飛翼布局組合舵面航向控制特性綜合研究

2020-07-08 08:09:22周鑄余永剛劉剛陳作斌何開鋒

航空學報 2020年6期

周鑄，余永剛，劉剛，陳作斌，何開鋒

中國空氣動力研究與發展中心，綿陽 621000

飛翼布局相對于常規布局，取消了用于航向姿態控制的垂尾和用于俯仰姿態控制的平尾，機身與機翼高度融為一體，形成了類似純機翼構成的、全為升力面的布局形式，其氣動效率很高，具備久航遠航能力。同時，飛翼布局沒有了垂尾和平尾，以及融合了機身與機翼，減少了雷達反射面，加之幾何棱邊的平行設計，能夠有效地獲得比常規布局更高的氣動隱身特性，有利于突防攻擊和隱蔽偵查。機身與機翼的高度融合，內部部件布置更容易、結構設計更簡單，空機比重更小，能夠裝更多的任務載荷和燃油，提高了內部裝載能力。因此，飛翼布局相對于常規布局優勢明顯，常作為遠程長航時高隱身無人機、轟炸機的理想布局形式，例如美國的B-2隱形轟炸機、“雷神”/“神經元”/X-47B 無人機等飛機[1]。

飛翼布局正因為取消了常規的平尾和垂尾，相比于常規布局，穩定特性變差，操縱舵面配置困難，特別是航向控制，因此飛翼布局設計的難點之一就是設計合適的航向控制舵，以保證良好操縱性和飛行品質[2]。

國外針對飛翼布局航向控制舵研究起步很早。20世紀90年代，美國針對無尾飛翼作戰飛機開展了創新操縱機構(ICE，Innovative Control Effector)計劃，該計劃第1階段研究了全動翼尖、嵌入面、開裂式方向舵等阻力類航向控制舵，該計劃第2階段主要針對這些航向控制舵進行了試驗測試和計算分析，并指出阻力類航向控制舵具有比較滿意的操縱性能[2-4]。瑞典皇家理工學院研究了差動后緣襟翼的航向控制舵方案[5]。英國、德國、荷蘭、韓國、加拿大等國家針對飛翼布局開展了一些數值計算和風洞試驗研究[6-9]，但重點關注的是其基本外形方案設計與氣動特性評估，在航向控制舵特性研究方面能搜索到的資料較少。

國內針對飛翼布局航向控制舵的研究起步相對較晚。隨著飛翼概念越來越受到青睞，此方面的研究逐漸增多，如中國空氣動力研究與發展中心(CARDC)、北京航空航天大學、西北工業大學、空軍工程大學、同濟大學等單位都開展了相關研究。航向控制舵主要包含差動內外副翼、開裂式方向舵、全動翼尖、嵌入式阻力舵、嵌入式阻力舵與副翼的組合舵、差動前緣襟翼、變體V尾、機頭機動邊條、機翼前緣不對稱安裝繞流物、引射阻力舵等，主要是通過飛機兩側的阻力差量產生偏航力矩，實現航向控制。差動內外副翼可以獲得較好的航向控制效果，但占用了較多后緣舵面，留給縱橫向控制的舵面難以保障，尤其是小展弦比飛翼布局，此情況尤為突出；開裂式方向舵是較好的航向控制方案，能提供較大的偏航力矩，但同時伴生了較大的滾轉力矩和俯仰力矩，會產生嚴重的三軸操縱耦合，具有顯著的附加力和力矩效應[10-16]；機頭機動邊條能夠在很大的迎角范圍產生可觀的不對稱側力和偏航力矩，但同時會帶來較大的抬頭力矩[10,17]；全動翼尖不僅能增加橫向安定性，也能提供一定量的偏航力矩，在結合其后緣舵面偏轉情況下，可滿足飛機航向控制要求，但同時也伴生了較大的滾轉力矩和俯仰力矩[10,18-19]；單獨嵌入式阻力舵可提供較大的偏航力矩，但會耦合更大的滾轉力矩和俯仰力矩，嵌入式阻力舵與副翼的組合舵提供了更大的偏航力矩，顯著減小或消除與滾轉、俯仰的耦合程度[20-22]；引射阻力舵不僅具有較高的絕對效率，而且其可控性強，可根據實際需要調控其效率及線性度[23]，但增加了引氣系統；差動前緣襟翼能夠提供一定航向控制能力，但效率較低；變體V尾結合其后緣偏轉舵面，能夠提供滿足飛機安全飛行的航向控制能力，但會給布局、重量、結構等方面帶來較大的設計難度。

以上研究工作都是基于1種或2種手段來分析研究飛翼布局航向控制特性的，個別初步分析了流場機理。本文基于自主設計的類X-47B飛翼布局，結合CFD、風洞試驗和縮比模型飛行試驗(簡稱：模飛試驗)3種研究手段，提出了一種上翼面嵌入式阻力舵和后緣副翼組成組合舵的航向控制方案，綜合分析了其在低、亞聲速時航向控制特性，揭示了不同舵偏情況下的流場機理，演示驗證了該方案的有效性和可靠性。本文的研究結論可為解決亞聲速飛翼布局飛行器航向控制問題提供一定的技術參考。

1 模型與研究手段

1.1 模型

本文中等展弦比(A=4.58)飛翼布局為自主設計的類X-47B飛翼布局，如圖1所示。嵌入式阻力舵(Spoiler，縮寫s)位于機翼翼尖附近，其平面形狀為平行四邊形，以前后緣平行于外段翼前后緣、兩頭端面順流向的方式布置，位于展向62.5%～79%、當地弦長30%～55%處，單側面積為1.2%參考面積，舵偏角范圍為0°～90°。副翼(Aileron，縮寫a)位于嵌入式阻力舵正后方，亦采用平行四邊形的平面形狀，位于當地弦長70%～100%處，單側面積為1.38%參考面積，舵偏角范圍為0°～50°，為避免阻力舵打開后、主翼上的凹坑或空腔對流場產生不利影響，則用蒙皮整流。規定：嵌入式阻力舵上偏為正，副翼下偏為正。

圖1 飛翼布局及航向操縱舵面

1.2 研究手段

1) 風洞試驗

試驗在CARDC FL-13風洞進行，FL-13風洞是一座開路式、閉口串列雙試驗段的大型低速風洞，本試驗的試驗段長15 m、寬8 m、高6 m，橫截面為切角矩形，中心截面有效面積為47.4 m2，常用風速為20～80 m/s。試驗模型為通氣模型，如圖2所示，翼展4 m。

2) 數值計算方法

計算使用求解器為自主研發的PMB3D程序，其主控方程為三維積分形式的雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程[24]，以有限體積法構造空間半離散格式，無黏項采用Roe平均迎風通量差分分裂格式離散，黏性項采用中心差分格式離散，計算采用k-ωSST二方程湍流模型，運用多重網格、殘值平均和局部時間步長等方法加速收斂。

圖2 FL-13風洞試驗模型

計算網格為結構多塊重疊網格，在外形和流場變化劇烈的空間區域進行適當網格加密，物面法向第1層網格厚度為0.01 mm，對應的y+值為1～2，半模網格為1 500萬級。

圖3對比了馬赫數Ma=0.118、雷諾數Re=3.6×106時基本構型的計算數據與風洞試驗數據，其中Cm為俯仰力矩系數、CL為升力系數、CD為阻力系數、k為升阻比、α為迎角，從圖中可以看出，計算與試驗結果吻合較好，該計算方法可以用于此類飛行器特性評估。

圖3 計算數據與試驗數據對比

3) 模飛試驗

模飛試驗是按照動力學相似規律，利用飛行器縮尺模型(或驗證機)在真實大氣中進行模擬飛行，研究和驗證氣動/飛行特性、新概念/新技術/新布局的試驗手段和方法[25]。相比地面試驗，模飛試驗具有環境條件更加真實、氣動/結構/飛行/控制/動力等多學科綜合應用的特點；相比全尺寸飛行器的全系統飛行試驗，模飛試驗具有周期短、成本低、風險小等特點。

本試驗采用單臺190 kg級推力的渦噴發動機作為動力，翼展4 m，起飛重量達400 kg量級，模型如圖4所示，沿著預定規劃的矩形軌跡線逆時針飛行，從地面滑跑、起飛、爬升、加速至巡航速度平飛、下降、著陸，實現整個過程中“人在回路”的全自主飛行試驗。

圖4 模飛試驗模型

2 基本構型氣動特性

基本構型是指所有舵偏角為0°時的外形，分別分析了其低速和高速力矩特性。低速狀態為Ma=0.118、Re=3.6×106，高速狀態為Ma=0.6、Re=7.0×106，其中低速力矩特性來源于風洞試驗數據，高速力矩特性來源于CFD計算數據。模型重心位于距離機頭53.87%機身長度處。

圖5給出了基本構型在Ma=0.118、不同側滑角時偏航力矩系數(Cn)、俯仰力矩系數(Cm)、滾轉力矩系數(Cl)隨迎角變化曲線。

迎角-5°～+3°范圍內，Cn基本不變隨迎角變化，航向靜穩定度Cnβ≈-0.000 13，迎角+3°～+8° 范圍內，隨迎角增大|Cn|逐漸減小，迎角8°附近時|Cn|達到最小，Cnβ從-0.000 13變化到-0.000 05，迎角8°之后，隨迎角增大|Cn|開始增大；整個研究迎角范圍內，該布局低速航向呈現弱靜不穩定，體現了飛翼布局固有的航向特性。

該布局低速縱向靜穩定，Cmα約為-0.001 5，在迎角0°～2°范圍縱向靜穩定度減小，Cmα約為-0.000 6，曲線在8°附近發生明顯拐折，隨后在+8°～+13°范圍出現幅值變化不大的近似平臺；在研究側滑角范圍內，同迎角下Cm隨側滑角變化不大，最大變化幅值在0.000 3左右，這有利于減小滾轉配平損失。

圖5 基本構型全機力矩特性(Ma=0.118)

該布局低速橫向靜穩定，隨迎角變化，橫向靜穩定度Clβ在-0.000 1～-0.001 6之間變化，迎角越小，|Clβ|越小，迎角13°后的|Clβ|與迎角13°的|Clβ|相當；另外，同迎角下Clβ隨側滑角變化不大。

圖6給出了基本構型在Ma=0.6、不同側滑角時Cn、Cm、Cl隨迎角變化曲線。迎角-3°～+9°

圖6 基本構型全機力矩特性(Ma=0.6)

范圍內，該布局航向Cnβ值在-0.000 06～-0.000 12 之間變化，迎角9°(失速迎角)后|Cnβ|增大，但在整個研究迎角范圍內，高速航向屬于弱靜不穩定，另外，同迎角下Cnβ值隨側滑角變化不大；高速縱向靜穩定，側滑0°時Cmα約為 -0.002 4，縱向靜穩定度隨側滑角增大，呈“先少后多”非線性變化形式減小，即側滑角越大減小量越大，側滑15°時Cmα約為-0.002，對比高低速Cm特性，高速比低速時縱向更加穩定；迎角9°后Cm曲線上揚，呈現縱向靜不穩定；高速橫向靜穩定，迎角-3°～+9°范圍內，隨著迎角變化，Clβ值在-0.000 2～-0.001 2之間變化，迎角越小，|Clβ|越??；迎角9°后橫向靜穩定變化不大。

3 航向控制方案

本文研究了右側機翼上單獨嵌入式阻力舵、單獨副翼、同角度偏轉組合舵、異角度偏轉組合舵4種航向控制方案的力矩特性，通過對比分析，得出各自的性能優劣，并給出了一種最佳組合方案的建議。

3.1 單獨嵌入式阻力舵

阻力舵為具備一定厚度的板面，打開后增大了迎風面積，致使阻力舵附近的阻力增大，配合較長的力臂，從而產生了偏航力矩Cm，由此控制航向飛行姿態。但阻力舵打開后改變了原來的繞流形態，舵前機翼上翼面氣流受阻，速度減小，負壓量值減小，氣流繞過阻力舵，在舵后產生了流動分離，使得舵后機翼上表面負壓量值減小，并在分離區域范圍保持一個定值，因此，整個機翼上翼面的負壓量值減小導致機翼的升力有所損失，從而引起縱向和橫向力矩的耦合效應。

圖7給出了右側嵌入式阻力舵單獨偏轉時低速力矩特性。舵偏角小于6°時力矩變化規律差。迎角-5°～+9°范圍內，Cn隨迎角增大而增大，舵效 (每度舵偏角產生的Cn值)在0.000 02～0.000 15之間變化，迎角9°之后，阻力舵已完全處于機翼背風區，|Cn|減小，舵效開始下降；隨舵偏角增大，Cn呈非線性變化，舵偏角越大，舵效越大。

阻力舵位于重心之后，阻力舵附近的升力損失會使飛行器產生相應的抬頭力矩，舵偏角小于12°時，舵前阻流和舵后分離效應不明顯，升力損失不大，因此Cm變化不大，但舵偏角大于15°時，舵前阻流和舵后分離效應開始增強，Cm變化明顯，且隨舵偏角增大俯仰力矩系數變化量ΔCm更大。

阻力舵位于翼尖附近，展向力臂較長，阻力舵附近的升力損失同時會產生耦合Cl，舵偏角越大，對升力破壞更大，Cl變化量就越大。

圖7 嵌入式阻力舵單獨偏轉時全機低速力矩特性

迎角7°、偏轉20°時，Cn≈0.002 6，舵效為0.000 13，舵效較高，但同時產生了1.65倍Cn的ΔCm和2.17倍Cn的ΔCl變化量，與縱橫向耦合都較嚴重。

圖8給出了右側嵌入式阻力舵單獨偏轉時高速力矩特性。Cn隨迎角的變化趨勢近似呈橫放的S型，舵效位于0.000 07～0.000 14之間，在迎角9°時舵效達到最大。高速時力矩特性對外形比較敏感，小舵偏帶來的外形變化也能引起Cm和Cl的明顯變化，耦合效應增強，只是隨著舵偏角增大，ΔCm和ΔCl逐漸減小。

圖8 嵌入式阻力舵單獨偏轉時全機高速力矩特性

迎角3°、偏轉20°時，Cn≈0.001 75，舵效為0.000 088，但同時附加產生了4.55倍Cn的ΔCm和4.53倍Cn的ΔCl變化量，與縱橫向耦合都嚴重。

由以上分析可見，單獨嵌入式阻力舵航向控制效率高，但與縱橫向耦合程度較為嚴重，對俯仰配平和滾轉配平提出了較高需求。

3.2 單獨副翼

副翼下偏后，直接增大了機翼當地的后緣彎度，使得機翼的升力和阻力都增大，單側阻力變化可以提供Cn，但同時升力變化也會引起Cm和Cl的變化，產生耦合效應。與單獨嵌入式阻力舵對比，不同之處是此處增升而非降升、產生負滾轉而非正滾轉。單獨副翼特性曲線如圖9所示。

圖9 副翼單獨偏轉時全機力矩特性

副翼舵偏角小于9°時，Cn隨舵偏角的變化規律差，并出現負值，這可能是為了滿足設計點設計成縱向接近配平狀態而采用反彎站位翼型、小角度下偏的副翼剛好減小了后緣卸載彎度、從而減小了該側阻力引起的(具體原因需作進一步研究)；同時，不同偏轉角下的Cl曲線交錯變化，產生的Cl在一個量級，沒有Cl隨偏轉角變化的規律可尋。副翼偏轉角大于9°時，小迎角下Cn和Cl隨偏轉角增大而增大，但迎角7°后舵偏角15°的Cn比舵偏角9°的Cn小，出現舵效反效，且在迎角9°后失效，使用迎角范圍受限。

整個副翼舵偏角范圍，Cm變化規律良好，只是舵偏角越大，產生的低頭力矩越大，俯仰配平需求越大。

迎角7°、偏轉20°時，Cn≈0.000 028，舵效很低，附加產生了16.73倍Cn的ΔCm和13.27倍Cn的ΔCl變化量，與縱橫向耦合非常嚴重，單獨副翼不適合作為航向控制措施使用。

3.3 組合舵

飛翼布局沒有了依靠產生側向力來控制航向的立尾，代之的是依靠增加飛機單側阻力來控制航向的阻力舵。由上述分析可知，嵌入式阻力舵和副翼單獨用于航向控制時，均存在耦合的|ΔCm|和|ΔCl|明顯大于|Cn|，耦合效應將對姿態控制產生不利影響，需要盡量解耦設計。研究中發現，嵌入式阻力舵產生了增阻破升效果，副翼產生了增阻增升效果，嵌入式阻力舵單獨上偏和副翼單獨下偏對ΔCm和ΔCl的貢獻恰好相反。結合單獨嵌入式阻力舵高效率的航向控制和單獨副翼高效率的縱橫向控制，提出了一種嵌入式阻力舵與其正后方的副翼組成的組合舵航向控制措施設計方案，通過兩個舵的舵偏角的協調匹配，使阻力舵和副翼間的流動產生干擾，產生增阻定升的效果，增加阻力，可進一步提高航向控制效率，保持偏舵前后升力不變，可最大程度削弱與縱橫向耦合程度，達到舵面解耦設計。

1) 同角度偏轉組合舵

同角度偏轉組合舵即為以嵌入式阻力舵和副翼向相反方向偏轉相同角度而形成的組合舵。

圖10給出了同角度偏轉組合舵在不同舵偏角時低速力矩特性，組合舵比單獨部件的力矩特性更加良好。除舵偏角6°以下組合舵Cn變化規律差之外，其他舵偏角下組合舵Cn變化規律良好。迎角12°以前Cn值隨迎角變化幅度較小，改善了單獨阻力舵小迎角時的Cn特性，迎角12°之后Cn值緩慢減小。不同舵偏角的組合舵舵效位于0.000 02～0.000 2之間，舵偏角越大舵效越大。在整個研究迎角范圍內，航向控制有效。

舵偏角30°以下時組合舵Cm變化規律良好，舵偏角30°及以上時組合舵Cm特性變差，縱向靜穩定性減弱，線性段范圍變窄；所有舵偏角下的組合舵隨著舵偏角增大低頭力矩增大，且變化幅值較大。

不同舵偏角下組合舵的Cl曲線交錯，變化復雜，沒有明顯的規律性可言；40°和50°舵偏角的組合舵Cl隨迎角變化劇烈，迎角大于6°時產生了正Cl；其他狀態組合舵Cl隨迎角變化緩慢且產生了負Cl；組合舵沒能完全抵消附加的ΔCl。

迎角7°、偏轉20°時，Cn≈0.002 75，舵效為0.000 14，同時附加產生了1.29倍Cn的ΔCm和0.76倍Cn的ΔCl變化量，與縱向耦合較大。

圖10 組合舵同角度偏轉時全機低速力矩特性

圖11給出了同角度偏轉組合舵在不同舵偏角時高速力矩特性。除舵偏角3°外，其他舵偏角下的組合舵Cn在研究迎角范圍內變化規律都很好，且隨迎角的變化幅值很小，同時，隨舵偏角增大舵效增大，舵效位于0.000 1～0.000 2之間，航向舵效高。舵偏角越大，縱向靜穩定減弱，|ΔCm|越大，配平需求越大。隨迎角增大，Cl曲線總體規律為增大，且從負滾轉轉變為正滾轉。

迎角3°、偏轉20°時，Cn≈ 0.002 6，舵效為0.000 13，同時附加產生了0.11倍Cn的ΔCm和0.58倍Cn的ΔCl變化量，縱橫向耦合很小。

根據以上分析可知，同角度偏轉組合舵力矩特性優于單個部件力矩特性，并可進一步消弱與縱橫向的耦合程度，體現出了組合舵的優勢。

2) 異角度偏轉組合舵

異角度偏轉組合舵即為以嵌入式阻力舵和副翼向相反方向偏轉不同角度而形成的組合舵。

圖11 組合舵同角度偏轉時全機高速力矩特性

圖12給出了異角度偏轉組合舵在不同舵偏角時低速力矩特性，組合舵中的阻力舵舵偏角大于副翼舵偏角。

迎角12°之前Cn隨迎角增大而逐漸增大，舵偏角越大的組合舵Cn隨迎角的變化幅度越大，舵效位于0.000 05～0.000 2之間，舵偏角越大舵效越高，迎角12°后Cn隨舵偏角的變化規律復雜，使得可用迎角受限。組合舵打開后，附加產生了低頭力矩，舵偏角越大低頭力矩越大。Cl曲線總體趨勢是隨迎角增大而增大，隨舵偏角的變化規律較差，與同角度偏轉的組合舵特性一致，大部分情況下產生了負滾轉。

圖12 組合舵異角度偏轉時全機低速力矩特性

迎角7°、偏轉25°/20°(阻力舵/副翼)時，Cn≈0.003 62，舵效為0.000 18，附加產生了0.56倍Cn的ΔCm和0.24倍Cn的ΔCl變化量，縱橫向耦合都較小。

圖13給出了異角度偏轉組合舵在不同舵偏角時高速力矩特性。所有舵偏組合中，阻力舵舵偏角大于副翼舵偏角時大部分組合舵附加產生了抬頭力矩和正滾轉，相反，阻力舵舵偏角小于副翼舵偏角時大部分組合舵附加產生了低頭力矩和負滾轉；阻力舵舵偏角與副翼舵偏角的角度差異越大，與縱橫向耦合程度越大。

迎角3°、副翼舵偏角20°時，當阻力舵舵偏角大于副翼舵偏角5°時，產生了0.61倍Cn的ΔCm變化值，與縱向耦合較小，但與橫向耦合較大，產生了1.18倍Cn的ΔCl變化量；當阻力舵舵偏角小于副翼舵偏角5°時，產生了0.15倍Cn的ΔCl變化量，與橫向耦合小，但與縱向的耦合相對較大，產生了0.85倍Cn的ΔCm變化量。針對該布局，滾轉配平比俯仰配平更加容易，因此選取方案上更加傾向于阻力舵舵偏角大于副翼舵偏角的組合方式。

另外，組合舵舵偏角越大，Cn值越大，舵效越大，舵效位于0.000 05～0.000 15之間，航向控制能力越強，迎角3°、舵偏角25°/20°(阻力舵/副翼)時航向舵效為0.000 14。

圖13 組合舵異角度偏轉時全機高速力矩特性

3.4 4種方案對比

圖14給出了單獨阻力舵、單獨副翼、同角度偏轉組合舵和異角度偏轉組合舵4種方案在舵偏角為20°左右時低/高速力矩特性對比，圖例“偏轉：阻20°/副20°，Ma=0.118”表示阻力舵上偏20°、副翼下偏20°構型在馬赫數0.118時的狀態，其余依此類推。

舵偏角25°的阻力舵與舵偏角20°的副翼組成的異角度組合舵(簡稱25°/20°組合舵)的舵效在整個計算迎角范圍內都是最大的，且隨迎角變化緩慢，與縱橫向耦合??；20°/20°組合舵雖然與縱橫向耦合小，且高速舵效與25°/20°組合舵的相當，但低速舵效明顯小很多；單獨阻力舵舵效隨迎角變化較大，在較大迎角時舵效才與20°/20°組合舵舵效相當，且與縱橫向耦合較嚴重；單獨副翼不僅舵效最低，且與縱橫向耦合最大。

圖14 基本構型和4種方案的力矩特性對比

表1給出了4種方案在Ma=0.118、α=7°和Ma=0.6、α=3°時的舵效以及與縱橫向耦合程度，與縱橫向耦合數據為該狀態Cn值的倍數。

表1 4種方案力矩數據對比

表1進一步表明：25°/20°組合舵和20°/20°組合舵的力矩特性各具優勢，低速時25°/20°組合舵特性占優，高速時20°/20°組合舵特性占優，若兼顧高低速，需在這兩種組合方式中折中。因此，選取嵌入式阻力舵與后緣副翼的舵偏角角度差在0°～5°之間的組合舵方案作為該布局的航向控制措施是有效可行的。

圖15和圖16分別給出了Ma=0.118、α=6°時基本構型和4種航向控制方案的空間流場對比以及在舵中心附近的截面壓力系數Cp分布對比。結合兩圖，分析了基本構型、單獨副翼偏轉、單獨阻力舵偏轉、組合舵偏轉等情況下的流動現象，揭示了舵面偏轉帶來的三軸方向力矩變化機理。

氣流通過基本構型時完全附著于物面，沒有出現分離；機翼前緣上表面由于氣流的繞流加速而形成了較寬區域的負壓區，這是貢獻升力的主要部位；考慮飛翼布局俯仰力矩的約束要求，該機翼采用了反彎翼型，機翼后緣附近的上表面壓力值大于下表面壓力值，產生了負升力。

副翼下偏20°時，增大了當地翼型的彎度，機翼上表面負壓區域擴大，從壓力分布來看，幾乎上表面都是負壓區，相比于基本構型，上表面負壓量值增大，下表面正壓值也增大，且機翼后緣附近由負加載變成了正加載，整個弦向都貢獻了有效升力，機翼總升力增加；整個機翼都位于重心之后，升力的增大引起了較大的俯仰力矩變化，相比于基本構型，機翼后緣附近提供的升力比重更大，使得俯仰力矩變化程度更加嚴重，同時，單側升力增大，耦合產生的滾轉力矩變化也很大，因此副翼對縱橫向力矩影響很大；副翼舵面偏轉角度較大時，使得當地翼型抑制流動分離的能力減弱，副翼上容易出現分離現象，加之展向流動通過舵端面間的剪刀縫流至副翼上表面，加劇該處流動分離，舵效影響加重；副翼本身能夠產生一定的阻力，但由于機翼前緣負壓峰值增大等因素導致機翼產生了相比于基本構型的更大向前吸力，抵消了一部分副翼產生的阻力，使得單側機翼總阻力增量小，導致航向控制能力弱。

圖15 基本構型和4種方案空間流場對比

圖16 基本構型和4種方案截面壓力分布對比

阻力舵上偏20°時，阻力舵增大了迎風面面積，阻礙了機翼前緣附近上表面的流動，速度減小，壓力明顯升高，負壓量值顯著減小，越接近阻力舵前緣處，機翼上表面的負壓量值變化越劇烈；阻力舵直接阻礙流動，其迎風面上速度降低，壓力明顯升高，且沿流向壓力量值向負壓方向變化很快，在較短距離內由正壓值變為負壓值，但整個迎風面的壓力值都比背風面壓力值大，產生較大壓差阻力；氣流從阻力舵兩側向其背風區填充，形成了分離渦，導致舵后分離區域內阻力舵的背風面和機翼上翼面的壓力保持不變；受分離渦誘導，機翼下翼面氣流上洗加速，整個下翼面壓力降低，越靠近機翼后緣，壓力降低程度越明顯；上述流動現象表明，機翼上表面阻力舵打開前后，壓力分布的復雜變化，導致阻力和升力變化都大，產生較大偏航力矩的同時，伴生的縱橫向力矩變化也較大。

組合舵面偏轉后，其流動特征是阻力舵單獨偏轉時流動特征和副翼單獨偏轉時流動特征的耦合與加強；機翼上表面以阻力舵干擾占主導，其壓力分布形態與阻力舵單獨偏轉時的壓力分布形態一致，整個上翼面負壓量值相比于阻力舵單獨偏轉時的負壓量值有所增大，機翼下翼面以副翼變彎度占主導，其壓力分布形態與副翼單獨偏轉時的壓力分布形態一致，整個下翼面壓力相比于副翼單獨偏轉時的壓力有所減小，但比阻力舵單獨偏轉時的壓力增大較多；阻力舵偏轉和副翼偏轉都起到增阻的效果，航向控制能力加強，副翼偏轉帶來的較大升力增量，一定程度抵消了阻力舵偏轉帶來的升力損失，使得總升力變化較小，因而減小了航向與縱橫向力矩耦合程度。

4 模飛試驗驗證

試驗中航向控制舵采用的是操縱和控制律設計相對簡單的嵌入式阻力舵與后緣副翼同角度偏轉的組合舵，通過動態預置舵偏角的方式避開舵效特性非線性區。模飛試驗整個飛行過程平穩，有效驗證了三軸方向控制舵解耦設計方案和飛行操控策略的合理性。

圖17給出了模飛試驗中測量的迎角α、高度h、側滑角β、馬赫數Ma、升降舵偏角δe、滾轉舵偏角δl、左組合舵偏角δlr、右組合舵偏角δrr隨時間的變化曲線。

當有側滑角時，依靠左組合舵與右組合舵的舵偏角角度差(|δrr-δlr|)產生的偏航力矩來實現航向姿態控制。阻力舵打開后，產生了耦合力矩ΔCm和ΔCl，從δl和δe曲線看，在滾轉舵與升降舵舵容量相當情況下，升降舵舵偏角δe明顯大于滾轉舵舵偏角δl，說明耦合的|ΔCm|大于耦合的|ΔCl|，在組合舵舵容量大于滾轉舵、升降舵舵容量的情況下，δl和δe依然明顯遠小于|δrr-δlr|，說明耦合的|ΔCm|和|ΔCl|遠小于阻力舵產生的|ΔCn|。

圖17 模飛試驗數據

表2 模飛試驗數據對比

模飛試驗數據呈現的舵面操縱特征，與前面的理論分析一致，有效驗證了基于CFD和風洞試驗數據得出的分析結論。

5 結論

1) 運用CFD、風洞試驗和模飛試驗3種研究手段相互支撐、相互驗證的綜合研究優勢，真實有效地驗證了組合舵低/高速下高舵效低耦合的航向控制特性。

2) 單獨嵌入式阻力舵航向舵效高，單獨副翼的航向舵效很低，兩種舵單獨偏轉時都與縱橫向強耦合，一般不作單獨使用。

3) 嵌入式阻力舵與后緣副翼組成的組合舵航向控制能力強，選取阻力舵與副翼的舵偏角角度差在0°～5°范圍的組合舵作為該布局的航向控制方案，能夠達到增阻定升效果，能顯著地消弱與縱橫向的耦合程度，從而實現舵面解耦設計。

4) 無論單獨舵，還是組合舵，舵偏角在0°～6°范圍內時其力矩特性變化的規律性較差，控制律設計困難，建議通過預置舵偏角或舵偏操縱速率大于姿態響應速率的快速偏轉方式來避開此區域。

5) 阻力舵與副翼呈近距強干擾狀態，阻力舵的位置、大小、形狀，甚至與機翼間的縫隙都對其后的副翼有影響，需要深入研究流動機理和影響規律，同時，結合飛行控制律的設計，需要深入研究該航向控制策略在高亞聲速和超聲速下的航向控制有效性。

致謝

感謝CARDC數值計算團隊肖中云、崔興達等同志給予相關計算數據支持，感謝風洞試驗團隊黃勇、金玲等同志給予相關風洞試驗數據支持，感謝模飛試驗團隊毛仲君、劉進、魏建烽等同志給予模飛試驗數據支持。