無尾布局縱向操縱的嵌入式舵面概念研究

孫靜，張彬乾，楊廣珺，2

(1.西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，陜西 西安 710072;2.西北工業(yè)大學(xué)無人機(jī)特種技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710065)

引言

無尾布局設(shè)計(jì)的最大挑戰(zhàn)是尋求全新的飛行操縱控制方式，代替被取消的垂尾和平尾，以產(chǎn)生足夠的飛行控制力矩。目前，國內(nèi)外有關(guān)無尾布局操縱方式的研究集中在推力矢量、主動(dòng)控制變形機(jī)翼、新型氣動(dòng)操縱舵面三個(gè)方面。對(duì)注重成本的無尾布局而言，實(shí)用有效的飛行操縱方式是發(fā)展全新的綜合氣動(dòng)操縱舵面［1］。

國內(nèi)外根據(jù)無尾布局本身的氣動(dòng)特點(diǎn)，圍繞其操縱控制模式開展了大量的研究工作，提出了多種可在無尾布局中應(yīng)用的新型復(fù)合式氣動(dòng)操縱舵面概念［2-5］，如全動(dòng)翼梢、擾流板、分布襟翼和阻力舵等。

W型無尾翼身融合布局［6-7］是課題組自主設(shè)計(jì)的創(chuàng)新平臺(tái)。為滿足縱向俯仰平衡操縱的需要，基于該布局的外形特點(diǎn)，在遠(yuǎn)離重心的機(jī)體兩端設(shè)計(jì)了鴨面和尾舵作為基本縱向控制舵面。然而，大迎角時(shí)，兩種舵面的操縱效率均有所降低。為解決這一問題，需進(jìn)一步探索新型的縱向控制舵面。本文提出的機(jī)身下表面嵌入式舵面(LSP)，旨在對(duì)升阻影響盡可能小的情況下，獲得縱向控制力矩。采用數(shù)值模擬方法，分別探討了機(jī)身下表面嵌入式舵面的位置及幾何參數(shù)對(duì)縱向控制的影響，對(duì)嵌入式舵面的縱向控制能力進(jìn)行了概念性研究。

1 數(shù)值計(jì)算方法

本文采用數(shù)值計(jì)算軟件CFX進(jìn)行氣動(dòng)力分析，所采用的控制方程為N-S方程，湍流模型采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型，利用有限體積法將控制方程離散，對(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)差分格式進(jìn)行推進(jìn)求解。計(jì)算采用貼體結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，由ICEM軟件生成。計(jì)算中，物面為無滑移條件，遠(yuǎn)場為自由流條件，計(jì)算殘差收斂精度為10－5。

2 嵌入式舵面設(shè)計(jì)方案

嵌入式舵面的設(shè)計(jì)思想來源于W型無尾布局扁平的機(jī)身下表面，易于布置嵌入機(jī)體表面的操縱面，期望舵面打開后對(duì)機(jī)身下表面流動(dòng)產(chǎn)生較大的影響區(qū)域，改善布局的流動(dòng)特性、獲得縱向操縱控制能力。

圖1 機(jī)身下表面嵌入式舵面及偏轉(zhuǎn)示意圖

機(jī)身下表面嵌入式舵面及偏轉(zhuǎn)情況如圖1所示。按照舵面在機(jī)身上的位置和舵面弦長共構(gòu)成四種方案:舵面在機(jī)身上的位置分別位于機(jī)身長度(x/l)的50%(位置Ⅰ)和70%(位置Ⅱ)處;舵面弦長分別取長和短兩種;舵偏角度分別為15°，30°，45°，60°。

3 結(jié)果分析

采用數(shù)值模擬方法研究了四種嵌入式舵面構(gòu)型對(duì)基本構(gòu)型的縱向特性影響，計(jì)算狀態(tài)為:Ma=0.3，α = －2°～32°，Re=3.0 ×106。

3.1 縱向氣動(dòng)特性

圖2和圖3分別給出位置Ⅰ、位置Ⅱ處的嵌入式舵面構(gòu)型與基本構(gòu)型的縱向氣動(dòng)特性曲線。圖中，“長”和“短”分別表示嵌入式舵面弦長分別取長和短兩種;數(shù)字15，30，45，60分別表示舵偏角度為15°，30°，45°，60°。

分析圖2和圖3可知，在研究迎角范圍內(nèi)，舵面布置于位置Ⅰ和位置Ⅱ均可提供較大的低頭力矩增量。對(duì)氣動(dòng)性能的影響如下:

(1)位置Ⅰ和位置Ⅱ的兩種舵面，隨舵面偏度的增大阻力增加，但對(duì)升力的影響均較小，其阻力增量主要來自于舵面偏轉(zhuǎn)所帶來的型阻。

圖2 位置Ⅰ處的縱向特性曲線

(2)位置Ⅰ和位置Ⅱ的兩種舵面，偏度小于45°，隨偏度增加，低頭力矩增加;偏度60°時(shí)，低頭力矩反而減小，且減小量較大。

(3)兩個(gè)位置的短舵面控制效率均比長舵面效率高，且一直保持到大迎角狀態(tài)。位置Ⅰ處提供最大低頭力矩增量為“短－45”狀態(tài)，此時(shí)，縱向平衡迎角約為10°;位置Ⅱ處為“短－45”狀態(tài)，此時(shí)，平衡迎角約為9.5°。

(4)對(duì)于相同形狀舵面，處于機(jī)身較前的位置Ⅰ提供的力矩增量高于位置Ⅱ。

(5)嵌入式舵面可提供約10°迎角的平衡操縱力矩，該力矩值在大迎角狀態(tài)仍幾乎不變，因此，可作為無尾布局大迎角俯仰操縱的補(bǔ)充措施。

3.2 流動(dòng)作用機(jī)理

圖4給出了位置Ⅱ嵌入式短舵面偏轉(zhuǎn)時(shí)的表面壓力分布和縱向典型剖面的流態(tài)。

由圖4可見，嵌入式舵面偏轉(zhuǎn)后對(duì)機(jī)身下表面流動(dòng)產(chǎn)生了明顯的影響。首先，流動(dòng)在舵面前的迎風(fēng)區(qū)形成高壓，舵面后的背風(fēng)區(qū)形成低壓旋渦分離泡，這種流動(dòng)現(xiàn)象形成了以壓差阻力為主的阻力增量，會(huì)產(chǎn)生低頭力矩;其次，下表面嵌入式舵面打開后，舵面后形成較大的旋渦分離泡，改變了后體流動(dòng)形態(tài)，使后體有效彎度增加，也提供了部分低頭力矩增量。

圖4 基本流態(tài)與壓力分布(α=16°，短－45)

4 結(jié)論

機(jī)身下表面嵌入式舵面四種方案對(duì)無尾布局縱向氣動(dòng)性能和流動(dòng)機(jī)理的影響表明，下表面嵌入式舵面可作為無尾布局大迎角俯仰操縱的有效補(bǔ)充措施，主要結(jié)論如下:

(1)在兩個(gè)位置處，不同弦長的舵面均可提供較大的低頭力矩增量，且一直保持到大迎角狀態(tài);短舵面優(yōu)于長舵面，短舵面45°舵偏時(shí)低頭力矩增量最大。

(2)相同形狀舵面，位置較前的舵面提供低頭力矩增量較大。

(3)嵌入式舵面對(duì)升力的影響較小，但會(huì)產(chǎn)生型阻式阻力增量。

(4)嵌入式舵面提供低頭力矩增量的作用原理是:舵面打開形成較大的旋渦分離泡，改變后體下表面流動(dòng)形態(tài)，產(chǎn)生了阻力與升力共同作用的低頭力矩增量。

(5)嵌入式舵面可提供約10°迎角的平衡操縱力矩，該力矩值在大迎角狀態(tài)仍幾乎不變，因此，可作為無尾布局大迎角俯仰操縱的補(bǔ)充措施。

［1］ John A B，Dieter M，Siva S B.Challenges and opportunities in tailless aircraft stability and control［R］.AIAA 97-3830，1997.

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［3］ James M S，William B B，Dieter M.Control concepts for a vertical tailless fighter［R］.AIAA 93-4000，1993.

［4］ William JG，Kenneth M D.Directional control for tailless aircraft using all moving wing tips［R］.AIAA 97-3487，1997.

［5］ Gloria S，Ulf R.Lateral stability and control of a tailless aircraft configuration ［J］.Journal of Aircraft，2009，46(6):2161-2163.

［6］ 孫靜，張彬乾，周洲，等.W型無尾氣動(dòng)布局研究［J］.西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2004，22(3):265-268.

［7］ Sun Jing，Zhang Bin-qian，Yang Guang-jun.Concept investigation ofW tailless configuration［R］.AIAA-2005-4602，2005.