小展弦比飛翼高速大攻角下橫航向氣動力散布分析

解 克，沈 清，王 強

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院， 北京 100074)

世界各國在20世紀70年代就開展了對小展弦比飛翼布局的研究。1977年，美國洛克希德·馬丁公司就設(shè)計了F-117小展弦比飛翼布局戰(zhàn)斗機。20世紀90年代，美國洛克希德·馬丁公司研究新型控制面布局ICE(Innovative Controls Effectors)小展弦比飛翼布局的氣動特性和控制方法。采用小展弦比飛翼布局可以實現(xiàn)超聲速巡航和隱身。

飛翼布局分為3個技術(shù)形態(tài)：大展弦比飛翼布局，其展弦比一般在4以上；中等展弦比飛翼布局，其展弦比一般為2～4；小展弦比飛翼布局，其展弦比一般小于2。大展弦比飛翼布局飛機是采用附著流理論設(shè)計，為大展弦比、小后掠外形，多采用低速翼型。為了提高飛行速度，也有采用超臨界翼型的。大展弦比飛翼布局的滾轉(zhuǎn)模態(tài)收斂迅速，螺旋模態(tài)發(fā)散非常緩慢，荷蘭滾模態(tài)則是緩慢振蕩發(fā)散[1]。中等展弦比飛翼布局飛行速域為亞、跨聲速，與大展弦比飛翼布局相比，其滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)、荷蘭滾模態(tài)、螺旋模態(tài)均是收斂的[2]。飛翼布局具有高升阻比的優(yōu)點，但高速飛行時升阻比快速下降。為了在高速甚至超聲速條件下應(yīng)用飛翼布局，人們提出了小展弦比飛翼布局。小展弦比飛翼布局一般為細長體，用于高速和超聲速飛行，與大展弦比和中等展弦比飛翼布局相比，其滾轉(zhuǎn)收斂模態(tài)是收斂的，荷蘭滾模態(tài)是振蕩發(fā)散或直接發(fā)散的，螺旋模態(tài)是收斂的或發(fā)散的[3]。小展弦比飛翼布局通常設(shè)計成大后掠三角翼外形，這種外形特征決定了在亞聲速下為旋渦主導(dǎo)的流動，在跨聲速下為激波/旋渦主導(dǎo)的流動，在超聲速下為激波主導(dǎo)的流動，這些流場結(jié)構(gòu)均可能導(dǎo)致橫航向氣動力對側(cè)滑角出現(xiàn)非線性[4]。在亞、跨、超聲速下，小展弦比飛翼布局流動存在多種非對稱因素，亞聲速下存在兩側(cè)旋渦的不對稱發(fā)展，跨聲速下兩側(cè)翼面上存在不對稱的激波/旋渦干擾，這些非對稱因素均會引起橫航向氣動力，這可能是由于小展弦比飛翼布局比較扁平，橫航向氣動力為小量值，造成流場結(jié)構(gòu)變化對橫航向氣動力的影響比較大，而對縱向氣動力的影響較小[5-6]。調(diào)研發(fā)現(xiàn)，美國仍在研究小展弦比飛翼布局。雖然小展弦比飛翼布局具有超聲速巡航和隱身等諸多優(yōu)點，但由于其缺少平尾和垂尾，飛行穩(wěn)定性問題一直是其技術(shù)難題[7-9]。

風(fēng)洞試驗是研究飛翼布局氣動力特性的核心手段。McMillin等用靜態(tài)測力重復(fù)性試驗對中等展弦比翼身組合體布局F/A-18E的氣動力進行了測量，結(jié)果表明，在Ma=0.9、α=9°～10.5°下其縱向氣動力和橫航向氣動力均出現(xiàn)較大的散布，并且橫航向氣動力遠遠偏離零值，這是由跨聲速下激波/邊界層干擾導(dǎo)致的氣動力非線性造成的[5]。Loeser等采用靜態(tài)測力的試驗方法對中等展弦比飛翼布局SACCON(Stability And Control CONfiguration)進行了試驗研究，研究結(jié)果表明，在Ma=0.15、α=14°～19°下其橫航向氣動力遠遠偏離零值，這是由橫航向氣動力對側(cè)滑角非線性造成的[6]。Rein等采用靜態(tài)測力的試驗方法對SACCON進行了試驗研究，研究結(jié)果表明，在Ma=0.8、α=11°～20°下其橫航向氣動力遠遠偏離零值且出現(xiàn)較大的散布，這亦是由跨聲速下氣動力非線性造成的[7]。蘇繼川等對一種典型的小展弦比飛翼布局在跨聲速下的流動特性開展研究，研究結(jié)果表明，當(dāng)Ma=0.9時，飛翼標模在迎角為4°開始出現(xiàn)渦升力；渦核內(nèi)流動達到超聲速，旋渦強度隨著迎角增加而增加，并向內(nèi)側(cè)移動，激波強度也逐漸增加，前緣渦與激波發(fā)生交叉干擾[8]。從這些試驗研究中可以借鑒到，采用重復(fù)性靜態(tài)測力試驗可以捕捉橫航向氣動力的散布以及對可能出現(xiàn)的飛行失穩(wěn)的預(yù)示，這是在開展動態(tài)穩(wěn)定性研究的初期可供采用的可靠有效的方法。

調(diào)研還發(fā)現(xiàn)，目前對小展弦比飛翼布局在超聲速下的動態(tài)特性還缺乏研究。該布局在超聲速下是否有更好的穩(wěn)定性還是會出現(xiàn)類似于低速下的失穩(wěn)運動，目前尚無結(jié)論[10-14]。針對這一問題，進行了探索研究，擬采用風(fēng)洞試驗的手段，在Ma=0.8～1.5、α=-2°～28°探索小展弦比飛翼布局出現(xiàn)橫航向失穩(wěn)運動的現(xiàn)象。若能取得認識，將能夠?qū)M一步研究穩(wěn)定性提供指導(dǎo)。

1 試驗?zāi)Ｐ团c機構(gòu)

1.1 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

試驗?zāi)Ｐ陀芍袊諝鈩恿ρ芯颗c發(fā)展中心提出[8]， 如圖1所示。本研究所用試驗?zāi)Ｐ陀芍袊教炜諝鈩恿夹g(shù)研究院二所二室設(shè)計、加工[9]，見圖2所示。該小展弦比飛翼布局展弦比為1.54，前緣后掠角為65°，尾緣后掠角為±47°，翼型采用了超臨界翼型，前緣為直前緣，中心隆起，尾緣為鋸齒形，具備小展弦比飛翼布局飛機的基本幾何特征。模型縮比為1∶19，力矩參考點為( 57.5%根弦，0， 2.71%根弦 )，試驗?zāi)Ｐ筒牧喜捎贸蹭X加工。模型在風(fēng)洞中采用尾部支撐方式，模型內(nèi)腔通過錐配合與六分量內(nèi)式天平連接，天平后端通過楔子連接支桿，支桿后安裝過渡接頭，最后接頭與剛性支架相連。

圖1 小展弦比飛翼布局數(shù)模

圖2 小展弦比飛翼布局試驗?zāi)Ｐ?/p>

1.2 試驗天平與風(fēng)洞

本試驗采用六分量測力天平來測量氣動力，支撐裝置的強度和剛度滿足試驗要求。六分量天平的靜校準度和精度見表1所示。

表1 六分量天平單元測量的不確定度

試驗在中國航天空氣動力技術(shù)研究院FD-12風(fēng)洞中進行，試驗馬赫數(shù)選為Ma=0.8、0.95、1.5三個典型馬赫數(shù)。FD-12風(fēng)洞是一座亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，試驗段橫截面為1.2 m×1.2 m，亞、跨聲速試驗馬赫數(shù)為Ma=0.3～1.2，超聲速試驗馬赫數(shù)為Ma=1.5～4.0，攻角變化范圍為α=-15°～25°。試驗段側(cè)壁各有兩個觀察窗，配備紋影系統(tǒng)。風(fēng)洞氣流參數(shù)和模型底部左右底壓采用Honeywell壓力傳感器測量，測量精度為0.05%F.S.。

2 試驗結(jié)果與分析

試驗條件與范圍分別如表2、表3、表4所示。

表2 Ma=0.8試驗車次數(shù)據(jù)

表3 Ma=0.95試驗車次數(shù)據(jù)

表4 Ma=1.5試驗車次數(shù)據(jù)

2.1 縱向氣動力特性

Ma=0.8、0.95、1.5下的升力、阻力和俯仰力矩特性曲線分別見圖3、圖4、圖5所示。

在Ma=0.8下，縱向氣動力未出現(xiàn)比較大的散布。對于升力特性曲線，當(dāng)攻角為α=6°時，升力線斜率出現(xiàn)了增加，當(dāng)攻角為α=16°時，升力線斜率發(fā)生了減小。對于俯仰力矩特性曲線，在Ma=0.8下，Cm～α曲線呈現(xiàn)單調(diào)變化，焦點位置一直處于力矩參考點之前，即Cmα>0。在攻角α=6°處，俯仰力矩曲線斜率發(fā)生了減小，在攻角為α=10°處，俯仰力矩曲線斜率又出現(xiàn)了增加，在攻角為α=16°處，俯仰力矩曲線斜率出現(xiàn)了急劇的減小，隨后又緩慢增加，并且在α=16°～28°數(shù)據(jù)出現(xiàn)了輕微的散布。試驗車次總結(jié)見表2所示?？傮w上，在Ma=0.8下，該小展弦比飛翼布局縱向氣動力未出現(xiàn)比較大的散布，反映了該外形在跨聲速下的一般縱向氣動力特性。

在Ma=0.95下，縱向氣動力未出現(xiàn)比較大的散布。對于升力特性曲線，當(dāng)攻角為α=6°時，升力線斜率出現(xiàn)了增加，當(dāng)攻角為α=14°時，升力線斜率出現(xiàn)了減小。對于俯仰力矩特性曲線，在α=-2°～6°，焦點在力矩參考點之前，即Cmα>0；在α=6°～8°，焦點在力矩參考點之后，Cmα<0；在α=8°～14°，俯仰力矩曲線斜率又出現(xiàn)了增加，焦點位置又移動到力矩參考點之前，即Cmα>0；在α=14°～20°，俯仰力矩曲線斜率發(fā)生了減小，焦點位置始終在力矩參考點之前，即Cmα>0。俯仰力矩特性在α=-2°～20°未出現(xiàn)明顯的散布，但在α=6°～8°出現(xiàn)了局部的凹陷。試驗車次總結(jié)見表3?？傮w上，在Ma=0.95下，該小展弦比飛翼布局縱向氣動力未出現(xiàn)比較大的散布，反映了該外形在跨聲速下的一般縱向氣動力特性。

在Ma=1.5下，縱向氣動力未出現(xiàn)比較大的散布，試驗車次總結(jié)見表4。對于升力特性曲線，在α=-2°～8°，升力近于線性增加，并且數(shù)據(jù)未出現(xiàn)比較大的散布；在α=8°～16°，升力出現(xiàn)了非線性增加，升力線斜率發(fā)生了減小，并且數(shù)據(jù)出現(xiàn)了輕微的散布。對于俯仰力矩特性曲線，在α=-2°～2°，焦點位置在力矩參考點之前，即Cmα>0，在α=2°～12°，焦點位置在力矩參考點之后，即Cmα<0，在α=12°～16°，焦點位置又回到力矩參考點之前，即Cmα>0，這種變化趨勢可能是由于在Ma=1.5下該外形的焦點在力矩參考點前后移動所致。在α=-2°～12°，俯仰力矩未出現(xiàn)明顯的散布，在α=14°～16°，則出現(xiàn)了輕微的散布。

圖3 Ma=0.8下縱向氣動力特性曲線

圖4 Ma=0.95下縱向氣動力特性曲線

圖5 Ma=1.5下縱向氣動力特性曲線

2.2 橫航向氣動力特性

Ma=0.8、0.95、1.5下的橫向力、滾轉(zhuǎn)力矩和偏航力矩特性曲線分別見圖6、圖7、圖8所示。圖6～圖8均顯示出小展弦比飛翼布局在跨、超聲速下的橫航向氣動力特性存在比較大的散布。

在Ma=0.8下，當(dāng)攻角處于α=12°～28°，橫航向氣動力出現(xiàn)比較大的散布，并且遠遠偏離零值，見表2，其中，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl為近似對稱分布，這可能是由跨聲速下橫航向氣動力對側(cè)滑角出現(xiàn)非線性造成的。在Ma=0.95下，當(dāng)攻角處于α=-2°～6°，橫航向氣動力為小量值，并且近于零值；當(dāng)攻角處于α=8°～16°，橫航向氣動力遠遠偏離零值，并且氣動力出現(xiàn)較大的散布，見表3，其中，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)Cl為近似對稱分布，這可能是由跨聲速下橫航向氣動力對側(cè)滑角出現(xiàn)非線性造成的。在Ma=1.5下，橫航向氣動力數(shù)據(jù)散布小于Ma=0.8、0.95下的數(shù)據(jù)散布：在攻角α=-2°～12°，橫航向氣動力近于零值，數(shù)據(jù)出現(xiàn)輕微的散布；在攻角α=14°～16°，橫航向氣動力偏離零值，并且數(shù)據(jù)散布比較大，見表4所示，這可能是由超聲速下氣動力非線性造成的。由圖6、圖7、圖8可知，在跨、超聲速下，均存在一個攻角區(qū)域，在該區(qū)域內(nèi)橫航向氣動力遠遠偏離零值且數(shù)據(jù)散布很大，顯示出橫航向氣動力非線性特征，這一結(jié)果表明該小展弦比飛翼布局在該飛行條件下可能出現(xiàn)橫航向失穩(wěn)運動。

圖6 Ma=0.8下橫航向氣動力特性曲線

圖7 Ma=0.95下橫航向氣動力特性曲線

圖8 Ma=1.5下橫航向氣動力特性曲線

2.3 橫航向失穩(wěn)特征的識別

在Ma=0.8下，在α=-2°～14°縱向氣動力未出現(xiàn)明顯的散布，在α=16°～28°俯仰力矩出現(xiàn)了輕微的散布；對于橫航向氣動力，在α=12°～28°，橫航向氣動力出現(xiàn)比較大的散布，該結(jié)果預(yù)示著在這些飛行條件下可能出現(xiàn)橫航向失穩(wěn)運動。

在Ma=0.95下，在整個α=-2°～20°縱向氣動力未出現(xiàn)明顯的散布，在α=8°～16°橫航向氣動力出現(xiàn)了明顯的散布，該結(jié)果預(yù)示著在這些飛行條件下可能出現(xiàn)橫航向失穩(wěn)運動。

在Ma=1.5下， 在α=-2°～12°，縱向氣動力未出現(xiàn)明顯的散布，在α=14°～16°，俯仰力矩出現(xiàn)了輕微的散布；對于橫航向氣動力，在攻角α=14°～16°出現(xiàn)了明顯的散布，該結(jié)果表明小展弦比飛翼布局不僅在跨聲速下存在橫航向氣動力散布以及飛行失穩(wěn)的特征，而且在超聲速下亦是如此，這是本研究試驗獲得的新認識。

3 結(jié)論

1) 在Ma=0.8下，當(dāng)攻角處于α=12°～28°，橫航向氣動力出現(xiàn)比較大的散布，遠遠偏離零值。

2) 在Ma=0.95下，當(dāng)攻角處于α=8°～16°，橫航向氣動力遠遠偏離零值，氣動力出現(xiàn)較大的散布。

3) 在Ma=1.5下，在α=14°～16°，該小展弦比飛翼布局橫航向氣動力遠遠偏離零值，氣動力散布很大。

研究結(jié)果表明，這些氣動力非線性特征可能導(dǎo)致橫航向失穩(wěn)運動的發(fā)生。

致謝：衷心感謝中國航天空氣動力技術(shù)研究院吳軍飛高工在模型安裝、風(fēng)洞試驗和試驗數(shù)據(jù)處理中給予的幫助。