可彎折翼尖在飛翼布局中操縱性能研究

謝樹聯(lián) 鄭君若禹 李 軍 /

(同濟(jì)大學(xué)航空航天與力學(xué)學(xué)院，上海 200092)

0 引言

飛翼布局是僅由單獨(dú)翼面構(gòu)成的氣動(dòng)布局形式。相比于其他布局類型，飛翼布局具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、氣動(dòng)效率高、機(jī)動(dòng)性良好、可探測(cè)性低、易于一體化布置等優(yōu)點(diǎn)。但是，由于取消了尾翼，目前飛翼布局存在氣動(dòng)力和力矩呈現(xiàn)顯著非線性、氣動(dòng)力和力矩耦合嚴(yán)重、無安定性、航向操縱性不足等問題，嚴(yán)重制約了飛翼布局的應(yīng)用。對(duì)飛翼布局作戰(zhàn)飛機(jī)來說，最大的挑戰(zhàn)之一就是尋找合適的操控方法代替被取消的垂尾和方向舵，以實(shí)現(xiàn)航向的穩(wěn)定和操控[1]。

為提升無尾飛翼布局飛機(jī)的控制能力，美國(guó)曾對(duì)一些很有前景的操縱裝置進(jìn)行過研究，主要包括全動(dòng)翼尖、差動(dòng)前緣襟翼、嵌入面和開裂式方向舵等[5]。目前，國(guó)內(nèi)外有關(guān)飛翼布局飛機(jī)操控方式的研究主要集中在常規(guī)偏航操縱面、發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量控制等方面，且兩者通常同時(shí)使用。常規(guī)偏航操縱面如內(nèi)外升降副翼、開裂式方向舵、全動(dòng)翼尖、收放式方向舵、嵌入面、差動(dòng)前緣襟翼、分布式后緣襟翼等主要是通過機(jī)翼兩側(cè)的差動(dòng)阻力產(chǎn)生偏航力矩[4]，因此進(jìn)行航向控制時(shí)，常規(guī)偏航操縱面常會(huì)產(chǎn)生一定的阻力增量，降低飛行性能。

為實(shí)現(xiàn)飛翼布局航向控制，同時(shí)盡量避免產(chǎn)生較大的阻力增量，本文設(shè)計(jì)了可彎折翼尖作為偏航操縱面，主要通過數(shù)值分析對(duì)其偏航操縱性能進(jìn)行研究，為該設(shè)計(jì)在飛翼布局中的實(shí)際應(yīng)用提供理論和技術(shù)基礎(chǔ)。

1 研究?jī)?nèi)容

本文主要研究翼尖彎折對(duì)操縱性能的影響，因此機(jī)翼設(shè)計(jì)為固定部分和可彎折部分，以轉(zhuǎn)軸為界，分別稱為主翼和翼尖。

如圖1所示，兩機(jī)翼翼尖可實(shí)現(xiàn)聯(lián)動(dòng)，即同時(shí)向上或向下彎折相同角度；亦可實(shí)現(xiàn)差動(dòng)，即兩側(cè)機(jī)翼翼尖彎折不同角度。

圖1 翼尖作動(dòng)示意圖

1) 當(dāng)翼尖同時(shí)向上彎折相同角度時(shí)，可以提高飛機(jī)飛行的穩(wěn)定性，亦可起到與翼尖小翼類似的作用，減小翼尖渦流的產(chǎn)生。

2) 當(dāng)翼尖同時(shí)向下彎折相同角度時(shí)，會(huì)在一定程度上有助于包絡(luò)住機(jī)翼下方氣體，提高飛行的機(jī)動(dòng)性。

3) 當(dāng)翼尖彎折不同角度時(shí)，以一側(cè)向上另一側(cè)向下為例，左右兩側(cè)主翼和翼尖所受氣動(dòng)力分別為FB1、FS1、FB2、FS2，如圖2所示。由此可知，機(jī)翼整體受側(cè)向力作用，且可能存在明顯的滾轉(zhuǎn)力矩。如此一來，飛機(jī)在空中飛行時(shí)將會(huì)發(fā)生橫向“漂移”，并且可以通過調(diào)節(jié)兩翼尖的彎折角度來改變航向。

圖2 機(jī)翼受力情況

2 算法驗(yàn)證

本文研究?jī)?nèi)容工況較多，因此主要采用CFD計(jì)算方法進(jìn)行分析。為了保證計(jì)算結(jié)果的可信度，首先對(duì)算法進(jìn)行驗(yàn)證。本文分別采用兩種方法進(jìn)行算法驗(yàn)證。

2.1 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

2.1.1 實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證模型簡(jiǎn)化

首先對(duì)可彎折翼尖偏航操縱性能進(jìn)行初步探索，為使計(jì)算更加簡(jiǎn)便，對(duì)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化處理：

1) 忽略機(jī)身等部位對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)的影響，模型中舍去機(jī)身等部位。

2) 認(rèn)為左右兩片機(jī)翼在飛行過程中氣動(dòng)性能是不會(huì)相互影響的，在攻角、風(fēng)速、風(fēng)向等環(huán)境因素均一致的情況下，其氣動(dòng)性能都只與各自可彎折翼尖的彎折角度有關(guān)。

3) 整體受力情況是兩片機(jī)翼受力情況的簡(jiǎn)單疊加。

4) 采用矩形翼，以便于模型的制作。

基于以上簡(jiǎn)化方案，只需建立單側(cè)翼尖偏轉(zhuǎn)不同角度的機(jī)翼模型即可。

2.1.2 數(shù)值分析

根據(jù)動(dòng)力相似性規(guī)劃待試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼的尺寸，確定翼展為1 500 mm，弦長(zhǎng)為180 mm的近似矩形翼，如圖3所示，取攻角為。為使仿真分析結(jié)果更為明顯，選擇了較大升阻比的MH 114翼型。

圖3 機(jī)翼尺寸(長(zhǎng)度單位：mm)

應(yīng)用CATIA以30°為梯度建立梯形翼尖繞垂直于翼展方向的軸旋轉(zhuǎn)90°、60°、30°、0°、-30°、-60°、-90°等一系列機(jī)翼模型，并應(yīng)用ICEM CFD劃分網(wǎng)格，采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，最終生成的網(wǎng)格如圖4和圖5所示 。

圖4 機(jī)翼處網(wǎng)格

圖5 整體網(wǎng)格

應(yīng)用Fluent，采用基于壓力求解器，Spalart-Allmaras湍流模型進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。

以0°轉(zhuǎn)角為平衡參照點(diǎn)，得到計(jì)算結(jié)果如圖6所示。由計(jì)算結(jié)果可知，可彎折翼尖向上或向下彎折不是通過增升或減阻的方式來得到滾轉(zhuǎn)或者偏航的效果，而是直接賦予機(jī)翼一個(gè)側(cè)向力。

圖6 CL～δ,CD～δ,Cy～δ

2.1.3 車載實(shí)驗(yàn)

圖7 Stewart廣義六維力傳感器

為使驗(yàn)證結(jié)果更加準(zhǔn)確，采用自行設(shè)計(jì)的車載小型無人機(jī)氣動(dòng)分析平臺(tái)(其核心部件是一個(gè)Stewart廣義六維力傳感器，如圖7所示，通過六自由度耦合測(cè)力得到數(shù)據(jù)，能避免誤差的積累)對(duì)矩形機(jī)翼模型進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，如圖8所示。傳感器的信號(hào)由DH3820高速靜態(tài)應(yīng)力應(yīng)變測(cè)試儀提取，再經(jīng)過降噪和適當(dāng)處理后耦合計(jì)算，由此得到廣義力。實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖9所示。

圖8 車載實(shí)驗(yàn)

圖9 車載實(shí)驗(yàn)結(jié)果

實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示，翼尖相對(duì)于中面的彎折角度會(huì)造成升力的減少，但對(duì)阻力幾乎沒有影響。另一方面，可得出翼尖彎折角度與側(cè)向力大致呈線性關(guān)系，強(qiáng)有力地支持了CFD的分析結(jié)果。

2.2 文獻(xiàn)驗(yàn)證

本節(jié)將對(duì)比文獻(xiàn)研究結(jié)果，進(jìn)一步驗(yàn)證飛翼翼尖氣動(dòng)性能分析時(shí)數(shù)值計(jì)算方法的可信度。對(duì)飛翼布局中可彎折翼尖同樣作以下假定：

1) 認(rèn)為左右機(jī)體在飛行過程中氣動(dòng)性能是不會(huì)相互影響的，在攻角、風(fēng)速、風(fēng)向等環(huán)境因素均一致的情況下，其氣動(dòng)性能都只與各自可彎折翼尖的彎折角度有關(guān)。

2) 整體受力情況是左右機(jī)體受力情況的簡(jiǎn)單疊加。

2.2.1 數(shù)值分析模型

為驗(yàn)證算法的準(zhǔn)確性，模型參數(shù)基本按照文獻(xiàn)[15]進(jìn)行設(shè)置。數(shù)值分析模型如圖10所示，機(jī)身長(zhǎng)255 mm，翼展327 mm，前緣后掠角55°，可彎折翼尖面積占全機(jī)面積的13.35%，彎折軸線與整機(jī)軸線平行，距離112.1 mm；模型參考中心距機(jī)身前緣120 mm。所采用翼型為EMX-07。初步驗(yàn)證結(jié)果顯示，當(dāng)可彎折翼尖彎折角度在60°～90°和-90°～-60°范圍內(nèi)時(shí)，側(cè)向力系數(shù)大小基本無變化，故只建立可彎折翼尖彎折-60°、-30°、0°、30°、60°系列模型進(jìn)行分析。

圖10 模型尺寸(長(zhǎng)度單位：mm)

2.2.2 網(wǎng)格劃分與數(shù)值算法

運(yùn)用ICEM CFD進(jìn)行網(wǎng)格劃分，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，建立邊界層棱柱網(wǎng)格以滿足機(jī)體表面粘性邊界層的計(jì)算要求，并進(jìn)行局部加密?；谇笆黾俣?，采用半模進(jìn)行分析，半模網(wǎng)格數(shù)量約為110萬，如圖11所示。運(yùn)用Fluent進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，采用基于壓力求解器，Spalart-Allmaras湍流模型。計(jì)算工況為來流速度20 m/s，參考面積0.02 m2，平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)0.125 9 m。

圖11 模型網(wǎng)格

2.2.3 飛機(jī)本體氣動(dòng)特性

飛機(jī)本體氣動(dòng)特性是指操縱面不作動(dòng)時(shí)，飛機(jī)的三軸力和力矩等隨攻角的變化規(guī)律[15]。

由圖12 a)可知，飛機(jī)的升力系數(shù)CL在α≤16°時(shí)基本呈線性增長(zhǎng)，在α>16°后逐漸趨于平緩，直至失速，失速迎角為αS=36°，最大升力系數(shù)CLmax=1.14。由圖12 b)可知，飛機(jī)的阻力系數(shù)CD在α≤10°時(shí)增長(zhǎng)較為緩慢，在α>14°時(shí)大致呈線性增長(zhǎng)。由圖12 c)可知，全機(jī)的升阻比在α=6°時(shí)達(dá)到最大，(CL/CD)max=7.72。圖12 d)是飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)特性曲線，曲線斜率始終小于零，飛機(jī)是縱向靜穩(wěn)定的。且零升俯仰力矩系數(shù)Cm0>0，對(duì)飛機(jī)的起降有一定的好處。

a) CL～α

b) CD～α

c) CL/CD～α

d) Cm～α圖12 飛翼本體氣動(dòng)特性

參照文獻(xiàn)[4]中數(shù)值分析和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的結(jié)果，在飛翼外形不完全一致、翼型選擇不同等情況下，可以認(rèn)為本文數(shù)值分析得到的飛翼本體氣動(dòng)特性結(jié)果與上述文獻(xiàn)基本吻合，可以用來分析飛翼布局中可彎折翼尖的操縱性能。

3 可彎折翼尖操縱性能分析

前述已說明可彎折翼尖能夠?qū)崿F(xiàn)偏航操縱，以下將對(duì)飛翼布局中可彎折翼尖的氣動(dòng)性能進(jìn)行分析，探究其操縱性。

本文將對(duì)可彎折翼尖單側(cè)作動(dòng)、兩側(cè)同向同步作動(dòng)和兩側(cè)反向同步作動(dòng)進(jìn)行研究。單側(cè)作動(dòng)指一側(cè)可彎折翼尖繞軸轉(zhuǎn)動(dòng)而另一側(cè)保持不變；兩側(cè)同步作動(dòng)指兩側(cè)可彎折翼尖保持相同的彎折角度，同向即同時(shí)向上或向下，反向則一側(cè)向上一側(cè)向下。基于前述假定，相關(guān)數(shù)據(jù)將由兩側(cè)機(jī)體簡(jiǎn)單疊加得到。

3.1 單側(cè)作動(dòng)

當(dāng)一側(cè)可彎折翼尖的彎折角度固定為0°單側(cè)作動(dòng)時(shí)，在不同彎折角度δ下升力系數(shù)CL與迎角α的關(guān)系如圖13 a)所示，由圖可知，單側(cè)翼尖向上或向下彎折角度越大，升力損失越大，但由于翼尖面積不大，整體升力系數(shù)變化不大，升力系數(shù)隨仰角的變化趨勢(shì)也基本一致。

在不同彎折角度δ下阻力系數(shù)CD與迎角α的關(guān)系如圖13 b)所示，由圖可知，在α<8°時(shí)，不同彎折角度下阻力系數(shù)基本不變；在 時(shí)，單側(cè)翼尖向上或向下彎折角度越大，阻力也就越小，但減小幅度始終較小。這是由于翼尖向上或向下彎折幾乎不改變整機(jī)的阻力面，同時(shí)與許多客機(jī)中的翼尖上翹設(shè)計(jì)類似，起到了減小翼尖擾流的效果，在α≥8°時(shí)體現(xiàn)得尤為明顯。

在不同彎折角度δ下CL/CD隨迎α角的變化如圖13 c)所示，可知翼尖彎折對(duì)(CL/CD)max對(duì)應(yīng)的攻角無影響。由圖13 d)可知，翼尖彎折會(huì)削弱俯仰力矩，這是由升力減小而導(dǎo)致的，對(duì)飛機(jī)保持縱向穩(wěn)定性略有不利影響，但并不改變俯仰力矩的變化趨勢(shì)，飛機(jī)總體依然保持縱向穩(wěn)定。

在不同彎折角度δ下偏航力矩系數(shù)Cn與迎角α的關(guān)系如圖13 e)所示，可知翼尖彎折時(shí)，在α=0°附近，偏航力矩較小，隨著仰角的增大偏航力矩顯著增大；在α>12°以后偏航力矩則逐漸趨于平穩(wěn)甚至略有減小。這是由于在一定的彎折角度δ下，可彎折翼尖的局部攻角隨著整機(jī)攻角的增大而增大，相應(yīng)地產(chǎn)生的偏航力矩也就越大；與此同時(shí)，可彎折翼尖的橫斷面與來流方向之間的夾角β也不斷增大，當(dāng)整機(jī)攻角增大到一定程度時(shí)，β過大而導(dǎo)致偏航力矩不再增大甚至減小。在不同迎角α下偏航力矩系數(shù)Cn與彎折角度δ的關(guān)系如圖13 f)所示，可知彎折角度越大，偏航力矩也越大，且向上彎折時(shí)偏航力矩為負(fù)，向下彎折時(shí)偏航力矩為正。

在不同彎折角度δ下側(cè)向力系數(shù)Cy與迎角α的關(guān)系如圖13 g)所示，在不同迎角α下側(cè)向力系數(shù)Cy與彎折角度δ的關(guān)系如圖13 h)所示，可知翼尖彎折產(chǎn)生側(cè)向力的變化情況與偏航力矩幾乎一致，二者變化情況的成因也相同。

在不同彎折角度δ下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)CL與迎角α的關(guān)系如圖13 i)所示，在不同迎角α下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)CL與彎折角度δ的關(guān)系如圖13 j)所示，可知在α≤16°時(shí)，彎折角度越大，飛行迎角越大，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩也就越大，且滾轉(zhuǎn)力矩均為負(fù)。

由以上分析可知，單側(cè)作動(dòng)時(shí)對(duì)升力、阻力、俯仰力矩僅有微小影響，偏航力矩、側(cè)向力、滾轉(zhuǎn)力矩三者之間存在強(qiáng)烈耦合，且三者之間的耦合存在明顯的規(guī)律性。當(dāng)單側(cè)翼尖向上彎折時(shí)，三者的作用效果均為使飛機(jī)航向偏向負(fù)方向，可疊加對(duì)橫航向進(jìn)行操縱。

a) 不同δ下CL～α

b) 不同δ下CD～α

c) 不同δ下CL/CD～α

d) 不同δ下Cm～α

e) 不同δ下Cm～α

f) 不同α下Cn～δ

g) 不同δ下Cy～α

h) 不同α下Cy～δ

i) 不同δ下CL～α

j) 不同α下CL～δ圖13 可彎折翼尖單側(cè)作動(dòng)的影響

3.2 兩側(cè)同向同步作動(dòng)

當(dāng)兩側(cè)同向同步作動(dòng)時(shí)，如圖14所示，可知升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD和俯仰力矩系數(shù)Cm的變化規(guī)律與單側(cè)作動(dòng)時(shí)基本一致，而變化量大致為單側(cè)傳動(dòng)時(shí)的兩倍；升阻比CL/CD的變化規(guī)律也與單側(cè)作動(dòng)時(shí)基本一致，變化量亦有所增大。由于兩側(cè)保持對(duì)稱，對(duì)飛機(jī)橫航向特性基本沒有影響。因此，兩側(cè)同向同步作動(dòng)可在一定程度上用于調(diào)節(jié)飛機(jī)飛行時(shí)的升阻關(guān)系，甚至能用于切換飛行模式。

3.3 兩側(cè)反向同步作動(dòng)

當(dāng)兩側(cè)反向同步作動(dòng)時(shí)，由圖15 a)～圖15 d)可知，升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)的變化情況與兩側(cè)同向同步作動(dòng)時(shí)基本一致。

a) 不同δ下CL～α

b) 不同δ下CD～α

c) 不同δ下CL/CD～α

d) 不同δ下Cm～α圖14 可彎折翼尖兩側(cè)同向同步作動(dòng)的影響

a) 不同δ下CL～α

b) 不同δ下CD～α

c) 不同δ下CL/CD～α

d) 不同δ下Cm～α

e) 不同δ下Cn～α

f) 不同δ下CL～α

g) 不同δ下Cy～α圖15 可彎折翼尖兩側(cè)反向同步作動(dòng)的影響

由圖15 e)可知，當(dāng)迎角α在0°～14°的范圍內(nèi)時(shí)，偏航力矩Cn隨著α的增大而增大；在α>14°時(shí)，偏航力矩Cn不再增大甚至略有減小。形成原因與單側(cè)作動(dòng)時(shí)偏航力矩變化情況的成因一樣，只是兩側(cè)反向同步作動(dòng)時(shí)偏航力矩的變化同時(shí)受兩側(cè)可彎折翼尖的影響。

由圖15 f)可知，在α≤12°時(shí)，滾轉(zhuǎn)力矩CL大小基本保持穩(wěn)定；在α>12°時(shí)，CL迅速下降到0進(jìn)而反向增大；但CL總體數(shù)量級(jí)較小，對(duì)飛行姿態(tài)影響較小。這是由于兩側(cè)翼尖彎折形成的滾轉(zhuǎn)力矩方向相反，發(fā)生了相互抵消；在α≤12°時(shí)，可彎折翼尖向上和向下彎折同一角度時(shí)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩的變化情況都趨近于線性，在二者共同作用下整機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩能基本保持穩(wěn)定；當(dāng)a>12°時(shí)，兩側(cè)單獨(dú)作用時(shí)滾轉(zhuǎn)力矩的變化情況不一致，從而導(dǎo)致整機(jī)滾轉(zhuǎn)力矩突然迅速變化。

由圖15 g)可知，側(cè)向力系數(shù)Cy的變化規(guī)律與偏航力矩基本一致，數(shù)值大致為單側(cè)作動(dòng)時(shí)的兩倍。

相比于單側(cè)傳動(dòng)，兩側(cè)反向同步作動(dòng)時(shí)側(cè)向力和偏航力矩二者之間仍然存在較強(qiáng)的耦合，且二者隨彎折角度δ的變化更為明顯，而滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)飛機(jī)橫航向的影響被大幅削弱，形成了與單側(cè)傳動(dòng)時(shí)不同的橫航向操縱機(jī)制。

4 結(jié)論

本文首先通過車載氣動(dòng)實(shí)驗(yàn)和文獻(xiàn)數(shù)據(jù)對(duì)比分析，驗(yàn)證了CFD計(jì)算方法的可信度。然后對(duì)飛翼布局中可彎折翼尖的操縱性能進(jìn)行了研究，得到以下結(jié)論：

1) 可彎折翼尖向上或向下彎折不是通過增升或減阻的方式來得到滾轉(zhuǎn)或者偏航的效果，而是直接賦予機(jī)翼一個(gè)側(cè)向力，可以用于對(duì)飛機(jī)橫航向的操縱。

2) 可彎折翼尖對(duì)飛翼布局氣動(dòng)性能的影響存在較大范圍的線性段。

3) 和其他阻力操縱面相比，可彎折翼尖不會(huì)增加飛翼的整機(jī)阻力，甚至能夠略微減小阻力，但也會(huì)使升力以及升阻比減小，總體而言，對(duì)升力、阻力、升阻比的影響都較小。

4) 在可彎折翼尖單側(cè)作動(dòng)時(shí)，偏航力矩、側(cè)向力、滾轉(zhuǎn)力矩三者之間存在強(qiáng)烈耦合，且具有很強(qiáng)的規(guī)律性，當(dāng)單側(cè)翼尖向上彎折時(shí)，三者的作用效果均為使飛機(jī)航向偏向負(fù)方向，可疊加對(duì)橫航向進(jìn)行操縱。

5) 兩側(cè)反向同步作動(dòng)時(shí)側(cè)向力和偏航力矩二者之間存在較強(qiáng)的耦合，且二者隨彎折角度的變化比單側(cè)作動(dòng)時(shí)更為明顯，而滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)飛機(jī)橫航向的影響相對(duì)較小，可形成與單側(cè)傳動(dòng)時(shí)不同的橫航向操縱機(jī)制。

6) 兩側(cè)同向同步作動(dòng)對(duì)飛機(jī)升力、阻力的影響比單側(cè)作動(dòng)時(shí)更為明顯，可在一定程度上用于調(diào)節(jié)飛機(jī)平穩(wěn)飛行時(shí)的升阻關(guān)系，甚至能用于切換飛行模式。

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