛機的控制難點偏航控制進行研究，結(jié)果表明該飛翼布局模型在實驗迎角范圍內(nèi)偏航方向是靜穩(wěn)定的，在小迎角下具有可操縱性，迎角大于6°后嵌入面處于破裂的前緣渦尾跡之中，操縱性降低。

小展弦比；飛翼；縱向氣動特性；偏航控制

0 引 言

小展弦比飛翼布局飛機采用全翼設(shè)計，氣動特性得到大大提高；取消了平尾（升降舵）和垂尾（方向舵）等，顯著地減小了雷達散射截面積，因此成為下一代超聲速高性能作戰(zhàn)飛機的理想構(gòu)型［1－6］，與此同時也帶來了操穩(wěn)特性方面的諸多新問題。

一方面由于此類飛機展長較小弦長較大，翼身融合一體，所以其壓心隨飛行狀態(tài)變化幅度較大，易引起縱向穩(wěn)定性問題，且尾翼缺失，依靠俯仰副翼進行俯仰操縱，操縱效率較低；另一方面由于飛翼布局具有無垂直安定面和翼面空間大的特點，如何選擇操縱效率高且適合布置的航向操縱裝置是小展弦比飛翼布局飛機可控性設(shè)計的最重要方面?，F(xiàn)通常采用阻力類操縱面，即在上翼面安裝一對嵌入面來進行飛行時的偏航控制，美國的X－47驗證機就采用了這種操縱面（見圖1）［712］，然而為了增加操縱距離，嵌入式操縱面一般位于機身上表面靠后位置，在中等、大迎角飛行狀態(tài)下處于流動分離區(qū)域，從而帶來操縱效能的不足［13－15］。

綜上所述，小展弦比飛翼布局飛機由于其翼面和機身融合一體、前緣后掠角大、展弦比小、無垂直安定面等特點，導致其氣動特性與常規(guī)戰(zhàn)斗機存在較大的差異。只有對小展弦比飛翼布局飛機的氣動特性進行充分研究，才能為小展弦比飛翼布局的氣動設(shè)計、應(yīng)用和改進提供依據(jù)。本課題組通過常規(guī)測力以及典型狀態(tài)下PIV流場顯示實驗方法研究其氣動特性和流動機理，重點分析了前緣渦隨迎角變化時的演變發(fā)展規(guī)律以及飛翼的偏航操穩(wěn)特性，以期為小展弦比飛翼氣動布局的應(yīng)用及改進提供一些參考和依據(jù)。

圖1 小展弦比飛翼戰(zhàn)機與常規(guī)戰(zhàn)機布局Fig.1 Low aspect ratio flying wing aircraft and conventional aircraft layout

1 研究模型及方法

1.1 研究模型

研究模型外形見圖2，具體尺寸及無量綱參數(shù)見表1。因為尾支撐安裝天平的需要，對模型尾部進行了局部修改，實驗?zāi)Ｐ筒捎米杂赊D(zhuǎn)捩方式?？v向氣動特性實驗研究時，嵌入面不打開，即與機翼上表面融為一體；進行偏航操縱時只打開單側(cè)嵌入面（飛行員左側(cè)）。

文中給出的是氣流坐標軸系下的氣動符號，具體定義見GJB1386－92。

表1 模型具體尺寸及無量綱參數(shù)Table 1 Specific size and parameter of the model

圖2 模型外形Fig.2 The shape of model

1.2 測力風洞實驗

針對小展弦比飛翼布局縱向載荷大和側(cè)向載荷小氣動特點研制了大法向力載荷（10000N）、小側(cè)向力載荷（500N）的天平。此次所有研究實驗都在中國航天空氣動力技術(shù)研究院的FD09風洞中完成。FD－09風洞是一座單回流閉口低速風洞，試驗段長12m，橫截面積為3m×3m的四角圓化的正方形，圓角半徑為0.5m，試驗段有效橫截面積為8.7854m2，空風洞最高風速為100m／s。風洞流場性能良好，湍流度低于0.10%，風洞內(nèi)壁上、下各有0.2°的擴張角，以消除順流而下沿壁面附面層增長的影響，試驗段軸向靜壓梯度基本消除。

1.3 PIV風洞實驗

PIV系統(tǒng)包括圖像采集、激光光源、同步控制和圖像處理等子系統(tǒng)，如圖3所示。圖像采集系統(tǒng)主要由跨幀數(shù)字相機、圖像采集板和計算機組成。本次PIV實驗布局見圖4。

圖3 PIV系統(tǒng)Fig.3 The PIV system

粒子播發(fā)器（圖5）是PIV系統(tǒng)里的重要設(shè)備，依靠它產(chǎn)生的示蹤粒子，PIV才能獲得粒子圖像，提取流場的運動信息。已發(fā)展的油霧發(fā)生器產(chǎn)生的示蹤粒子適用于一般的低速和跨聲速常規(guī)PIV試驗，但是其制備的示蹤粒子平均粒徑尺度處在微米量級，其對大迎角、背風面以及邊界層試驗是不適應(yīng)的，主要是由于離心力的作用，示蹤粒子很難進入這些區(qū)域；另一方面，F(xiàn)D－09風洞截面尺寸3m×3m，粒子需求量非常大，所以，本試驗研制了新型的示蹤粒子發(fā)生器，以產(chǎn)生大流量、尺度更低的示蹤粒子。

圖4 PIV實驗布局Fig.4 The allocation of PIV test

圖5 粒子播發(fā)器Fig.5 Particle transmitters

本次試驗選取兩個測量截面進行試驗，分別為全機長50%處和全機長80%處，相機站位以及拍攝區(qū)域見圖6。

圖6 相機拍攝區(qū)域Fig.6 Filming domain of camera

2 結(jié)果分析

2.1 縱向氣動特性

縱向氣動特性的測力實驗在無側(cè)滑角、無舵偏、風速50m／s和70m／s的狀態(tài)下進行。通過測力實驗得到的升力系數(shù)CL、俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角變化曲線（圖7），從圖中可以看出，風速50m／s和70 m／s下的縱向氣動特性基本相同。在迎角6°、14°、40°前后，CL～α、Cm～α曲線的斜率均發(fā)生了較大變化。其中在6°迎角以后升力線、俯仰力矩曲線斜率有所變大；14°迎角以后升力線、俯仰力矩曲線有所變??；40°迎角以后升力明顯降低，失速現(xiàn)象明顯。

圖7 升力系數(shù)CL、俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角變化曲線Fig.7 The curve of CLand Cmvs attack angle

為了研究上述氣動結(jié)果，選取了風速70m／s典型迎角進行了PIV流場顯示試驗。實驗結(jié)果分別給出了時均結(jié)果和瞬時結(jié)果。

從PIV實驗時均渦量圖（圖8）中可以看出，當α＝6°時，機翼上開始出現(xiàn)前緣渦，但是渦量較小，并未出現(xiàn)明顯的渦核。當α＝12°時，渦心處的渦量明顯增大，說明此時已經(jīng)形成集中的渦核，與測力結(jié)果對比，可以看出集中渦的形成產(chǎn)生了非線性的渦升力。當迎角由12°增加到20°時，50%全長截面處的渦核逐漸擴大，且有往機體對稱面移動的趨勢；80%全長截面處雖然渦的區(qū)域逐漸擴大，但是渦心處的渦量卻明顯減小，說明渦核由機頭發(fā)展到機尾處渦核已破裂，結(jié)合測力結(jié)果分析，因為前緣渦在機尾處破裂，所以對俯仰力矩影響較大。隨著迎角進一步增加渦核破裂點逐漸往機頭方向發(fā)展，當迎角為28°時，50%全長截面處渦核已經(jīng)破裂，渦心處渦量明顯減小，但渦核的外圍仍然存在環(huán)流；此迎角下80%全長截面處渦核外圍也不存在明顯的環(huán)流，呈現(xiàn)出的狀態(tài)是渦核破裂后的小尺度旋渦。當迎角為42°時前后兩個截面上均無明顯的渦量，說明此時渦已完全破裂，結(jié)合測力結(jié)果上來看，此時發(fā)生了失速。

圖9為PIV實驗瞬時速度矢量圖，每個迎角下給出了3幅瞬時圖，每幅圖時間隔為20μs。觀察80%全機長截面，可以看出α＝12°時渦核隨時間變化基本穩(wěn)定，整個旋渦從前往后呈現(xiàn)錐形形態(tài)；α＝16°時渦核開始出現(xiàn)左右擺動；α＝20°時渦核已經(jīng)開始破裂，出現(xiàn)了幾個旋渦，渦量的分布具有非定常性。綜合來看渦的破裂過程是由渦核穩(wěn)定形態(tài)逐漸到渦核開始擺動，最后發(fā)生渦的破裂。

2.2 偏航操穩(wěn)特性

小展弦比飛翼布局設(shè)計的難點在于偏航穩(wěn)定性及操縱性，如果穩(wěn)定性設(shè)計的太高，僅依靠嵌入面難以進行偏航控制，如果穩(wěn)定性設(shè)計的太低，就增加了飛機控制系統(tǒng)的復雜性，也增加了飛行的危險性。

圖8 PIV實驗時均渦量圖Fig.8 Time average vorticity of PIV test

偏航操穩(wěn)特性的實驗研究均在風速70m／s的狀態(tài)下進行。從圖10（a）可以看出不同側(cè)滑角時側(cè)向力隨迎角的變化規(guī)律。在小迎角下（0°～6°）正的側(cè)滑角產(chǎn)生負的側(cè)向力，且側(cè)向力系數(shù)隨著側(cè)滑角的正向增大而負向增大；隨著迎角的增大（α＞6°）側(cè)向力出現(xiàn)了反號，產(chǎn)生此現(xiàn)象的主要原因為在迎角6°以后迎風側(cè)前緣渦先于背風側(cè)前緣渦破裂。

從圖10（b）為側(cè)向力矩隨迎角的變化規(guī)律?？梢钥闯銮度朊?°、側(cè)滑角10°時，其側(cè)向力矩系數(shù)為負值，說明此時飛機在偏航方向具有靜穩(wěn)定性。

分析0°側(cè)滑角下，嵌入面的操縱效率，可以發(fā)現(xiàn)在迎角8°之前嵌入面具有較好的操縱效率，之后隨著迎角的增大，操縱效率逐漸降低，在迎角14°以后嵌入面已經(jīng)失去操縱能力。10°側(cè)滑角下，嵌入面的操縱能力與0°側(cè)滑角基本類似，只是嵌入面在更小的迎角下即失去操縱能力。分析認為嵌入面位置靠近機尾，當前緣渦破裂以后，嵌入面處于分離渦的尾跡之中，當?shù)亓魉佥^低，從而導致嵌入面降低操縱效率，當有側(cè)滑角存在時，迎風側(cè)前緣渦在更小的迎角下發(fā)生破裂，嵌入面因而在更小的迎角就開始降低操縱效率。

圖9 PIV實驗瞬時速度矢量圖Fig.9 Instantaneous velocity vector of PIV test

圖10 不同側(cè)滑角下、迎角下嵌入面的控制特性Fig.10 The control characteristic of embedded rudder at different sideslip angles and attack angles

3 基本結(jié)論

（1）小展弦比飛翼布局的弦長較長，低速時在較小的迎角下（6°）即產(chǎn)生前緣分離渦。

（2）分離渦產(chǎn)生以后，升力系數(shù)CL、俯仰力矩系數(shù)Cm隨迎角變化曲線呈現(xiàn)出非線性，正是分離渦的作用。

（3）通過PIV實驗研究了分離渦的發(fā)展過程。隨著迎角的增大，前緣分離渦強度增大，且逐漸往機體對稱面方向移動，而隨著迎角進一步增大，分離渦變得不穩(wěn)定，渦核開始擺動，最終破裂，破裂位置從后緣開始，逐漸前移。

（4）該飛翼布局模型實驗迎角范圍內(nèi)是靜穩(wěn)定的，利用嵌入面這種偏航控制方式，在小迎角下具有較好的操縱性，但是當前緣渦破裂以后，嵌入面處于分離渦的尾跡之中，當?shù)亓魉佥^低，從而導致嵌入面降低操縱效率，甚至失去控制能力。

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Low speed experiment on longitudinal and lateral aerodynamic characteristics of the low aspect ratio flying wing calibration model

Wu Junfei＊，Qin Yongming，Huang Zhan，Wei Zhongwu，Jia Yi
（The China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

longitudinal and lateral aerodynamic characteristics of the low aspect ratio flying wing calibration model are investigated in a low speed wind tunnel.Normal force measuring experiment is conducted to gain the longitudinal aerodynamic characteristics and yaw control characteristics，and the PIV test is also conducted to investigate the flow mechanism of the low aspect ratio flying wing.The results indicate that the leading－edge separation vortex appears on the wing’s spine surface when the attack angle is at 6degree.The vortex intensity increases and the vortex core shifts to the symmetric plane of flying wing with the increase of attack angle.Increasing the attack angle further，the vortex core becomes unsteady and begins to oscillate，finally break entirely.The broken position shifts from the ending edge to the leading edge.Yaw control characteristics of low aspect ratio flying wing is also studied in this paper.The results indicate that the flying wing is static stabile at the test attack angle.When the attack angle is less than 6 degree，it is controllable in yaw direction.And when attack angle is more than 6degree，the yaw control ability decreases because the control surface may lays in the wake region of broken leading－edge vortex.

low aspect ratio；flying wing；longitudinal aerodynamic characteristics；yaw control

V211.7

A

10.7638／kqdlxxb－2015.0093

0258－1825（2016）01－0125－06

2015－07－21；

2015－10－23

吳軍飛＊（1984－），工程師，主要從事實驗空氣動力學研究.E－mail：wujunfei2002＠163.com

吳軍飛，秦永明，黃湛，等.小展弦比飛翼標?？v航向氣動特性低速實驗研究［J］.空氣動力學學報，2016，34（1）：125－130.

10.7638／kqdlxxb－2015.0093 Wu J F，Qin Y M，Huang Z，et al.Low speed experiment on longitudinal and lateral aerodynamic characteristics of the low aspect ratio flying wing calibration model［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：125－130.