大型客機(jī)無(wú)尾布局航向組合舵面控制技術(shù)研究

李路路, 張彬乾, 李沛峰, 張明輝

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

大型客機(jī)無(wú)尾布局航向組合舵面控制技術(shù)研究

李路路, 張彬乾, 李沛峰, 張明輝

(西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院, 陜西 西安 710072)

針對(duì)無(wú)尾布局航向控制問(wèn)題,提出了嵌入式阻力舵與襟副翼組合的航向組合式操縱舵面,結(jié)合300座級(jí)翼身融合布局大型客機(jī)設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了舵面設(shè)計(jì)和風(fēng)洞試驗(yàn)研究。結(jié)果表明,單獨(dú)嵌入式阻力舵在提供航向控制力矩的同時(shí),耦合了更大的滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)力,需解耦消除;采用組合式舵面,不僅可提供更大的航向控制力矩,同時(shí)減緩甚至消除了耦合滾轉(zhuǎn)和側(cè)力。在某些舵面組合狀態(tài),有實(shí)現(xiàn)十分理想的純航向操縱模式的可能。組合式舵面為解決無(wú)尾布局飛機(jī)的航向控制問(wèn)題提供了一條嶄新的技術(shù)途徑,具有廣闊的工程應(yīng)用前景。

大型客機(jī); 無(wú)尾布局; 航向控制; 組合式舵面; 風(fēng)洞試驗(yàn)

0 引言

翼身融合(Blended-Wing-Body,BWB)布局由于具有氣動(dòng)效率高、經(jīng)濟(jì)性和環(huán)保性好等優(yōu)點(diǎn),被認(rèn)為是未來(lái)客機(jī)的理想布局形式,受到航空發(fā)達(dá)國(guó)家的高度重視。20世紀(jì)80年代初,麥道公司首先提出了800座級(jí)BWB布局概念,并相繼進(jìn)行了BWB布局的概念設(shè)計(jì)研究[1]。結(jié)果表明,BWB布局與同量級(jí)常規(guī)布局飛機(jī)相比,氣動(dòng)效率可提高20%以上,起飛重量和油耗可分別降低15%和27%,同時(shí)流線形的機(jī)體和獨(dú)特的發(fā)動(dòng)機(jī)布置方式也使得噪聲大幅降低。NASA，Boeing,DLR,ONERA和俄羅斯中央流體研究院也相繼開(kāi)展了BWB布局的概念設(shè)計(jì)研究,典型的有MOB(A computational design engine incorporating multi-disciplinatry design and optimisation for blended wing body configuration)和VELA (Very Efficient Large Aircraft)等項(xiàng)目[2-3]。在國(guó)內(nèi),西北工業(yè)大學(xué)較系統(tǒng)地研究了150座及300座級(jí)BWB布局客機(jī)的總體與氣動(dòng)設(shè)計(jì)問(wèn)題,驗(yàn)證了BWB布局相對(duì)于常規(guī)布局的巨大優(yōu)勢(shì)[4]。大量研究發(fā)現(xiàn),無(wú)尾BWB布局的航向穩(wěn)定性和控制問(wèn)題十分突出,是阻礙其進(jìn)入工程應(yīng)用的最大障礙之一。

常規(guī)布局飛機(jī)利用遠(yuǎn)離重心的垂尾及方向舵提供航向穩(wěn)定性與側(cè)力型航向控制。無(wú)尾BWB布局由于取消了垂尾,無(wú)法進(jìn)行側(cè)力型航向控制,這使得飛機(jī)的航向操縱控制問(wèn)題顯得極為突出,亟需探尋新的舵面操縱模式。

目前,國(guó)內(nèi)外關(guān)于無(wú)尾布局操縱模式的研究主要集中在三個(gè)方面:推力矢量、主動(dòng)控制變形機(jī)翼和新型氣動(dòng)操縱舵面[5-6]。其中,推力矢量和主動(dòng)控制存在技術(shù)復(fù)雜、結(jié)構(gòu)代價(jià)大等缺點(diǎn)。而新型氣動(dòng)舵面重量輕、效率高、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,成為解決無(wú)尾布局航向操控問(wèn)題的研究熱點(diǎn)。

新型航向操縱舵面大多基于阻力型作用模式,即利用布置在飛機(jī)展向遠(yuǎn)離重心的舵面產(chǎn)生阻力,提供航向控制力矩,如X-45和X-47等所采用的擾流片-開(kāi)縫-折流板(SSD)、可打開(kāi)方向舵、機(jī)翼表面擾流板等新型舵面[7-9]。該型操縱舵面氣動(dòng)控制效率較高,但存在操縱舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生較大耦合滾轉(zhuǎn)力矩的問(wèn)題,需采用其它操縱措施抑制和消除不利耦合。因此,研究控制效率高、耦合力矩小的新型航向操縱舵面,對(duì)解決無(wú)尾BWB布局航向控制問(wèn)題意義重大。

本文針對(duì)300座級(jí)BWB布局客機(jī)方案,提出了嵌入式阻力舵-襟副翼組合式航向操縱舵面,采用風(fēng)洞試驗(yàn)研究方法,系統(tǒng)研究了組合式航向操縱舵面的操縱能力及耦合特性,并通過(guò)流動(dòng)顯示試驗(yàn),揭示了組合式舵面的物理機(jī)制。

1 研究方法

1.1 試驗(yàn)條件

試驗(yàn)在西北工業(yè)大學(xué)“翼型葉柵空氣動(dòng)力學(xué)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室”NF-3低速風(fēng)洞進(jìn)行。該風(fēng)洞為低速直流式風(fēng)洞,試驗(yàn)段尺寸為12 m×3.5 m×2.5 m;湍流度為0.078%;試驗(yàn)風(fēng)速為50 m/s。試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎酶共恐畏绞絒10],如圖1所示。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Test model

1.2 坐標(biāo)系

試驗(yàn)坐標(biāo)系如圖2所示,并規(guī)定右側(cè)舵面下偏為正。

圖2 試驗(yàn)坐標(biāo)系Fig.2 Test coordinate

2 舵面設(shè)計(jì)方案

為解決嵌入式阻力舵橫側(cè)耦合問(wèn)題,在某300座級(jí)大型寬體客機(jī)無(wú)尾翼身融合布局方案的兩側(cè)外翼,各設(shè)計(jì)有一對(duì)阻力舵-襟副翼組合式的航向操縱舵面,如圖3和圖4所示。阻力舵位于襟副翼之前,襟副翼為簡(jiǎn)單襟翼。綜合考慮結(jié)構(gòu)、操縱效率等方面因素,阻力舵與襟副翼外形參數(shù)如下:

(1)展長(zhǎng)與位置:阻力舵和襟副翼均布置在半翼展0.77～0.85之間,占半展長(zhǎng)的8%。

(2)弦長(zhǎng):以阻力舵Z9中部剖面所在的機(jī)翼弦長(zhǎng)為基準(zhǔn),Z9弦向長(zhǎng)度為當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)的30%。襟副翼D9按等百分比設(shè)計(jì),弦向長(zhǎng)度為當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)的27%。

(3)舵面偏轉(zhuǎn)角度:阻力舵偏度δZ9=-30°;襟副翼偏度δD9=10°,20°,30°。

圖3 航向組合操縱舵面Fig.3 Yaw combined control surface

圖4 組合舵面風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.4 Test model for combined control surface

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

3.1 阻力舵氣動(dòng)特性

圖5給出了機(jī)翼右側(cè)阻力舵Z9打開(kāi)的航向操縱及耦合特性。由圖可見(jiàn),α≤10°時(shí),航向力矩系數(shù)Cn和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl隨迎角增大而增大,側(cè)力系數(shù)CC變化較小;α>10°時(shí),由于機(jī)翼上表面發(fā)生流動(dòng)分離,三種氣動(dòng)力均迅速減小。

圖5 阻力舵航向及其耦合特性Fig.5 Yaw and coupling characteristics for drug rudder

阻力舵Z9在提供較大負(fù)的航向控制力矩的同時(shí),耦合了更大的正滾轉(zhuǎn)力矩和較大正側(cè)力。已有研究表明[1,3,8-9],阻力舵的工作原理是舵前靜壓增大、舵后氣流分離,通過(guò)產(chǎn)生較大的壓差阻力提供航向力矩。然而,由于阻力舵偏轉(zhuǎn)破壞了機(jī)翼上表面氣流流動(dòng),使左右翼升力不對(duì)稱,在大展弦比飛機(jī)上會(huì)產(chǎn)生較大的滾轉(zhuǎn)力矩。當(dāng)耦合的正側(cè)力位于力矩參考點(diǎn)(重心)之后時(shí),會(huì)提供反向的航向力矩,削弱阻力舵的作用。

阻力舵耦合的較大正滾轉(zhuǎn)力矩和正側(cè)力將對(duì)本就緊張的無(wú)尾布局控制舵面帶來(lái)更大的壓力,因此,消除或減緩這種不利耦合十分必要。

3.2 組合舵面氣動(dòng)性能

機(jī)翼右側(cè)航向組合式舵面Z9+D9的航向操縱與耦合特性如圖6所示。

由圖6可以看到,組合舵面Z9+D9不僅使航向控制力矩明顯提高,在較大的襟副翼偏度下,還可顯著改善甚至消除大迎角狀態(tài)出現(xiàn)的阻力舵航向力矩迅速減小問(wèn)題。同時(shí),耦合的正滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)力也隨之大幅減小。襟副翼偏度δD9≥20°時(shí),滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)力變?yōu)樨?fù)值,襟副翼偏度繼續(xù)增加,負(fù)的滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)力隨之增大。負(fù)側(cè)力增大則是襟副翼大偏度航向力矩增大的原因之一。通常,位于機(jī)翼外側(cè)的阻力舵和襟副翼位于重心之后,負(fù)側(cè)力可提供同向的航向力矩,如本文的舵面位置。

由圖6還可以看出,在阻力舵和襟副翼某些偏度組合狀態(tài),存在十分理想的純航向操縱模式的可能,即針對(duì)不同迎角,采用不同偏度組合,在提供航向控制力矩的同時(shí),不耦合滾轉(zhuǎn)與側(cè)力。通常,大型飛機(jī)在改變航向飛行姿態(tài)時(shí),迎角保持不變或者變化很小,因此“純航向操縱模式”是可能實(shí)現(xiàn)的。當(dāng)然,也存在耦合滾轉(zhuǎn)與側(cè)力不能消除的可能。然而,上述討論的航向操縱舵面,僅為右側(cè)機(jī)翼阻力舵及其與襟副翼的組合狀態(tài),機(jī)翼另一側(cè)的舵面并未參與航向操縱,因此,一旦耦合滾轉(zhuǎn)與側(cè)力過(guò)大,可將另一側(cè)襟副翼用于解耦,這也是航向組合式舵面的特點(diǎn)之一。

圖6 組合舵面Z9+D9航向及其耦合特性Fig.6 Yaw and coupling characteristics for combined control surface Z9+D9

需要指出的是,當(dāng)α>10°時(shí),組合舵面?zhèn)攘ψ兓瘎×液徒蟾币硇∑认潞较蛄匮杆贉p小的問(wèn)題并未根本改善,這與基本構(gòu)型失速迎角較小、外翼流動(dòng)分離較早有關(guān)。因此,解決側(cè)力變化劇烈和襟副翼在小偏度下航向力矩迅速減小問(wèn)題可從兩方面進(jìn)行:一方面需改善基本構(gòu)型外翼分離特性,如圖7給出的前緣增升裝置狀態(tài),外翼流動(dòng)和失速特性得以明顯改善;另一方面,細(xì)化阻力舵與襟副翼位置、面積等參數(shù)匹配。

圖7 前緣縫翼對(duì)外翼分離的影響Fig.7 Effect of leading edge slat on flow separation

3.3 組合舵面物理機(jī)制

圖8給出了不同迎角下襟副翼下偏30°狀態(tài)的組合舵面絲線流動(dòng)顯示結(jié)果。

當(dāng)α=2°時(shí),主翼與阻力舵上表面為附著流動(dòng),阻力舵背風(fēng)一側(cè)襟副翼表面絲線向前卷曲,表明該處形成分離駐渦,阻力舵兩側(cè)形成較大的壓差阻力，從而提供航向力矩。

隨迎角增大到α=12°時(shí),阻力舵前的機(jī)翼上表面絲線出現(xiàn)明顯擺動(dòng),表明此處流動(dòng)已發(fā)生分離。此時(shí),阻力舵迎風(fēng)側(cè)的絲線受機(jī)翼分離流動(dòng)的影響也出現(xiàn)擺動(dòng);阻力舵背風(fēng)側(cè)及襟副翼表面仍為較強(qiáng)的分離駐渦。機(jī)翼流動(dòng)分離使得阻力舵前后的壓差減小,導(dǎo)致航向力矩下降,這與圖5和圖6(a)中的氣動(dòng)力變化趨勢(shì)是一致的。

α=20°的大迎角狀態(tài),由于整個(gè)機(jī)翼已完全分離,阻力舵淹沒(méi)于大面積分離流中,所提供的航向控制力矩因此大幅減小。

圖8 組合舵面流態(tài)Fig.8 Streamlines for combined control surface

4 結(jié)論

(1)單獨(dú)嵌入式阻力舵可提供較大的航向力矩,但會(huì)耦合更大的滾轉(zhuǎn)力矩和較大的正側(cè)力,需解耦消除。

(2)嵌入式阻力舵與襟副翼的組合舵面模式提供了更大的航向力矩,耦合滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)力卻大幅減小。較大襟副翼偏度下,可顯著改善甚至消除大迎角出現(xiàn)的阻力舵航向力矩快速減小現(xiàn)象,提供隨迎角增大近乎不變的航向力矩。

(3)在某些阻力舵和襟副翼的偏度組合下,存在十分理想的純航向操縱模式的可能,即不同迎角下,通過(guò)調(diào)整偏度組合,在提供航向控制力矩時(shí),不耦合任何滾轉(zhuǎn)與側(cè)力。而當(dāng)耦合滾轉(zhuǎn)與側(cè)力不能消除時(shí),可將另一側(cè)閑置的襟副翼用于解耦。

(4)大迎角狀態(tài)組合舵面?zhèn)攘ψ兓瘎×液徒蟾币硇∑葧r(shí),航向力矩迅速減小的問(wèn)題未根本改善,這與基本構(gòu)型外翼流動(dòng)分離較早有關(guān)?？赏ㄟ^(guò)改善外翼分離特性和細(xì)化阻力舵與襟副翼的參數(shù)配置予以改善。

(5)阻力舵與襟副翼間更大區(qū)域的穩(wěn)定分離駐渦產(chǎn)生的壓差阻力,是組合舵面航向力矩提高的主要物理原因,襟副翼下偏提供的升力增量則減緩甚至消除了耦合滾轉(zhuǎn)力矩。

[1] Liebeck R H,Page M A,Rowdon B K.Blended wing body subsonic commercial transport[R].AIAA-98-0438,1998.

[2] Mialon B,Hepperle M.Flying wing aerodynamics studies at ONERA and DLR[C]//CEAS Katnet Conference on Key Aerodynamic Technologies.Germany,2005:68-75.

[3] Bolsunovsky A L,Buzoverga N P,Gurevich B L,et al.Flying wing problems and decisions[J].Aircraft Design,2001,4(4):193-219.

[4] Li Peifeng,Zhang Binqian,Chen Yingchun,et al.Aerodynamic design methodology for blended wing body transport[J].Chinese Journal of Aeronautics,2012,25(4):508-516.

[5] 鄭遂.無(wú)垂尾戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局初探[C]//首屆青年氣動(dòng)工作者學(xué)術(shù)報(bào)告會(huì)論文集.1997:11-15.

[6] Sahoo D,Cesnik C E S.Maneuver control of UCAV wing using anisotropic piezoelectric actuators[R].AIAA-2002-1720,2002.

[7] 余輝.拋棄傳統(tǒng)方法——探索無(wú)人戰(zhàn)斗機(jī)的操縱技術(shù)[J].國(guó)際航空,1997,(2):46-48.

[8] Siomn J M,Blake W B,Multopp D.Control concepts for a vertical tailless fighter [R].AIAA-93-4000,1993.

[9] Bowlus J A,Multhopp D,Banda S S.Challenges and opportunities in tailess aircraft stability and control[R].AIAA-97-3830,1997.

[10] Vicroy D D.Blended-Wing-Body low-speed flight dynamics:summary of ground test and sample results (invited)[R].AIAA-2009-933,2009.

Researchoncontroltechnologyofcombinedcontrolsurfaceforlargetaillesscivilaircraft

LI Lu-lu, ZHANG Bin-qian, LI Pei-feng, ZHANG Ming-hui

(College of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

For the yaw control problem of the tailless aircraft, a combined control surface with embedded drag rudder and flaperon is designed and studied by wind tunnel test. This new type of yaw control surface was based on the 300 passengers blended-wing-body tailless civil aircraft. Result shows that, the drag rudder provides yaw control moment coupled with larger rolling moment and lateral force, which need to be decoupled. While the combined control surface can provide greater yaw moment coupled with less rolling moment and lateral force. In some conditions,pure yaw control mode can be realized. Drag rudder and flaperon combined yaw control mode provides a new technical way for the solution of yaw control problems of tailless aircraft,and it can be widely used in engineering.

large civil aircraft; tailless aircraft configuration; yawing control; combined control surface; wind tunnel test

V211.4

A

1002-0853(2013)05-0450-05

2013-01-22;

2013-05-07; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

時(shí)間:2013-08-21 16:14

李路路(1988-)，男，河南洛陽(yáng)人，碩士研究生，研究方向?yàn)閷?shí)驗(yàn)流體力學(xué)。

(編輯：李怡)