弯折翼尖对飞翼布局飞机气动特性影响

刘志涛，蒋永，聂博文，岑飞，徐圣

1. 西北工业大学 航空学院，西安 710072

2. 中国空气动力研究与发展中心 低速空气动力研究所，绵阳 621000

3. 国防科技大学 智能科学学院，长沙 410073

飞翼布局飞行器以其先进的气动特性、突出的隐身性能在军事领域和民用领域具有广泛的应用前景，也是未来飞机布局的一个重要发展方向，如著名的B2轰炸机以及具有卓越性能的X47B无人机均采用飞翼布局形式[1]。无尾飞翼布局飞机能够有效减小雷达反射信号，具有良好的隐身性能，并可以减少飞机的重量、降低全机阻力、增加飞机航程[2]。但是，取消垂尾也会带来严重的航向稳定性和航向控制方面的问题[3-5]。

实现航向增稳和控制，已成为飞翼布局飞机设计的关键技术之一，需要寻找新的控制舵面或新的控制方式来实现传统垂尾和方向舵的功能。国内外有关飞翼布局航向控制舵面的研究主要集中在开裂式方向舵[6-9]、嵌入式阻力舵[7,10-11]以及全动翼尖等阻力类舵面[12-14]，也有采用气动舵面[15]和推力矢量[5]方式来实现航向控制。气动舵面和推力矢量都依靠发动机喷流实现航向操纵能力，这对发动机性能要求较高，操纵时会带来部分推力损失，在高速阶段，其操纵效率也会大幅下降，飞机的结构设计也变得更加复杂，因此该方案较少采用。阻力类方向舵利用离轴阻力实现偏航，随着迎角的增加阻力增强，并且在超声速下偏转同样有较大的激波阻力，操纵效率仍然较高，同时，舵面具有结构相对简单、响应迅速、维护方便等优点，所以阻力式方向舵被广泛采用。但是，为实现飞机航向增稳，阻力类方向舵双侧对称偏转时会产生较大的附加阻力，并减小升力，导致升阻比下降，全机气动效率降低。因此，相比常规布局飞机，为获得同样大小的可控机动飞行范围，飞翼布局飞机对发动机要求更高。

为进一步研究无尾飞翼布局飞机的航向增稳和控制措施。本文提出一种翼尖可弯折结构实现无尾飞翼布局飞机航向增稳，通过静态和动态试验研究了翼尖弯折对全机气动性能的影响，并分析了试验结果。为新飞翼布局气动设计提供参考，也为后续飞翼布局飞机航向增稳控制研究和控制率设计提供支撑。

1 试验模型

研究采用类X-47B的中等展弦比前缘双后掠飞翼布局飞机，飞机模型主体结构由碳纤维和铝等材料制作，模型兼顾风洞静动态测力、虚拟飞和自由飞试验，具体如图1所示，模型参数如表1所示。其中，升降舵(δe)偏转范围±30°，同向偏转用于控制飞机的俯仰运动，后缘下偏为正；副翼(δa)偏转范围±25°，差动偏转用于控制飞机的滚转运动，左副翼上偏(右副翼下偏)为正；在机翼外侧布置一对前后扰流板，通过前后扰流板联动，形成开裂式阻力方向舵，方向舵(δr)开裂角度范围0°～45°，左方向舵开裂为正。左右两侧阻力方向舵相互独立，控制飞机的偏航运动；飞机模型左右两侧翼尖可绕弦线方向折叠偏转，偏转范围±45°，翼尖(δwt)同向上偏转为正；飞机尾部设计带发动机推力矢量结构，用于实现飞机机动模拟。舵面采用自动舵机驱动实现角度偏转，输入程序指令进行控制。

图1 飞翼布局飞机模型

表1 模型参数

2 试验设备

2.1 风 洞

试验在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所FL-14风洞中进行，该风洞为开口式回流风洞。试验段截面为圆形，直径为3.2 m,试验段全长为5 m,开口试验段最高风速可达115 m/s，试验段中心区域气流偏角|Δα|，|Δβ|≤0.5°。试验风速为30 m/s，基于平均气动弦长为参考长度的雷诺数为1.3×106。

2.2 支撑系统

模型由FL-14风洞单自由度动态试验装置支撑，装置包括滚转/偏航试验装置和俯仰振荡试验装置。

滚转/偏航振荡试验装置采用大功率电机，通过高精度减速器直接传动，转动轴通过一组“背对背”角接触球轴承固定在转轴座上，限制了其除轴向转动以外的其他自由度，使得电机的传动轴通过减速器将运动传递给振动轴，振动轴通过模型转接头与模型(天平)固联。静态试验和滚转振荡试验采用尾撑方式支撑，如图2所示，静态试验时，采用迎角传感器测量模型实时迎角，滚转振荡试验时，利用电位计测量模型角度信号。偏航振荡试验采用腹撑方式支撑模型，如图3所示。

图2 静态和滚转振荡试验

图3 偏航振荡试验

俯仰振荡试验装置为平行四边形机构，机构的4个铰接点分别为减速器转动中心、摇摆杆、尾支杆以及天平套筒上的铰接点。平行四边形的4条边分别为主支杆、尾支杆、摇摆杆和天平套筒。四边形运动实现模型俯仰振荡，俯仰振荡试验时模型采用腹撑方式，具体如图4所示。

图4 俯仰振荡试验

2.3 测量控制系统

采用六分量杆式应变天平测量模型气动力，采集系统为FL-14风洞测控处理系统，该系统以计算机网络为基础、数据库为核心的局域网测控处分布式测控系统，系统包括数据库及网络、测量控制、速压控制和姿态角控制4部分。

基于风洞飞行控制系统实现模型翼尖偏转和控制，系统包括上位机、飞控计算机、舵机等，具体如图5所示。飞控计算机安装实时操作系统Vxworks与MATLAB/Simulink设计开发环境无缝集成，基于该环境设计控制程序，通过A/D、D/A、数字IO、串口等输入输出接口，传输控制指令驱动舵机实现各个舵面偏转。各个舵面独立控制，可实现单个或多个舵面组合舵偏。

图5 舵面控制系统

3 结果分析

3.1 翼尖偏转对纵向气动特性的影响

飞翼布局飞机气动外形上翼身融合，整个飞机是一个升力面，舵面操纵时，升力面发生变化，全机气动性能也随之改变。

图6和表2给出了翼尖偏转不同角度状态下全机纵向气动特性曲线和气动特征参数,其中CLα为升力线斜率，CLmax为最大升力系数，αac为临界迎角，CDmin为最小阻力系数，Kmax为最大升阻比，CmCL为纵向静稳定导数。δwt=0°时，飞机失速迎角α为15°左右，最大升阻比13.41，由Cm-α曲线可以发现，飞机在小迎角和大迎角状态下是纵向静不稳定或者中立稳定的,在1.5°≤α≤9°范围内，飞机纵向静稳定。

图6 不同翼尖偏转角度状态下全机纵向气动特性曲线

表2 纵向气动特征参数(求导范围：α=1°～6°)

为更深入分析飞机气动特性机理，以Navier-Stokes方程为基础，应用非结构网格(如图7所示)，采用S-A湍流模型，对飞机进行数值计算，获得了飞机的气动力、表面压力和流动特性分布。从图6可以看出气动力计算结果与试验结果比较一致，可以反映飞机气动力随迎角的变化规律，表明采用的数值计算方法可行，计算结果可靠，可以对飞机气动特性机理进行分析。

图7 计算网格

从图8可以看出翼尖偏转对主翼面的压力系数Cp和流动特性分布影响很小，仅对翼尖局部区域有影响，但翼尖偏转会引起翼尖升力面有效面积减小，所以全机升力下降；随着迎角增大，翼尖升力增加，因翼尖偏转带来的升力损失也增大，所以全机升力线斜率CLα随着翼尖偏转角度增加而逐渐减小。对于飞翼布局飞机，其失速特性主要受前缘涡影响，而翼尖置于飞机的尾部，对前缘涡干扰较小，翼尖偏转全机的失速迎角并未发生较大的变化。

图8 不同翼尖偏转角度下飞机表面压力和流线分布(α=5°,β=0°)

翼尖偏转减小了全机的有效升力面积，也减小了飞机的迎风面积，所以全机阻力随着偏转角度增加而减小。同时，偏转的翼尖类似于翼尖小翼，从图9可以看出翼尖偏转能够有效阻碍机翼展向流动气流上翻形成翼尖涡，并减弱涡能量，达到减小诱导阻力的目的，使全机阻力减小；翼尖涡减弱使翼展范围内的诱导下洗速度减小，全机升力也能提高，所以翼尖小翼能够提高升阻比，增加全机的气动效率。对于后掠翼，还存在翼尖效应，翼尖处剖面吸力主要集中在前部，逆压梯度大，翼尖处提前出现气流分离，造成翼尖失速，使阻力增大、升力减小，全机升阻比减小，而翼尖小翼能够减弱这一效应。试验结果表明翼尖偏转能够提高全机的最大升阻比Kmax，随着偏转角度增加Kmax逐渐增大，|δwt|=40°时，Kmax能够增加3%左右。

图9 不同翼尖偏转角度下的翼尖涡对比(α=5°,β=0°)

飞翼布局飞机取消了常规布局的平尾结构，纵向静稳定性主要取决于翼型的设计。试验飞机模型翼尖位置在气动中心后部，翼尖偏转减小了飞机后部有效升力面面积，使飞机后部升力减小，当飞机升力为正时，翼尖偏转使全机俯仰低头力矩减小，随着迎角增加，飞机后部升力损失越大，俯仰低头力矩越小，所以全机俯仰静稳定裕量|CmCL|随翼尖偏转角度增加逐渐减小。从Cm-α曲线上看，在迎角1.5°和9°附近，飞机俯仰力矩出现了明显的非线性拐折，表明飞机表面气流发生了较大的突变，从图8可以看出偏转翼尖对飞机表面主要的流动特性影响很小，所以飞机俯仰静稳定迎角区间范围和拐点临界迎角并没有因翼尖偏转发生较大变化。

3.2 翼尖偏转对横航向气动特性的影响

对于常规布局飞机，垂尾是航向静稳定的主要来源，而稳定性较低的飞机，还可以安装腹鳍改善其航向静稳定性。飞翼布局飞机翼尖向上、向下偏转类似常规布局飞机的垂尾和腹鳍，将有助于提高飞机的航向稳定性。图10和表3给出了试验获得的翼尖偏转不同角度状态下全机横航向气动特性曲线和特征参数。从图可知，在δwt=0°时，-6°≤α≤14°范围内，飞机呈航向静不稳定；0°≤α≤20°范围内，飞机横向静稳定。

表3 横航向气动特征参数(平均值：α=-6°～12°)

图10 不同翼尖偏转角度下飞机横航向气动特性曲线

图11给出了计算获得的翼尖偏转不同角度状态下翼尖表面压力分布云图。变侧滑角状态下偏转翼尖迎风面压力增加将为飞机贡献一个迎风方向的侧力，随着迎角增加，上偏翼尖会受到主机翼干扰，右侧迎风面压力减小，所以翼尖上、下偏相同的角度，上偏时侧向力更小。

图11 不同翼尖偏转角度下翼尖表面压力分布(α=5°,β=0°)

从Cn-α曲线也可以看出，翼尖上偏航向增稳效果更差，在小迎角范围内，上偏翼尖能够增加飞机的航向静稳定性，随着迎角增加，翼尖受到主机翼遮蔽，迎风面压力减小，航向增稳效果急剧恶化，飞机航向逐渐失稳。翼尖下偏类似于为飞机增加一对腹鳍，变侧滑角状态下，偏转翼尖迎风面受主机翼干扰较小，航向增稳效果较好，即使在大迎角状态，飞机仍具有良好的航向静稳定性，表明翼尖下偏将更有利于飞机航向增稳。

试验飞机模型为双后掠飞翼布局，变侧滑角状态下，迎气流机翼上自由流速度的垂直分量增加，引起迎气流机翼产生更大的升力，相反，背气流机翼升力将减小，因此会产生背离侧滑方向的滚转，起到与几何上反一样的作用,在α>0°时，升力为正，飞机呈横向静稳定。翼尖上偏类似于为飞机增加垂尾，变侧滑角状态下，垂尾迎角改变，迎角的这种变化在垂尾上产生升力，而翼尖压力中心在飞机重心之上，这个升力将产生背离侧滑方向的滚转力矩，所以翼尖上偏会增加飞机的横向稳定性。当翼尖下偏时，翼尖压力中心在飞机重心之下，正侧滑角状态下，翼尖偏转引起正的滚转力矩，这将对飞机横向贡献一个不稳定的增量。从Cl-α曲线可以看出，翼尖下偏角度增加会引起飞机横向不稳定迎角范围逐渐扩大，而翼尖上偏角度增加飞机横向稳定性呈逐渐增强趋势，翼尖上偏和下偏将对飞机横向稳定性起相反的作用。

由以上分析可以看出：翼尖下偏将更有利于提高飞机航向静稳定性，但也会带来横向稳定性减弱问题；翼尖上偏在中小迎角范围能够帮助增加飞机的航向静稳定性，同时，也能提高飞机的横向稳定性，但大迎角时，航向稳定性急剧减弱。

3.3 翼尖偏转对动态气动特性的影响

动稳定性是表征飞行器动态气动特性的关键参数，动稳定性一般使用动稳定性导数(动导数)来进行表征，本次试验采用了强迫振荡方式进行动导数辨识，研究了翼尖偏转对飞翼布局飞机动导数的影响。

图12 不同翼尖偏转角度下的俯仰动导数结果

图13 不同翼尖偏转角度下的偏航动导数结果

从以上分析可以看出：翼尖偏转能够有效增加飞机的航向动稳定性，但也会带来部分纵向和横向动稳定性的损失。

3.4 翼尖偏转对飞机模态特性的影响

从试验结果可以看出，翼尖偏转角度范围内，当δwt=-40°时飞机纵向稳定性损失最大，航向稳定性最强。为进一步分析翼尖偏转对飞机动力学特性的影响，选取δwt=-40°为典型状态来研究翼尖偏转对飞机模态特性的影响。

图15(a)给出了不同翼尖偏转角度状态下纵向运动特征模态随迎角的变化情况。可以看出：δwt=0°时，在纵向静稳定区域内，飞翼布局飞机具有明显的短周期和长周期模态；在纵向静不稳定区域内，典型的长、短周期模态消失，出现了第三振荡模态(自然频率和阻尼比与长周期模态相近)，其余两个极点(离原点较远)分别位于正、负实轴。当翼尖偏转δwt=-40°时，纵向静稳定区域内，短周期模态的自然频率有所降低，阻尼比有所改善，而长周期模态变化不大；纵向静不稳定区域内，飞机模态特性无明显变化。分析可以看出：随着迎角的变化，静稳定性变化是引起纵向模态呈现上述演化特性的主要原因，翼尖偏转未引起纵向静稳定特性发生较大变化，所以对飞机纵向动力学特征影响不大。

图15 不同翼尖偏转角度下的运动特征模态

图15(b)给出了不同翼尖偏转角度状态下横航向运动特征模态随迎角的变化情况。可以看出：δwt=0°、α=0°时，飞机模态两个极点位于负实轴，一个极点位于正实轴，一个极点在原点附近，飞机未出现明显的横航向模态；随着迎角增加，极点向原点靠拢，在α>5°时，飞机具有明显的横航向模态，但荷兰滚模态阻尼比极低，趋近于零；随着迎角进一步增加，荷兰滚模态自然频率增加，阻尼比未有明显改善。当δwt=-40°、α=0°时，飞机模态4个极点在实轴上的分布规律与δwt=0°时相似；随着迎角增加，飞机出现明显的横航向模态，与δwt=0°状态相比，荷兰滚模态自然频率增加，阻尼比有所改善。结果表明：翼尖偏转将有助于改善飞翼布局飞机的荷兰滚模态，使其更加趋近常规布局飞机的横航向模态特性，后续的控制律设计可以参照常规布局飞机控制律设计方法和经验，降低飞翼布局飞机横航向控制律设计难度。

4 结 论

本文通过对典型飞翼布局飞机模型不同翼尖偏转角度状态的静态和动态风洞试验研究和结果分析，掌握了飞翼布局飞机的基本气动特性和翼尖偏转对全机气动性能的影响。飞翼布局飞机具有航向动稳定性较弱、航向呈静不稳定的气动特点，开展风洞虚拟飞和自由飞试验时，需要考虑航向增稳控制；翼尖偏转能够有效增加飞机航向静、动稳定性，尽管也会引起纵向静、动稳定性降低，但对纵向模态特征影响不大，并很好地解决了传统阻力类舵面航向增稳时导致全机升阻比下降气动效率降低的问题；飞翼布局飞机横航向模态与常规布局飞机显著不同，特别是荷兰滚模态严重恶化甚至消失，翼尖偏转能够改善横航向模态使之趋近于常规布局飞机模态，可以简化飞翼布局飞机横航向控制律设计方法，是一种有效的无尾飞翼布局飞机航向增稳控制策略。本文的研究结果对飞翼布局飞机气动设计、航向增稳控制研究和控制律设计具有一定参考价值。