采用不同氣動控制舵面的臨近空間高超聲速滑翔飛行器舵效研究

鄧 帆，任懷宇，李緒國，謝 峰

（1.中國運載火箭技術研究院 空間物理重點實驗室，北京 100076；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000）

0 引 言

臨近空間高超聲速滑翔飛行器（以下簡稱滑翔飛行器）主要指采用高升阻比外形、長時間在臨近空間進行遠距離、無動力、高速機動滑翔飛行的飛行器，可利用自身高升阻比在大氣層內實現(xiàn)長距離的滑翔飛行［1］。典型代表有美國升力體構形的通用大氣飛行器（簡稱CAV）及俄羅斯翼身組合體構形的“依格拉”滑翔飛行器。可供選擇的高升阻比外形主要以乘波體和升力體為代表，其中，乘波體受防熱、內部裝填空間等因素限制，根據(jù)目前的技術條件在工程可實現(xiàn)性方面有一定困難［2］；翼身融合的升力體構形由體身產生主要升力，舵面起穩(wěn)定及控制作用，升力體的滑翔增程能力較強，同時在結構強度和防熱方面均有優(yōu)勢。

對于臨近空間高超聲速滑翔飛行器布局設計，本質難點是隨飛行高度和馬赫數(shù)的大幅度變化，滑翔飛行器壓心變化范圍大，氣動布局設計需要保證高升阻比和舵效需求，并滿足工程實用的鉸鏈力矩限制［3－4］。在臨近空間范圍內，滑翔飛行器采取的控制方式主要有兩種：氣動舵控制和直接力控制［5－7］。一般而言，滑翔飛行器處于臨近空間中下層區(qū)域，大氣相對稠密，動壓較大，氣動舵舵效較高；而臨近空間上層大氣稀薄，氣動舵效率低，可采用反作用控制系統(tǒng)（簡稱RCS）［8］，鑒于RCS需要額外攜帶推進劑，同時控制機構比較復雜，在控制方案設計中多作為輔助系統(tǒng)。目前，滑翔飛行器采用的氣動舵主要有三種：FLAP舵、后緣舵及全動舵。美國HTV－1氣動外形為雙錐削面升力體構形，在其尾部安裝了FLAP舵；類乘波構形的HTV－2在迎風面同樣采用了FLAP舵作為氣動舵，并搭配安裝于飛行器底部的RCS共同進行飛行器的操縱；翼身融合構形的HTV－3則采用了后緣舵，安裝于體身延長體端部，航向控制采用突出于體身尾部之外垂尾上的后緣舵。國內王元元研究了低速航空飛行器的復合式氣動舵設計［9］，唐偉對鈍雙錐削面體采用FLAP舵及全動舵的操縱效率進行了比較分析［10－14］。

升力體主翼帶有一定角度的安裝角，鑒于主翼對前方氣流的下洗，使得主翼后緣處氣動舵舵效有別于傳統(tǒng)軸對稱外形的氣動舵舵效，受氣流分離再附現(xiàn)象的影響，舵面流場發(fā)展更為復雜，需要對空間流場做精細模擬，以準確描述出氣動舵周圍的流場變化，從而完善滑翔飛行器的氣動控制面設計。本文對三種不同氣動舵的舵效進行了比較分析，研究結果可為滑翔飛行器氣動舵布局設計提供有價值的參考。

1 氣動舵設計

滑翔飛行器在氣動舵設計時應主要考慮以下方面：1）適當?shù)撵o穩(wěn)定度；2）偏航及滾轉方向至少一方是穩(wěn)定的；3）配平狀態(tài)下俯仰、偏航、滾轉三個方向應具備良好的動態(tài)穩(wěn)定性。為實現(xiàn)機動飛行，滑翔飛行器需具備較高的控制效率，這就要求其質心位置與壓心位置比較接近，即要求飛行器的靜穩(wěn)定裕度較小；而為獲得高的控制效率，氣動舵通常設計安裝在遠離質心的部位，以獲得較大的力臂；同時，氣動舵必須與彈體在尺寸和面積上相匹配，一方面確保飛行器獲得合理的配平控制效率，一方面也確?？刂泼娴臍鈩恿皻鈩訜岘h(huán)境在可控范圍內?；栾w行器采用雙錐異形構型升力體布局，飛行器長度與翼展比值為2.12，飛行器模型的控制舵面分別采用FLAP舵（模型代號HGVF）、后緣舵（模型代號HGVT）及全動舵（模型代號HGVM），控制舵舵面積相同，約占飛行器體身升力面面積的6%。其中，模型HGVF在飛行器底部安裝4片F(xiàn)LAP舵，底部兩片進行縱向通道控制，上方兩片負責航向操縱，通過差動縱向通道兩片F(xiàn)LAP舵的方式進行滾控，由于飛行器底部下游為尾流區(qū)，卷起的渦流使得其內部氣流方向變化劇烈，氣動舵無法有效發(fā)揮作用，因此在控制時FLAP舵采用沿來流方向的單向作動；模型HGVT水平方向后緣舵的轉軸安裝于主翼面內，航向采用安裝于削面的上下兩片后緣舵進行方向控制；模型HGVM 4片控制面均為全動舵，水平方向全動舵的轉軸位置在其幾何中心。這三種氣動舵模型如圖1所示。

圖1 帶不同氣動舵飛行器尾部示意Fig.1 Models with different aerodynamic rudders

2 數(shù)值模擬及風洞試驗方法

采用數(shù)值計算和風洞試驗相結合的手段對氣動舵舵效進行分析，數(shù)值計算方法中采用有限體積法進行雷諾平均N－S方程（RANS）的空間離散；選取完全氣體模型，不計熱非平衡和化學反應的影響；30km～40km的飛行高度及雷諾數(shù)范圍決定計算流態(tài)選取紊流，采用兩方程的k－ε紊流模型封閉流動控制方程；對流項的離散采用Roe－FDS格式，粘性項采用二階中心格式進行離散。按照飛行高度和馬赫數(shù)確定來流條件，遠場邊界為基于局部一維Riemann不變量的無反射邊界條件，物面為無滑移絕熱壁面，超聲速出流邊界采用內部流場中心外推方式。

在網(wǎng)格技術上，采用分區(qū)對接／嵌套結構網(wǎng)格和結構／非結構混合網(wǎng)格（圖2）分別處理縱向及航向氣動舵舵偏狀態(tài)。分區(qū)對接／嵌套結構網(wǎng)格的網(wǎng)格邊界區(qū)域處理精度較高，適用于主翼及升降舵之間復雜外形的數(shù)值模擬；方向舵的偏轉狀態(tài)使用結構／非結構混合網(wǎng)格來處理，全流場主要采用對接結構網(wǎng)格，在方向舵周圍空間用非結構網(wǎng)格填充，在舵面等較為關心的局部采用結構網(wǎng)格。

圖2 全動舵及主翼計算網(wǎng)格局部Fig.2 Computational grid between all－movable rudder and wing

風洞試驗在CARDC的低密度高超聲速風洞中進行，該風洞模擬范圍30km～90km，具備從連續(xù)流到過渡流模擬能力，通過更換型面噴管來模擬不同馬赫數(shù)。試驗選用石墨電阻加熱器進行加熱，試驗氣體介質為N2。考慮到風洞試驗段尺寸和流場堵塞度的限制，試驗模型采用7%縮比模型（圖3）。

圖3 試驗模型HGVM氣動舵照片F(xiàn)ig.3 Picture of model HGVM aerodynamic rudders in the wind tunnel

風洞試驗以來流粘性干擾系數(shù)為相似參數(shù)，模擬高度H＝33km～42km，馬赫數(shù)M＝5～10.5，粘性干擾系數(shù)＝2.4×10－3～5.7×10－3，單位雷諾數(shù)Re∞L＝1.97×107／m～1.43×107／m，攻角α＝－4°～16°（間隔2°），偏航舵偏角δn＝0°、5°、10°，俯仰及滾轉舵偏角由水平方向控制舵對稱及差動組合變化實現(xiàn)0°、±5°、±10°、±15°、±20°。

3 氣動舵舵效分析

3.1 升降舵配平能力

滑翔飛行器在俯仰通道主要通過升降舵的偏轉來保證其縱向穩(wěn)定性，同時升降舵的配平能力直接影響總體質心配置范圍。俯仰通道的配平能力定義為升降舵舵面極限偏轉時能造成的飛行器壓心變化范圍，圖4顯示出M＝6時滑翔飛行器采用不同氣動舵作動時縱向通道的壓心變化，在升降舵正負極限舵偏（－20°≤δm≤20°）的包絡區(qū)域為可用質心區(qū)間，此區(qū)域范圍越大，說明滑翔飛行器的配平能力越強。圖中顯示隨攻角的增大，升力體構形的飛行器體身對法向力增量的貢獻逐漸凸顯，使得升降舵舵效均有所下降。

圖4 不同升降舵舵偏對滑翔飛行器壓心系數(shù)的影響（M＝6）Fig.4 The effect of elevator angle on pressure centre of gliding vehicle（M＝6）

據(jù)圖可得出以下結論：1）單向作動的FLAP舵可調壓心范圍最小，略小于后緣舵正舵偏的調節(jié)能力；2）后緣舵負舵偏時舵面處于飛行器背風面低壓區(qū)，調節(jié)壓心能力約為相同正舵偏時的一半；3）帶全動舵飛行器壓心位置靠前，舵偏狀態(tài)下主翼和舵面之間的縫隙使得來流改變全動舵背風面壓強分布，不同于后緣舵上表面由于主翼遮擋形成的大面積低壓區(qū)，全動舵前緣附近壓強的上下溝通使得正負舵偏時舵效均衡，極限舵偏時包絡區(qū)域最大，在縱向通道內有足夠的配平能力。圖5顯示模型HGVM不同舵偏狀態(tài)下翼舵之間馬赫數(shù)分布及空間流線的發(fā)展情況，可見隨全動舵舵偏角的增加，舵前緣對縫隙間氣流的擠壓效果直接影響到主翼后緣上表面處分離渦的結構。主翼后緣上表面的分離流動對零舵偏時升降舵的舵效影響較大，對正負舵偏時的舵面壓力分布影響相對較小，從圖4上可見，正負極限舵偏下的壓心位置相對于零舵偏時的壓心基本呈上下對稱分布。

圖5 模型HGVM翼面展向7%站位處馬赫數(shù)云圖（M＝6，α＝8°）Fig.5 Mach number nephogram at 7%span station of model HGVM （M＝6，α＝8°）

3.2 升降舵偏轉對升阻比的影響

氣動舵對滑翔飛行器升阻特性的影響主要體現(xiàn)在升降舵舵偏時升阻比的變化上，三種模型的升阻比隨來流攻角增大先增加后減?。ㄒ妶D6），α＝8°達到最大值，模型HGVF升阻比最大值為3.34，其余兩種模型升阻比相差不大，在3.2左右。圖中顯示飛行器的升阻比隨升降舵的偏轉均有不同程度的下降，模型HGVF極限正舵偏時升阻比下降12%，模型HGVT后緣舵正負舵偏時舵面所處位置來流壓強的不同，使得負極限舵偏的升阻比損失比極限正舵偏大3%，模型HGVM負舵偏時舵前緣暴露在主翼后緣的迎風面高壓來流中，形成阻力較大的弓形激波，比較正舵偏時產生于舵下表面的附體斜激波，使得軸向力系數(shù)比同數(shù)值正舵偏大30%左右，升阻比損失達47%。

圖6 不同升降舵舵偏對滑翔飛行器升阻比的影響（M＝6）Fig.6 The effect of elevator angle on lift－to－drag ratio of gliding vehicle（M＝6）

飛行器質心的配置需要綜合考慮操穩(wěn)特性及其升阻特性，帶FLAP舵飛行器由于舵面的單向作動特性，一般情況下設計為壓心在質心之前，飛行器具有小量靜不穩(wěn)定度，通過FLAP舵偏轉從而提供低頭力矩；帶后兩種氣動舵的飛行器由于負舵偏可提供有效抬頭力矩，可放寬縱向靜穩(wěn)定性要求，圖7及圖8為試驗模型HGVM升降舵處于零舵偏時的風洞試驗數(shù)據(jù)，圖7中數(shù)據(jù)顯示，小攻角范圍內，隨著飛行高度及馬赫數(shù)的增加，當M＞8后飛行器壓心逐漸前移，靜穩(wěn)定度的變化使得舵面操縱對飛行器升阻特性的影響增大；和后緣舵相比較，飛行器升阻比對全動舵的偏轉更為敏感，考慮到正負舵偏造成升阻比損失的不對稱性，飛行器適合設置為靜不穩(wěn)定或靜中立穩(wěn)定，在由低空低馬赫數(shù)向高空高馬赫數(shù)過渡時，舵偏狀態(tài)為小角度負舵偏逐漸轉為正舵偏，由此避免大角度負舵偏帶來的大幅升阻比損失，同時避免升降舵前緣暴露在迎風面來流中所導致的熱防護問題。圖8數(shù)據(jù)顯示，隨馬赫數(shù)及高度的增加，模型HGVM最大升阻比從3.2逐漸降低到2.7，仍體現(xiàn)出升力體良好的升阻特性。

圖7 試驗模型HGVM壓心系數(shù)隨攻角的變化（δm＝0°）Fig.7 The variation of model HGVM pressure centre with angle of attack（δm＝0°）

3.3 偏航通道方向舵舵效

航向控制根據(jù)氣動舵不同的安裝位置體現(xiàn)出舵效的差異，采用單位方向舵偏轉產生的偏航力矩系數(shù)增量評估方向舵舵效，模型HGVF的航向控制采用安裝于機體尾部上方兩側的FLAP舵，圖9顯示由于處于飛行器背風面低壓區(qū)，F(xiàn)LAP舵在航向上的舵效較低，并隨著攻角的增加進一步減小，無法有效進行偏航操縱，若將方向舵安裝于體身下表面，由于縱向俯仰控制的兩片F(xiàn)LAP舵處于飛行器尾部下風處，方向舵舵面的偏轉會直接影響升降舵舵效，對于帶FLAP舵的飛行器而言，更為可行的航向機動方式是傾斜轉彎技術（Bank－To－Turn，簡稱BTT）；模型HGVT及模型HGVM方向舵舵效明顯高于模型HGVF，由于活動控制面大小的不同，帶全動舵飛行器的方向舵舵效為帶后緣舵飛行器的一倍多，兩種模型偏航控制的方向舵位置相同，均對稱安裝于機體上下削面，保證飛行器在拉起和下壓時總有控制舵面處于迎風面內，舵面布局的優(yōu)勢體現(xiàn)在隨攻角的增加兩者的舵效基本呈線性增長。

圖8 試驗模型HGVM升阻比隨攻角的變化（δm＝0°）Fig.8 The variation of model HGVM lift－to－drag ratio with angle of attack（δm＝0°）

圖9 方向舵舵效（M＝6）Fig.9 Rudder effect of lateral rudder（M＝6）

通過滑翔飛行器方向舵表面極限流線的發(fā)展可分析出舵偏情況下流場的變化，圖10是滑翔飛行器體身上部方向舵附近的表面極限流線圖及空間截面流線圖?？梢娪捎诙嫫堑拇嬖冢较蚨鎯蓚鹊牧鲌龀什粚ΨQ分布，明顯的分離流動出現(xiàn)在方向舵背風側，迎風側在舵根處出現(xiàn)較弱的分離，在舵的前緣附近及背風側體身削面邊界處流動出現(xiàn)了分離再附和漩渦結構，說明該滑翔飛行器小攻角范圍內背風區(qū)的方向舵仍可以進行有效的偏航控制。

3.4 滾轉通道升降舵差動舵效

滾轉通道的控制通過升降舵的差動來實現(xiàn)，模型HGVF單向作動的特點使其差動方式與其余兩種模型有所不同：保持一片F(xiàn)LAP舵不動，偏轉另外一片F(xiàn)LAP舵從而獲得滾轉方向的差動力矩，圖11顯示模型HGVF的差動舵效比其余兩種模型小一個數(shù)量級，模型HGVT及模型HGVM雖然升降舵舵面積相同，但由于安裝位置的不同使得全動舵差動的力臂較大，舵效比帶后緣舵飛行器大1／3左右。同時需考慮到低空高動壓時飛行器操控時鉸鏈力矩對氣動舵的限制，全動舵舵軸一般安裝于舵面中心位置附近，鉸鏈力矩系數(shù)為小量，可有效克服后緣舵鉸鏈力矩系數(shù)過大的問題。

圖10 體身上部方向舵表面極限流線及空間截面流線（M＝6，α＝8°，δn＝5°）Fig.10 Surface limit streamtraces of gliding vehicle lateral rudder（M＝6，α＝8°，δn＝5°）

圖11 升降舵差動舵效（M＝6）Fig.11 Rudder effect of jencket rudder（M＝6）

4 結 論

通過數(shù)值計算方法對滑翔飛行器的三種不同氣動舵在高超聲速時的舵效進行了比較分析，同時采用風洞試驗手段研究了高度H＝33km～42km、馬赫數(shù)M＝5～10.5范圍內帶全動舵滑翔飛行器的升阻特性，得到以下結論：

1）帶FLAP舵滑翔飛行器具有良好的升阻特性，舵偏造成的升阻比損失較小，但FLAP舵單向作動的特點使其調節(jié)壓心的能力較弱，同時FLAP舵在偏航及滾轉控制時舵效均比后緣舵和全動舵小一個量級；

2）后緣舵負舵偏時舵面處于飛行器背風面低壓區(qū)，調節(jié)壓心能力約為相同正舵偏時的一半，由舵偏引起的升阻比損失小于全動舵，其布局方式有利于舵面熱防護，在滾控時差動舵效小于帶全動舵飛行器；

3）全動舵在縱向通道內有足夠的配平能力，負舵偏時舵前緣暴露在主翼后緣的迎風面高壓來流中，使得軸向力系數(shù)比等值正舵偏大30%左右，升阻比損失達47%，考慮到正負舵偏造成升阻比損失的不對稱性，飛行器適合設置為靜不穩(wěn)定或靜中立穩(wěn)定，在偏航及滾轉控制時舵效均高于后緣舵，由于其舵軸位置靠近舵面中心，可克服后緣舵所面臨的鉸鏈力矩過大的問題，有效降低對舵機載荷的要求。

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