一種翼身融合飛行器的失速特性研究

付軍泉，史志偉,*，周夢貝，吳大衛(wèi)，潘立軍

1. 南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院，南京 210016 2. 中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210

翼身融合(BWB)的概念最早可以追溯到20世紀90年代。1924年，英國Westland公司設(shè)計制造的Dreadnought研究機，是翼身融合概念在飛行器上的首次實踐。但是受限于早期制造工藝以及控制技術(shù)，BWB飛行器發(fā)展較慢[1]。隨著現(xiàn)代航空電子技術(shù)、控制技術(shù)的不斷進步，以及對飛機燃油效率、碳排放和氮氧化物排放要求的不斷提高，翼身融合飛行器因其高升阻比越來越受到關(guān)注[2-5]。真正現(xiàn)代意義上的BWB布局飛行器由NASA蘭利研究中心與McDonnell Douglas公司于20世紀90年代末重新提出[6]。翼身融合布局形式的高度集成性以及與傳統(tǒng)布局相比更大的浸濕面積，使其具有較好的氣動性能，并具備油耗低、排放少、噪聲低、內(nèi)部空間大等優(yōu)點[7-9]。但是新構(gòu)型也為航空設(shè)計提出了新的問題，其中最主要的就是多學(xué)科設(shè)計優(yōu)化問題。針對此問題，已有相當多的研究，如歐洲的MOB (Multidisciplinary Optimization of a Blended wing body)項目和VELA (Very Efficient Large Aircraft)項目，這些研究對BWB的結(jié)構(gòu)、氣動等多方面進行了深入細致的優(yōu)化設(shè)計，更多的體現(xiàn)在巡航性能的優(yōu)化，但對于BWB飛行器失速特性的研究較少[10-13]。翼身融合布局形式與傳統(tǒng)布局形式相比機身較短，升降舵操縱力臂較短，這就造成其操縱效能降低，使BWB布局飛行器在失控飛行時面臨更加嚴峻的挑戰(zhàn)。所以對于BWB布局飛行器失速特性的研究十分重要[14]。波音公司在X-48B項目中，通過虛擬飛行試驗對BWB布局飛行器失速特性進行研究，并設(shè)計了試飛反尾旋傘[15-16]。Oliverio 采用數(shù)值計算的方法對BWB布局飛行器的低速失速特性進行研究，確定其在無增升構(gòu)型下能維持低速穩(wěn)定飛行[17]。但這些研究對于BWB布局飛行器失速過程的流場結(jié)構(gòu)和流動機理鮮有涉及。而對于三角翼以及細長體三角翼流場特性的研究[18-21]指出升力是由增升裝置、機翼環(huán)量以及前緣分離造成的前緣渦共同產(chǎn)生，在大迎角下，升力主要來源可能是前緣渦升力[22]。所以對于BWB布局流場結(jié)構(gòu)和流動現(xiàn)象的研究，能夠明確失速產(chǎn)生的原因，并為改善失速特性提供重要的參考。

本文針對某雙垂尾翼身融合飛行器構(gòu)型，首先通過測力試驗，對該構(gòu)型飛行器的失速迎角以及可能出現(xiàn)的失穩(wěn)迎角進行分析。并通過不同構(gòu)型下的縱向數(shù)據(jù)對比，研究不同構(gòu)件對翼身融合飛行器氣動性能的影響。然后選定無增升構(gòu)型，采用二維粒子圖像測速(PIV)技術(shù)，對其縱向不同截面進行流場結(jié)構(gòu)的拍攝，通過對比不同迎角，不同縱向截面的流場變化情況，研究BWB布局飛行器失速過程，并對其失速特性進行分析。最后，通過表面油流試驗，分析不同迎角下的表面拓撲結(jié)構(gòu)，并與PIV流場結(jié)果進行對比驗證。

1 試驗?zāi)Ｐ?/h2>

試驗?zāi)Ｐ突谥袊田w的BWB試飛樣機，模型縮比為1∶4。試驗?zāi)Ｐ偷膸缀螀?shù)如表1所示，三視圖如圖1所示。模型采用雙垂尾設(shè)計，同時具備3種組合部件，包括翼梢小翼、前緣縫翼和飛機上表面的雙吊艙。翼梢小翼為融合式翼梢小翼，高度15 mm，展長35 mm，根弦長38 mm，外傾角30°；前緣縫翼布置在中外段機翼，縫道寬度0.8%，重疊量2.1%，定軸偏轉(zhuǎn)，偏度-5°；雙吊艙對稱于中心截面安裝，距中心截面120 mm，主體長35 mm，直徑為20 mm。

試驗?zāi)Ｐ途邆?種構(gòu)型，其中無翼梢小翼、前緣縫翼和雙吊艙的構(gòu)型為無增升裝置構(gòu)型，即干凈構(gòu)型；只安裝翼梢小翼的構(gòu)型為帶小翼構(gòu)型；只安裝前緣縫翼的構(gòu)型為帶前緣縫翼構(gòu)型；只安裝雙吊艙的構(gòu)型為帶吊艙構(gòu)型；同時安裝翼梢小翼、前緣縫翼和雙吊艙的構(gòu)型為完備構(gòu)型。

表1 試驗?zāi)Ｐ蛶缀螀?shù)Table 1 Geometric parameters of experimental model

圖1 試驗?zāi)Ｐ腿晥DFig.1 Three views of experimental model

2 試驗設(shè)備與方法

試驗在南京航空航天大學(xué)1 m非定常低湍流度風洞中進行，這是一座低速回流開口風洞。開口試驗段截面為矩形截面，尺寸為1.5 m×1.0 m，試驗段長1.7 m，風洞自由來流的紊亂度為0.05%，最大風速為30 m/s，最小穩(wěn)定風速為5 m/s。

對于測力試驗，采用?14六分量桿式天平測量氣動力和力矩,天平載荷和校準精度如表2所示。表中參數(shù)A、n、Y分別指軸向力、法向力和側(cè)向力，參數(shù)L、M、N分別指滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩。試驗時模型采用腹撐方式，如圖2所示，試驗風速為10 m/s。模型相對于風洞試驗段很小，根據(jù)開口風洞的阻塞修正公式[23]，阻塞修正系數(shù)ε為0.001 7，對于升力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)的影響很小，洞壁干擾可以忽略不計。試驗保持側(cè)滑角為0°，舵面無偏轉(zhuǎn)，以迎角作為變化量，迎角變化范圍為-10°～60°，基本覆蓋翼身融合飛行器的飛行迎角范圍。分別對干凈構(gòu)型、帶小翼、帶縫翼、帶吊艙和完備構(gòu)型進行測力試驗。

表2 桿式天平校準精度Table 2 Calibration accuracy of balance

圖2 試驗?zāi)Ｐ桶惭b示意圖Fig.2 Installation of experimental model

同時采用PIV系統(tǒng)對流場進行測量。系統(tǒng)中使用的是由BEAMTECH光電有限公司生產(chǎn)的VLITE 200 PIV激光器。試驗中使用的脈沖間隔為100 μs。圖像采集裝置、相關(guān)分析系統(tǒng)以及用于PIV測量系統(tǒng)的分析和處理軟件由Lavision GmbH生產(chǎn)。所得圖像通過跨幀交叉相關(guān)CCD(電荷耦合器件)DI傳輸?shù)接嬎銠C。Gital相機分辨率為2 048 pixel×2 048 pixel，幀速率為14 frame/s。

試驗中選定干凈構(gòu)型進行流場結(jié)構(gòu)的測量。為研究其失速產(chǎn)生的原因以及失速發(fā)展的過程，分別對不同縱向截面進行拍攝，各拍攝截面在飛機上所處的位置如圖3所示，離中心截面的距離如表3所示。試驗中迎角從0°～46°變化。側(cè)滑角保持0°，舵面無偏轉(zhuǎn)，試驗風速為15 m/s。

圖3 PIV拍攝截面Fig.3 PIV photo sections

表3 PIV拍攝截面位置Table 3 PIV photo section positions

3 試驗結(jié)果與分析

3.1 氣動特性

現(xiàn)有研究表明，對于三角翼和細長三角翼，其前緣的流動分離及渦破碎現(xiàn)象對于飛機的氣動性能會有較大影響。而對縱向氣動特性的影響與飛機的失速特性相關(guān)[24-25]。

對于測力試驗，首先進行了7次重復(fù)性試驗，試驗曲線如圖4所示。然后根據(jù)國內(nèi)風洞試驗數(shù)據(jù)精確度標準[26]，給出升力系數(shù)CL在不同迎角α下的重復(fù)性精度，如表4所示,由表可知，升力系數(shù)重復(fù)性最大誤差為0.001 63，達到低速風洞測力試驗精度合格指標。

圖5給出干凈構(gòu)型與其他構(gòu)型下的升力系數(shù)對比曲線。由升力系數(shù)曲線可以看出，對于干凈構(gòu)型，在迎角小于10°時，基本具有線性升力特性；當迎角大于10°，升力線斜率隨著迎角增大逐漸減小，直到迎角到達24°時，出現(xiàn)一個平臺區(qū)；當迎角到達28°之后升力重新增大，直到失速迎角34°，此時最大升力系數(shù)為1.388。

圖4 重復(fù)性試驗結(jié)果Fig.4 Repeated experimental results

而對于其他4種構(gòu)型，在迎角小于10°時，升力系數(shù)變化與干凈構(gòu)型一致，在迎角大于10°后，升力系數(shù)都有所增加。帶小翼構(gòu)型的最大升力相比于干凈構(gòu)型提升2.1%；帶縫翼構(gòu)型和帶吊艙構(gòu)型分別提升了6.1%和2.5%；完備構(gòu)型的提升最大，達到10%，相當于前面3種構(gòu)型的疊加效果。同時帶縫翼構(gòu)型的失速迎角比起其他4種構(gòu)型推遲了2°，為36°。所以縫翼對于BWB飛機增升效果明顯，同時具備推遲失速的作用。

表4 不同迎角下7次重復(fù)性精度

圖6為干凈構(gòu)型與其他構(gòu)型俯仰力矩系數(shù)Cm對比曲線?？梢钥闯?，干凈構(gòu)型下，當迎角在4°～10°時，俯仰力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)Cmα為正，飛行器具有抬頭趨勢，在此迎角區(qū)間縱向靜不穩(wěn)定。在10°迎角之后，Cmα為負，飛行器縱向靜穩(wěn)定。而在24°迎角之后，Cmα增大，但仍為負值，其縱向靜穩(wěn)定性降低。

與其他4種構(gòu)型的俯仰力矩系數(shù)曲線對比可以看出，小翼以及吊艙在小迎角下對于BWB飛行器的俯仰靜穩(wěn)定性幾乎沒有影響，而在24°迎角后，可以有效減小全機的俯仰力矩系數(shù)，使飛機的低頭力矩增大，俯仰力矩系數(shù)平均降低分別為12%和15%。而前緣縫翼對于俯仰特性的影響正好相反，在小迎角范圍，前緣縫翼對于俯仰力矩系數(shù)具有明顯的降低作用，增大縱向穩(wěn)定性，而在迎角超過24°之后，Cmα顯著增大，縱向靜穩(wěn)定性降低。

圖5 升力系數(shù)曲線Fig.5 Lift coefficient curves

圖6 俯仰力矩系數(shù)曲線Fig.6 Pitch moment coefficient curves

綜合縱向升力系數(shù)以及俯仰力矩系數(shù)測力試驗數(shù)據(jù)可以看出，該構(gòu)型BWB布局飛行器，在10°迎角以及24°迎角情況下出現(xiàn)明顯的縱向特性變化，在這兩個迎角下，升力系數(shù)降低而俯仰力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)增大，可能造成飛機的縱向失穩(wěn)，甚至失速。同時與其他幾種構(gòu)型的對比，發(fā)現(xiàn)翼梢小翼和雙吊艙對于BWB縱向氣動特性的影響都發(fā)生在迎角大于10°之后，而前緣縫翼對于縱向氣動特性的影響發(fā)生在4°迎角，且前緣縫翼在迎角不大于24°時，具有比翼梢小翼和雙吊艙更明顯的增升以及增加縱向穩(wěn)定性的能力，且能夠推遲失速迎角，而在大迎角時，其對縱向穩(wěn)定性幾乎沒有影響。

3.2 流動機理

通過對上述測力試驗結(jié)果的分析，發(fā)現(xiàn)在10°迎角和24°迎角處縱向氣動特性發(fā)生明顯的變化。該迎角區(qū)域的流場結(jié)構(gòu)研究對于飛機的縱向穩(wěn)定性以及失速的發(fā)展過程十分重要。以下的PIV測量結(jié)果將主要針對該迎角區(qū)域進行研究，分析在不同迎角下不同截面的流場結(jié)構(gòu)，從而得出其失速特性的流動機理。

如圖7所示，在10°迎角下，6截面也就是翼稍的位置已經(jīng)出現(xiàn)流動分離，而此時的5截面外翼中段仍是附著流，所以在10°迎角下，主要流動變化來自于翼梢附近，表現(xiàn)為流動分離。流動分離造成在此迎角下的升力系數(shù)降低，同時，因為機翼后掠翼梢置于重心之后，此處的流動分離將使俯仰力矩系數(shù)增大。這表明測力分析中10°迎角下的升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的變化與翼梢附近的流動分離有關(guān)。

當迎角為15°時，由圖8可以看出，此時5截面的流動已經(jīng)完全分離，4截面流動分離點在翼型中部，3截面只有很小的分離區(qū)，而2截面仍是附著流，這說明隨著迎角的增大，機翼的流動分離開始向機翼內(nèi)側(cè)發(fā)展。而當迎角為24°時，如圖9所示，3截面和4截面已經(jīng)大面積分離，2截面流動分離相對來說較小，但分離點也已經(jīng)在前緣位置。2截面位置已經(jīng)位于飛機的中心體與外翼的連接處，可以看出在此迎角下，外翼段已經(jīng)完全處于分離區(qū)。測力分析在此處升力系數(shù)出現(xiàn)一個平臺區(qū)，而俯仰力矩系數(shù)顯著增大，這與外翼整體處于分離區(qū)有關(guān)，此時的外翼段已經(jīng)基本不提供升力。

圖7 10°迎角時不同截面的時均來流速度Fig.7 Time averaged streamwise velocity for different sections at α=10°

圖8 15°迎角時不同截面的時均來流速度Fig.8 Time averaged streamwise velocity for different sections at α=15°

圖9 24°迎角時不同截面的時均來流速度Fig.9 Time averaged streamwise velocity for different sections at α=24°

通過升力系數(shù)曲線可以看出，該BWB布局飛行器的失速迎角為34°。從圖10可以看出，1截面在34°時仍是附著流動，直到42°才出現(xiàn)大面積的流動分離，所以雖然24°迎角后機翼已經(jīng)不再提供升力，但中心體可以繼續(xù)提供升力，使飛機的失速迎角增大。

圖10 1截面不同迎角下的時均來流速度Fig.10 Time averaged streamwise velocity for 1 section at different angels of attack

油流試驗結(jié)果如圖11所示，分別是迎角0°、10°、15°和24°下的表面拓撲結(jié)構(gòu)。0°迎角下，機翼前緣已經(jīng)出現(xiàn)分離線，然后馬上又再附，在分離線和再附線之間，是穩(wěn)定的層流分離泡。當迎角為10°時，分離線更靠近前緣，層流分離泡區(qū)域減小，機翼外端出現(xiàn)流動分離現(xiàn)象，最外端機翼后緣出現(xiàn)較大的回流區(qū)，同時具有對稱的旋渦結(jié)構(gòu)，流動分離在這個區(qū)域比較明顯，這與PIV結(jié)果中10°迎角下6截面以及5截面的流動現(xiàn)象相對應(yīng)，也是造成升力系數(shù)減小以及俯仰力矩系數(shù)增大的主要原因。15°迎角時，外翼段已經(jīng)大面積分離，在翼根與機身連接處，出現(xiàn)對稱的旋渦結(jié)構(gòu)。當迎角繼續(xù)增大到24°時，左右兩邊出現(xiàn)非對稱的旋渦結(jié)構(gòu)，外翼段完全分離，而此時中心體部分仍具有較大的再附流動區(qū)，這與PIV測量結(jié)果相對應(yīng)。

圖11 不同迎角下的表面油流顯示結(jié)果Fig.11 Surface oil flow visualization results at different angels of attack

通過PIV測量試驗與油流試驗分別從空間流場結(jié)構(gòu)以及表面流場拓撲結(jié)構(gòu)兩個方面對該BWB飛行器失速過程中的流動現(xiàn)象進行分析，結(jié)果具有很好的對應(yīng)關(guān)系。隨著迎角的增大，飛機表面流場出現(xiàn)分離，分離區(qū)域從翼梢開始逐漸向翼根以及機身發(fā)展，而當外翼段完全失速時，飛機并不會馬上失速，中心體將繼續(xù)提供足夠大的升力維持飛行，真正的失速發(fā)生在中心體開始出現(xiàn)分離的時候。

4 結(jié) 論

針對某雙垂尾布局BWB飛行器的失速特性，采用測力試驗，對其縱向氣動特性進行分析，并研究了小翼、前緣縫翼、雙吊艙對其縱向穩(wěn)定性的影響。同時采用PIV測量技術(shù)對其失速過程的流動機理進行分析。

1) 該構(gòu)型BWB布局飛行器，在10°迎角以及24°迎角情況下會出現(xiàn)明顯的縱向特性變化，在這兩個迎角下，升力系數(shù)降低而俯仰力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)增大，可能造成飛機的縱向失穩(wěn)，甚至失速。而這與機翼表面的流動分離，以及流動分離的發(fā)展過程有關(guān)。機翼表面的流動分離從翼梢開始，在10°迎角翼梢已經(jīng)很大程度分離，隨著迎角增大，最終在24°時，整個外翼段處于分離區(qū)，機翼不再提供升力。

2) 中心體也能提供升力，并且在外翼完全失速后還能繼續(xù)提供升力，直到34°失速迎角，中心體出現(xiàn)流動分離，提供升力減小，升力系數(shù)開始降低。

3) 翼梢小翼和雙吊艙對于BWB縱向氣動特性的影響都發(fā)生在迎角大于10°之后，而前緣縫翼對于縱向氣動特性的影響發(fā)生在4°迎角，且前緣縫翼在迎角不大于24°時，具有比翼梢小翼和雙吊艙更明顯的增升以及增加縱向穩(wěn)定性的能力，且能夠推遲失速迎角，而在迎角大于24°后，其對縱向穩(wěn)定性幾乎沒有影響。說明前緣縫翼在機翼未完全失速的情況下具有很好的增升效果。這也為以后的流動控制提供了參考。在迎角較小時，流動控制布置于未失速的機翼前緣具有較好的效果，而當迎角較大，機翼已經(jīng)完全處于分離區(qū)時，可以將流動控制布置于中心體上，通過抑制中心體的流動分離，達到更大的失速迎角。