小展弦比飛翼布局新型嵌入面航向控制特性研究

單繼祥，黃 勇，蘇繼川，李永紅，彭 鑫

(1.中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000; 2.中國工程物理研究院總體工程研究所，四川綿陽 621999)

小展弦比飛翼布局新型嵌入面航向控制特性研究

單繼祥1，2，*，黃 勇1，蘇繼川1，李永紅1，彭 鑫1

(1.中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所，四川綿陽 621000; 2.中國工程物理研究院總體工程研究所，四川綿陽 621999)

在小展弦比飛翼布局機翼外側上/下表面分別設計了一組中等后掠角嵌入面，并對其跨聲速時的航向控制效果及其流動機理進行了風洞試驗和數值模擬研究。計算和試驗結果表明，上嵌入面可在小迎角范圍通過軸向力和側向力的共同作用提供穩定的偏航力矩，實現航向控制;當α＞6°時，由于嵌入面逐漸處于前緣渦的影響范圍內，在前緣渦的吸力作用下，嵌入面航向控制效果迅速下降，直至失效，且進行航向控制時存在不利的滾轉耦合;下嵌入面可在全迎角范圍內提供穩定的偏航力矩，實現航向控制;通過在小迎角范圍內使用上嵌入面，α＞6°時使用下嵌入面，不僅可在全迎角實現航向控制，且不影響飛機的隱身性能。

飛翼布局;小展弦比;中等后掠角嵌入面;航向控制;前緣渦;數值模擬

0 引 言

飛翼布局是僅由單獨翼面構成的氣動布局形式。由于去掉尾翼可大大增強隱身特性，提高升阻性能，減少重量及翼載，對提高航程、航時等性能極為有效。但由于尾翼是飛行器主要的航向穩定和偏航控制操縱面，因此取消尾翼后飛翼布局存在航向穩定性缺失和操縱性能不足等問題，嚴重制約了飛翼布局的應用。對飛翼布局作戰飛機來說，最大的挑戰之一就是尋找合適的操控方法代替被取消的垂尾和方向舵，以產生足夠的偏航力矩，實現航向的穩定和操控［1-4］。

為提升無尾飛翼布局飛機的控制能力，美國在1993年針對高機動無尾飛機進行了“創新控制裝置(ICE)”項目研究，使人們對隨控布局、多舵面配合等問題有了深入的認識。ICE項目分為兩個階段，第一階段總體評估無尾飛機的重量、結構、機動性、雷達信號和飛控系統的綜合性能;第二階段對最有前景的控制裝置概念進行風洞試驗和計算分析，主要包括全動翼尖、差動前緣襟翼、嵌入面和開裂式方向舵等［5-9］。

目前，國內外有關飛翼布局飛機操控方式的研究主要集中在常規偏航操縱面、發動機推力矢量控制等方面，且兩者通常同時使用。常規偏航操縱面如內外升降副翼、開裂式方向舵、全動翼尖、收放式方向舵、嵌入面、差動前緣襟翼、分布式后緣襟翼等主要是通過機翼兩側的差動阻力產生偏航力矩［10-15］，因此進行航向控制時，常規偏航操縱面會產生較大的阻力增量，特別是對于小展弦比飛翼布局，由于展向力臂長度較短，產生的阻力增量更大，大幅降低飛行性能。

為實現小展弦比飛翼布局航向控制，本文根據其展向長度較小、弦向長度較大的特點，設計了一種中等后掠嵌入面。采用風洞試驗和數值模擬相結合方法研究了跨聲速巡航馬赫數下(Ma=0.95)，該類嵌入面航向控制效果及其流動機理，為該種嵌入面控制效果的改善及其應用提供理論和技術基礎。

1 風洞試驗及數值計算方法

本文采用風洞試驗方法研究了上嵌入面的航向控制特性;利用數值模擬在流場顯示方面的優勢，分析了上嵌入面航向控制機理;并對下嵌入面的橫航向控制效果通過數值模擬方法進行了研究。

1.1 試驗設備及方法

試驗在中國空氣動力研究與發展中心高速空氣動力研究所FL-24風洞進行。FL-24風洞是試驗段橫截面為1.2 m×1.2 m的半回流暫沖式跨超聲速風洞，亞跨聲速試驗段長3.6 m，上下壁是60°斜孔壁，開閉比為4.3%;左右為直孔壁，開閉比為21.4%，孔徑和壁厚為12 mm。測力模型為小展弦比單前緣飛翼布局標模，前緣后掠角為65°，后緣后掠角為47°。該試驗模型為全金屬模型，縮比為1∶19。試驗采用尾支桿加雙轉軸的支撐方式，如圖1所示。試驗中采用人工轉捩技術，在距機翼前緣5%當地弦長處粘貼高度0.12 mm的柱狀轉捩帶。在數據處理過程中對試驗數據進行了自重修正、彈性角修正、底阻修正、平均氣流偏角修正，最終分析數據采用美式坐標系。

圖1 風洞試驗照片Fig.1 Test picture

為實現小展弦比飛翼布局航向控制，為飛翼布局設計了一種中等后掠角嵌入面。該嵌入面對稱位于機翼外側，并分別安裝在機翼上、下表面，具體位置如圖2所示。在此位置，嵌入面中心距離力矩參考點的展向和弦向距離相同。只需要打開對應一側的一片或兩片嵌入面即可實現航向控制，如圖3所示。值得一提的是，該嵌入面前后緣均與飛翼模型后緣平行，可在航向控制時不影響飛機的隱身性能。試驗中僅對上嵌入面的航向控制效果進行了研究。

圖2 嵌入面安裝位置示意圖Fig.2 Position of embedded control surfaces in flying wing model

圖3 單側嵌入面打開示意圖Fig.3 Right embedded control surfaces open

1.2 數值模擬方法及網格

采用有限體積法對復雜外形繞流進行數值模擬，控制方程采用雷諾平均N-S方程組。湍流模型是兩方程k-ω SST模型。為了加快收斂速度，采用了局部時間步長和多重網格技術，計算中采用了三重網格。計算網格采用“三層次”網格生成思想，即靠近物面的第一層次主要模擬粘性附面層，中間的第二層次主要模擬空間的旋渦，靠近遠場的第三層次主要是滿足遠場邊界條件。計算網格采用多塊對接結構網格，空間均采用“O”型網格，物面均采用“H”型網格。附面層第一層網格y+=1，變化率約為1.25。全機網格量為725萬。計算模型表面網格和空間拓撲結構如圖4所示。

圖4 計算網格Fig.4 Computational grid

1.3 計算結果驗證

為了驗證數值模擬方法和網格的可靠性，對數值模擬結果和試驗結果進行了比較。

圖5是Ma=0.95、β=5°、δ=30°時，嵌入面航向控制效率的試驗和計算結果對比。從圖5可以看出，計算迎角范圍內，偏航力矩系數計算和試驗曲線基本重合，嵌入面控制特性隨迎角的變化規律完全相同。證實了所用計算方法正確，計算結果可信。

圖5 試驗與計算結果比較Fig.5 Comparison of test and computational result

2 結果與分析

2.1 上嵌入面航向控制特性

首先對上嵌入面的航向控制能力進行了研究，正側滑角時，嵌入面只打開右側，打開角度δ為30°。圖6是Ma=0.95時，上嵌入面打開對飛翼布局航向特性影響的試驗曲線。由圖6可以看出，對于該飛翼布局模型無航向控制時，航行靜不穩定，當α≥10°時，偏航力矩隨迎角增大表現出先減小到0，而后逐漸增大的非線性變化規律，不利于航向控制。

通過嵌入面打開/關閉狀態下全機偏航力矩曲線比較可以看出，當α＜8°時，打開上嵌入面，可以獲得ΔCn=0.004左右的航向操縱力矩，可實現航向控制;隨著迎角的繼續增大，全機偏航力矩迅速減小，嵌入面航向控制效率大幅降低;當α≥12°時，打開上嵌入面將使全機偏航力矩系數減小，航向靜不穩定裕度增大，不能實現航向控制。

圖6 上嵌入面打開對飛翼布局航向特性影響(Ma=0.95)Fig.6 Effect of the embedded control surfaces up the wing on the directional characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95)

綜上所述，當α＜12°時，該上嵌入面可實現飛翼布局航向控制;當α≥12°時，不能實現飛翼布局航向控制，且使全機航向靜不穩定性增強。

2.2 上嵌入面航向控制機理

圖7是當Ma=0.95、β=5°時，打開上嵌入面對嵌入面及機體偏航力矩系數影響的計算結果。其中，由嵌入面側向力產生的偏航力矩的估算值是指嵌入面打開/關閉時，嵌入面的側向力差量引起的偏航力矩，其值是嵌入面的側向力差量ΔCY乘以嵌入面中心到力矩參考點的弦向距離。從圖7可以看出，在中小迎角，嵌入面提供大部分的偏航力矩，且由嵌入面軸向力差量和嵌入面側向力差量產生的偏航力矩基本相同。與常規阻力舵面基本完全通過增大機翼兩側的阻力差量進行航向控制不同，該中等后掠角嵌入面通過機翼兩側軸向力差量和側向力差量的共同作用實現航向控制。在相同偏航效率情況下，該中等后掠嵌入面可通過增大側向力代替軸向力產生偏航力矩，有利于減小航向控制時全機阻力增量。

圖7 打開上嵌入面對飛翼布局機體及嵌入面航向特性影響(Ma=0.95，β=5°)Fig.7 Effect of the embedded control surfaces up the wing on the directional characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95，β=5°)

圖8是Ma=0.95、β=5°時，打開上嵌入面對飛翼布局氣動力影響量。可以看出，打開上嵌入面，使嵌入面和機體軸向力和側向力增大，且主要作用于嵌入面。由于側滑角較小，且嵌入面后掠角是47°，因此，嵌入面的軸向力和側向力的變化量幅值基本相同，由于其力臂也基本相當，使該嵌入面軸向力和側向力產生方向相同、大小相當的偏航力矩。

圖8 打開上嵌入面對飛翼布局阻力和側向力特性影響(Ma=0.95，β=5°)Fig.8 Effect of the embedded control surfaces up the wing on side force and drag characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95，β=5°)

圖9是當Ma=0.95、β=5°時，打開上嵌入面時飛翼模型上表面壓力云圖及物面流線計算結果。從圖9可以看出，當α=4°時，嵌入面前部來流均為附著流，嵌入面迎風側為較強壓力，從而在嵌入面迎風側產生側向力和軸向力，形成偏航力矩，實現航向控制;隨著迎角的增大，當α=8°時，機翼背風側附著流區域逐漸減小，前緣渦影響區域由翼尖向內、向前發展，使嵌入面逐漸處于前緣渦的影響區域，嵌入面迎風面局部區域在前緣渦的吸力作用下由較強的壓力變成吸力，從而使嵌入面上的側向力和軸向力減小，航向控制效率降低;當迎角增大到14°時，嵌入面完全處于前緣渦的影響區域內，在前緣渦的吸力作用下，直至失效。

由此得出，α＞6°時上嵌入面航向控制效率迅速降低的原因是由大后掠機翼前緣渦的吸力作用造成的，其流動機理與小后掠機翼時由機翼分離導致舵面附近氣流能量降低有所不同。

2.3 上嵌入面打開對縱向和橫向氣動特性影響

圖10是Ma=0.95時，打開上嵌入面對飛翼布局氣動特性影響的風洞試驗數據曲線。打開上嵌入面實現航向控制的同時，將使全機升力系數略有減小，參看圖10(a);同時，打開上嵌入面使全機阻力系數增大，升阻比減小，參看圖10(b);從圖10(c)可見，對俯仰力矩系數無明顯影響。

圖9 打開上嵌入面時飛翼模型上表面壓力云圖及物面流線計算結果(Ma=0.95，β=5°)Fig.9 Pressure coefficient of the flying wing configuration with the embedded control surfaces up the wing open(Ma=0.95，β=5°)

圖10 Ma=0.95時打開嵌入面對飛翼布局氣動特性影響Fig.10 Effect of the embedded control surfaces up the wing on the aerodynamic characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95)

圖10(d)表明打開上嵌入面時，其偏航力矩與滾轉力矩存在一定程度的耦合。當α＜14°時打開嵌入面將使滾轉力矩系數大幅增大，使全機在全迎角范圍內橫向中立穩定或靜不穩定。這種變化不利于橫航向控制。滾轉力矩的產生是由打開嵌入面時左右機翼的升力不同引起的，可通過進一步優化嵌入面位置、后掠角等參數減弱，甚至消除。

2.4 下嵌入面橫航向控制特性

上嵌入面可在中小迎角實現航向控制，但仍存在α≥14°時控制無效，與滾轉力矩相耦合等問題。為進一步改善嵌入面的控制效果，繼續研究了下嵌入面的橫航向控制特性。該嵌入面在機翼展向和弦向位置、尺寸、打開角度均與上嵌入面相同。

圖11是當Ma=0.95、β=5°時，打開下嵌入面對飛翼布局橫航向特性影響計算曲線。從圖11可以看出，在計算迎角范圍內，打開下嵌入面可實現航向控制，其控制效果與上嵌入面在小迎角情況下的控制效果基本相當。在滾轉耦合方面，打開下嵌入面將使滾轉力矩減小，其橫向仍靜穩定，穩定裕度減小。下嵌入面的航向控制機理、對縱向氣動特性的影響均與上嵌入面時相同，在此不再贅述。

由此可得，與上嵌入面相比，下嵌入面的航向控制的迎角范圍大幅增加，其控制力矩基本隨迎角基本不變，且對橫向的不利影響很小，綜合控制性能大幅增加。但打開下嵌入面將使全機隱身性能下降。因此，在小迎角范圍內使用上嵌入面，在中大迎角使用下嵌入面，這樣不僅可實現航向控制，且能保持全機良好的隱身效果。

圖11 打開下嵌入面對飛翼布局橫航向特性影響(Ma=0.95，β=5°)Fig.11 Effect of the embedded control surfaces under the wing on the lateral-directional characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95，β=5°)

3 結 論

本文采用風洞試驗和數值模擬相結合的方法研究了跨聲速時上和下中等后掠嵌入面對小展弦比飛翼布局航向控制效果及其流動機理。結果表明:

a)上嵌入面可在小迎角范圍提供穩定的偏航力矩，實現航向控制;但當α＞6°時，在前緣渦的吸力作用下，航向控制效果迅速下降，直至失效，且進行航向控制時存在不利的滾轉耦合。下嵌入面可在全迎角范圍內提供穩定的偏航力矩，實現航向控制。

b)在小迎角范圍內使用上嵌入面，α＞6°時使用下嵌入面，不僅可在全迎角實現航向控制，且不影響飛機的隱身性能。

c)對于該小展弦比飛翼布局，該類中等后掠角嵌入面，其軸向力和側向力產生的偏航力矩基本相當，通過軸向力和側向力的共同作用實現航向控制。

參 考 文 獻:

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Effect of the novel embedded control surfaces on direction control characteristic of low-aspect-ratio flying-wing configuration

Shan Jixiang1，2，*，Huang Yong1，Su Jichuan1，Li Yonghong1，Peng Xin1
(1.High Speed Aerodynamics Institute of China Aerodynamics Research and Development Center，Mianyang Sichuan 621000，China; 2.Institude of System Engineering，CAEP，Mianyang Sichuan 621999，China)

The middle sweepback embedded control surfaces are designed on the upper and lower surfaces of a flying-wing，and the control characteristics and flow mechanism are analyzed by both experimental and simulated method.The results show that when the upper embedded control surfaces is opened，there is sufficient yawing moment generated mainly by the side force and drag of embedded control surfaces at small angle of attack.With the increasing of the angle of attack，the embedded control surfaces is under the influence of the leading edge vortex and the directional control ability decreases rapidly，even lapses at high angles of attack.Further more，the embedded control surfaces may have adverse effect on the roll moment because of moment coupling effect.On the other side，the lower embedded control surfaces can functionate as direction control device at all attack angles.Using the lower and upper embedded control surfaces rationaly according to the different angle of attack，it not only the directional control requirement can be guaranteed，but also the stealth performance insured.

flying-wing configuration;low-aspect-ratio;embedded control surfaces;heading control;leading edge vortex;numerical simulation

V211.43;V225

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0048

0258-1825(2015)03-0296-06

2014-11-04;

2015-04-09

單繼祥*(1983-)，男，河北南皮人，博士后，研究方向:飛行器設計及優化.E-mail:sjx637@163.com

單繼祥，黃勇，蘇繼川，等.小展弦比飛翼布局新型嵌入面航向控制特性研究［J］.空氣動力學學報，2015，33(3):296-301.

10.7638/kqdlxxb-2015.0048 Shan J X，Huang Y，Su J C，et al.Effect of the novel embedded control surfaces on direction control characteristic of low-aspect-ratio flying-wing configuration［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2015，33(3):296-301.