操縱面作動(dòng)對無尾布局無人機(jī)縱向氣動(dòng)特性的影響

馮立好，王晉軍，巴玉龍

（北京航空航天大學(xué) 流體力學(xué)研究所，北京 100191）

0 引 言

無尾布局正成為飛行器先進(jìn)氣動(dòng)布局的一種發(fā)展趨勢。與常規(guī)布局相比，無尾布局取消了傳統(tǒng)平尾以及垂尾，減小了全機(jī)重量；氣動(dòng)效率較高，具有更高的升力系數(shù)和升阻比；大幅減小了雷達(dá)散射截面，隱身性能得到極大提高。但是無尾布局由于取消了平尾、垂尾等操縱面，飛機(jī)的操控效率有所下降，這就要求無尾布局飛機(jī)采用升降副翼、襟副翼和開裂式阻力方向舵等多組操縱面提高操縱效率［1－2］。

美國在無尾布局飛機(jī)方面的研究積累了重要經(jīng)驗(yàn)，尤其是1993年后針對高機(jī)動(dòng)無尾布局飛機(jī)進(jìn)行的“創(chuàng)新控制裝置（ICE）”項(xiàng)目研究使得人們對多操縱面布局以及配合等問題有了更加深入的認(rèn)識(shí)。ICE項(xiàng)目分為兩個(gè)階段，第一階段總體評估無尾飛機(jī)的重量、結(jié)構(gòu)、機(jī)動(dòng)性、雷達(dá)信號和飛控系統(tǒng)的綜合性能；第二階段對最有前景的控制裝置進(jìn)行風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和計(jì)算分析，主要包括全動(dòng)翼尖、差動(dòng)前緣襟翼、嵌入面和展開式方向舵等［3－4］。Segawa等［5］利用機(jī)翼后緣多段副翼控制無尾布局飛機(jī)滾轉(zhuǎn)，指出多段副翼組合帶來的誘導(dǎo)阻力比常規(guī)襟副翼作動(dòng)低得多。Gillard等［6］通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究表明，全動(dòng)翼尖在大迎角階段仍具有良好的偏航控制能力，并且其偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的偏航力矩基本不隨側(cè)滑角的變化而改變。

國內(nèi)若干單位同樣對無尾布局的氣動(dòng)特性及其控制問題進(jìn)行了相關(guān)研究，并且取得了初步的成果。楊廣珺［7］針對大展弦比無尾飛翼布局的氣動(dòng)設(shè)計(jì)特點(diǎn)，提出了復(fù)合式舵面和開裂式舵面相結(jié)合的氣動(dòng)舵面設(shè)計(jì)方案，并且分析了各種操縱面實(shí)現(xiàn)操縱控制的能力及存在的問題。馬超等［8］介紹了無尾飛翼布局采用升降副翼和開裂式方向舵等新型操縱面的氣動(dòng)特點(diǎn)，并且在計(jì)算氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)上分析了三軸控制效率。李林等［9］進(jìn)一步采用開裂式方向舵和多組升降副翼組合實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)和偏航操縱，研究結(jié)果表明單發(fā)失效對偏航操縱效能要求最高，需要適當(dāng)增加開裂式方向舵的舵容量或?qū)ΜF(xiàn)有布局進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)。左林玄等［10］利用全動(dòng)翼尖對無尾飛翼布局進(jìn)行控制，通過風(fēng)洞測力實(shí)驗(yàn)指出全動(dòng)翼尖向上作動(dòng)時(shí)將增加飛機(jī)的阻力，降低全機(jī)的最大升阻比，產(chǎn)生抬頭力矩；全動(dòng)翼尖單側(cè)作動(dòng)可以在升力系數(shù)基本保持不變的條件下提供偏航力矩，但同時(shí)也伴隨著較大的滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩。馮立好等［11］通過風(fēng)洞測力實(shí)驗(yàn)研究分析了副翼、襟翼、全動(dòng)翼尖單獨(dú)作動(dòng)以及聯(lián)合作動(dòng)對無尾布局無人機(jī)橫航向氣動(dòng)特性的影響。

無尾布局縱向穩(wěn)定性及其控制比常規(guī)布局更加困難。以某多操縱面無尾布局無人機(jī)為主體，通過風(fēng)洞測力實(shí)驗(yàn)，研究不同操縱面作動(dòng)對飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性的影響。

1 實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃头椒?/h2>

飛機(jī)模型平面示意圖如圖1所示。全機(jī)通過所選翼型放樣生成，各部件均平滑過渡，其表面為光滑曲面。模型采用一體化設(shè)計(jì)加工成型，表面經(jīng)過電擊處理，模型材料采用硬鋁，型號為LY12CZ。全機(jī)設(shè)計(jì)6對操縱面，依次為升降副翼N1和N2，襟副翼N3和N4，全動(dòng)翼尖N5以及鴨翼N6。操縱面均可以沿其軸線偏轉(zhuǎn)作動(dòng)，操縱面后緣向下偏轉(zhuǎn)為正，向上偏轉(zhuǎn)為負(fù)。

測力實(shí)驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)D1低速風(fēng)洞中進(jìn)行，該風(fēng)洞為開口式回流風(fēng)洞。試驗(yàn)段全長1.45m，擴(kuò)散角約5°，截面呈橢圓形，進(jìn)口尺寸為1.02m×0.76m，出口尺寸為1.07m×0.81m，湍流度ε＜0.3%，最大可用風(fēng)速為50m／s。實(shí)驗(yàn)中基于機(jī)身特征長度的雷諾數(shù)為6.5×105。實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩?dòng)力用一臺(tái)六分量桿式應(yīng)變天平測定，量程10kg，精度為3%。模型采用尾撐，并且保證天平力矩分解中心與模型重心重合，請參見圖1模型中軸線上黑色圓圈所標(biāo)示。

圖1 無人機(jī)模型平面示意圖Fig.1 Sketch of UAV model

2 結(jié)果分析

2.1 升力特性

圖2給出了操縱面作動(dòng)對無人機(jī)升力系數(shù)CL的影響，圖示中“N1＋N2”和“N3＋N4”分別表示升降副翼N1、N2組合以及襟副翼N3、N4組合，下文圖中的命名規(guī)則相同。圖2（a）所示為升降副翼N1、N2組合以及襟副翼N3、N4組合作動(dòng)情況，在失速之前的線性段，操縱面正向偏轉(zhuǎn)都會(huì)使全機(jī)升力系數(shù)增加，舵偏角度越大升力系數(shù)增量越大，并且升降副翼作動(dòng)的增升效果要高于襟副翼作動(dòng)。操縱面沒有作動(dòng)時(shí)的失速迎角為32°，操縱面作動(dòng)時(shí)的失速迎角在30°到34°之間。升降副翼舵偏δ＝10°、20°、30°時(shí)，最大升力系數(shù)CLmax分別增加9.4%、10.5%、13.0%，襟副翼舵偏δ＝10°、20°、30°時(shí)，CLmax分別增加3.5%、2.6%和3.0%。無人機(jī)失速以后，隨著迎角增加，操縱面作動(dòng)引起的升力系數(shù)增量逐漸變小。

如圖2（b）所示，相對于升降副翼和襟副翼，全動(dòng)翼尖作動(dòng)對升力系數(shù)影響不大，增升效果最好的是舵偏δ＝20°時(shí)，最大升力系數(shù)僅增加3.2%。

圖2（c）給出了鴨翼作動(dòng)對升力系數(shù)的影響，在α＜20°的線性段，鴨翼作動(dòng)時(shí)全機(jī)升力系數(shù)基本沒有變化；在α＞20°時(shí)，鴨翼作動(dòng)使得升力系數(shù)減小，正向偏轉(zhuǎn)引起的升力系數(shù)減小量要高于負(fù)向偏轉(zhuǎn)，并且舵偏角越大升力系數(shù)越小。

2.2 阻力特性

圖3給出了阻力系數(shù)CD的變化。如圖3（a）所示，升降副翼N1、N2組合以及襟副翼N3、N4組合作動(dòng)均會(huì)帶來阻力系數(shù)的增加，升降副翼偏轉(zhuǎn)引起的阻力增量高于襟副翼偏轉(zhuǎn)情況，并且舵偏角越大，阻力增量越大。圖3（b）表明全動(dòng)翼尖作動(dòng)對阻力系數(shù)影響不明顯。圖3（c）給出了鴨翼作動(dòng)情況，當(dāng)α＜10°時(shí)，鴨翼偏轉(zhuǎn)引起全機(jī)阻力增加；α＞20°時(shí)，使得阻力系數(shù)減小，正向偏轉(zhuǎn)的減阻效果好于負(fù)向偏轉(zhuǎn)，并且偏轉(zhuǎn)角度越大減阻效果越明顯。

2.3 升阻比特性

圖4給出了升阻比系數(shù)CL／CD的變化。如圖4（a）所示，α＜2°時(shí)，升降副翼和襟副翼作動(dòng)都會(huì)使得全機(jī)升阻比增加。操縱面沒有作動(dòng)時(shí)，升阻比在α＝4°時(shí)達(dá)到最大值，襟副翼偏轉(zhuǎn)10°和20°時(shí)最大升阻比分別增加0.4%和13.4%，其它情況最大升阻比均減小。α＞20°時(shí)，所有實(shí)驗(yàn)工況下的升阻比基本保持一致。如圖4（b）所示，全動(dòng)翼尖作動(dòng)會(huì)使得最大升阻比減小，并且舵偏角越大，最大升阻比越小，δ＝80°時(shí)甚至減小50.6%。圖4（c）給出了鴨翼作動(dòng)的影響，與無舵偏相比，δ＝－10°時(shí)最大升阻比增加21.6%，其它工況下最大升阻比均是減小的，并且舵偏角度越大，最大升阻比越小。

2.4 俯仰特性

圖5給出了俯仰力矩系數(shù)Cm變化。如圖5（a）所示，操縱面沒有作動(dòng)時(shí)，飛機(jī)表現(xiàn)為負(fù)的俯仰力矩，亦即低頭力矩，并且失速之前迎角越大低頭力矩越大。升降副翼N1和N2組合以及襟副翼N3和N4組合正向作動(dòng)都使得全機(jī)低頭力矩增加，升降副翼作動(dòng)引起的低頭力矩增加值要高于襟副翼作動(dòng)，并且舵偏角越大，低頭力矩越大，N1和N2組合作動(dòng)δ＝30°時(shí)，整個(gè)迎角范圍內(nèi)低頭力矩系數(shù)增加約為0.2。如圖5（b）所示，全動(dòng)翼尖作動(dòng)對俯仰力矩基本沒有影響。圖5（c）為鴨翼作動(dòng)情況，當(dāng)α＜16°以及α＞38°時(shí)，鴨翼正向作動(dòng)使得低頭力矩減小，負(fù)向作動(dòng)使得低頭力矩增加；22°＜α＜32°時(shí)，鴨翼正向和負(fù)向作動(dòng)都使得低頭力矩減小。并且舵偏角度越大，低頭力矩增量越明顯。

2.5 控制效率分析

圖6給出了俯仰力矩系數(shù)Cm隨操縱面作動(dòng)角度δ的變化。如圖6（a）所示，俯仰力矩系數(shù)隨升降副翼以及襟副翼偏轉(zhuǎn)角度變化呈線性規(guī)律，隨著舵偏角度的增大，低頭力矩增加，并且升降副翼作動(dòng)時(shí)俯仰力矩曲線的斜率高于襟副翼作動(dòng)，說明前者對俯仰力矩的控制效率高于后者。在線性段，相同操縱面在不同迎角下的俯仰力矩曲線近似平行，說明控制效率隨迎角變化不大。圖6（b）中全動(dòng)翼尖作動(dòng)時(shí)俯仰力矩系數(shù)基本沒有變化。圖6（c）給出了鴨翼作動(dòng)情況，鴨翼負(fù)向偏轉(zhuǎn)時(shí)低頭力矩系數(shù)變化較小，正向偏轉(zhuǎn)時(shí)低頭力矩系數(shù)隨偏轉(zhuǎn)角度的增加稍有減小。

表1統(tǒng)計(jì)了操縱面作動(dòng)對俯仰力矩系數(shù)的控制效率。在線性段，升降副翼N1、N2組合偏轉(zhuǎn)時(shí)俯仰力矩的控制效率在－8.09×10－3／°～－9.85×10－3／°之間，N3、N4組合的控制效率在－1.72×10－3／°～－3.07×10－3／°之間，全動(dòng)翼尖作動(dòng)的控制效率比 N1、N2組合低接近兩個(gè)數(shù)量級，鴨翼作動(dòng)控制效率比全動(dòng)翼尖稍有增加，在0.42×10－3／°～1.57×10－3／°之間。線性段以后隨著迎角增加，升降副翼、襟副翼和全動(dòng)翼尖的控制效率都減小，而鴨翼的控制效率是增加的。借鑒常規(guī)布局飛機(jī)尾容量系數(shù)的定義，同樣得到不同操縱面的舵容量系數(shù)［8］，亦即操縱面面積與力臂之積除以全機(jī)面積與氣動(dòng)弦長之積。升降副翼N1、N2組合舵容量系數(shù)為0.18，襟副翼N3、N4組合為0.04，全動(dòng)翼尖N5為0.02，鴨翼N6為0.09。因此操縱面控制效率與舵容量系數(shù)存在較大關(guān)系，基本趨勢是隨著舵容量系數(shù)的增大而增大。

表1 操縱面作動(dòng)對俯仰力矩系數(shù)的控制效率（10－3／°）Table1 Control efficiency of pitching moment coefficient by control surfaces deflection （10－3／°）

3 結(jié) 論

通過風(fēng)洞測力實(shí)驗(yàn)，研究了不同操縱面作動(dòng)對無尾布局無人機(jī)縱向氣動(dòng)特性的影響，得到以下主要結(jié)論：

（1）升降副翼N1、N2組合以及襟副翼N3、N4組合正向偏轉(zhuǎn)均使得全機(jī)升力系數(shù)、阻力系數(shù)以及低頭力矩增加，升降副翼作動(dòng)引起的增量要高于襟副翼作動(dòng)，并且舵偏角度越大增量越大；

（2）全動(dòng)翼尖作動(dòng)對全機(jī)縱向氣動(dòng)特性基本沒有影響；

（3）α＜16°以及α＞38°時(shí)，鴨翼正向作動(dòng)使得低頭力矩減小，負(fù)向作動(dòng)使得低頭力矩增加；22°＜α＜32°時(shí)，鴨翼正向和負(fù)向作動(dòng)都會(huì)使得低頭力矩減??；

（4）比較不同操縱面作動(dòng)對俯仰力矩的控制效率，由高到低依次為：升降副翼、襟副翼、鴨翼和全動(dòng)翼尖。分析表明不同操縱面的控制效率與其舵容量系數(shù)存在較大的關(guān)系。

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