前體邊條控制技術(shù)對航向靜穩(wěn)定性的影響

聞 靜，王延奎，鄧學(xué)鎣

前體邊條控制技術(shù)對航向靜穩(wěn)定性的影響

聞 靜，王延奎*，鄧學(xué)鎣

（北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京100083）

當(dāng)飛機(jī)航向失穩(wěn)時，垂尾所在的機(jī)身后體處于低能的翼身渦尾流中，效率降低，而機(jī)身前體則位于尚未干擾的氣流中，在機(jī)身頭部加前體邊條，可以起到增加航向靜穩(wěn)定性作用。通過對一系列前體邊條的試驗(yàn)研究，發(fā)現(xiàn)長度為機(jī)身總長3%的前體邊條，可將全機(jī)航向失穩(wěn)迎角提高約8°左右，且側(cè)滑角越小，航向失穩(wěn)迎角提高越多。通過測壓和PIV試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以發(fā)現(xiàn)，前體邊條提高航向靜穩(wěn)定性，主要是由于前體邊條產(chǎn)生邊條渦，該渦主要影響機(jī)身前體，使得前體背風(fēng)側(cè)負(fù)壓力值減小，從而導(dǎo)致前體截面不穩(wěn)定偏航力矩減小，增加了全機(jī)的航向靜穩(wěn)定性。

航向靜穩(wěn)定性；翼身渦尾流；前體邊條；偏航力矩；垂尾

現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)要求具有很高的機(jī)動能力，其飛行迎角范圍要求達(dá)到大迎角。然而研究表明，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)，尤其是按靜穩(wěn)定原則進(jìn)行設(shè)計的戰(zhàn)斗機(jī)，存在中等、大迎角縱、橫向穩(wěn)定性嚴(yán)重非線性和不足的問題，當(dāng)某一方向性能如航向首先出現(xiàn)靜不穩(wěn)定時，飛機(jī)會出現(xiàn)如尾旋等危險情況，大大危及飛行安全［1］。本文研究當(dāng)飛機(jī)氣動性能首先出現(xiàn)航向靜不穩(wěn)定時，如何以最小的改動提高航向失穩(wěn)迎角，從而提高整個飛機(jī)的飛行范圍。

航向失穩(wěn)時，通常的航向控制面（舵面）如垂尾已處于低能的翼身渦尾流中，效率喪失。而提高垂尾效率，只能通過改變飛機(jī)翼身分離流動得以實(shí)現(xiàn)。近年來，由于飛行器大迎角亞、跨聲速飛行的機(jī)動性要求，在其氣動設(shè)計思想上，已經(jīng)從以前的避免或推遲氣動分離而轉(zhuǎn)為利用和控制氣動分離，鴨翼、邊條翼布局和前體渦控制技術(shù)就是利用旋渦空氣動力的典型方法。尤其近年來前體渦控制的研究在國內(nèi)外正蓬勃發(fā)展［2-3］，如在機(jī)身前體上采用邊界層分離的控制技術(shù)，具體措施有：固定的前體邊條，可移動邊條，小型化可轉(zhuǎn)動邊條，小孔噴氣或吸氣，以及表面縫隙的吹氣或吸氣等［4-12］。本文研究目的是希望通過最小的改動，在盡量不影響縱向氣動特性情況下，改善航向靜穩(wěn)定性。而鴨翼和邊條翼布局都是利用對主翼的有利干擾來提高戰(zhàn)斗機(jī)大迎角升力，減小誘導(dǎo)阻力，從而提高戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)動性，然而，在一定迎角范圍內(nèi)，鴨翼和邊條翼也使戰(zhàn)斗機(jī)的縱、橫向穩(wěn)定性迅速降低［1］。通過在機(jī)翼上展向吹氣，可以直接增加機(jī)翼渦的能量，而延緩機(jī)翼渦破裂的迎角，使得垂尾效率增加，但吹氣裝置一般比較復(fù)雜，在機(jī)身內(nèi)部還需要增加儲氣設(shè)備，增加了飛機(jī)質(zhì)量且難以加工實(shí)現(xiàn)。相對于垂尾處于翼身渦尾流之中，機(jī)身尤其是前體機(jī)身位于尚未干擾的氣流之中，在中等迎角下，機(jī)身頭部流場沒有出現(xiàn)分離流動，流場簡單，而且機(jī)身頭部距離氣動中心較遠(yuǎn)，力臂長，如在機(jī)身頭部進(jìn)行較小的改變，則可對全機(jī)偏航力矩產(chǎn)生很大的影響，因此在機(jī)身頭部安裝前體邊條是改善航向靜穩(wěn)定性的理想選擇。國內(nèi)，夏學(xué)湔等［13］對5種不同形狀和位置的前體邊條對航向靜穩(wěn)定性的影響做了仔細(xì)研究，但選取邊條尺寸較大，且沒有流動分析。本文通過一系列風(fēng)洞試驗(yàn)主要研究了尺寸較小的前體邊條的幾何特性對航向靜穩(wěn)定性的影響及前體邊條影響航向靜穩(wěn)定性的流動機(jī)理。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ图霸O(shè)備

1．1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

本文采用的試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1所示。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橹械群舐右韱未刮渤Ｒ?guī)布局飛機(jī)，模型包含后掠角為47.5°的中等后掠機(jī)翼、一個單垂尾、雙平尾和雙腹鰭等部件，所有部件均可拆卸。試驗(yàn)?zāi)Ｐ脱剌S向布置 9個測壓截面，垂尾沿法向布置2個測壓截面，如圖2所示。其中，x＝0.08，0.15，0.25m截面為機(jī)身前體截面，x＝0.4，0.48m截面位于機(jī)身進(jìn)氣道上，x＝0.515，0.6，0.7m截面則位于機(jī)翼上翼面。

本文試驗(yàn)?zāi)Ｐ筒捎谜b和側(cè)裝2種方法進(jìn)行安裝（見圖3），正裝主要是進(jìn)行測壓和測力試驗(yàn)，而側(cè)裝主要是進(jìn)行PIV試驗(yàn)，即采用側(cè)滑角β代替迎角α的方式水平安裝。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Testmodel

圖2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜏y壓截面示意圖Fig.2 Schematic of pressure measurement section of testmodel

圖3 飛機(jī)模型安裝示意圖Fig.3 Schematic of airplane modelmounting

1．2 風(fēng)洞及試驗(yàn)設(shè)備

1.2.1 風(fēng) 洞

本文試驗(yàn)是在北京航空航天大學(xué)D4常規(guī)回流式低速風(fēng)洞開口段中完成的，開口段長2.5m×寬1.5m×高1.5m，自由來流湍流度為0.08%，風(fēng)速范圍為10～60m／s。

1.2.2 試驗(yàn)設(shè)備

本文通過尾支撐六分量應(yīng)變天平測量試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷臍鈩恿蜌鈩犹匦?，通過DTC測壓設(shè)備對測壓截面的測量和PIV系統(tǒng)得到的流場顯示相結(jié)合，可分析截面流場。

1）天平。用于本文試驗(yàn)研究的測力天平采用的是中國空氣動力研究與發(fā)展中心校準(zhǔn)／測試實(shí)驗(yàn)室制造的六分量應(yīng)變天平，天平型號為N6yT-43，試驗(yàn)結(jié)果采用的坐標(biāo)系是國家標(biāo)準(zhǔn)坐標(biāo)系，已經(jīng)對天平坐標(biāo)系進(jìn)行了轉(zhuǎn)換。天平靜校中心距頂端基準(zhǔn)面的距離為108.3mm。

測力天平作為測力試驗(yàn)的采集設(shè)備，其數(shù)據(jù)采集的準(zhǔn)確性和重復(fù)性直接影響到了測力試驗(yàn)的好壞，因此測力天平必須具備良好的測量精度。表1為本文試驗(yàn)研究中用到的天平的技術(shù)參數(shù)。

表1 天平的設(shè)計載荷與校準(zhǔn)載荷Table 1 Design load and calib ration load of balance

2）測壓設(shè)備。本文的壓力測量采用D4風(fēng)洞最新引進(jìn)的DTC壓力測量系統(tǒng)，DTC Initium是為PSI公司DTC系列微型ESP壓力傳感器提供的功能強(qiáng)大且經(jīng)濟(jì)的數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。該系統(tǒng)由DTC采集主機(jī)和DTC系類ESP壓力掃描閥組成。主機(jī)最多可同時對8個掃描閥模塊并行掃描采集。該系統(tǒng)有內(nèi)觸發(fā)和外觸發(fā)2種工作模式，主機(jī)最大采集頻率與掃描閥通道數(shù)成反比，對于32通道的掃描閥來說，內(nèi)觸發(fā)最大采集頻率約為660 Hz，外觸發(fā)相應(yīng)時間經(jīng)計算認(rèn)為是即時響應(yīng)的，測量精度達(dá)到±0.05%FS。

3）PIV系統(tǒng)。本文PIV設(shè)備采用Dantec公司的二維PIV系統(tǒng)，如圖4所示。系統(tǒng)主要由激光器系統(tǒng)、焦距為85mm和50mm的尼康鏡頭、粒子發(fā)生器、幀抓取器、同步板和FlowManager采集處理軟件組成。

圖4 PIV系統(tǒng)布置示意圖Fig.4 Schematic of PIV system layout

2 前體邊條控制技術(shù)

2．1 航向靜穩(wěn)定性分析

圖5給出了全機(jī)模型和各部件偏航力矩Cn的數(shù)值計算結(jié)果?？梢钥闯?，垂尾和機(jī)身是提供全機(jī)偏航力矩的2個主要部件，其中垂尾提供穩(wěn)定的偏航力矩，機(jī)身提供不穩(wěn)定的偏航力矩，它們都隨著迎角的增加向航向不穩(wěn)定發(fā)展。機(jī)翼本身并不產(chǎn)生偏航力矩，但是機(jī)翼渦是影響垂尾效率降低的主要流動因素（見圖6）。垂尾是被動受力部件，其本身并不對流場產(chǎn)生作用，但受上游流動影響很大［14-15］。如果要提高垂尾效率，則需要改變?nèi)珯C(jī)分離渦流動，不易實(shí)現(xiàn)且容易影響縱向性能。

圖7給出了前段機(jī)身各截面PIV流場圖?？梢钥闯?，在中等迎角下（α＝26°），機(jī)身渦在靠近進(jìn)氣道附近（x＝0.3 m截面）才產(chǎn)生，機(jī)身中部（x＝0.4m截面、x＝0.48 m截面）的進(jìn)氣道渦和機(jī)翼渦是使得機(jī)身不穩(wěn)定偏航力矩隨迎角增加而增加的主要原因。但是機(jī)身中部靠近氣動中心（x＝0.613m），且受機(jī)翼渦影響較大，在此段加改善措施效果不明顯。而在機(jī)身頭部（x＝0.08 m截面、x＝0.15m截面）并沒有分離流動，而且機(jī)身頭部距離氣動中心較遠(yuǎn)，力臂長，在機(jī)身頭部加較小的改變，則可對全機(jī)偏航力矩產(chǎn)生很大的影響。根據(jù)上述思想，本文試驗(yàn)嘗試在機(jī)身頭部安裝邊條，利用前體邊條渦技術(shù)控制航向靜穩(wěn)定性。

圖5 全機(jī)模型和各部件偏航力矩的數(shù)值計算結(jié)果（β＝4°）Fig.5 Computational results of yawing moment of model and components（β＝4°）

圖6 垂尾PIV流場顯示圖（α＝26°，β＝4°，x＝0.86m）Fig.6 PIV results of vertical tail（α＝26°，β＝4°，x＝0.86m）

圖7 機(jī)身前體各截面PIV流場顯示圖（α＝26°，β＝4°）Fig.7 PIV results of sections of front part of fuselage（α＝26°，β＝4°）

2．2 前體邊條形狀及尺寸

本文共加工6個邊條進(jìn)行試驗(yàn)，形狀如圖8所示。圖中：L為邊條長度；H為邊條最大寬度。尺寸由表2給出。

圖9給出了不同前體邊條對航向靜穩(wěn)定性Cnβ的影響。從測力結(jié)果可以看出，邊條1～邊條5都有明顯改善效果。邊條1改善效果最好，但是相對于機(jī)身比例過大，對飛機(jī)其他性能影響也相應(yīng)比較大，實(shí)用性不好。邊條5在具有改善效果的邊條中面積最小，而若將其進(jìn)一步縮小，如邊條6則沒有改善效果。故在所有試驗(yàn)的邊條中，邊條5最為理想。圖10給出了邊條5在不同安裝角度下對航向靜穩(wěn)定性Cnβ的影響?？梢钥闯?，90°安裝角效果最好，60°次之，120°則幾乎對偏航力矩沒有明顯改善作用。綜合上述參數(shù)分析，本文將采用邊條5、90°安裝角作為最佳改善措施方案并進(jìn)行分析。

圖8 前體邊條示意圖Fig.8 Schematic of forebody strakes

表2 前體邊條Tab le 2 Forebody strakes

圖9 不同前體邊條對航向靜穩(wěn)定性的影響Fig.9 Effects of different forebody strakes on static directional stability

2．3 邊條適用性

圖10 邊條5的不同安裝位置對航向靜穩(wěn)定性的影響Fig.10 Effects of differentmounting positions of strake 5 on static directional stability

邊條5對飛機(jī)的航向靜穩(wěn)定性有明顯的改善作用，但是邊條5能否應(yīng)用于飛機(jī)，還需要考慮其對縱、橫向氣動性能的影響。同時，邊條5改善航向靜穩(wěn)定性的效果并不適用所有的側(cè)滑角范圍，當(dāng)側(cè)滑角比較小時，改善效果明顯，而當(dāng)側(cè)滑角比較大時，邊條的效果就不明顯了。

2.3.1 邊條對縱、橫向氣動性能影響

圖11（a）～圖11（d）分別給出了β＝4°，邊條5對飛機(jī)升力CL、阻力CD、俯仰力矩Cm和滾轉(zhuǎn)力矩Cl的影響?？梢钥闯?，邊條5對飛機(jī)的縱向特性基本沒有影響，只有當(dāng)迎角α＞28°時，邊條5對飛機(jī)的抬頭力矩略有抑制。而邊條對滾轉(zhuǎn)力矩的影響比較大，這也和橫航向性能耦合有關(guān)，圖11（d）顯示當(dāng)迎角α＞24°時，邊條5使得穩(wěn)定滾轉(zhuǎn)力矩繼續(xù)增加，增強(qiáng)了橫向穩(wěn)定性。

2.3.2 側(cè)滑角影響

圖12給出了側(cè)滑角對邊條5偏航力矩Cn改善作用的影響。當(dāng)β＝0°時，加邊條5和不加邊條5的偏航力矩曲線基本重合，并基本保持在Cn＝0附近，可見無側(cè)滑時邊條5對飛機(jī)航向性能基本沒有影響，并未在中等迎角增加飛機(jī)的氣動非對稱性。而一旦出現(xiàn)較小的側(cè)滑角（β＝± 2°），邊條5則具有很明顯的改善作用，將偏航力矩變號的迎角從α≈27°提高到α≈36°，提高了9°。當(dāng)側(cè)滑角增大到β＝±4°時，邊條5將偏航力矩變號的迎角從α≈27°提高到α≈35°，仍有8°明顯的改善效果。當(dāng)側(cè)滑角進(jìn)一步增加到β＝±6°時，邊條5將偏航力矩變號的迎角從α≈26°提高到α≈33°，提高了7°，提高迎角度數(shù)雖然略有下降，但效果依然很明顯。但當(dāng)β＝±8°時，邊條5將偏航力矩變號的迎角從α≈24°只提高到了α≈26°，只提高了2°，改善作用大大減弱?？梢?，邊條5對偏航力矩的改善作用在側(cè)滑角不太大（β＜8°）的范圍內(nèi)效果明顯，大概有7°以上的改善作用；當(dāng)側(cè)滑角較大（β≥8°）時，改善作用減弱，改善效果不明顯。

圖11 邊條5對縱、橫向氣動性能的影響（β＝4°）Fig.11 Effects of strake 5 on longitudinal and lateral aerodynamic characteristic（β＝4°）

圖12 不同側(cè)滑角下，有邊條和無邊條偏航力矩比較Fig.12 Comparison of yawing moment with and without forebody strake under different sideslip angles

2．4 前體邊條控制技術(shù)流動機(jī)理

邊條5的弦長只約占全機(jī)總長度的3%，但是卻可以改變?nèi)珯C(jī)整體橫航向特性，那么它是如何起作用的?它的流動機(jī)理是什么?圖13給出了機(jī)身各測壓截面壓力積分得到的偏航力矩Cn在安裝邊條5和不安裝邊條5時的區(qū)別（以β＝4°為例）?？梢钥闯觯厳l對機(jī)身前體2個靠近頭部的截面影響較大，而對較為靠后的截面影響較小。機(jī)身x＝0.08m截面和機(jī)身x＝0.15m截面在不安裝邊條時，其偏航力矩基本不隨迎角變化而變化，為平直線。而在安裝邊條后，隨著迎角的增大，邊條使得前2個截面產(chǎn)生的偏航力矩由負(fù)的不穩(wěn)定偏航力矩逐漸變?yōu)檎姆€(wěn)定偏航力矩。而對于使機(jī)身隨迎角產(chǎn)生不穩(wěn)定偏航力矩的主要部分——機(jī)身中部截面（x＝0.25 m截面、x＝0.4m截面和x＝0.48m截面），邊條基本沒有改善作用，這些區(qū)域產(chǎn)生的不穩(wěn)定偏航力矩仍然隨著迎角的增加而增大。由此可見，邊條對全機(jī)偏航力矩的改善作用主要是邊條改善了機(jī)身前體截面所導(dǎo)致的。

為了進(jìn)一步研究邊條對前體截面改善的流動原因，本文選取了α＝26°，安裝邊條和不安裝邊條的各截面流場進(jìn)行比較分析。圖14給出了x＝0.08m測壓截面的測壓點(diǎn)分布示意圖。圖中：θ為測壓點(diǎn)的周向角。圖15和圖16分別給出了α＝26°安裝邊條和不安裝邊條時x＝0.08m截面的壓力分布Cp和PIV流場圖。從壓力分布來看，在安裝邊條后，x＝0.08m截面只在靠近模型上對稱面壓力值不同，且主要是影響背風(fēng)側(cè)附近負(fù)壓力值略有減小，背風(fēng)側(cè)負(fù)壓會產(chǎn)生負(fù)的側(cè)向力和不穩(wěn)定偏航力矩，負(fù)壓力值減小，則會導(dǎo)致不穩(wěn)定偏航力矩也減小，該結(jié)果與圖13（a）吻合。由圖16可以看出，模型未安裝邊條時，雖然在模型兩側(cè)有明顯的附面層，但是整個流場還全部為未分離流動。而在安裝邊條之后，可以在模型背風(fēng)側(cè)看到明顯的渦結(jié)構(gòu)出現(xiàn)，該渦的位置和圖15壓力分布變化范圍基本對應(yīng)。雖然從壓力分布上看到，邊條渦引起的壓力分布數(shù)值變化不是特別大，但其影響范圍正好在左右兩側(cè)產(chǎn)生側(cè)向力的位置，結(jié)合力臂，產(chǎn)生的偏航力矩偏差值就比較大。由此可見，該截面偏航力矩改善主要是由于在安裝邊條后，出現(xiàn)的分離渦影響兩側(cè)壓力分布導(dǎo)致。

圖13 邊條5對機(jī)身前體各測壓截面影響（β＝4°）Fig.13 Effects of strake 5 on pressure measurement sections of front part of fuselage（β＝4°）

圖14 x＝0.08m測壓截面示意圖Fig.14 Schematic of pressure measurement section x＝0.08m

圖15 x＝0.08m截面有無邊條壓力分布比較（α＝26°，β＝4°）Fig.15 Comparison of pressure distribution of section x＝0.08m with and without forebody strake（α＝26°，β＝4°）

圖16 x＝0.08m截面有無邊條PIV流場顯示圖比較（α＝26°，β＝4°）Fig.16 Comparison of PIV results of section x＝0.08m with and without forebody strake（α＝26°，β＝4°）

圖17 x＝0.15m測壓截面示意圖Fig.17 Schematic of pressure measurement section x＝0.15m

圖17 給出了x＝0.15m測壓截面的測壓點(diǎn)分布示意圖。圖18和圖19給出了x＝0.15m截面安裝邊條和未安裝邊條壓力分布Cp及PIV流場圖。與x＝0.08m截面類似，邊條主要改善了上對稱面背風(fēng)側(cè)附近壓力分布，使得負(fù)壓力值略有減小。比較該截面PIV流場圖可以看到，在未安裝邊條時，該截面仍為未分離流動，而安裝邊條后，除了在背風(fēng)側(cè)可以明顯看到一個渦，在迎風(fēng)側(cè)也出現(xiàn)了渦結(jié)構(gòu)，與背風(fēng)側(cè)相比，迎風(fēng)側(cè)渦要靠近對稱面，且渦量要小于背風(fēng)側(cè)渦。背風(fēng)側(cè)渦和x＝0.08m截面相比要略有抬升。渦的位置和壓力分布變化范圍也基本一一對應(yīng)。雖然邊條對于壓力分布的改變量不大，但是改變的位置位于截面兩側(cè)，正是整個截面對側(cè)向力貢獻(xiàn)最大的部分，所以壓力上一點(diǎn)的改變量也能引起整個截面乃至全機(jī)的航向特性發(fā)生改變。

圖18 x＝0.15m截面有無邊條壓力分布比較（α＝26°，β＝4°）Fig.18 Comparison of pressure distribution of section x＝0.15m with and without forebody strake（α＝26°，β＝4°）

圖19 x＝0.15m截面有無邊條PIV流場顯示圖比較（α＝26°，β＝4°）Fig.19 Comparison of PIV results of section x＝0.15m with and without forebody strake（α＝26°，β＝4°）

邊條5僅對前2個截面改善效果明顯，而對機(jī)身中部截面改善效果不明顯，那么邊條產(chǎn)生的渦發(fā)展到機(jī)身中部是如何演化的?下面選取機(jī)身中部比較典型的x＝0.4m截面進(jìn)行分析。圖20給出了x＝0.4m測壓截面的測壓點(diǎn)分布示意圖。圖21和圖22分別給出了x＝0.4 m截面在安裝和未安裝邊條時的壓力分布Cp和PIV流場圖。從壓力分布上看，邊條對該截面上對稱面附近背風(fēng)側(cè)和迎風(fēng)側(cè)都有一些影響，但影響很小。從流線圖看，未安裝邊條時，該截面有前體渦和進(jìn)氣道渦2對渦。而安裝邊條后，仍出現(xiàn)了前體渦和進(jìn)氣道渦，且渦結(jié)構(gòu)和未安裝邊條類似，但在前體渦上方，有渦量很小的一對渦，這對渦即為邊條產(chǎn)生的渦。此時這對渦已經(jīng)遠(yuǎn)離機(jī)身上表面，并且從渦量來看，已發(fā)生破裂。所以，邊條產(chǎn)生的渦在進(jìn)氣道附近發(fā)生破裂且遠(yuǎn)離機(jī)身，已基本不對機(jī)身偏航力矩產(chǎn)生影響。

圖20 x＝0.4m測壓截面示意圖Fig.20 Schematic of pressure measurement section x＝0.4m

圖21 x＝0.4m截面有無邊條壓力分布比較（α＝26°，β＝4°）Fig.21 Comparison of pressure distribution of section x＝0.4m with and without forebody strake（α＝26°，β＝4°）

圖22 x＝0.4m截面有無邊條PIV流場顯示圖比較（α＝26°，β＝4°）Fig.22 Comparison of PIV results of section x＝0.4m with and without forebody strake（α＝26°，β＝4°）

從以上機(jī)身各截面流場分析可以看出，機(jī)身前體在未安裝邊條時是未分離流動，而安裝邊條后，邊條產(chǎn)生了一對渦，該渦沿著機(jī)身從前向機(jī)身中部逐漸抬升，并在進(jìn)氣道附近破裂。該渦使得機(jī)身前體背風(fēng)側(cè)負(fù)壓力值減小，側(cè)向力由負(fù)變?yōu)檎?，使得全機(jī)偏航力矩也由不穩(wěn)定偏航力矩變?yōu)榉€(wěn)定偏航力矩。而該渦發(fā)展到機(jī)身中部，已遠(yuǎn)離物體表面，渦量減小，對機(jī)身中部基本沒有影響。

3 結(jié) 論

通過測力、測壓和PIV試驗(yàn)技術(shù)，對不同的前體邊條控制技術(shù)進(jìn)行研究，得到以下結(jié)論：

1）弦長為30mm、展長為5mm的前體邊條，安裝角度為周向位置90°是本文試驗(yàn)?zāi)Ｐ吞岣吆较蚴Х€(wěn)迎角的最佳方案。

2）邊條可提高飛機(jī)橫向穩(wěn)定性，同時對飛機(jī)縱向影響非常小。

3）側(cè)滑角越小，前體邊條對航向靜穩(wěn)定性影響越大，在β＜8°之前，前體邊條可提高航向失穩(wěn)迎角7°～9°；而當(dāng)β＝8°時，航向失穩(wěn)迎角提高2°左右。

4）前體邊條主要影響飛機(jī)前體，在前體2個測壓截面均可觀察到邊條渦，該渦使得截面背風(fēng)側(cè)負(fù)壓力值減小，航向靜穩(wěn)定性增加，而對機(jī)身中后部基本沒有影響。

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Tel.：010-82339591

E-mail：wangyankui＠buaa.edu.cn

鄧學(xué)鎣 男，博士，教授，博士生導(dǎo)師。主要研究方向：流體力學(xué)。

Tel.：010-82317524

E-mail：dengxueying＠vip.sina.com

Effect of forebody strake control technology on static directional stability

WEN Jing，WANG Yankui*，DENG Xueying

（School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100083，China）

When static directional stability of an aircraft is unstable，the typical effectiveness of the vertical tail and rudder to the yawingmoment falls off because the vertical tail gradually becomes enveloped in the wake of wing and fuselage.Meanwhile，the forebody remains in the undisturbed flow field，and therefore the static directional stability can be enhanced though addition of forebody strake at the forebody.From the results of a series of experiments on forebody strake，itwas found that the angle of attack for static directional stability from stable to unstable was increased by about8°when chord of the forebody strake being 3%of the length of the fuselage was used.Moreover，as the sideslip angle became smaller，the more angle of attack for static directional stability from stable to unstable rose.The positive effects of forebody strake on static directional stability is due to the vortices of the forebody strake，which could affect the front part of fuselage and thus result in the reduction of negative pressure value on leeward side of forebody.Hence，the unstable yawingmoment of cross sections of forebody also decreases，and the static directional stability increases.

static directional stability；wake of wing and fuselage；forebody strake；yawing moment； vertical tail

2015-11-12；Accep ted：2015-12-09；Pub lished online：2016-03-24 09：19

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V221＋.3；TB553

A

1001-5965（2016）10-2180-09

聞靜 女，博士研究生。主要研究方向：流體力學(xué)。Tel.：010-82317524

E-mail：wenjing-1983＠163.com

王延奎 男，博士，教授，博士生導(dǎo)師。主要研究方向：流體力學(xué)。

http：∥bhxb.buaa.edu.cn jbuaa＠buaa.edu.cn

DO I：10.13700／j.bh.1001-5965.2015.0746

2015-11-12；錄用日期：2015-12-09；網(wǎng)絡(luò)出版時間：2016-03-24 09：19

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*通訊作者：Tel.：010-82339591 E-mail：wangyankui＠buaa.edu.cn

聞靜，王延奎，鄧學(xué)鎣.前體邊條控制技術(shù)對航向靜穩(wěn)定性的影響［J］.北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2016，42（10）：2180-2188.WEN J，WANG Y K，DENG X Y.Effect of forebody strake control technology on static directional stability［J］.Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics，2016，42（10）：2180-2188（in Chinese）.

URL：www.cnki.net／kcms／detail／11.2625.V.20160324.0919.002.htm l

*Correspond ing au thor.Tel.：010-82339591 E-mail：wangyankui＠buaa.edu.cn