飞翼布局无人机进排气效应风洞试验研究

郁新华，陶于金，张 琳

（西北工业大学 无人机研究所，陕西 西安 710072）

0 引 言

飞翼式布局具有较大的升阻比和较好的隐身特性，因而属于无人机一种理想气动布局。国外许多飞行验证机如美国X－47、臭鼬、哨兵无人机，英国的“涂鸦”、“雷神”验证机以及法国的“神经元”均属于飞翼布局。此类无人机的动力装置大多采用涡轮喷气或涡轮风扇发动机。在常规气动力分析时，一般采用在发动机进气口和排气口加整流堵块，忽略进气道的进气流和尾喷口的喷流对飞行器外部绕流产生的干扰。由于进排气效应会对飞行器气动性能产生明显的影响［1－2］，飞翼布局无人机在气动上最明显的特点是升阻比大、飞行稳定性差，特别是在飞机起飞、着陆过程中以及某些机动飞行时，需要获取带动力时的空气动力特性数据，因此开展此类无人机进排气研究分析尤为重要。

目前在风洞试验中，实现飞行器模型的发动机进排气同时模拟可以采用涡轮动力模拟器（TPS）和引射式动力模拟器（EPES）。TPS是目前世界上先进的动力模拟器，但是国内目前还不能研制，外购又很昂贵，试验很复杂，需要很多专用附加设备，在动力模拟风洞试验应用中受到一定限制；而国内研究的EPES技术已经相当完善和成熟，并已应用于实际型号，因此为了研究类似X47B飞翼布局无人机进排气效应，选择结构相对简单、费用低的EPES进行风洞试验［3－4］。

1 风洞试验

1.1 试验模型及试验设备

试验系统由以下设备组成：风洞、模型、动力装置、测力天平、供气系统、压力测量系统、数据采集系统。试验模型采用类似于X47B无人机模型（图1），机身前缘后掠角55°，机翼前缘后掠角30°。模型缩比为1∶4，采用金属机体结构设计，机体内腔从前至后分别布置S弯进气道、环形内式六分力应变天平、高压气体引射器、尾喷口等部件，配置的舵面仅有靠近尾喷口附近的襟翼，起落架为三点式。试验迎角以机翼翼根迎角，即机身轴线为准。

模型采用腹部支撑，腹撑机构由FL－8低速风洞大迎角尾撑系统安装通气支杆构成。支杆穿过模型腹部，与模型内部的引射器和喷管连接，支杆及喷管等部位不与模型接触，要求模型的进排气系统与支架之间既要密封又不能传力。对压缩空气管道中的压力，采用相应量程的压力传感器测量。对进气道、机体腔内和底阻压力采用780B电子扫描阀测量。试验中除了常规的角度、风速控制及测力外，还有喷流控制及测压。本试验中采用三台计算机联网同时操作的方法。

图1 试验模型Fig.1 Test model

1.2 试验方法

风洞试验时，用供气管路上安装流量计测量供气流量m1，模型尾喷口处5个总压探头与压力采集系统相连，测量喷口总压P0与混合喷流流量m3，进气流量m2用m1和m3计算得到（图2）。

图2 试验模型图Fig.2 The scheme of the structure model

开展进排气模拟试验时，需要考虑模型几何相似、Ma数相似、Re数相似、进气道进气流量系数Cφ相似、尾喷管落压比NPR相似、温度效应相似。其中关键技术在于对飞机进气流量系数和喷口压力比的模拟，本次试验来流风速定为65m／s，通过控制供气支杆处的总压来控制喷口压力比NPR，达到了对喷口压力比的完全模拟（NPR＝1.3、1.9、2.9），对于流量系数尽可能相似（Cφ＝1.0～1.31）。当100%模拟喷口压力比时，模型的进气流量系数计算如下：

Cφ＝mi／ρ∞V∞Ai，式中符号：Cφ表示模型进气流量系数；

mi表示模型进气流量；

ρ∞表示风洞试验段来流密度；

V∞表示试验风速；

Ai表示模型进气道入口捕获面积。

经计算，模型的进气流量系数Cφ＝1.2937，而飞机在对应状态下（Ma＝0.2，NPR＝2.9）的进气流量系数Cφ＝1.30。故本次试验对进气流量系数的模拟在99.5%以上，基本实现了进排气的完全模拟。

在进气道与尾喷管部位加上整流堵锥，就可以实现模型不通气、通气以及喷流等相关试验。

2 试验结果与分析

2.1 通气试验时全机纵向气动特性

通气试验对气动特性的影响参见图3。从中不难看出，试验模型是否通气对全机升力特性影响不明显，升力线斜率CLα＝0与最大升力系数CLmax基本不变；但模型是否通气以及通气流量大小对全机阻力特性有着明显的影响，并且阻力随进气流量的增加而增大，通气模型最大升阻比（CL／CD）max比不通气模型降低1～4左右，这是由于通气试验时，进气道和喷管内的流速远高于外部流速［5－7］，增加了进气道和尾喷管内部摩擦阻力，同时还存在进气道内部局部分离阻力以及内、外流干扰阻力；模型是否通气对全机纵向俯仰力矩特性亦有影响，通气模型零升力矩Cm0比不通气模型Cm0有很大的平移量，但是全机静稳定性CmCL基本不变，力矩拐点变化不明显，这就说明进排气对全机分离特性影响甚微。

图3 气动力系数的试验结果Fig.3 Experimental results of aerodynamic coefficients

2.2 喷流试验时全机纵向气动特性

图4展示了全机喷流试验对气动特性的影响。尾喷口喷流对升力特性影响不大，但对阻力特性有影响，其相对影响量远不如通气时的影响量，喷流试验时最大升阻比（CL／CD）max比不通气模型降低1～1.8左右，阻力的增加可能与喷流引射效应有关［3－4］，喷管喷出的高速膨胀气流，加速了后体及喷管附近气流流速，增加了壁面摩擦阻力；另外，从力矩特性可以看出喷流试验对全机纵向俯仰力矩特性影响不大，结合前面的通气试验，可以认为S弯进气道是产生零升力矩Cm0增加的主要原因。

图4 气动力系数的试验结果Fig.4 Experimental results of aerodynamic coefficients

2.3 全机横航向气动特性

进排气对横航向气动特性的影响参见图5。试验进行了两种喷管落压比的模拟，并与不通气状态比较。通过分析试验数据可以看出，模型不通气时，在进排气部位加上堵锥，增加了侧面积，使得全机横航向气动特性有些变化，但由于模型侧力系数导数Cyβ、滚转力矩系数Clβ以及偏航力矩系数Cnβ均是小量，可以认为进排气对横航向气动特性影响不大。

2.4 通气试验时襟翼特性

图6比较了偏转襟翼，通气时不同落压比与不通气时的全机升力特性。由此可以看出进排气对襟翼效率影响甚微，这可能与襟翼位置偏离喷管核心流区过大（＞5.5D，D为尾喷管直径），尾部流场变化不足以改变襟翼的气动特性。

图5 气动力系数的试验结果Fig.5 Experimental results of aerodynamic coefficients

图6 襟翼特性升力系数曲线Fig.6 Lift coefficient of flap

3 结 论

通过对飞翼布局无人机进行进排气效应的风洞试验，得出进排气对全机气动特性的影响，具体表现在：

（1）进排气对飞翼布局升力影响不明显，对阻力的影响量比较大，可使全机最大升阻比降低1～4左右，进排气会使全机俯仰力矩增加，这主要是由S弯进气道造成的，但其纵向静安定度基本不变。

（2）喷流不改变飞机的升力特性，但会增加阻力，使全机最大升阻比下降1～1.8左右，对飞机的俯仰力矩特性影响较小。

（3）进排气对全机横航向特性影响不大，由于襟翼离喷口较远，因此对襟翼效率影响也甚微。

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