折叠机翼展开过程气动特性实验研究

2013-07-25吕胜利刘平杨广珺童小燕

飞行力学 2013年1期

吕胜利，刘平，杨广珺，童小燕

（1.西北工业大学无人机特种技术国家重点实验室，陕西西安 710065；2.西北工业大学航空学院，陕西西安 710072）

0 引言

较大的机翼展弦比参数选择可为飞行器的升阻比提高带来优势，有利于增加布局升力、减小阻力、提高航程。但固定式机翼的展弦比增加会带来布局展向尺寸的增大，对某些平时处于存储状态的无人机、巡航导弹等布局而言，为提高空间利用率和携载数量，其机翼在存储状态是以90°掠角形式折叠收起、靠拢于机身，相应的尾翼等操控面也是采用折叠收放方式［1-2］。在使用过程中，此类飞行器被助推离开存储装置，并在助推加速过程中完成翼面的展开到位，从而在助推结束、具有一定初速后，为布局提供足够的飞行升力与姿态操控能力［3］。因助推过程时间较短，大展弦比机翼布局在变掠角快速展开过程中面临气动特性改变、重心与飞行稳定性变化、机翼结构强度等问题［4］。

长期以来，对变掠角机翼气动特性的研究持续进行，变后掠翼的 F－111，F－14 和 MIG－23 等战斗机也投入了应用。与现代大展弦比变掠角无人飞行器的研究不同，上述研究主要针对的是战斗机在不同飞行过程中为减小波阻而进行相对较慢的机翼变后掠角，飞机重心与稳定性操控有充足的时间进行调整。对于本文的背景无人机而言，该布局在较低速度下进行快速的翼面展开，配置的全动尾翼在短时间内的偏转操纵反应不足，因此，研究大展弦比机翼变后掠角展开过程中的布局稳定性就显得极为必要，以便于布局总体设计中最佳重心位置的确定和全机载荷布置。

在本文的前期研究中，开展了某型大展弦比收放机翼无人机布局总体方案的初步设计，对布局在巡航状态的气动外形进行了选型研究。为推动布局设计的实用性，本文通过风洞模型实验测量，获得了某型大展弦比机翼布局在不同掠角状态下的气动特性和稳定性分析结果。

1 模型设计

本文所研究的模型为具有快速变掠角展开的大展弦比机翼与较长机身相结合的一种无人飞行器概念布局，经过数值模拟的优化设计，确定布局以迎角α=0°作为巡航状态，此时的机身阻力分量最小。布局方案的基本外形为:机身具有较大长径比，机翼安装连接点位于机身中段，机翼收起时位于机身上部、宽度小于机身最大截面尺寸，巡航状态的机翼掠角为Λ=20°，机身尾部布置倒Y型全动尾翼。风洞实验模型在背景机设计基础上进行了简化、缩比，相关外形和尺寸参数如图1所示（长度单位为mm）。

图1 风洞实验模型基本外形与机翼尺寸

模型的机身主体采用木质材料和金属材料组合加工制成，机身表面外形呈数个平面的混合拼接，机身后部直至中段贯通，以便于在机身内部布置天平连接端头，机身上部安装有整流垫块；机翼为实心硬铝数模加工制造，展弦比为24，各剖面翼型选用NACA7416－73翼型，机翼等根梢比、无气动与几何扭转，机翼根部以2°安装角连接于机身上表面，通过与机身的旋转、固定孔位连接来调整不同的机翼掠角；三个尾翼使用金属-木质混合材料制造，均为对称翼型、相对厚度25%、最大厚度位于弦向30%处；实验模型的质量约为2.5 kg，机翼掠角为20°时的重心与天平中心重合，所有型面的样条偏差小于0.1 mm。

2 实验设备

实验工作在西北工业大学的低湍流度风洞进行。该风洞为直流、下游抽吸式的低速风洞设计，模型测试区域为串列闭口式实验段，本文工作所使用的三元实验段尺寸为1.2 m×1.05 m×2.8 m，设计风速范围为5～25 m/s。通过洞体前部设置的1组蜂窝组网、12层阻尼网和较大的气流稳定收缩，以及洞体中后部以长距离、小角度的平缓扩张与方圆过渡来避免和减弱气流分离，保证了实验段入口处来流的极低湍流度。为满足不同的来流模拟条件，在风洞收缩段后部、三元实验段前部设置有变湍流度网栅装置，可使实验段的流场湍流度在0.02% ～2.00%之间变化。

实验模型以尾支撑形式安装于低湍流度风洞实验段内部的三元迎角机构上，如图2所示。模型随动于迎角机构的弯刀可进行迎角α=－10°～36°，侧滑角β=±15°的调整。经估算模型实验极限状态的气动力和力矩特性后，选用符合国军标的六分量杆式应变天平进行模型测力实验［5］。

图2 实验模型在风洞的安装状态

3 实验结果与分析

3.1 实验状态

经综合分析论证后，确定了本文研究的风洞实验条件:风速为V=20 m/s；来流湍流度为0.02%；相对于机身轴线的模型实验迎角范围为α=－2°～12°；侧滑角范围β= ±6°，间隔3°；模型机翼的变掠角范围Λ=20°～90°；垂尾和平尾无偏转。

3.2 尾翼无偏转的纵向实验结果

3.2.1 巡航外形气动特性

对无尾翼偏转、机翼掠角Λ=20°的模型气动特性进行了不同迎角的气动特性测量，经洞壁、支架干扰误差修正后的实验数据仿真曲线如图3所示。

由图可见，巡航外形布局的气动特性随侧滑角的不同而存在差异。随着侧滑角的增加，模型升力系数CL降低，阻力系数CD随之增加，俯仰力矩系数Cm斜率加大。在迎角为0°附近，随着侧滑角的增加，滚转力矩系数Cl和偏航力矩系数Cn都有增加，滚转与偏航稳定性增强；迎角继续增加，模型的滚转与偏航特性转入不稳定，且随着侧滑角的增加，滚转与偏航不稳定性增强。

由升力系数曲线可以看出，无侧滑时，模型在α=4°附近出现升力台阶，其原因在于机翼与机身之间存在2°的安装角，此时的机翼实际迎角为6°，展弦比为24的模型机翼上表面气流已呈分离流态，机翼开始失速。

图3 巡航外形在不同侧滑角下的气动特性比较

在侧滑流动状态下，模型升力系数曲线无台阶，是因为迎角与侧滑角的综合作用使得机身背涡提前出现，机身升力作用较强，同时，展弦比较小尾翼升力分量增加。相应的，机翼失速提前，升力线斜率随侧滑增加而提前变缓，模型整体也提前升力失速，而纵向俯仰力矩则因此呈现小迎角抬头增强、大迎角低头增强的特征。

当模型处于侧滑流场中，垂尾对模型产生滚转和偏航影响分量。小迎角时，机身和机翼流动尚未完全遮蔽垂尾，垂尾在侧向来流作用下形成较大偏航稳定增量和较小的滚转不稳定增量，侧滑角越大，偏航稳定增量越强，但大迎角时垂尾的流动被遮蔽、垂尾稳定作用失效；因平尾位于机身下部，正常飞行迎角下受机身遮蔽影响较小，迎风一侧、气动效率较高的平尾在自身流动分离以前可为模型提供较好的滚转与偏航稳定增量。当模型的侧滑角、迎角同时增大后，尾翼的稳定作用失效，模型快速转变为滚转和偏航不稳定。

由上述的模型气动特性分析可知，因模型机身相对尺寸和体积远大于机翼与尾翼尺寸，机身绕流对气动特性的影响不容忽视。所以，在本文布局的优化设计中，应注意在各翼面尺寸不容更改的前提下处理好重心与机翼安装位置的关系，从便于操控考虑，机翼应位于机身中段偏前部的位置，以便加长尾翼力臂、增大尾翼操纵容量。

3.2.2 机翼变掠角气动特性

在无侧滑来流条件下，对不同机翼掠角的模型进行了风洞实验测量，结果如图4所示，实验中的尾翼固定、无偏转，俯仰特性结果基于天平中心在机体的对应位置得到。由图可见，在不同的迎角状态下，随着机翼逐渐展开，模型的升力系数在增加，而俯仰力矩稳定性略有不同。这是由于随着机翼展开、掠角减小，机翼的升力得以体现，机翼的升阻和型阻随之增加；而当机翼尚未展开时，模型主要依靠机身提供俯仰力矩，迎角越大、尾翼提供的低头力矩越大；随着机翼展开到不同掠角，机翼提供的俯仰力矩分量逐渐体现，因机翼位于模型参考作用点之后，迎角越大，机翼低头力矩分量越强，直至展开到掠角Λ=20°，模型俯仰特性达到预期设计状态。

图4 模型机翼变掠角气动特性（β=0°）

通过对模型在不同机翼掠角时的重心位置分析可知，机翼掠角增加，模型重心后移，所以，实际的模型俯仰特性与图4曲线稍有区别。由于机翼收起状态的模型重心靠后会为布局带来抬头增量，以不同机翼掠角状态的实际模型重心为参考点的俯仰特性曲线如图5所示。

图5 模型机翼变掠角对俯仰稳定性的影响

由图可知，在不同的侧滑角状态，当机翼刚刚展开时，模型随迎角的增加而有较大抬头力矩，随着机翼进一步展开，重心前移对模型姿态的影响不如气动焦点改变的作用，模型逐渐恢复低头趋势。

由以上分析可知，对于本文研究的背景无人机，在助推阶段、翼面尚未展开的状态是俯仰不稳定的。为了保证布局在助推结束后的稳定飞行，应准确估计在助推时间限制内的机翼变掠角展开速度，争取在布局姿态改变超出可控范围之前展开到位，发挥有利的低头稳定作用。同时，为增强布局的操控稳定，尾翼的展开到位应较机翼展开提前。鉴于机翼变掠角的角速度大小受限于机翼自身结构的转动中止加载作用，因此，在背景无人机的气动布局设计中，机翼展开的变角速率设计应与机翼结构强度分析、变掠角控制机构选型进行综合研究。