開(kāi)裂式方向舵對(duì)某無(wú)尾飛翼布局飛機(jī)氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)研究

張子軍1,2,黎 軍2,李 天1,2,王晉軍1

(1.北京航空航天大學(xué)流體力學(xué)研究所流體力學(xué)教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100191;2.沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所,

沈陽(yáng) 110035)

0 引 言

無(wú)尾飛翼布局飛機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,氣動(dòng)效率高,具有良好的機(jī)動(dòng)性、低可探測(cè)性和易于進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)一體化布置等眾多優(yōu)點(diǎn),在各種無(wú)人機(jī)布局形式中具有較大優(yōu)勢(shì)。為保證飛機(jī)在全飛行包線的飛行可控,并能達(dá)到滿(mǎn)意的飛行品質(zhì),對(duì)無(wú)尾飛翼布局飛機(jī)而言,一個(gè)較大的挑戰(zhàn)是尋找合適的操縱面配置,使其能夠產(chǎn)生足夠的偏航力矩來(lái)替代被取消的立尾,完成飛機(jī)高敏捷性所要求的各種動(dòng)作[1-2]。為提升無(wú)尾飛翼布局飛機(jī)的控制能力,美國(guó)在1993年針對(duì)高機(jī)動(dòng)無(wú)尾飛機(jī)進(jìn)行了“創(chuàng)新控制裝置(ICE)”項(xiàng)目研究,使人們對(duì)隨控布局、多舵面配合等問(wèn)題有了深入的認(rèn)識(shí)。ICE項(xiàng)目分為兩個(gè)階段,第一階段總體評(píng)估無(wú)尾飛機(jī)的重量、結(jié)構(gòu)、機(jī)動(dòng)性、雷達(dá)信號(hào)和飛控系統(tǒng)的綜合性能;第二階段對(duì)最有前景的控制裝置概念進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和計(jì)算分析,主要包括全動(dòng)翼尖、差動(dòng)前緣襟翼、嵌入面和開(kāi)裂式方向舵等[3-4]。

阻力式偏航裝置是飛翼布局上應(yīng)用最為特殊的一類(lèi)操縱面,主要包括開(kāi)裂式方向舵、全動(dòng)翼尖、嵌入面等。常規(guī)方向舵的操縱效能在超聲速條件下迅速降低,并且隨著迎角增加也迅速下降,甚至?xí)?而阻力式方向舵利用離軸阻力實(shí)現(xiàn)偏航,隨著迎角的增加其阻力增強(qiáng),并且在超聲速下偏轉(zhuǎn)同樣會(huì)造成較大的激波阻力,操縱效能依然較高[5-8]。另外,阻力式偏航裝置的設(shè)計(jì)可用偏度很大,最大偏度可以達(dá)到90°。同時(shí)該類(lèi)操縱裝置還具有復(fù)合功能,當(dāng)單側(cè)作動(dòng)時(shí),實(shí)現(xiàn)偏航操縱功能;當(dāng)兩側(cè)對(duì)稱(chēng)作動(dòng)時(shí),則作為增阻減速裝置在飛機(jī)著陸滑跑階段使用。

阻力式偏航裝置在應(yīng)用過(guò)程中會(huì)引起局部流動(dòng)的分離,與升力、俯仰力矩及滾轉(zhuǎn)力矩耦合較大且變化規(guī)律復(fù)雜[8-9],開(kāi)裂式方向舵作為重要的阻力式偏航裝置之一,通過(guò)對(duì)稱(chēng)偏轉(zhuǎn)其上下操縱面的舵偏角來(lái)提供離軸阻力,以此產(chǎn)生偏航力矩,達(dá)到偏航控制的目的。本文通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn),重點(diǎn)開(kāi)展了開(kāi)裂式方向舵對(duì)某型無(wú)尾飛翼布局氣動(dòng)特性影響的研究。

1 實(shí)驗(yàn)設(shè)備與方法

采用的無(wú)尾飛翼布局飛機(jī)形式和開(kāi)裂式方向舵的位置如圖1所示,風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ捅壤秊?∶30,開(kāi)裂式方向舵的俯視圖投影面積為布局俯視投影面積的6%。研究分為低速和高速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)兩部分,低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)在中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的FL-5風(fēng)洞中進(jìn)行,FL-5風(fēng)洞是一座單回流式開(kāi)口低速風(fēng)洞,實(shí)驗(yàn)段為Ф 1.5m的圓截面,實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)度為1.95m,空風(fēng)洞最大風(fēng)速53m/s,實(shí)驗(yàn)風(fēng)速為M=0.1。高速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)在中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院的FD-08風(fēng)洞中進(jìn)行,該風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸為0.76m×0.53m,長(zhǎng)度1.71m,M范圍為0.25～1.2。實(shí)驗(yàn)風(fēng)速為M=0.6和M=0.8。開(kāi)裂式方向舵的舵偏角為 0°、20°和45°,上下操縱面的偏度相同。高低速風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)均采用六分量?jī)?nèi)置應(yīng)變天平,低速實(shí)驗(yàn)的支撐形式為尾撐,高速的支撐形式為背撐。試驗(yàn)數(shù)據(jù)均進(jìn)行了支架干擾修正實(shí)驗(yàn),其中尾撐形式進(jìn)行了底阻修正,背撐形式則采用鏡像兩步法進(jìn)行了修正,數(shù)據(jù)符合國(guó)軍標(biāo)要求。

圖1 布局形式及開(kāi)裂式方向舵示圖Fig.1 Schematic of layout and split-rudder

2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

圖2為某飛翼布局飛機(jī)在不同M數(shù)下的升力特性,由圖可知由于后掠角較大,展弦比較小,此布局在不同 M下的升力線斜率CLα均較小,M=0.1時(shí),CLα最小,CLα =0.0435/°;M=0.6 時(shí) 次 之,CLα =0.0496/°,M=0.8時(shí)最大 ,CLα=0.0551/°。另外,由升力線斜率的變化可知,此布局流動(dòng)發(fā)生分離的迎角α也較小。M=0.1,α≈16°時(shí)流動(dòng)出現(xiàn)分離,隨著 α的增加分離越來(lái)越嚴(yán)重,至α=20°時(shí)上翼面流動(dòng)已接近完全分離,升力開(kāi)始緩慢下降。M=0.6,α≈8°時(shí)發(fā)生分離;M=0.8,α≈6°時(shí)即發(fā)生分離,隨著 M數(shù)的增加流動(dòng)發(fā)生分離時(shí)的α越來(lái)越小。

圖2 飛機(jī)的升力特性Fig.2 Lift characteristics of aircraft

圖3和圖4給出了開(kāi)裂式方向舵的舵偏角對(duì)某飛翼布局飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響,圖中“Δ”表示不同舵偏下的某氣動(dòng)量與零舵偏時(shí)的相應(yīng)氣動(dòng)量的差值。由于飛翼布局飛機(jī)的縱向配平比常規(guī)飛機(jī)困難,同時(shí)最大升力系數(shù)也較小,為減小配平給氣動(dòng)性能以及隱身性能帶來(lái)的損失,飛翼布局飛機(jī)需設(shè)計(jì)成靜安定狀態(tài),且俯仰可控的迎角范圍一般為α＜10°,因此下文重點(diǎn)闡述α＜10°時(shí)開(kāi)裂式方向舵的偏轉(zhuǎn)對(duì)該飛翼布局飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響。

圖3為開(kāi)裂式方向舵偏轉(zhuǎn)對(duì)阻力CD的影響及其對(duì)航向的作用效能。舵偏對(duì)CD的影響如圖3(a)所示,α＜10°時(shí)CD的增量均呈水平狀態(tài),這與阻力式偏航裝置的應(yīng)用機(jī)理有關(guān)：阻力式偏航裝置是通過(guò)引起局部流動(dòng)的分離造成的離軸壓差阻力來(lái)產(chǎn)生偏航力矩,因此,在較小迎角下阻力增量基本上僅與流動(dòng)的分離程度有關(guān),或基本上僅與舵偏有關(guān)。圖3(b)進(jìn)一步表明α＜10°時(shí)偏航力矩的增量Δ Cn基本上僅與流動(dòng)的分離程度有關(guān),與α和M 的關(guān)系則較小,開(kāi)裂式方向舵的舵效則更進(jìn)一步闡明α＜10°時(shí)舵效與α和M的無(wú)關(guān)性,如圖3(c)所示。

圖4給出了開(kāi)裂式方向舵的偏轉(zhuǎn)對(duì)其它氣動(dòng)參數(shù)的影響。圖4(a)表明,α＜6°時(shí),在不同舵偏情況下,M=0.1和M=0.8時(shí)的升力CL略有增加。而在α=6°～10°之間,CL則有較小損失。對(duì)于M=0.6,Δ CL在 α＜4°時(shí)基本為零,α=4°～ 10°時(shí) CL則略有損失。上述現(xiàn)象的發(fā)生與開(kāi)裂式方向舵的偏轉(zhuǎn)方式有關(guān),由于開(kāi)裂式方向舵偏轉(zhuǎn)時(shí)上翼面向上偏轉(zhuǎn),下翼面向下偏轉(zhuǎn),上翼面向上偏轉(zhuǎn)減小了翼型的當(dāng)?shù)貜澏?造成了升力的降低,而下翼面向下偏轉(zhuǎn)時(shí)的情況則相反,造成了升力的增加,因此兩者綜合的效果就是CL的變化較小,這也是開(kāi)裂式方向舵的優(yōu)勢(shì)所在。另外,由于 α＜10°時(shí)CL變化較小,因此俯仰力矩的增量ΔCm變化也不大,如圖4(b)所示。

圖3 開(kāi)裂式方向舵偏轉(zhuǎn)的影響Fig.3 The effects of split-rudder deflection

開(kāi)裂式方向舵對(duì)側(cè)力CZ的影響如圖4(c)所示,由于布局對(duì)稱(chēng),不同舵偏δ和M 下的 Δ CZ均較小。對(duì)于δ=20°,α＜10°時(shí),ΔCZ≈0 。而 δ=45°時(shí),由于流動(dòng)分離增加,加之在后掠角的作用下流動(dòng)的不對(duì)稱(chēng)性增強(qiáng),所以 Δ CZ略有增加,但量級(jí)較小,在0.01以?xún)?nèi)。隨著α的增加,流動(dòng)分離區(qū)覆蓋上翼面后緣區(qū)域,流動(dòng)對(duì)稱(chēng)性增加,ΔCZ變小,趨于零值。圖4(d)表明開(kāi)裂式方向舵偏轉(zhuǎn)時(shí)與滾轉(zhuǎn)力矩Cl存在一定程度的耦合,且在 α＜10°時(shí)的滾轉(zhuǎn)是不利于偏航的。Δ Cl的產(chǎn)生是δ≠0°時(shí)左右機(jī)翼的升力不同引起的,在設(shè)計(jì)上難以避免,需要采用其它操縱手段進(jìn)行控制,但不利偏航是可以消除的。

圖4 開(kāi)裂式方向舵偏轉(zhuǎn)的影響Fig.4 The effects of split-rudder deflection

3 結(jié) 論

在某飛翼布局飛機(jī)的基礎(chǔ)上,針對(duì)開(kāi)裂式方向舵對(duì)布局氣動(dòng)特性的影響開(kāi)展了研究,研究結(jié)果表明開(kāi)裂式方向舵是一種較好的創(chuàng)新式偏航操縱裝置。在研究的馬赫數(shù)范圍內(nèi),α＜10°時(shí)得到的主要結(jié)論為：(1)開(kāi)裂式方向舵的舵效與α和M基本上無(wú)關(guān);(2)開(kāi)裂式偏航裝置能夠在升力、側(cè)力、俯仰力矩變化較小的情況下產(chǎn)生較大的偏航力矩,但與滾轉(zhuǎn)有一定程度的耦合。

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