飛翼布局折疊機(jī)翼變體飛機(jī)操穩(wěn)特性研究

尹文強(qiáng), 安然, 安玉嬌

(中國飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089)

飛翼布局折疊機(jī)翼變體飛機(jī)操穩(wěn)特性研究

尹文強(qiáng), 安然, 安玉嬌

(中國飛行試驗(yàn)研究院 飛機(jī)所, 陜西 西安 710089)

為了研究飛翼布局折疊機(jī)翼變體飛機(jī)的操穩(wěn)特性,自行設(shè)計(jì)飛翼布局折疊機(jī)翼變體飛機(jī),建立研究模型并進(jìn)行簡化處理。采用渦格法和工程估算法對機(jī)翼折疊過程中飛機(jī)的縱向和橫航向靜穩(wěn)定性進(jìn)行分析;采用小擾動(dòng)假設(shè),將飛機(jī)擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)沿縱向和橫航向解耦,分別得到縱向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)和橫航向擾動(dòng)運(yùn)動(dòng)對應(yīng)的模態(tài),分析機(jī)翼折疊過程對飛機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性的影響;結(jié)合工程估算法和CFD仿真分析機(jī)翼折疊過程對飛機(jī)操縱性的影響。飛行試驗(yàn)結(jié)果表明:在飛行中機(jī)翼折疊后,飛機(jī)有進(jìn)入俯沖的趨勢,隨著配平舵偏角的增加,俯仰運(yùn)動(dòng)逐漸不夠靈敏;在操縱桿量相同的情況下,機(jī)翼折疊狀態(tài)的俯仰運(yùn)動(dòng)響應(yīng)較快。

折疊機(jī)翼; 變體飛機(jī); 操縱性; 穩(wěn)定性

0 引言

目前,新概念飛行器設(shè)計(jì)理念層出不窮,飛行領(lǐng)域不斷擴(kuò)展,人類對飛行任務(wù)的綜合要求不斷提高,固定翼飛機(jī)越來越不能滿足民用和軍事方面的需求。從經(jīng)濟(jì)性和安全性考慮,人們要求新一代飛機(jī)能夠在變化劇烈的飛行環(huán)境(高度、馬赫數(shù)等)下和在執(zhí)行多種任務(wù)(如起降、巡航、機(jī)動(dòng)、盤旋、攻擊等)時(shí)始終保持良好的性能[1]。

傳統(tǒng)的變體飛機(jī)通過主動(dòng)改變氣動(dòng)外形獲得所需飛行性能[2]。這類飛機(jī)變形一般采用簡單的機(jī)械傳動(dòng)裝置來實(shí)現(xiàn),雖然在某些方面滿足了飛行要求,但大多是單自由度變形,在結(jié)構(gòu)、重量、操縱性等方面付出的代價(jià)也較大。新型變體飛機(jī)是指采用智能材料和結(jié)構(gòu),通過流動(dòng)控制和飛行控制技術(shù),主動(dòng)改變?nèi)珯C(jī)布局或氣動(dòng)外形,在不同飛行狀態(tài)下均能獲得最佳性能的飛行器[3]。本文所研究的折疊機(jī)翼變體技術(shù)是新型變體技術(shù)之一,飛機(jī)在飛行過程中通過機(jī)翼折疊改變機(jī)翼面積、展弦比等參數(shù),以適應(yīng)不同飛行狀態(tài)的要求[4]。

1 模型簡介

本文模型總體為飛翼布局,全機(jī)分為五段:中間段為機(jī)身;與機(jī)身連接處為內(nèi)段機(jī)翼,前緣后掠為60°,后緣前掠為15°;內(nèi)段機(jī)翼外側(cè)為外段機(jī)翼,前緣后掠為40°,后緣后掠為15°。外段機(jī)翼可以向上折疊60°,同時(shí)內(nèi)段機(jī)翼保持水平。模型采用S8025翼型,取機(jī)翼上反角為0°;為控制飛機(jī)的俯仰和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng),在內(nèi)段機(jī)翼上布置升降副翼,其偏轉(zhuǎn)角度為-20°～30°;機(jī)翼后緣為W型;采用前三點(diǎn)式起落架系統(tǒng);進(jìn)氣道位于機(jī)身背部。表1列出了模型的主要總體參數(shù),其中:lw為翼載荷;θzd為機(jī)翼折疊角。由驗(yàn)證機(jī)總體參數(shù)繪制的CATIA模型如圖1所示。

圖1 驗(yàn)證機(jī)CATIA模型Fig.1 CATIA model of demonstration aircraft

在分析機(jī)翼折疊過程中的氣動(dòng)特性變化時(shí),可以進(jìn)行相應(yīng)的簡化處理[5],在實(shí)際計(jì)算中選取具有代表性的折疊角即可。本文在0°～60°范圍內(nèi)每隔10°建立一個(gè)模型進(jìn)行計(jì)算,將得到的數(shù)據(jù)連成曲線,可以得到機(jī)翼折疊過程中全機(jī)氣動(dòng)特性的近似變化趨勢[6]。

2 縱向穩(wěn)定性分析

2.1 縱向靜穩(wěn)定性分析

飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定性可用偏導(dǎo)數(shù)CmCL及其正負(fù)來表示,其絕對值大小反映了飛機(jī)的縱向靜穩(wěn)定裕度,其計(jì)算公式為:

CmCL=(Cm-Cm0)/CL

(1)

計(jì)算時(shí)假定機(jī)翼折疊過程中全機(jī)的重心位置不變,經(jīng)渦格法(Vortex Lattice Method, VLM)計(jì)算得出CmCL隨不同機(jī)翼折疊角的變化曲線如圖2所示。

圖2 靜穩(wěn)定裕度隨機(jī)翼折疊角的變化Fig.2 Change of CmCL with the wings folding angle

從圖2可以看出,在機(jī)翼折疊過程中CmCL始終小于0,飛機(jī)具有縱向靜穩(wěn)定性。隨著機(jī)翼折疊角的增大,焦點(diǎn)后移,在重心不變的情況下,靜穩(wěn)定裕度逐漸增大,機(jī)翼完全折疊時(shí)的靜穩(wěn)定裕度達(dá)到8.5%,對飛機(jī)縱向操縱性的影響在可接受范圍內(nèi)。由于采用S8025翼型,其零升俯仰力矩系數(shù)Cm0為正,飛機(jī)處于縱向靜穩(wěn)定時(shí)的迎角為正值。

2.2 縱向動(dòng)穩(wěn)定性分析

s4+A3s3+A2s2+A1s+A0=0

(2)

該特征方程有兩對共軛復(fù)根,較大的共軛復(fù)根對應(yīng)以迎角和俯仰角速度變化為特征的短周期運(yùn)動(dòng),較小的共軛復(fù)根對應(yīng)著以飛行速度和俯仰角變化為特征的長周期運(yùn)動(dòng)。

針對本文模型,計(jì)算出機(jī)翼展開和折疊狀態(tài)下的長周期和短周期模態(tài),并通過勞斯-霍爾維茨判據(jù)判斷其縱向動(dòng)穩(wěn)定性[6]。

機(jī)翼展開狀態(tài),兩對特征根分別為:

λ1,2=-9.225 6±5.136 7i

λ3,4=-0.144 1±0.677 8i

通過計(jì)算,可得機(jī)翼展開狀態(tài)下短周期無阻尼振蕩頻率ωsp=10.559 2 rad/s,阻尼比ζsp=0.873 7,振蕩周期Tsp=1.222 6 s,半衰期T1/2,sp=0.075 12 s;長周期無阻尼振蕩頻率ωp=0.693 rad/s,阻尼比ζp=0.207 88,振蕩周期Tp=9.269 6 s,半衰期T1/2,p=4.810 7 s。

機(jī)翼完全折疊狀態(tài),兩對特征根分別為:

λ1,2=-9.372 4±5.043 4i

λ3,4=-0.144 1±0.678i

通過計(jì)算可得,ωsp=10.643 2 rad/s,ζsp=0.880 6,Tsp=1.245 2 s,T1/2,sp=0.073 94 s;ωp=0.693 rad/s,ζp=0.207 9,Tp=9.27 s,T1/2,p=4.81 s。

由于機(jī)翼展開狀態(tài)和折疊狀態(tài)下特征根均具有負(fù)實(shí)部,故兩種模態(tài)下驗(yàn)證機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)都是穩(wěn)定的。

3 縱向操縱性分析

對于本文研究模型,一般通過調(diào)節(jié)升降副翼對飛機(jī)的俯仰姿態(tài)進(jìn)行操縱,兩側(cè)升降副翼同向偏轉(zhuǎn)時(shí)作為升降舵使用。本節(jié)采用工程估算法結(jié)合CFD計(jì)算方法對本文模型的縱向操縱特性進(jìn)行研究。

采用VLM方法[7]對飛機(jī)在機(jī)翼折疊過程中的全機(jī)俯仰力矩系數(shù)Cm進(jìn)行估算。設(shè)定升降副翼偏轉(zhuǎn)30°,故俯仰力矩系數(shù)對副翼偏角的導(dǎo)數(shù)為:

Cmδea=ΔCm/30

(3)

采用CFD方法對驗(yàn)證機(jī)不同折疊角狀態(tài)的氣動(dòng)特性進(jìn)行計(jì)算，將其作為對工程估算法的補(bǔ)充。在劃分網(wǎng)格時(shí),對飛機(jī)曲面進(jìn)行簡化處理,將發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道和尾噴口進(jìn)行封閉作為機(jī)體表面。

在2°迎角下建立升降副翼偏轉(zhuǎn)和不偏轉(zhuǎn)時(shí)不同機(jī)翼折疊角的網(wǎng)格模型,通過計(jì)算得到不同機(jī)翼折疊角下升降副翼操縱導(dǎo)數(shù)。采用工程估算法和CFD方法計(jì)算得到的結(jié)果如圖3所示。

圖3 Cmδea隨機(jī)翼折疊角的變化Fig.3 Change of Cmδea with the wings folding angle

由圖3可知,升降副翼操縱導(dǎo)數(shù)絕對值隨機(jī)翼折疊角的增加稍有增加,CFD計(jì)算值和VLM工程估算值變化趨勢相同。本文模型外段機(jī)翼折疊面積相對于整個(gè)機(jī)翼面積比例較小,機(jī)翼從展開到折疊的過程中,全機(jī)機(jī)翼參考面積稍微減小,平均氣動(dòng)弦長變化較小。由于升降副翼偏轉(zhuǎn)所需力矩大小保持不變,由力矩計(jì)算公式可知,升降副翼操縱導(dǎo)數(shù)隨機(jī)翼折疊角的變化符合圖4變化趨勢。

定直平飛飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)為零,在特定迎角和特定折疊角下的副翼偏角計(jì)算公式為:

δea=-(Cm0+Cmαα)/Cmδea

(4)

得到飛機(jī)定直平飛所需舵偏角隨機(jī)翼折疊角的變化曲線如圖4所示。

圖4 δea隨機(jī)翼折疊角變化曲線Fig.4 Change of δea with the wings folding angle

從圖4可以看出,對于飛機(jī)的配平舵偏角,CFD計(jì)算值和VLM工程估算值變化趨勢相差較大,隨著機(jī)翼折疊角的增加,操縱導(dǎo)數(shù)絕對值增加。理論上縱向操縱應(yīng)更加靈敏,但隨著折疊角的增加，力矩系數(shù)絕對值也增加,對飛機(jī)操縱性的影響甚至超過了操縱導(dǎo)數(shù),最終導(dǎo)致平飛時(shí)配平舵偏角持續(xù)增大。通過比較可知，CFD計(jì)算的變化趨勢更具可信度。

由圖4可知，升降副翼操縱導(dǎo)數(shù)較小,說明升降副翼操縱作用偏弱。在設(shè)計(jì)時(shí)可增加一組重心調(diào)整機(jī)構(gòu)[6],飛行中通過調(diào)整飛機(jī)重心來減小飛行過程中機(jī)翼折疊后的力矩系數(shù),使配平舵偏角不至于過大。

4 橫航向穩(wěn)定性分析

4.1 橫航向靜穩(wěn)定性分析

飛機(jī)的橫向靜穩(wěn)定性采用滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl對側(cè)滑角β的導(dǎo)數(shù)Clβ表示,飛機(jī)橫向靜穩(wěn)定的標(biāo)志是Clβ<0。Clβ隨機(jī)翼折疊角的變化曲線如圖5所示。可以看出,機(jī)翼從展開到折疊過程中Clβ始終為負(fù),飛機(jī)滿足橫向靜穩(wěn)定性要求。

圖5 Clβ隨機(jī)翼折疊角的變化Fig.5 Change of Clβ with the wings folding angle

飛機(jī)的航向靜穩(wěn)定性采用偏航力矩系數(shù)Cn對側(cè)滑角β的導(dǎo)數(shù)Cnβ表示,飛機(jī)航向靜穩(wěn)定的標(biāo)志是Cnβ<0。Cnβ隨機(jī)翼折疊角的變化曲線如圖6所示。由圖6可以看出，機(jī)翼從展開到折疊過程中,Cnβ由0.000 37單調(diào)增加到0.000 93,說明飛機(jī)始終具有航向靜穩(wěn)定性。

圖6 Cnβ隨機(jī)翼折疊角的變化Fig.6 Change of Cnβ with the wings folding angle

4.2 橫航向動(dòng)穩(wěn)定性分析

采用飛機(jī)橫航向小擾動(dòng)方程組得到特征方程:

s4+A3s3+A2s2+A1s+A0=0

(5)

該特征方程有1個(gè)大的負(fù)實(shí)根,1個(gè)小的正實(shí)根和一對共軛復(fù)根,故特征方程可寫為:

(s-λr)(s-λs)(s2+2ζdωds+ωd2)=0

(6)

其中較大的負(fù)實(shí)根λr對應(yīng)滾轉(zhuǎn)模態(tài),較小的正實(shí)根λs對應(yīng)螺旋模態(tài),一對共軛復(fù)根對應(yīng)荷蘭滾模態(tài)。

(1) 滾轉(zhuǎn)模態(tài)

結(jié)合本文模型計(jì)算,機(jī)翼展開時(shí)λr=-10.931,時(shí)間常數(shù)Tr=0.091 5 s;當(dāng)機(jī)翼折疊時(shí),λr=-10.186,Tr=0.098 2 s。由于特征根為大的負(fù)實(shí)根,因此飛機(jī)在擾動(dòng)初期做迅速衰減的滾轉(zhuǎn)阻尼運(yùn)動(dòng)。機(jī)翼展開和折疊狀態(tài)的半衰期T1/2,p分別為0.063 4 s和0.068 04 s。對比以上數(shù)據(jù),機(jī)翼折疊狀態(tài)具有更好的滾轉(zhuǎn)模態(tài)穩(wěn)定性。由于機(jī)翼展開和折疊狀態(tài)的負(fù)實(shí)根數(shù)值相差不大,因此機(jī)翼折疊對滾轉(zhuǎn)模態(tài)特性影響較小。

(2) 螺旋模態(tài)

螺旋模態(tài)穩(wěn)定的判定依據(jù)為:

LβNr-NβLr>0

(7)

結(jié)合本文模型,帶入數(shù)據(jù)計(jì)算可以得到飛機(jī)在展開和折疊狀態(tài)下LβNr-NβLr的值均小于0,飛機(jī)的螺旋模態(tài)是不穩(wěn)定的。

本文模型機(jī)翼展開狀態(tài)下螺旋模態(tài)的特征根為λs=0.126 3,倍幅時(shí)間T2s=3.499 s;機(jī)翼折疊狀態(tài)下λs=0.484,T2s=1.918 9 s。對比上述數(shù)據(jù)可以看出,機(jī)翼展開和折疊狀態(tài)的特征根相差較大,機(jī)翼折疊對螺旋模態(tài)特性影響較大。飛行控制設(shè)計(jì)時(shí)須采取一定的增穩(wěn)控制來改善螺旋模態(tài)。

(3) 荷蘭滾模態(tài)

結(jié)合本文模型,帶入數(shù)據(jù)計(jì)算可以得到機(jī)翼展開狀態(tài)下無阻尼振蕩頻率ωd=2.025 8 rad/s,阻尼比ζd=0.349 6,振蕩周期Td=3.304 4 s,半衰期T1/2,d=0.978 5 s,荷蘭滾模態(tài)的特征根λd=-0.7082±1.898i;機(jī)翼折疊狀態(tài)下ωd=3.35 rad/s,ζd=0.31,Td=1.67 s,T1/2,d=0.68 s,λd=-1.025±3.186i。由分析可知,機(jī)翼折疊過程中飛機(jī)荷蘭滾模態(tài)始終是穩(wěn)定收斂的。

5 橫航向操縱性分析

對于本文模型,控制飛機(jī)橫航向操縱性能的部件為升降副翼。升降副翼差動(dòng)偏轉(zhuǎn)引起的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)又稱副翼操縱效率Clδea,計(jì)算得到Clδea隨機(jī)翼折疊角的變化曲線如圖7所示。

圖7 Clδea隨機(jī)翼折疊角的變化Fig.7 Change of Clδea with the wings folding angle

由圖7可以看出,隨著機(jī)翼折疊角的增加,副翼操縱效率除了在30°左右振蕩之外,絕對值逐漸增大。因此,機(jī)翼折疊后副翼操縱效率較高,滾轉(zhuǎn)操縱更加靈活。

升降副翼差動(dòng)偏轉(zhuǎn)引起的偏航力矩系數(shù)導(dǎo)數(shù)也稱副翼偏航操縱導(dǎo)數(shù)Cnδea,計(jì)算得到Cnδea隨機(jī)翼折疊角的變化曲線如圖8所示。

圖8 Cnδea隨機(jī)翼折疊角的變化Fig.8 Change of Cnδea with the wings folding angle

由圖8可以看出,隨機(jī)翼折疊角的增加,副翼偏航操縱導(dǎo)數(shù)數(shù)值波動(dòng)較大?？傮w上機(jī)翼展開狀態(tài)和折疊狀態(tài)的副翼航向操縱導(dǎo)數(shù)絕對值增大,提高了操縱效率。

6 試飛驗(yàn)證

為了驗(yàn)證該飛機(jī)的操穩(wěn)特性計(jì)算結(jié)果,依據(jù)總體參數(shù)制作驗(yàn)證機(jī)模型進(jìn)行試飛驗(yàn)證。驗(yàn)證機(jī)機(jī)翼可以完全按照設(shè)計(jì)要求進(jìn)行折疊和展開,試飛驗(yàn)證機(jī)模型如圖9所示。

圖9 驗(yàn)證機(jī)模型Fig.9 Demonstration aircraft model

在飛行中機(jī)翼折疊后,飛機(jī)有進(jìn)入俯沖的趨勢。為保證平飛,操縱手增加了升降副翼配平舵偏角。飛行中舵偏角變化量與計(jì)算值較為吻合,隨著舵偏角的增加,俯仰運(yùn)動(dòng)逐漸不夠靈敏。為了驗(yàn)證飛機(jī)的操縱特性,操縱手在機(jī)翼展開和完全折疊狀態(tài)下各做了一次推桿和拉桿操縱,在操縱桿量相同的情況下,機(jī)翼折疊狀態(tài)的俯仰運(yùn)動(dòng)響應(yīng)較快,這與前文分析結(jié)果一致。

7 結(jié)束語

本文通過研究自行設(shè)計(jì)的變體飛機(jī)的操穩(wěn)特性,分析機(jī)翼折疊對飛機(jī)縱向和橫航向操穩(wěn)特性的影響,發(fā)現(xiàn)驗(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)需要注意的問題并提出相應(yīng)的措施,例如升降副翼操縱作用偏弱和驗(yàn)證機(jī)螺旋模態(tài)不穩(wěn)定等。較大機(jī)翼折疊角時(shí)的翼身干擾問題以及機(jī)翼折疊部位的縫隙整流等問題,需要在驗(yàn)證機(jī)設(shè)計(jì)時(shí),從總體設(shè)計(jì)、飛行控制、先進(jìn)材料以及機(jī)電一體化等方面來解決。在后期工作中,需要對飛機(jī)飛行狀態(tài)改變時(shí)機(jī)翼折疊角變化的動(dòng)態(tài)響應(yīng)作進(jìn)一步的分析,從而達(dá)到全面掌握折疊機(jī)翼變體飛機(jī)運(yùn)動(dòng)規(guī)律的目的。

[1] 陸宇平,何真,呂毅.變體飛行器技術(shù)[J].航空制造技術(shù),2008(22):26-29.

[2] 李軍府,艾俊強(qiáng),董海鋒.飛機(jī)變形技術(shù)發(fā)展探究[J].航空科學(xué)技術(shù),2009(2):3-5.

[3] 李聞,宋筆鋒,張煒.飛翼布局無人機(jī)變形機(jī)翼設(shè)計(jì)與模型驗(yàn)證研究[J].飛行力學(xué),2010,28(4):17-20.

[4] 廖波,袁昌盛,李永澤.折疊機(jī)翼無人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀和關(guān)鍵技術(shù)研究[J].機(jī)械設(shè)計(jì),2012,29(4):1-5.

[5] Yue T,Wang L,Ai J.Multibody dynamic modeling and simulation of a tailless folding wing morphing aircraft[R].AIAA-2009-6155,2009.

[6] 金鼎,張煒,艾俊強(qiáng).折疊機(jī)翼變體飛機(jī)縱向操縱性與穩(wěn)定性研究[J].飛行力學(xué),2011,29(1):5-8.

[7] Margason R J,Lamar J E.Vortex-lattice FORTRAN program for estimating subsonic aerodynamic characteristics of complex planforms[M].Washington D C:NASA Technical Note D-6142,1971:10-32.

(編輯：李怡)

Study on controllability and stability of flying wing and folding wing morphing aircraft

YIN Wen-qiang, AN Ran, AN Yu-jiao

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

To study the controllability and stability of flying wing and folding wing morphing aircraft, the aircraft was self-designed; the model was established and simplified. The longitudinal and lateral-directional static stability during the wings folding process of the aircraft were analyzed with vortex lattice method and the engineering estimation method. Using the small perturbation hypothesis, the aircraft perturbation motion were decoupled along the longitudinal and lateral-directional, and the corresponding modality of longitudinal perturbation motion and transverse heading perturbation motion were obtained. The effects on the dynamic stability of the aircraft during the wings folding process were analyzed. Combining the engineering estimation method and CFD simulation method, the effect on the controllability of the aircraft during the wings folding process were analyzed. Flight test results indicate that the aircraft tend to the dive motion when the wings folded, and the sensitivity of the pitching motion declines gradually with the increase of the trim rudder deflection. Under the condition of same joystick offset, the pitching motion with wings folding state has a faster response speed.

folding wing; morphing aircraft; controllability; stability

2015-02-03;

2015-04-17;

時(shí)間:2015-06-24 15:03

尹文強(qiáng)(1989-)，男，河南駐馬店人，助理工程師，碩士，研究方向?yàn)闊o人機(jī)試飛研究。

V212.12

A

1002-0853(2015)06-0495-05