张子军1,2,黎 军2,李 天1,2,王晋军1

(1.北京航空航天大学流体力学研究所流体力学教育部重点实验室,北京 100191;2.沈阳飞机设计研究所,

沈阳 110035)

0 引 言

无尾飞翼布局飞机结构简单,气动效率高,具有良好的机动性、低可探测性和易于进行发动机一体化布置等众多优点,在各种无人机布局形式中具有较大优势。为保证飞机在全飞行包线的飞行可控,并能达到满意的飞行品质,对无尾飞翼布局飞机而言,一个较大的挑战是寻找合适的操纵面配置,使其能够产生足够的偏航力矩来替代被取消的立尾,完成飞机高敏捷性所要求的各种动作[1-2]。为提升无尾飞翼布局飞机的控制能力,美国在1993年针对高机动无尾飞机进行了“创新控制装置(ICE)”项目研究,使人们对随控布局、多舵面配合等问题有了深入的认识。ICE项目分为两个阶段,第一阶段总体评估无尾飞机的重量、结构、机动性、雷达信号和飞控系统的综合性能;第二阶段对最有前景的控制装置概念进行风洞实验和计算分析,主要包括全动翼尖、差动前缘襟翼、嵌入面和开裂式方向舵等[3-4]。

阻力式偏航装置是飞翼布局上应用最为特殊的一类操纵面,主要包括开裂式方向舵、全动翼尖、嵌入面等。常规方向舵的操纵效能在超声速条件下迅速降低,并且随着迎角增加也迅速下降,甚至会失效,而阻力式方向舵利用离轴阻力实现偏航,随着迎角的增加其阻力增强,并且在超声速下偏转同样会造成较大的激波阻力,操纵效能依然较高[5-8]。另外,阻力式偏航装置的设计可用偏度很大,最大偏度可以达到90°。同时该类操纵装置还具有复合功能,当单侧作动时,实现偏航操纵功能;当两侧对称作动时,则作为增阻减速装置在飞机着陆滑跑阶段使用。

阻力式偏航装置在应用过程中会引起局部流动的分离,与升力、俯仰力矩及滚转力矩耦合较大且变化规律复杂[8-9],开裂式方向舵作为重要的阻力式偏航装置之一,通过对称偏转其上下操纵面的舵偏角来提供离轴阻力,以此产生偏航力矩,达到偏航控制的目的。本文通过风洞实验,重点开展了开裂式方向舵对某型无尾飞翼布局气动特性影响的研究。

1 实验设备与方法

采用的无尾飞翼布局飞机形式和开裂式方向舵的位置如图1所示,风洞实验模型比例为1∶30,开裂式方向舵的俯视图投影面积为布局俯视投影面积的6%。研究分为低速和高速风洞实验两部分,低速风洞实验在中航工业空气动力研究院的FL-5风洞中进行,FL-5风洞是一座单回流式开口低速风洞,实验段为Ф 1.5m的圆截面,实验段长度为1.95m,空风洞最大风速53m/s,实验风速为M=0.1。高速风洞实验在中国航天空气动力技术研究院的FD-08风洞中进行,该风洞试验段尺寸为0.76m×0.53m,长度1.71m,M范围为0.25～1.2。实验风速为M=0.6和M=0.8。开裂式方向舵的舵偏角为 0°、20°和45°,上下操纵面的偏度相同。高低速风洞实验均采用六分量内置应变天平,低速实验的支撑形式为尾撑,高速的支撑形式为背撑。试验数据均进行了支架干扰修正实验,其中尾撑形式进行了底阻修正,背撑形式则采用镜像两步法进行了修正,数据符合国军标要求。

图1 布局形式及开裂式方向舵示图Fig.1 Schematic of layout and split-rudder

2 实验结果与分析

图2为某飞翼布局飞机在不同M数下的升力特性,由图可知由于后掠角较大,展弦比较小,此布局在不同 M下的升力线斜率CLα均较小,M=0.1时,CLα最小,CLα =0.0435/°;M=0.6 时 次 之,CLα =0.0496/°,M=0.8时最大 ,CLα=0.0551/°。另外,由升力线斜率的变化可知,此布局流动发生分离的迎角α也较小。M=0.1,α≈16°时流动出现分离,随着 α的增加分离越来越严重,至α=20°时上翼面流动已接近完全分离,升力开始缓慢下降。M=0.6,α≈8°时发生分离;M=0.8,α≈6°时即发生分离,随着 M数的增加流动发生分离时的α越来越小。

图2 飞机的升力特性Fig.2 Lift characteristics of aircraft

图3和图4给出了开裂式方向舵的舵偏角对某飞翼布局飞机气动特性的影响,图中“Δ”表示不同舵偏下的某气动量与零舵偏时的相应气动量的差值。由于飞翼布局飞机的纵向配平比常规飞机困难,同时最大升力系数也较小,为减小配平给气动性能以及隐身性能带来的损失,飞翼布局飞机需设计成静安定状态,且俯仰可控的迎角范围一般为α＜10°,因此下文重点阐述α＜10°时开裂式方向舵的偏转对该飞翼布局飞机气动特性的影响。

图3为开裂式方向舵偏转对阻力CD的影响及其对航向的作用效能。舵偏对CD的影响如图3(a)所示,α＜10°时CD的增量均呈水平状态,这与阻力式偏航装置的应用机理有关：阻力式偏航装置是通过引起局部流动的分离造成的离轴压差阻力来产生偏航力矩,因此,在较小迎角下阻力增量基本上仅与流动的分离程度有关,或基本上仅与舵偏有关。图3(b)进一步表明α＜10°时偏航力矩的增量Δ Cn基本上仅与流动的分离程度有关,与α和M 的关系则较小,开裂式方向舵的舵效则更进一步阐明α＜10°时舵效与α和M的无关性,如图3(c)所示。

图4给出了开裂式方向舵的偏转对其它气动参数的影响。图4(a)表明,α＜6°时,在不同舵偏情况下,M=0.1和M=0.8时的升力CL略有增加。而在α=6°～10°之间,CL则有较小损失。对于M=0.6,Δ CL在 α＜4°时基本为零,α=4°～ 10°时 CL则略有损失。上述现象的发生与开裂式方向舵的偏转方式有关,由于开裂式方向舵偏转时上翼面向上偏转,下翼面向下偏转,上翼面向上偏转减小了翼型的当地弯度,造成了升力的降低,而下翼面向下偏转时的情况则相反,造成了升力的增加,因此两者综合的效果就是CL的变化较小,这也是开裂式方向舵的优势所在。另外,由于 α＜10°时CL变化较小,因此俯仰力矩的增量ΔCm变化也不大,如图4(b)所示。

图3 开裂式方向舵偏转的影响Fig.3 The effects of split-rudder deflection

开裂式方向舵对侧力CZ的影响如图4(c)所示,由于布局对称,不同舵偏δ和M 下的 Δ CZ均较小。对于δ=20°,α＜10°时,ΔCZ≈0 。而 δ=45°时,由于流动分离增加,加之在后掠角的作用下流动的不对称性增强,所以 Δ CZ略有增加,但量级较小,在0.01以内。随着α的增加,流动分离区覆盖上翼面后缘区域,流动对称性增加,ΔCZ变小,趋于零值。图4(d)表明开裂式方向舵偏转时与滚转力矩Cl存在一定程度的耦合,且在 α＜10°时的滚转是不利于偏航的。Δ Cl的产生是δ≠0°时左右机翼的升力不同引起的,在设计上难以避免,需要采用其它操纵手段进行控制,但不利偏航是可以消除的。

图4 开裂式方向舵偏转的影响Fig.4 The effects of split-rudder deflection

3 结 论

在某飞翼布局飞机的基础上,针对开裂式方向舵对布局气动特性的影响开展了研究,研究结果表明开裂式方向舵是一种较好的创新式偏航操纵装置。在研究的马赫数范围内,α＜10°时得到的主要结论为：(1)开裂式方向舵的舵效与α和M基本上无关;(2)开裂式偏航装置能够在升力、侧力、俯仰力矩变化较小的情况下产生较大的偏航力矩,但与滚转有一定程度的耦合。

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