邵帥，郭正，，賈高偉，陳清陽，侯中喜，張來平

1.國防科技大學(xué) 空天科學(xué)學(xué)院，長沙 410073

2.軍事科學(xué)院 國防科技創(chuàng)新研究院，北京 100071

中等展弦比（3＜A＜4.5，其中A為展弦比）戰(zhàn)術(shù)級飛翼布局飛行器兼具大展弦比飛翼的高升阻比優(yōu)勢和小展弦比飛翼的高亞聲速/跨聲速飛行性能優(yōu)勢［1］，近年來備受軍事強國青睞。代表性的技術(shù)驗證機型包括法國的“神經(jīng)元”，英國的“雷神”，俄羅斯的“獵人”，中國的“攻擊-11”，印度的“SWiFT”，美國的“幻影雷”“X-45A”“X-47A”“X-47B”等［2］。但在機動和配平時，傳統(tǒng)舵面的偏轉(zhuǎn)將破壞飛翼布局的電磁隱身外形。同時舵面的使用增加了飛行器外模線上的開孔和狹縫，增大了電磁散射截面積［3］。

后緣環(huán)量控制作為一種典型的主動流動控制技術(shù)，在機翼后緣射出一股切向流動，在柯恩達(dá)效應(yīng)作用下，射流附著于后緣凸曲面（Coanda表面），并夾帶周圍流動繞Coanda表面偏轉(zhuǎn)。流線偏轉(zhuǎn)使翼型產(chǎn)生氣動型彎曲，改變翼型的環(huán)量，進(jìn)而增大或者減小翼型升力。左右機翼后緣差動射流可實現(xiàn)對飛行器的滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制，具備取代傳統(tǒng)副翼的潛力。與傳統(tǒng)舵面相比，除顯著提升飛翼布局隱身特性外，環(huán)量控制設(shè)備還具有體積小、重量輕、可靠性高［4］和氣動噪聲?。?］等優(yōu)點，因而受到廣泛關(guān)注。

20世紀(jì)末，曼徹斯特大學(xué)研究團(tuán)隊開始將環(huán)量控制技術(shù)應(yīng)用于飛行器姿態(tài)控制。與英國BAE系統(tǒng)公司聯(lián)合，該團(tuán)隊自2005年至今試飛了6架使用環(huán)量控制技術(shù)操縱的無人機［6］。其中以2010年翼身融合布局的DEMON無人機［7］和2019年中等展弦比（47°后掠）飛翼布局的MAGMA無人機［8］的成功試飛影響最為廣泛。后者使用超聲速環(huán)量控制技術(shù)和射流推力矢量技術(shù)實現(xiàn)了完全無操縱面飛行。國內(nèi)南京航空航天大學(xué)的史志偉教授團(tuán)隊自2014年起成功進(jìn)行了使用環(huán)量控制設(shè)備代替?zhèn)鹘y(tǒng)舵面的常規(guī)布局［9］、鴨翼布局［10］和大展弦比（30°后掠）飛翼布局［11-12］無人機的飛行試驗。小展弦比飛翼布局ICE與MAGMA同屬北約AVT-239項目，安裝垂直安定面后，試飛仍因橫航向失穩(wěn)而受挫［13］。展弦比較小的飛翼面臨多種橫航向失穩(wěn)問題［14］，同時作為戰(zhàn)術(shù)級飛翼平臺對機動性要求更高，因此亟待開展針對中等展弦比飛翼布局的射流滾轉(zhuǎn)控制研究。

此外前述飛行試驗多基于風(fēng)洞試驗結(jié)果，相關(guān)整機數(shù)值模擬研究少見于報道。利物浦大學(xué)的Hoholis［15］和Forster［16］利用自研代碼數(shù)值模擬了低速和高亞聲速飛行時環(huán)量控制射流對飛翼布局SACCON的控制效果。Forster的研究［16］中滾轉(zhuǎn)和偏航控制力矩以半模氣動數(shù)據(jù)處理得到。國內(nèi)徐悅與付志杰等［17］通過半模數(shù)值模擬確認(rèn)低速來流中環(huán)量控制能夠達(dá)到舵面偏轉(zhuǎn)30°產(chǎn)生的俯仰力矩，射流入口為質(zhì)量流量入口邊界。射流控制飛行器的數(shù)值模擬涉及高壓氣室內(nèi)流、飛翼布局繞流和射流與繞流的相互作用等。進(jìn)行內(nèi)外流耦合模擬是準(zhǔn)確預(yù)測射流控制整機氣動特性的基礎(chǔ)。

本文首先在團(tuán)隊設(shè)計的中等展弦比飛翼平臺上利用環(huán)量控制激勵器（Circulation Control Effector， CCE）代替部分傳統(tǒng)副翼，得到后緣射流滾轉(zhuǎn)控制飛翼布局驗證機。接著構(gòu)建內(nèi)外流耦合的整機數(shù)值模擬方案，模擬整機繞流并預(yù)測氣動特性。最后在數(shù)值模擬研究的基礎(chǔ)上，開展該型驗證機的飛行試驗，分析CCE對中等展弦比飛翼布局無人機的滾轉(zhuǎn)控制效果。期望為射流主動流動控制無操縱面飛行器設(shè)計構(gòu)建數(shù)值模擬研究基礎(chǔ)并提供飛行試驗數(shù)據(jù)參考。

1 計算方法

計算使用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格計算流體力學(xué)仿真軟件HyperFLOW。其求解器基于應(yīng)用廣泛的單元中心二階精度有限體積方法，能夠求解耦合多種湍流模型的三維可壓縮RANS方程。在非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格上的高雷諾數(shù)亞/跨聲速復(fù)雜流場數(shù)值模擬中，軟件展現(xiàn)出良好的精度和網(wǎng)格收斂性［18-19］。計算中，無黏通量離散使用Roe格式、GG-Cell梯度重構(gòu)，黏性項使用法向?qū)?shù)法離散，湍流模型采用k-ωSST兩方程模型，使用LUSGS隱式格式進(jìn)行時間步推進(jìn)。下面將使用飛翼布局繞流算例和橢圓環(huán)量控制翼繞流算例對HyperFLOW開展驗證工作。

本文使用的中等展弦比飛翼平臺由MULDICON布局［20］改進(jìn)而來，故這里用其驗證HyperFLOW求解器對飛翼繞流問題的模擬精度。驗證算例來流工況：馬赫數(shù)Ma=0.4，雷諾數(shù)Re=5.6×107，攻角α=0°。計算網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格，附面層為40層棱柱網(wǎng)格，外部空間由四面體網(wǎng)格填充，機身周圍區(qū)域進(jìn)行適當(dāng)加密。圖1展示了中等密度網(wǎng)格細(xì)節(jié)，3套網(wǎng)格的參數(shù)列在表1中。第1層網(wǎng)格厚度小于5×10-6m時，能夠保證y+≈1。

表1 網(wǎng)格無關(guān)性研究中網(wǎng)格參數(shù)和氣動載荷Table 1 Details of grids for refinement study and aerodynamic loads

圖1 MULDICON布局網(wǎng)格剖分Fig.1 Grid of MULDICON

表1展示了網(wǎng)格無關(guān)性驗證結(jié)果，從中等密度網(wǎng)格到密網(wǎng)格，升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD和俯仰力矩系數(shù)Cm的變化微小，故選擇中等密度網(wǎng)格開展后續(xù)研究。圖2對比了HyperFLOW與德國宇航中心（DLR）Tau求解器對MULDICON布局的氣動特性預(yù)測結(jié)果，CL、CD和Cm結(jié)果均吻合良好，因此本文計算方法可以用于飛翼布局氣動特性評估。

圖2 MULDICON布局氣動特性Fig.2 Aerodynamic characteristics of MULDICON

6%厚度橢圓環(huán)量控制翼繞流［21］是環(huán)量控制翼研究的標(biāo)準(zhǔn)驗證算例之一。本文驗證的來流條件為Ma=0.3，Re=1×106，α=3°。翼型剖面和風(fēng)洞模型如圖3所示，模型展長為弦長的2倍，更詳細(xì)的模型幾何信息請參考文獻(xiàn)［21］，機翼表面和氣室內(nèi)部的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格參考文獻(xiàn)［22］的剖分方式。機翼表面和柯恩達(dá)表面法向第1層網(wǎng)格厚度分別為1×10-5c和5×10-6c，以保證y+≈1。

圖3 橢圓環(huán)量控制翼繞流流場Fig.3 Flow field over elliptical circulation control airfoil

環(huán)量控制翼的高壓氣室前壁面使用壓力入口邊界條件，總壓p0，plenum通過壓比NPR=p0，plenum/p∞設(shè)置，總溫T0，plenum=T∞，p∞和T∞分別為來流壓強和溫度，速度方向與邊界面垂直。射流動量系數(shù)Cμ是環(huán)量控制的重要無量綱參數(shù)，表征射流動量與來流動壓的相對大小，定義為

式中：下標(biāo)b代表邊界值；pc為射流動量修正的壓力值。

圖3展示了橢圓環(huán)量控制翼的壓力系數(shù)Cp云圖和展向中間截面z=1的流線圖，流線用Cp著色。從截面流線可以看出，射流作用下繞流偏轉(zhuǎn)顯著，翼型產(chǎn)生氣動型彎曲。圖4為展向中間截面升力系數(shù)增量ΔCL計算值與試驗值（Exp）［21］的對比。計算值與試驗值吻合良好，因此本文的計算方法能夠滿足環(huán)量控制翼繞流的數(shù)值模擬需求。

圖4 展向中間截面增升效果Fig.4 Lift augmentation of midspan wing section

式中：γ為比熱比；R為理想氣體常數(shù)。為與風(fēng)洞試驗的Cμ計算方法保持一致，數(shù)值模擬中對射流出口積分得到m?。

壓力入口邊界上射流動量和壓力將產(chǎn)生額外反作用力和力矩。在求解器后處理模塊中，將射流動量等效為壓力，并將氣室內(nèi)壁和壓力入口邊界視為常規(guī)壁面積分壓力和黏性切應(yīng)力得到整機氣動力和力矩。對壓力入口邊界的壓力修正為

2 研究對象

飛翼試驗平臺基于MULDICON平面形狀改進(jìn)而來，如圖5（a）所示，具有53°前緣后掠角，翼展為b=1.5 m，參考面積為Sref=0.718 m2，展弦比為A=3.1。 整機氣動力和力矩的參考長度為cref=0.587 m。力矩參考點為重心xcg，距離機身前緣點0.565 m。翼梢截面扭轉(zhuǎn)7°以延遲翼尖失速。飛行試驗為開環(huán)試飛，故在尾噴口兩側(cè)布置小尺寸垂尾以增強航向穩(wěn)定性。外翼段后緣內(nèi)側(cè)和外側(cè)分別布置有升降舵和副翼，環(huán)量控制激勵器取代外側(cè)1/2副翼，寬度為85 mm，后緣的幾何尺寸如圖5（a）所示。本文以向右滾轉(zhuǎn)為例驗證激勵器的控制能力，故使用密封膠封閉左側(cè)下出口和右側(cè)上出口以實現(xiàn)差動射流。激勵器由離心風(fēng)機通過軟管供氣，風(fēng)機安裝位置的選擇同時考慮機身內(nèi)部空間限制和整機縱向穩(wěn)定性。圖5（b）中使用白色棉線指示射流軌跡，離心風(fēng)機開啟后，切向射流繞Coanda后緣偏轉(zhuǎn)顯著。

圖5 射流控制飛翼布局驗證機平臺Fig.5 Demonstrator for flight control using jet

離心風(fēng)機調(diào)速為PWM模式，控制信號的頻率為500 Hz。定義1個周期內(nèi)高電平持續(xù)時間為控制信號PWM數(shù)值（單位為ms）。改變PWM數(shù)值控制風(fēng)機轉(zhuǎn)速，進(jìn)而實現(xiàn)對射流強度的調(diào)控。PWM=0.995 ms時，風(fēng)機轉(zhuǎn)速為0 m/s。PWM數(shù)值越大，風(fēng)機轉(zhuǎn)速越快，射流出口速度uj越大。利用熱線風(fēng)速儀測量CCE射流出口速度，為后續(xù)數(shù)值模擬研究提供參考，如圖6所示。測量結(jié)果如表2所示，射流出口速度隨控制信號呈近似線性關(guān)系（不含PWM=0.995 ms時uj=0 m/s的數(shù)據(jù)點，風(fēng)機在低功率低轉(zhuǎn)速下工作特性不滿足線性關(guān)系）。通過最小二乘法擬合得到uj=200.5 PWM-225.45(1.19≤PWM≤1.48 ms)，擬合優(yōu)度R2=0.995 5。

表2 CCE射流出口速度uj隨離心風(fēng)機PWM值的變化Table 2 Jet velocity uj of CCE vs PWM value of centrifugal fan control signal

圖6 熱線風(fēng)速儀測量射流出口速度Fig.6 Measurement of jet velocity using hot-wire anemometer

3 數(shù)值模擬

本節(jié)對驗證機整機繞流進(jìn)行數(shù)值模擬以確定環(huán)量控制激勵器的滾轉(zhuǎn)控制能力。數(shù)值模擬使用的非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格如圖7所示。遠(yuǎn)場邊界距離機身表面100倍參考長度，壓力入口邊界設(shè)置在CCE入口截面。外流場非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格使用經(jīng)過驗證的MULDICON中等密度網(wǎng)格。不考慮大迎角飛行的情況，故附面層網(wǎng)格之外不再進(jìn)行加密以減少計算量。CCE內(nèi)部為結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，射流出口長度和寬度方向分別布置71和51個節(jié)點，Coanda表面周向布置121個節(jié)點。使用傳統(tǒng)舵面控制的驗證機飛行速度約為Ma=0.1，故數(shù)值模擬算例的來流條件設(shè)置為Ma=0.1，Re=1.37×106，α=0°。機身表面和Coanda表面第1層網(wǎng)格厚度分別設(shè)為1×10-5和5×10-6m，保證y+≈1。網(wǎng)格總量為944萬。

圖7 驗證機網(wǎng)格剖分Fig.7 Grid of demonstrator

為探究射流產(chǎn)生的控制力矩隨射流強度的變化趨勢，數(shù)值模擬中調(diào)整NPR數(shù)值令射流出口速度與表2中熱線風(fēng)速儀的測量值相等，并計算射流動量系數(shù)，相關(guān)數(shù)據(jù)列在表3中。

表3 射流出口速度uj對應(yīng)的壓比NPR和動量系數(shù)CμTable 3 NPR and Cμ at specific jet velocities uj

圖8和圖9分別展示了PWM=1.442 ms時，驗證機表面壓力分布和后緣CCE附近繞流流場，此時uj=62.49 m/s，NPR=1.04，Cμ=1.33×10-3。如圖8所示，射流對機翼表面壓力場的重構(gòu)集中于后緣附近區(qū)域。射流對同側(cè)機翼表面流動的剪切夾帶作用使得壓力顯著降低，射流脫離曲面后對對側(cè)機翼表面流動的阻滯作用使得壓力升高。從z=0.5，-0.5 m截面的表面壓力分布可以看出，射流增大了左側(cè)機翼后緣局部升力，并讓右側(cè)機翼后緣產(chǎn)生了局部負(fù)升力。圖9中后緣CCE附近的流場更直觀地展示了射流對繞流的夾帶作用差異。圖中藍(lán)色和紅色線分別為繞流流線和射流流線。盡管CCE內(nèi)部流動出現(xiàn)了大范圍的流動分離，但出口處流動仍較為均勻。射流成功夾帶繞流發(fā)生偏轉(zhuǎn)，但來流的存在減弱了射流對Coanda曲面的附著能力，射流并未如圖5中無來流工況下偏轉(zhuǎn)顯著。

圖8 驗證機表面壓力分布（NPR=1.04）Fig.8 Pressure distribution of demonstrator at NPR=1.04

圖9 CCE內(nèi)外流場（NPR=1.04）Fig.9 Flow fields inside and outside of CCE at NPR=1.04

圖10展示了滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰力矩系數(shù)增量（ΔCl、ΔCn、ΔCm）隨射流動量系數(shù)Cμ的變化情況。如圖10（a）所示，ΔCl隨Cμ近似線性增長，即環(huán)量控制產(chǎn)生了顯著的滾轉(zhuǎn)控制力矩。通過最小二乘法擬合得到ΔCl=3.158 5Cμ，擬合優(yōu)度R2=0.997 4。根據(jù)環(huán)量控制中射流對Coanda表面的貼附程度以及增升效率ΔCL/ΔCμ，可將控制分為分離控制階段和超環(huán)量控制階段［23］。在本文研究的Cμ范圍內(nèi)，射流未完全附著于Coanda表面，且控制效率ΔCl/ΔCμ未發(fā)生顯著變化，可認(rèn)為仍處于分離控制階段。若進(jìn)一步提高射流強度進(jìn)入超環(huán)量控制階段，有望獲得更強的滾轉(zhuǎn)控制能力。圖10（b）展示出射流滾轉(zhuǎn)控制產(chǎn)生的耦合力矩較弱，具體來看，耦合力矩系數(shù)絕對值的最大值小于3.2×10-4。

圖10 射流產(chǎn)生的控制力矩隨射流動量系數(shù)的變化曲線Fig.10 Control moments produced by jets vs jet momentum coefficients

4 飛行試驗

在數(shù)值模擬研究的基礎(chǔ)上，開展驗證機的試飛工作以驗證環(huán)量控制激勵器的實際滾轉(zhuǎn)控制效果。驗證機總重5.65 kg，由90 mm電動涵道提供動力，其最大靜推力為3.6 kg。

飛行中由機載自駕儀解析地面遙控信號并向離心風(fēng)機輸出控制信號，以開啟射流控制。同時驗證機的滾轉(zhuǎn)角等飛行數(shù)據(jù)由自駕儀記錄，著陸后讀取并處理相關(guān)數(shù)據(jù)。試驗流程分為3個步驟：① 1架次穩(wěn)定平飛測試，手動配平無人機；② 正式射流控制飛行試驗，無人機起飛后進(jìn)入直線平飛狀態(tài)，松開副翼操縱桿后，開啟射流控制（PWM=1.442 ms），待1～2 s后，副翼介入重新控制無人機；③ 以不同航向進(jìn)入直線平飛狀態(tài)重復(fù)步驟②3次后降落，以排除滾轉(zhuǎn)控制受當(dāng)天風(fēng)場作用的可能性。實際飛行速度范圍為30～35 m/s。為統(tǒng)一表示射流和副翼控制信號，本文中將副翼控制信號（PWM=1～2 ms）映射為-1～1的無量綱控制信號，并將射流控制信號（PWM=0.995～1.995 ms）映射為0～1（僅向右滾轉(zhuǎn)）的無量綱控制信號。穩(wěn)定平飛測試的數(shù)據(jù)如圖11所示。2次穩(wěn)定平飛段中副翼控制信號維持在中立點附近，滾轉(zhuǎn)角速率在零附近浮動，滾轉(zhuǎn)角無大幅變化，可認(rèn)為無人機在橫航向已經(jīng)達(dá)到配平狀態(tài)。

圖11 穩(wěn)定平飛測試數(shù)據(jù)Fig.11 Data of steady level flight test

圖12展示了射流控制飛行試驗的畫面。在地面視角中，放開副翼操縱桿并且開啟射流后，機身顯著右滾，滾轉(zhuǎn)角甚至超過80°。在機上視角中，貼附在右側(cè)機翼后緣下表面的白色棉線受到射流作用向上飄動，表明機翼下表面繞流在射流的夾帶作用下向上偏轉(zhuǎn)。

圖12 射流控制驗證機試飛Fig.12 Flight test of demonstrator

試飛過程GPS航跡如圖13所示，圖中用彩色曲線指示出射流控制時間窗口對應(yīng)的航跡，3次射流控制按照時間順序用Jet-1～Jet-3表示。分析3次射流控制前后的航跡變化可以看出：① 射流控制開始前，無人機已經(jīng)按計劃進(jìn)入直線平飛狀態(tài)；② 射流控制過程中，無人機開始向右轉(zhuǎn)彎；③ 射流控制結(jié)束后，無人機仍保持右轉(zhuǎn)狀態(tài)并持續(xù)一段時間。射流進(jìn)行向右滾轉(zhuǎn)控制時，無人機向右轉(zhuǎn)彎，與預(yù)測航跡變化一致。并且Jet-1與Jet-2和Jet-3的飛行方向幾乎完全相反，故可排除完全由低空風(fēng)場導(dǎo)致無人機滾轉(zhuǎn)狀態(tài)變化的可能性。

圖13 GPS航跡Fig.13 GPS movement track

圖14展示了滾轉(zhuǎn)控制信號與橫航向狀態(tài)參數(shù)的時間歷程曲線。如圖14（a）所示，3次射流控制均為階躍控制信號，PWM=1.442 ms。Jet-2射流的開啟操作存在一定遲滯。在射流時間窗口內(nèi)，副翼控制信號穩(wěn)定在中立點附近，以排除副翼偏轉(zhuǎn)對滾轉(zhuǎn)狀態(tài)的影響。在后緣射流的作用下，無人機的滾轉(zhuǎn)角從0°增加到60°甚至超過80°。圖14（b）給出了滾轉(zhuǎn)和偏航角速率的時間歷程曲線。3次射流中，滾轉(zhuǎn)角速率均保持在20 （°）/s以上。同時滾轉(zhuǎn)控制產(chǎn)生了附加偏航作用，但平均偏航角速率小于10（°）/s。

圖14 滾轉(zhuǎn)控制信號與橫航向狀態(tài)參數(shù)時間歷程Fig.14 History of roll control signal and lateral status parameters

為進(jìn)一步量化分析射流滾轉(zhuǎn)控制效果，定義滾轉(zhuǎn)狀態(tài)典型參數(shù)如圖15所示。射流作用時副翼控制信號仍存在輕微抖動。故選擇射流開啟并且副翼控制信號完全中立的時間窗口計算平均滾轉(zhuǎn)角速率。由于遲滯作用，射流信號結(jié)束后滾轉(zhuǎn)角繼續(xù)增大到峰值后回落，定義該值為射流控制得到的最大滾轉(zhuǎn)角。量化射流滾轉(zhuǎn)控制效果的典型參數(shù)列在表4中。射流控制得到的最大滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速率分別達(dá)到83.9°和40.1 （°）/s。在定義的時間窗口內(nèi)，3次射流的平均滾轉(zhuǎn)角速率范圍為25.5～26.7 （°）/s，數(shù)據(jù)具有顯著的一致性。Jet-2與Jet-3數(shù)值偏差極小（0.02 （°）/s），與Jet-1偏差稍大為1.2 （°）/s?？赡艿脑蚴牵鐖D13所示，第1次與后2次射流測試時無人機航向相反，風(fēng)場對反向飛行的無人機貢獻(xiàn)了相反的滾轉(zhuǎn)作用。

表4 射流控制滾轉(zhuǎn)狀態(tài)典型參數(shù)數(shù)值Table 4 Values of typical parameters indicating effectiveness of roll control using jet

圖15 射流控制滾轉(zhuǎn)狀態(tài)典型參數(shù)示意圖（Jet-2）Fig.15 Schematic for typical parameters indicating effectiveness of roll control using jet （Jet-2）

表5列出了文獻(xiàn)［9，12，24］中3款射流控制無人機的最大滾轉(zhuǎn)角速率。其中，Ref-1和Ref-2的平臺是大展弦比平直翼布局無人機，Ref-3的平臺是大展弦比飛翼布局無人機，射流滾轉(zhuǎn)控制激勵器均布置在機翼外段。本文的激勵器在中等展弦比飛翼平臺上實現(xiàn)的最大滾轉(zhuǎn)角速率顯著大于Ref-1和Ref-2的結(jié)果［9，24］，在數(shù)值上更接近于Ref-3的結(jié)果［12］。但Ref-3中單側(cè)滾轉(zhuǎn)控制激勵器寬度占半展長的30%。本文中激勵器僅取代了副翼的一半（寬度為半展長的11.3%），若能替換整個副翼，預(yù)計將能獲得更強的滾轉(zhuǎn)控制效果。最后，考慮到激勵器在后緣上的展向長度和具體位置不同，以及無人機平臺的滾轉(zhuǎn)阻尼不同，表5中不同無人機的最大滾轉(zhuǎn)角速率數(shù)值僅作為參考。

表5 不同無人機射流滾轉(zhuǎn)控制效果Table 5 Effectiveness of jet roll control effector on different UAVs

5 結(jié)論

利用環(huán)量控制激勵器代替中等展弦比飛翼布局無人機的外側(cè)1/2副翼，構(gòu)建數(shù)值模擬方法研究射流控制飛翼布局無人機的氣動特性，并且開展飛行試驗探究環(huán)量控制射流對中等展弦比飛翼布局無人機的滾轉(zhuǎn)控制能力。得到以下結(jié)論：

1） 射流控制飛行器整機數(shù)值模擬方案使用壓力入口邊界條件，并考慮射流動量對氣動力的貢獻(xiàn)，可實現(xiàn)對飛翼繞流和激勵器內(nèi)流的耦合模擬并預(yù)測整機氣動特性。

2） 數(shù)值模擬研究表明，在所研究的射流動量系數(shù)范圍內(nèi)，滾轉(zhuǎn)控制力矩系數(shù)隨射流動量系數(shù)近似線性增長，同時未產(chǎn)生顯著的橫航向或橫縱向耦合力矩。

3） 后緣環(huán)量控制射流對中等展弦比飛翼布局無人機實現(xiàn)了有效滾轉(zhuǎn)控制，平均滾轉(zhuǎn)角速率達(dá)到25.5～26.7 （°）/s，最大滾轉(zhuǎn)角速率達(dá)到40.1 （°）/s，最大滾轉(zhuǎn)角為83.9°。

致 謝

感謝中國空氣動力研究與發(fā)展中心的李永紅博士和利物浦大學(xué)的Matthew J.FORSTER博士，提供橢圓環(huán)量控制翼幾何模型用于本文的數(shù)值方法驗證。