付軍泉,史志偉,*,陳 杰,周夢貝,吳大衛(wèi),潘立軍

(1.南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院 非定?？諝鈩恿W(xué)與流動控制工信部重點實驗室,南京 210016;2.中國商飛上海飛機設(shè)計研究院,上海 201210)

0 引 言

隨著航空電子技術(shù)和控制技術(shù)的不斷發(fā)展，以及對飛機燃油效率、碳排放和氮氧化物排放要求的不斷提高，翼身融合飛行器因其高升阻比而成為代替?zhèn)鹘y(tǒng)飛行器的可行選擇之一[1-3]。翼身融合飛行器具有較好的氣動性能，但也面臨各種挑戰(zhàn)。例如多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計問題，配平、穩(wěn)定性與操縱性問題等[4-8]。翼身融合飛行器的操穩(wěn)特性及動態(tài)特性與常規(guī)飛機的差異，特別是翼身融合橫航向穩(wěn)定性與操縱性問題，對其極限飛行狀態(tài)提出了更高要求。開展飛行器極限飛行狀態(tài)研究，對于保證飛行安全、預(yù)防飛行事故具有有重要意義。

飛行器極限飛行狀態(tài)包括失速、尾旋和偏離[9-11]。當(dāng)飛行器在大迎角下飛行，可能出現(xiàn)自動急劇偏轉(zhuǎn)、機翼搖擺或翼落、機頭下沉、機頭晃動或上仰等非指令現(xiàn)象。若不能及時糾正或改出，就會很快發(fā)展為難以控制的搖擺或滾轉(zhuǎn)，以致進入尾旋。觸發(fā)偏離的原因很多，其實質(zhì)是飛行器氣動力與慣性力組合的結(jié)果；對于與飛行器運動狀態(tài)參數(shù)相關(guān)的氣動力失穩(wěn)引起的偏離，若能在設(shè)計初期就進行預(yù)測，就可以有效延緩或消除偏離[12-15]。

飛行器偏離特性的研究手段包括風(fēng)洞試驗、模型自由飛試驗和全尺寸試飛試驗。飛行試驗雖然可靠度最高，但周期長、風(fēng)險大、投入高[16-17]。因此，在飛行試驗前，基于大量風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)和經(jīng)驗，發(fā)展了一系列穩(wěn)定判據(jù)，如側(cè)滑偏離判據(jù)、橫向控制偏離參數(shù)、Weissman組合判據(jù)[18-20]等。而為了直接研究飛行器偏離的非線性動力學(xué)現(xiàn)象，在風(fēng)洞中發(fā)展了單自由度釋放試驗及風(fēng)洞虛擬飛行試驗[21-22]，能夠填補常規(guī)風(fēng)洞試驗和大氣飛行試驗之間的空白、降低飛行試驗風(fēng)險、縮短研發(fā)周期，并可通過減少試驗次數(shù)和試驗設(shè)備耗費來降低試驗經(jīng)費。

本文針對某翼身融合布局飛行器，基于風(fēng)洞靜態(tài)測力試驗，采用多種穩(wěn)定性判據(jù)對其偏離特性進行分析，并通過風(fēng)洞虛擬飛行試驗加以驗證。

1 試驗?zāi)Ｐ图胺椒?/h2>

常規(guī)測力試驗在南京航空航天大學(xué)回流式低湍流度開口風(fēng)洞中進行。該風(fēng)洞開口試驗段截面尺寸為1.5 m×1.0 m，長度為1.7 m，最大穩(wěn)定風(fēng)速25 m/s。試驗?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)見表1。試驗時，模型采用尾撐方式(見圖1)，試驗風(fēng)速10 m/s，以Φ14六分量桿式天平測量氣動力和力矩。

表1 試驗?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)Table 1 Geometric parameters of the test model

虛擬飛行試驗在南京航空航天大學(xué)NH-2低速風(fēng)洞中進行。該風(fēng)洞試驗段截面尺寸為3 m×2.5 m，最大穩(wěn)定風(fēng)速90 m/s。試驗?zāi)Ｐ筒捎?D打印加工制作，安裝微型舵機以實現(xiàn)對舵面的操控，在舵面旋轉(zhuǎn)軸內(nèi)端連接磁編碼器測量偏角，控制器通過ADC采集即時舵偏角度。模型內(nèi)嵌基于樹莓派的機載飛行控制器，可實現(xiàn)信號采集、姿態(tài)估算、執(zhí)行控制律和數(shù)據(jù)記錄等功能。飛行器角速度通過飛行控制器內(nèi)嵌高精度慣性傳感器測量，并由擴展卡爾曼濾波器對姿態(tài)角(滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航)進行估算。虛擬飛行試驗?zāi)Ｐ图鞍惭b如圖2所示。

圖1 試驗?zāi)Ｐ桶惭b圖Fig.1 Installation of the experimental model

圖2 虛擬飛行試驗?zāi)Ｐ虵ig.2 The virtual flight test model

虛擬飛行試驗?zāi)Ｐ团c測力試驗?zāi)Ｐ偷某叽绫壤秊?∶1。圖3給出了試驗中飛行器機體的坐標定義，并標明舵面位置，各舵面的偏轉(zhuǎn)角度均為±30°。虛擬飛行試驗?zāi)Ｐ偷膸缀螀?shù)見表2。

圖3 虛擬飛行試驗?zāi)Ｐ腿晥DFig.3 Three views of the virtual flight test model

本文設(shè)計并制作了多軸承式三自由度釋放機構(gòu)。該機構(gòu)可實現(xiàn)滾轉(zhuǎn)和俯仰軸轉(zhuǎn)動±60°、繞偏航軸的任意角度轉(zhuǎn)動，如圖4所示。模型還設(shè)有配重位置用于重心調(diào)節(jié)，保證自由度釋放試驗中重心位置與旋轉(zhuǎn)中心基本重合。

表2 虛擬飛行試驗?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)Table 2 Geometric parameters of the virtual flight test model

圖4 三自由度機構(gòu)Fig.4 3 degree of freedom rig

試驗中，為獲得該BWB(Blended-Wing-Body)布局飛行器的偏離特性，通過地面控制中心向機載飛控系統(tǒng)發(fā)送俯仰指令，使飛行器模型緩慢抬頭，直至出現(xiàn)偏離發(fā)散。該過程中，全程記錄飛行器姿態(tài)角和角速度信息。

2 失速偏離特性研究

2.1 橫航向靜穩(wěn)定性判據(jù)Clβ和Cnβ

橫航向靜穩(wěn)定性是衡量飛行器受到擾動后能否恢復(fù)原始狀態(tài)的關(guān)鍵，橫航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)隨迎角變化的曲線可用來分析飛行器偏離特性。對于航向穩(wěn)定性，當(dāng)航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Cnβ>0，飛行器具有航向穩(wěn)定性，受擾動后有自動恢復(fù)原航向的趨勢；當(dāng)Cnβ<0，則受擾動后飛行器會喪失航向穩(wěn)定性，航向偏離發(fā)散。而對于橫向穩(wěn)定性，當(dāng)橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ<0，飛行器是橫向靜穩(wěn)定的；當(dāng)Clβ>0，飛行器可能發(fā)生非指令的滾轉(zhuǎn)偏離。

圖5為側(cè)滑情況下，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、偏航力矩系數(shù)與無側(cè)滑情況下的對比曲線。將其轉(zhuǎn)化為橫航向穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)Clβ以及Cnβ，結(jié)果如圖6所示。

由圖6可以看出：橫向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Clβ在很小的迎角α=5°時就發(fā)生變號，由負值變?yōu)檎?，出現(xiàn)橫向不穩(wěn)定；當(dāng)迎角繼續(xù)增大，其不穩(wěn)定性也在加??；直至32°迎角時，Clβ開始降低，并在37°迎角時，再次發(fā)生變號，Clβ由正值變?yōu)樨撝担匦禄謴?fù)橫向穩(wěn)定性。而對于航向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Cnβ，可以看出：當(dāng)α≤28°時，航向都是靜穩(wěn)定的；在28°<α<38°時，飛行器失去航向穩(wěn)定性；當(dāng)α≥38°時，又恢復(fù)穩(wěn)定性。

圖5 橫航向力矩系數(shù)曲線Fig.5 Roll and yaw moment coefficient curves

圖6 橫航向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)Fig.6 Directional and lateral stability derivatives

通過對橫航向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)的分析，可以初步判斷該BWB布局飛行器的橫向靜穩(wěn)定性較差，在小迎角下即可能發(fā)生非指令的滾轉(zhuǎn)發(fā)散；相對而言，航向穩(wěn)定性較好，在28°～38°范圍內(nèi)可能出現(xiàn)側(cè)向偏離。

2.2 側(cè)滑偏離判據(jù)Cnβ,dyn

由于飛行器上反角和后掠角等外形參數(shù)對偏離特性存在影響，若僅使用橫航向靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)作為偏離判據(jù)，將與飛行器的實際飛行狀態(tài)有所不同。為研究這些可能出現(xiàn)的情況，可將動態(tài)航向穩(wěn)定參數(shù)Cnβ,dyn作為側(cè)滑偏離判據(jù)加以分析。側(cè)滑偏離判據(jù)考慮了在副翼/方向舵中立時，不同迎角下，橫航向穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)和轉(zhuǎn)動慣量對飛行器航向穩(wěn)定性的綜合影響，可以比較真實地反映偏離運動中飛行器的方向穩(wěn)定情況。Cnβ,dyn的表達式如下：

其中，Ix和Iz分別為橫向轉(zhuǎn)動慣量和航向轉(zhuǎn)動慣量。通常，當(dāng)Cnβ,dyn>0時，認為飛行器不會發(fā)生偏航方向的發(fā)散。

圖7為該BWB布局飛行器動態(tài)航向穩(wěn)定參數(shù)Cnβ,dyn隨迎角的變化曲線。可以看到：當(dāng)16°<α<37°時，Cnβ,dyn<0，表明在該迎角范圍內(nèi)，飛行器對側(cè)滑角的瞬時反應(yīng)將使側(cè)滑增大，飛行器發(fā)生偏離，更容易進入尾旋，尾旋敏感性也更強。

圖7 動態(tài)航向穩(wěn)定參數(shù)Cnβ,dynFig.7 Dynamic directional stability parameter

2.3 橫向控制偏離參數(shù)LCDP

橫向控制偏離參數(shù)LCDP引入了副翼操縱效率的影響，主要用于預(yù)測進行橫向操縱時引起飛行器偏航發(fā)散的敏感程度。LCDP的定義如下：

式中，Cnδa為偏航力矩系數(shù)對副翼偏角的導(dǎo)數(shù)、Clδa為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)對副翼偏角的導(dǎo)數(shù)(即副翼操縱效率)。若LCDP>0，則橫向操縱時有自動消除側(cè)滑的趨勢，飛行器航向穩(wěn)定。圖8給出了操縱導(dǎo)數(shù)Cnδa、Clδa曲線。

圖9給出了橫向控制偏離參數(shù)LCDP隨迎角變化的曲線。當(dāng)迎角α≤16°，LCDP大于零，飛行器是航向靜穩(wěn)定的；當(dāng)16°<α<30°，LCDP小于零，飛行器失去航向靜穩(wěn)定性；當(dāng)30°≤α≤36°，重新具有航向靜穩(wěn)定性；當(dāng)α>36°，再次失去航向靜穩(wěn)定性。

2.4 Weissman組合判據(jù)

側(cè)滑偏離判據(jù)Cnβ,dyn與橫向控制偏離參數(shù)LCDP判據(jù)之間相互影響、相互制約，在單獨使用時存在局限性。1972年，在大量實際飛行數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，Weissman經(jīng)驗性地將Cnβ,dyn與LCDP進行組合考慮，繪制了Weissman組合判據(jù)。之后Johnston等對其進行了修正，修正后的判據(jù)沿用至今。

圖10為Weissman組合判據(jù)針對本文BWB布局飛行器的應(yīng)用。圖10(a)和(b)分別為迎角小于24°和迎角大于24°的參數(shù)分布圖。

圖8 操縱導(dǎo)數(shù)Fig.8 Control derivative

圖9 橫向控制偏離參數(shù)LCDPFig.9 Lateral control departure parameter

圖10 WEISSMAN組合判據(jù)結(jié)果Fig.10 Weissman chart

圖中，A區(qū)為無偏離區(qū)；B區(qū)為輕度偏離區(qū)，可能出現(xiàn)輕度滾轉(zhuǎn)控制發(fā)散；C區(qū)為中度偏離區(qū)，可能出現(xiàn)輕度偏航發(fā)散，當(dāng)加入滾轉(zhuǎn)控制時會加劇發(fā)散；D區(qū)為強烈的偏離發(fā)散區(qū)，偏離發(fā)散和滾轉(zhuǎn)控制發(fā)散都很明顯；E區(qū)為中度偏航發(fā)散區(qū)，進行滾轉(zhuǎn)控制能減弱發(fā)散趨勢；F區(qū)為非常強烈的發(fā)散區(qū)，發(fā)散非常迅速。

由圖10可以看出：在迎角16°～18°之間，曲線從A區(qū)(無偏離區(qū))進入C區(qū)(中度偏離區(qū))，可能出現(xiàn)輕度的偏離發(fā)散；在迎角24°～26°之間，從C區(qū)進入D區(qū)(強烈偏離發(fā)散區(qū))；當(dāng)迎角繼續(xù)增大至30°，開始進入F區(qū)(非常強烈的發(fā)散區(qū))，發(fā)散變得非常迅速；迎角到達38°時，才從F區(qū)進入B區(qū)(輕度偏離區(qū))，可能出現(xiàn)輕微的滾轉(zhuǎn)控制發(fā)散。

2.5 不同判據(jù)下偏離迎角對比

采用上述4種偏離判據(jù)對本文的BWB布局飛行器進行了穩(wěn)定性分析，獲得了不同判據(jù)下的失穩(wěn)迎角，如表3所示。

表3 不同判據(jù)偏離迎角預(yù)測結(jié)果Table 3 Prediction results of different criteria

綜上，該BWB布局飛行器的橫向靜穩(wěn)定性較差，航向靜穩(wěn)定性較好。16°迎角之后，Clβ迅速增大，橫向靜不穩(wěn)定性增加，是導(dǎo)致出現(xiàn)偏離的主要原因。根據(jù)Weissman組合判據(jù)，在迎角超過24°之后，可能出現(xiàn)非常強烈的發(fā)散，發(fā)散非常迅速；而在該迎角下，航向是靜穩(wěn)定的，橫向的靜不穩(wěn)定度極大，滾轉(zhuǎn)導(dǎo)致的側(cè)滑使飛行器迅速偏離，導(dǎo)致飛行器的非指令運動。

3 風(fēng)洞虛擬飛行試驗驗證

針對上述分析，采用風(fēng)洞虛擬飛行試驗技術(shù)對其結(jié)果進行驗證。試驗中，保持副翼與方向舵中立位置，緩慢拉動升降舵，使迎角緩慢增大。圖11是試驗中飛行器姿態(tài)角隨時間的變化曲線及局部放大圖。

從圖11可以看出：隨著升降舵舵偏角增大，飛行器俯仰角緩慢增大，此時偏航角基本保持在0°附近，而滾轉(zhuǎn)角有輕微振蕩(該振蕩由風(fēng)洞湍流度引起)；而當(dāng)俯仰角增大至5°左右，滾轉(zhuǎn)角振蕩幅值為5°，這與橫向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)在5°迎角出現(xiàn)的不穩(wěn)定性相對應(yīng)；俯仰角在15°左右迅速增大，滾轉(zhuǎn)角快速發(fā)散，偏航角也同時出現(xiàn)發(fā)散，這與前文以穩(wěn)定性判據(jù)預(yù)測的16°偏離失速迎角基本一致。同時，從虛擬飛行試驗結(jié)果也可以清楚地看出：迎角增大后、滾轉(zhuǎn)角迅速發(fā)散，這是導(dǎo)致偏離的主要原因。虛擬飛行試驗可以揭示飛行器的偏離現(xiàn)象，能夠很好地驗證飛行器穩(wěn)定性判據(jù)預(yù)測結(jié)果，也為偏離問題提供了更加直接的研究手段。

圖11 姿態(tài)角隨時間的變化曲線Fig.11 Attitude angle curve

4 結(jié) 論

本文利用一系列穩(wěn)定性判據(jù)對BWB布局飛行器的失速偏離進行了分析，獲得了飛行器的大致初始偏離迎角和偏離區(qū)域，并對其敏感區(qū)進行了預(yù)測。這些穩(wěn)定性判據(jù)從不同側(cè)面反映了BWB布局飛行器的偏離運動特性，有些判據(jù)僅包括橫向參數(shù)或航向參數(shù)，有些則是耦合判據(jù)，包含橫航向參數(shù)。因此，在進行飛行器偏離特性和尾旋敏感性分析時，應(yīng)綜合利用各種判據(jù)進行分析，預(yù)測飛行器的偏離特性和尾旋敏感性。

虛擬飛行試驗技術(shù)與穩(wěn)定性判據(jù)的相互驗證，為虛擬飛行試驗技術(shù)在飛行器偏離特性研究方面提供了可能。