全动翼尖对无尾飞翼布局飞机气动特性影响的实验研究

左林玄,王晋军

(北京航空航天大学流体力学教育部重点实验室,北京 100191)

0 引 言

无尾飞翼布局在各种无人机方案中具有较大优势,其布局结构简单,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。这种布局一般采用翼身融合设计,取消立尾和平尾,配置多操纵面。飞翼布局飞机在进行机动飞行时,气动力和力矩呈现显著的非线性特征,三轴力和力矩耦合严重,其运动方程已完全是六自由度的非线性方程,无法使用传统的小扰动方法和纵横向运动的解耦方法来处理。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,不仅要弥补失去平尾、立尾后的安定性,而且还要获得较高的机动性和敏捷性。因此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]。

早在1951年国外就开始对全动翼尖(AllMovingTip,AMT)进行探索性研究,但只是作为升力控制面或滚转控制面,现在则作为阻力面或偏航操纵面[3-4]。全动翼尖与阻力式方向舵类似,当单侧作动时型阻和诱导阻力增大,进而产生所需的偏航力矩。当攻角较小时,上翼面尚未分离或者分离较弱,此时当全动翼尖后缘向下偏转时,翼尖攻角增大,引起局部升力增大,由于全动翼尖通常位于全机重心之后,因此会产生低头力矩;如果此时左侧翼尖偏转,由于飞翼左侧升力增大,将产生向右的滚转力矩[5-6]。随着攻角的增大,前缘分离涡逐渐增强,此时攻角和全动翼尖的偏度均会对分离涡的发展变化产生影响,滚转力矩的方向极有可能会改变。因此全动翼尖的作动和升力、俯仰力矩及滚转力矩耦合较大且变化规律复杂。

与传统的方向舵相比,全动翼尖的铰链力矩小、结构紧凑、占用空间不大,便于驱动,且效重比(效重比定义为单位质量的包括操纵面、作动器以及液压系统的整套装备在内的全套操纵机构所能提供的可用操纵能力,属于衡量操纵机构有效性的重要指标)较高,尤其适合薄翼型。对于小展弦比、大后掠的超声速战机,由于力臂较短且机翼厚度较小,需要功率较大且占用空间相对较小的作动器,因此全动翼尖尤其适合在小展弦比飞翼布局飞机上使用[7-9]。风洞实验还表明,全动翼尖在大攻角阶段(60°攻角左右)仍具有良好的偏航控制能力,且其偏转所产生的偏航力矩基本不随侧滑角的改变而变化[9],对于航向静不稳定的飞翼布局飞机而言,这一特性很有优势。同时,全动翼尖在全飞行包线内的偏航控制力基本不受稳定旋转的影响,提供了大攻角时的可控性及抗尾旋能力[9]。

本文通过风洞测力实验,对某型无尾飞翼布局飞机的本体气动特性和AMT的操纵效能进行了研究,以期为今后开展全动翼尖与俯仰襟翼、升降副翼等配合作动来解决飞翼布局的控制问题奠定基础。

1 实验模型、设备

模型采用分体式设计,分为机身、机翼、两组副翼和全动翼尖,表面经过电击处理。模型材料为硬铝,型号为LY12CZ。布局参数如图1所示,模型机身长255.02mm,展长 327.08mm,前缘后掠角55°,全动翼尖面积占全机参考面积的2.95%,转动轴距离布局顶点220.74mm。模型参考中心距机身前缘64mm。

图1 布局视图(单位:mm)Fig.1 Sketch of testmodel(unit:mm)

测力实验在北京航空航天大学D1低速风洞中进行,该风洞为开口式回流风洞。实验段全长1.45m,扩散角约 5°,截面呈椭圆形,进口尺寸为1.02m×0.76m,出口尺寸为1.07m×0.81m,湍流度ε＜0.3%,最大可用风速为50m/s。实验风速V∞=20m/s,基于机身特征长度的雷诺数(Re=ρLV∞/μ)为3.48×105。实验采用六分量腹撑天平进行测力。

2 飞机本体气动特性

飞机本体气动特性是指操纵面不作动时,飞机的三轴力和力矩等随攻角的变化规律。飞机本体气动特性如图2所示。从图2(a)可知,飞机的失速攻角αs=22°,最大升力系数 CLmax=0.79。当 α≤10°时,阻力系数CD基本不变,在 0.05附近略有波动,α＞10°后,CD急剧增大。全机的升阻比特性如图2(c)所示,在α=10°时升阻比最大,即(CL/CD)max=8.5。图2(d)反映了飞机的俯仰特性,零升俯仰力矩系数Cm0≈0,这对飞机起降不利,但斜率 Cmα＜0,飞机是纵向静稳定的。随着α的增大,Cmα逐渐变大,在α=30°时接近于零。

图2 飞机本体气动特性Fig.2 Inherent aerodynamic characteristics

3 AMT对飞机气动特性的影响

AMT作为偏航操纵面或阻力面具有重要的研究价值。当其单侧作动时能够产生较大的离轴阻力,同时由于距气动中心较远,能够产生相当可观的偏航力矩,是较理想的偏航控制面。而当两侧同步作动时能够产生一定的阻力,可以作为阻力面来使用。实验对AMT单侧作动和两侧同步作动进行了研究,单侧作动是指一侧的AMT作动而另一侧保持不变,同步作动是指左右两侧的AMT保持相同的偏度。本文中以AMT后缘向下偏转为正,左侧翼尖为单侧作动翼尖。

3.1 单侧作动

随着舵偏角δ的变化,CL略有改变,如图 3(a)所示,但升力曲线的变化规律并未改变。CLmax的变化规律如图3(b),当δ≤40°时,CLmax随着δ的增大一直增大;δ=50°时 CLmax则急剧降低,以后曲线平缓降低;在δ≥80°时,CLmax几乎为一常数。可见AMT单侧作动能在较小舵偏时能够起到增升的作用,但当舵偏较大时CLmax则降低。随着舵偏角δ的增大,CD的变化如图3(c)所示。阻力的变化如图3(d),可见CD随δ的增大一直在增大,在δ=90°时达到最大。最大升阻比(CL/CD)max的变化如图3(e)所示,可见δ的变化并不改变(CL/CD)max对应的攻角,但其值随δ的增大呈下降趋势。侧力Cy随δ的增大基本不变,限于篇幅未给出相关图片,AMT单侧作动和Cy是弱耦合。

图3 AMT单侧作动影响Fig.3 Effects of single AMT deflection

偏航力矩系数Cn随δ的变化趋势如图3(f)所示,当 δ≤60°时,Cn随 δ的增大逐渐减小,而 δ＞60°后,Cn的作动效率不变或略有降低。这是由于小攻角小舵偏时,AMT的流动结构为附着流,此时产生的阻力增量较小,未能形成有效的偏航力矩,而较大攻角时,由于流动分离,AMT的型阻增大,作动效率明显提高,这和Gillard[9]等人的结论是一致的。从图3(f)还可以看出,当δ＞6°后,Cn随 α的变化很小,作动效率接近恒值。对比图3(a)和3(f)可知,AMT的作动能够在升力变化不大的情况下,达到一定的偏航控制效果,这和AMT力臂较长、面积较小有很大关系。在小舵偏条件下,滚转力矩系数 CL变为负值,如图3(g)所示,此时飞机具有负的滚转力矩,这是因为左侧翼尖的单独作动会造成左半翼的升力损失,在右半翼升力不变的情况下必然会产生负向的滚转。但是舵偏较大时,CL有变为正向滚转的趋势,此时AMT进入局部大攻角状态,流动结构变复杂,规律不明显。可见,AMT单侧作动时和滚转的耦合很紧密。俯仰力矩Cm的变化规律如图3(h)所示,随着攻角的增大,飞机本体先低头再抬头,这是因为在小攻角时,增加偏度相当于增加局部攻角,升力会提高,此时飞机低头,而当攻角进一步增大时,AMT失速,升力下降,飞机产生抬头力矩。从图中还可以看出,δ增大时,俯仰力矩增量 ΔCm基本上呈增大的趋势,AMT操纵产生的俯仰效应增大。

3.2 同步作动

AMT同步作动时飞机本体是结构对称的,对飞机横航向特性基本没有影响,以下将讨论AMT同步作动对纵向特性的影响,且由于同步作动和单侧作动的纵向特性相似,下文中只给出两者部分实验状态结果的对比。

图4 AMT同步作动的影响Fig.4 Effects of AMT simultaneous deflection

AMT同步作动对升力的影响较小,图4(a)示出了小攻角状态的升力增量,可见当舵偏较小时单侧和同步作动都能起到一定的增升作用,但随着舵偏增大AMT进入完全失速状态,有效升力面减小,全机升力系数略有降低,且同步作动的影响幅度较大。同步作动对阻力特性影响较为显著,如图4(b)所示,可见相对于飞机本体C D而言,随着舵偏增大,同步作动的CD一直呈增大趋势,在δ≥50°时可以达到 40%以上,同时比单侧作动的C D至少大10%,部分舵偏状态甚至达到了2倍。结合图4(a)和4(b)可知AMT同步作动时能够在升力损失较小的情况下提供较大的阻力,作为阻力操纵装置是很有优势的。

AMT作动对(C L/C D)max的影响如图4(c)所示,可见单侧和同步作动对(C L/C D)max的影响规律基本相同,但同步作动的影响幅度要大,在δ=90°时甚至可以使全机(CL/CD)max降低为4.5。图4(d)给出了AMT作动对C m的影响,两者影响量都较小,这是由于AMT相对全机面积较小、对升力影响不大所致,但是随着舵偏的增大两者使飞机抬头的趋势都在增加。

4 结 论

本实验针对无尾飞翼布局飞机的本体特性和AMT的操纵特性进行了研究,主要结论如下:

(1)飞机本体纵向是静稳定的,但零升俯仰力矩系数C m0≈0,这对飞机起降不利。

(2)AM T单侧作动能够在升力变化较小的条件下提供一定的偏航力矩,同时也伴随着较大的滚转力矩和俯仰力矩,但和侧力是弱耦合的。

(3)AMT作动对升力影响较小,但对最大升阻比影响较大,主要是因为AMT作动对小攻角状态的阻力影响较大。

(4)AMT同步作动的纵向特性和单侧作动时相似,但幅度相对要大,因此其作为阻力操纵面是适合的。

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