一種“可拋機翼”變構(gòu)型飛行器設(shè)計與性能分析

云 濤,史志偉,童晟翔,陳 臻,孫全兵

(南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院, 南京 210016)

0 引言

現(xiàn)代瞬息萬變的戰(zhàn)場環(huán)境以及更加復(fù)雜的飛行任務(wù)對飛行器設(shè)計提出了更高的要求。外形確定后的飛行器很難在不同的飛行條件下兼?zhèn)淞己玫臍鈩犹匦訹1],而變構(gòu)型飛行器概念的提出增加了解決這個難題的可能性[2-3]。

變構(gòu)型飛行器可通過改變飛行器局部或整體的外形形狀,實現(xiàn)氣動重構(gòu),擴大飛行包線[4-5],使飛行器可以高效地適應(yīng)多種飛行環(huán)境與任務(wù)需求,同時解決了續(xù)航能力與機動能力對飛行器外形要求的矛盾,使飛行器在全速域兼?zhèn)淞己玫臍鈩犹匦?。世界各國均對變?gòu)型飛行器的研究高度重視[6-7]。“變構(gòu)型飛行器”從廣義上囊括了航空史上為改變飛行器外形所采用的各種方法,如可變后掠機翼、伸縮機翼[8]等。

變后掠翼能夠兼顧飛行器低速、高速性能[9],美國貝爾飛機公司開發(fā)出了航空史上第一架具有工程意義的可變后掠翼飛機Bell X-5,X-5可以在后掠20°、40°和60°三個檔位中進行調(diào)整,變形過程小于30 s[10]。1968年格魯曼公司為應(yīng)對美國海軍艦載戰(zhàn)斗機招標,提出了具備可變后掠翼的303方案,最終發(fā)展成著名的F-14 Tomcat戰(zhàn)斗機[11]。事實證明,變后掠翼飛機非常適合艦載戰(zhàn)斗機,高速飛行時大后掠,飛行阻力小,加速性高;低速飛行時小后掠,大展弦比,適合航母起降。隨著技術(shù)的發(fā)展,NextGen航空公司開發(fā)了一種新型的變后掠概念,這種飛機可以在五種不同的機翼平面形狀之間轉(zhuǎn)換,并在面積、跨度、弦長和后掠角上進行機翼平面形狀變化,分別變化51%、36%、110%和30%°。

伸縮機翼是一種改變機翼展弦比的變形方式,大展弦比機翼具有良好的航程和燃油效率,但缺乏機動性,巡航速度相對較低,相比之下,具有小展弦比機翼的飛機速度更快,機動性更強,但氣動效率較差[12]。MAK-10是第一個帶有伸縮翼的飛行器,于1931年首次飛行,其變形機構(gòu)采用氣動驅(qū)動,展長可增加62%(從13 m到21 m),面積可增加57%(從21 m2到33 m2)[13]。Leite等[14]進一步研究了具有翼型變化的伸縮翼,其翼型變化在2個不同的特定翼型之間(Eppler 434和NACA 0012),而研究對象的原型機只有翼展變化。通過耦合氣動結(jié)構(gòu)分析研究了該飛行器在其任務(wù)剖面內(nèi)各個階段時機翼變形參數(shù)的最佳組合,得到了最佳變形機翼極性曲線,結(jié)果表明,這種變形方式,在飛行器任意飛行速度下的各方面氣動特性均優(yōu)于原型機。

當前多數(shù)變構(gòu)型飛行器以提高結(jié)構(gòu)質(zhì)量和結(jié)構(gòu)復(fù)雜度為前提來改善飛行器的性能,這些方式會降低無人飛行器作為兵器的高效性、低成本性和量產(chǎn)性。因此,本文提出了一種新型變構(gòu)型無人飛行器,這種飛行器可以實現(xiàn)跨聲速巡航,在發(fā)現(xiàn)目標時,直接拋離兩端機翼,并以超聲速進行攻擊。飛行器拋離機翼不僅降低了飛行器的質(zhì)量,節(jié)省了油耗,同時優(yōu)化了自身的高速氣動性能,提高了作為兵器的機動性。本文首先根據(jù)飛行任務(wù)提出飛行器常規(guī)構(gòu)型與超聲速構(gòu)型的整體設(shè)計方案,通過對比計算分析2種構(gòu)型在跨聲速以及超聲速條件下的各項氣動力數(shù)據(jù),初步評估該飛行器的氣動性能,再通過飛行仿真模擬飛行任務(wù)的過程,為高速變構(gòu)型飛行器的設(shè)計提供參考。

1 變構(gòu)型飛行器設(shè)計

現(xiàn)代飛行器要求可以高效地適應(yīng)多種飛行環(huán)境與任務(wù)需求,本文設(shè)計了一種適用于現(xiàn)代戰(zhàn)爭背景的飛行器,可以實現(xiàn)h=5 km的跨聲速(Ma=0.85)巡航用于偵察,在巡航過程中接到任務(wù)指令或者發(fā)現(xiàn)任務(wù)目標時可拋離機翼,加速至超音速(Ma=1.5),完成目標打擊,其典型飛行速度剖面圖如圖1所示。

圖1 典型飛行速度剖面圖

針對該任務(wù)特點,飛行器的常規(guī)構(gòu)型(conventional configuration,CC)采用邊條+梯形翼+V尾的翼身融合布局(見圖2),翼身融合布局與同量級的傳統(tǒng)布局飛行器相比具有更輕的質(zhì)量,更高的升阻比和更小的燃油消耗量,為保證拋離機翼后的彈體形狀,機翼占據(jù)了常規(guī)構(gòu)型的大部分投影面積,通過平滑曲面將機翼和機身過渡,避免出現(xiàn)曲率突變的部位,從而減小飛行器阻力,更有利于超聲速飛行,在提高隱身性的同時使飛行器拋離機翼后的升力體也具有良好的氣動特性;采用大邊條可以產(chǎn)生渦升力提高飛行器在亞聲速和跨聲速飛行時的升力以及大迎角特性,同時邊條翼也有助于減小激波阻力,提高飛行器在跨聲速飛行時的飛行性能;采用前緣后掠的梯形翼,可以改善機翼的高速氣動特性,可以有效的減小高亞聲速以及超聲速飛行時的激波阻力;采用V尾的設(shè)計可以有效地降低側(cè)向雷達反射信號強度,增強飛行器的隱身性能。

圖2 飛行器常規(guī)構(gòu)型

由于飛行器在常規(guī)構(gòu)型下要求可以實現(xiàn)跨聲速巡航,同時為了翼身融合布局的設(shè)計,故需要薄翼型,采用了NASA SC(2)-0404的超臨界翼型,超臨界翼型是一種為提高臨界馬赫數(shù)而采取的特殊翼型,能夠使機翼在接近音速時阻力劇增的現(xiàn)象推遲發(fā)生。由于上表面平坦,在減緩氣流加速的同時,也會減小升力,為克服這一缺點,可增加下翼面后緣部分的彎曲來彌補升力的不足,V尾則采用NACA 0006的對稱翼型,如圖3所示。飛行器總體參數(shù)如表1所示。

表1 總體參數(shù)

圖3 飛行器機翼、V尾翼型

飛行器拋離機翼的機構(gòu)如圖4所示。包括安裝于機身上的組合機構(gòu)主動端、安裝在機翼上的被動端、作動器以及前后的插銷。機翼上的組合機構(gòu)被動端插入主動端接頭內(nèi),通過作動器驅(qū)動導(dǎo)向器將前后兩插銷插入銷釘孔內(nèi),實現(xiàn)機翼與機身的剛性連接。分體指令下達后,兩端作動器同時驅(qū)動插銷拔出,實現(xiàn)機翼的拋離。這種方式相比于變后掠翼以及伸縮機翼等變構(gòu)型方式,大大減小了結(jié)構(gòu)復(fù)雜度,同時減小了結(jié)構(gòu)質(zhì)量。

圖4 機翼分離機構(gòu)

兩端機翼拋離后,飛行器氣動構(gòu)型發(fā)生了很大的改變,特別是機翼面積、展弦比、后掠角以及主翼前緣形狀,與此同時其氣動特性也發(fā)生了本質(zhì)性的改變,機翼拋離前的氣動特性主要受機翼決定,而超聲速構(gòu)型(supersonic configuration,SC)的氣動特性很大程度受到升力體影響,機翼的分離面位置決定了機翼拋離后升力體的氣動外形,選擇機翼開始扭轉(zhuǎn)的截面為機翼與機身的分離面,保證了拋離機翼后升力體結(jié)構(gòu)的整體性和連續(xù)性,以便提高飛行器的加速和機動性能,實現(xiàn)超聲速(Ma=1.5)沖殺能力,所設(shè)計的超聲速構(gòu)型的總體布局如圖5所示。

圖5 飛行器超聲速構(gòu)型

針對飛行器的2種構(gòu)型,為了保證機翼拋離前后飛行器的姿態(tài)控制,分別設(shè)計了兩套舵面布置方案,具體布置形式如圖6所示。

圖6 飛行器舵面布置示意圖

由于外翼段的舵面在變構(gòu)型過程中會隨機翼拋離,所以通過內(nèi)部的一組舵面同向、差動偏轉(zhuǎn)來實現(xiàn)超聲速構(gòu)型的俯仰和滾轉(zhuǎn)姿態(tài)。機翼拋離前由外翼段的一組舵面控制常規(guī)構(gòu)型的滾轉(zhuǎn)姿態(tài),由于常規(guī)構(gòu)型會經(jīng)歷低速階段,低速時舵面的控制效率會變差,為加強常規(guī)構(gòu)型的操縱性,外段的一組舵面同向偏轉(zhuǎn)與和內(nèi)部的一組舵面同時控制常規(guī)構(gòu)型的俯仰姿態(tài)。

2 飛行器氣動性能分析

2.1 數(shù)值計算方法及網(wǎng)格

本文中所提出的設(shè)計思路主要是為了實現(xiàn)在跨聲速巡航時拋離機翼,進而加速至超聲速實現(xiàn)末段沖殺的作用,為了通過飛行器6自由度飛行仿真驗證這個過程的可行性,首先需要借助數(shù)值計算的方法獲得飛行器的氣動參數(shù),主要分析飛行器常規(guī)構(gòu)型在Ma=0.85和超聲速構(gòu)型在Ma=0.85和Ma=1.5,飛行高度h=5 km時的氣動特性以及舵效。

首先根據(jù)飛行器全機尺寸大小繪制尺寸為50 m×50 m×50 m的流域,采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格進行了網(wǎng)格無關(guān)性驗證,選取了三套疏密程度不同的網(wǎng)格,其網(wǎng)格數(shù)分別為3.04×106、4.74×106、6.82×106,用三套網(wǎng)格分別對飛行器模型在0°迎角時的各項氣動數(shù)據(jù)進行了數(shù)值計算,選擇來流馬赫數(shù)Ma∞=0.85,為保證第一層網(wǎng)格的y+值始終小于1,得到第一層網(wǎng)格高度為2.40×10-6c,并且對機身表面的網(wǎng)格進行了加密處理。通過計算結(jié)果可以看出,3種不同規(guī)格的網(wǎng)格結(jié)果十分相近(見表2),說明在所選網(wǎng)格量的范圍內(nèi)網(wǎng)格分辨率對飛行器本體各項氣動數(shù)據(jù)的計算結(jié)果影響不大。因此,綜合考慮計算資源以及計算的精確性,后續(xù)的計算均采用中等尺度的網(wǎng)格,不同計算工況的網(wǎng)格數(shù)據(jù)如表3所示。

表2 不同網(wǎng)格量計算結(jié)果

表3 不同計算模型和條件的網(wǎng)格數(shù)據(jù)

借助Fluent軟件,計算采用k-ωSST湍流模型,在計算飛行器縱向氣動特性時,常規(guī)構(gòu)型選取迎角α范圍為0°～32°,Δα=2°,超聲速構(gòu)型選取迎角α范圍為0°～20°,Δα=2°;計算飛行器橫航向氣動特性時,側(cè)滑角β范圍為0°～20°,Δβ=2°,同時計算在不同迎角下升降舵偏角為30°時的氣動力矩系數(shù),得到飛行器的舵效。

2.2 飛行器氣動特性分析

為了驗證飛行器拋離機翼并實現(xiàn)超聲速沖殺的全過程,需要以飛行器變構(gòu)型前后在相同條件時的各項氣動力數(shù)據(jù)為基礎(chǔ),本文首先通過數(shù)值計算方法得到飛行器在以下各個飛行狀態(tài)時各項氣動力系數(shù)對飛行器的飛行性能進行初步評估:

1) 常規(guī)構(gòu)型(CC)Ma∞=0.85,飛行高度h=5 km。

2) 超聲速構(gòu)型(SC)Ma∞=0.85,飛行高度h=5 km。

3) 超聲速構(gòu)型(SC)Ma∞=1.5,飛行高度h=5 km。

計算結(jié)果如圖7所示。

圖7 不同構(gòu)型、飛行速度時各項氣動力系數(shù)曲線

圖7(a)和(b)為飛行器在不同構(gòu)型和飛行速度時的升、阻力系數(shù)曲線,從常規(guī)構(gòu)型的曲線中可以看出在迎角α=30°時升力系數(shù)開始減小,阻力系數(shù)增大,此時全機處于低壓區(qū)(見圖8),飛行器失速,故常規(guī)構(gòu)型的最大飛行迎角可達30°。由于機翼拋離前全機的升力主要由機翼提供,而翼身融合布局的飛行器在拋離機翼后的升力體仍然能提供部分升力,相比于同樣條件下常規(guī)構(gòu)型的升、阻力數(shù)據(jù),超聲速構(gòu)型的升力線斜率變小,同時由于升力體結(jié)構(gòu)簡單,迎風(fēng)面積小,飛行器的阻力系數(shù)也有所減小。

圖8 常規(guī)構(gòu)型α=30°時壓力云圖

圖7(c)為俯仰力矩系數(shù)曲線,可以看出常規(guī)構(gòu)型出現(xiàn)了明顯的“上翹”現(xiàn)象,在迎角α>16°后縱向不穩(wěn)定,這是因為由于V尾受機翼后的下洗和動壓減小影響在迎角α>16°后失去縱向穩(wěn)定性作用[15]。常規(guī)構(gòu)型在小迎角下可以保持良好的縱向靜穩(wěn)定性。機翼拋離后,“上翹”現(xiàn)象消失,且超聲速構(gòu)型具有更加良好的縱向靜穩(wěn)定性。

從圖7(e)滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線中可以看出,機翼拋離后展長變小,飛行器的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)大大增加。超聲速構(gòu)型相比于常規(guī)構(gòu)型更像一個“彈體”,滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)曲線斜率變化明顯,相比于常規(guī)構(gòu)型具有更加優(yōu)越的橫向靜穩(wěn)定性,在超聲速飛行時,其滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)隨著迎角的變化可以看作是線性的。

圖7(f)為飛行器各個狀態(tài)下的偏航力矩系數(shù)曲線,可以看出機翼拋離前后的偏航力矩系數(shù)變化不大,隨著飛行速度的增加,偏航力矩系數(shù)變化明顯。

綜上所述,飛行器的常規(guī)構(gòu)型具備在飛行馬赫數(shù)Ma=0.85,飛行高度h=5 km時穩(wěn)定飛行的能力,可以實現(xiàn)跨聲速的巡航和偵察任務(wù),同時在飛行迎角不大的時候具備拋離機翼進入超聲速構(gòu)型的條件。當機翼拋離后,飛行器變?yōu)樯w構(gòu)型,結(jié)構(gòu)相對簡單,具備優(yōu)于常規(guī)構(gòu)型的縱向和橫航向靜穩(wěn)定性,可以保持Ma=0.85的平飛狀態(tài),也可實現(xiàn)Ma=1.5的超聲速飛行。

2.3 飛行器舵效計算

上文初步驗證了飛行器2種構(gòu)型均具備在飛行任務(wù)中各個飛行條件下穩(wěn)定飛行的能力,還需在此基礎(chǔ)上對飛行器的操縱性進行計算驗證,根據(jù)飛行器的任務(wù)剖面,本節(jié)主要對其升降舵的舵效進行計算,并以此為數(shù)據(jù)基礎(chǔ)完成后續(xù)對該飛行器整個任務(wù)剖面的飛行仿真,升降舵舵效的計算結(jié)果如圖9所示。

圖9 不同構(gòu)型、飛行速度時升降舵舵效曲線

上文中提到飛行器常規(guī)構(gòu)型時,2個外舵(out)和2個內(nèi)舵(in)同時作為升降舵進行飛行器的俯仰姿態(tài)控制,機翼拋離后,剩余的2個內(nèi)舵作為升降舵控制超聲速構(gòu)型的俯仰姿態(tài)。圖9(a)為常規(guī)構(gòu)型的升降舵舵效曲線,可以看出2個內(nèi)舵和2個外舵上、下偏30°在各個迎角系下對飛行器常規(guī)構(gòu)型的俯仰控制效果基本相同。由于機翼質(zhì)量在全機質(zhì)量中占有很大比重,且分布在飛行器重心后側(cè),所以當拋離機翼后,超聲速構(gòu)型的重心前移,此時升降舵的舵效有所增加,但隨著飛行速度的提高有所下降,當Ma=1.5時,升降舵舵效減小到與常規(guī)構(gòu)型近似的大小,但仍保持良好的俯仰姿態(tài)控制效果。

綜上所述,通過飛行器機翼后緣的4個舵面可以實現(xiàn)2種構(gòu)型的俯仰姿態(tài)控制,同時飛行器具備穩(wěn)定巡航所需的縱向靜穩(wěn)定性,根據(jù)以上計算結(jié)果可初步認為飛行器具備在跨聲速巡航、偵察并在發(fā)現(xiàn)目標后拋離機翼進行超聲速打擊的能力,而任務(wù)剖面的關(guān)鍵點在于拋離機翼的過程以及后續(xù)的加速過程,還需基于本章的計算結(jié)果對整個飛行全過程進行飛行仿真,最終得出結(jié)論。

3 飛行仿真分析

3.1 仿真模型

前文已得到飛行器整個任務(wù)剖面內(nèi)3個關(guān)鍵狀態(tài)的計算數(shù)據(jù),在此基礎(chǔ)上可通過Simulink對飛行器亞聲速巡航時拋離機翼并加速到超聲速狀態(tài)的全過程進行仿真,以驗證該具備“可拋機翼”飛行器設(shè)計方法的可行性以及飛行器的作戰(zhàn)能力。

由于機翼的拋離會導(dǎo)致飛行器的質(zhì)量、質(zhì)心位置、氣動力等參數(shù)發(fā)生劇烈變化,勢必對飛行狀態(tài)造成影響,而在飛行速度Ma=0.85時拋離機翼,在拋離瞬間機翼會迅速遠離機身本體,它們互相干擾的時間非常短,所以在仿真過程中,認為兩個機翼拋離后對飛行器的影響相比于機翼拋離后本體質(zhì)量、重心、壓心、各項氣動力的變化的影響來說非常小,可以忽略不計。整個過程應(yīng)該保證飛行速度、飛行高度等參數(shù)不發(fā)生突變,而在飛行過程中,飛行器總能量的變化主要是由推力的變化來控制的,推力不變時,可以通過操縱升降舵來將飛機的動能和勢能進行轉(zhuǎn)換,所以可將升降舵作為飛機動能和勢能轉(zhuǎn)化的分配控制器,故在該過程中采用總能量控制的控制方法?？偰芰靠刂剖沁\用能量控制與分配的方法,將速度控制與高度控制進行解耦,用油門來控制總能量,用升降舵來控制動能和勢能之間的能量轉(zhuǎn)換[16]。然而在機翼拋離的瞬間,飛行器縱向氣動特性會發(fā)生突變,所以需要在施加拋離機翼指令的瞬間切換控制參數(shù)來實現(xiàn)飛行器機翼拋離過程的平穩(wěn)進行。

為了研究飛行器在機翼拋離過程中的飛行穩(wěn)定性,以及前后飛行性能的變化,本節(jié)基于Simulink建立了飛行仿真模型,以此為基礎(chǔ)對飛行器在亞聲速狀態(tài)拋離機翼,并加速到超聲速狀態(tài)的整個過程進行6自由度飛行動力學(xué)仿真,著重分析機翼拋離瞬間的飛行狀態(tài)變化過程,驗證飛行器完成所需任務(wù)的可行性。所搭建的Simulink仿真模型具有如下特點:

1) 仿真模型具有完整的氣動力模型、大氣環(huán)境模型、飛行控制系統(tǒng)等;

2) 具有機翼拋離前后兩套模型,并在機翼拋離瞬間自動切換兩套氣動力模型,同時改變飛行器的質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量等參數(shù);

3) 采用總能量控制(TECS)作為飛行器的速度和高度控制系統(tǒng)。機翼拋離前后的控制參數(shù)不同,在拋離瞬間自動進行切換;

4) 忽略由于飛行過程中燃油消耗帶來的質(zhì)量變化。

仿真模型框圖如圖10所示。

圖10 仿真模型框圖

根據(jù)計算結(jié)果,機翼拋離前后的2種構(gòu)型均能滿足Ma=0.85的平飛,且俯仰力矩變化不大,理論上可以實現(xiàn)在該速度平飛時的拋離過程,故整個仿真過程中,首先保持飛行器在海拔5 km以Ma=0.85的飛行速度平飛巡航狀態(tài),在某時間施加機翼拋離指令,隨后通過總能量控制的方法使飛行器在拋離機翼后重新穩(wěn)定在Ma=0.85的平飛狀態(tài),保持平飛一段時間后增大油門持續(xù)加速至預(yù)定的超聲速飛行狀態(tài)。

3.2 機翼拋離過程仿真

飛行器機翼拋離過程為該飛行器整個飛行任務(wù)中的關(guān)鍵階段,拋離機翼前后飛行器質(zhì)量以及各項氣動力系數(shù)都發(fā)生了突變,通過圖7(b)(c)可以得到如圖11所示的機翼拋離前后重心和壓心距離隨迎角的變化曲線,Xcp、Xg分別表示壓心、重心到飛機頭部的距離,重心是通過機身與機翼的質(zhì)量分配來調(diào)整的,為盡可能保證機翼拋離前后壓心和重心的距離基本保持一致,通過調(diào)整機翼和機身的質(zhì)量確定機翼拋離前的重心在距飛行器頭部3.77 m處,這樣的分配導(dǎo)致機翼拋離后重心前移全機長度的16%,而此時的壓心和重心的距離基本不變,這樣就使得在機翼拋離的瞬間在飛行器上出現(xiàn)的凈俯仰力矩變化較小,有利于分離過程中飛行器姿態(tài)的穩(wěn)定和控制(圖11)。

圖11 機翼拋離前后重心、壓心距離

通過總能量控制方法使飛行器在拋離機翼后保持穩(wěn)定飛行,在t=10 s時施加拋離指令,切換控制參數(shù),得到了如圖12所示的飛行器拋離機翼過程中各項數(shù)據(jù)隨時間的變化曲線。

圖12 拋離機翼過程仿真

從圖12(a)可以看出機翼拋離后速度變化不明顯且很快可以恢復(fù)到拋離前的速度,由于機翼拋離,飛行器質(zhì)量大大減小,保持相同的飛行速度所需的油門百分比大大減小(圖12(e))。機翼拋離后,但由于機翼拋離,提供升力的部件僅剩升力體構(gòu)的機身,故飛行器所受升力減小,與此同時飛行器質(zhì)量減小,飛行器升力的減小量小于飛行器整體所受重力的減小量,此時飛行高度增加了16 m左右(圖12(b)),同時飛機重心前移,飛機低頭,但通過升降舵舵面上偏(圖12(f))恢復(fù)到拋離機翼前的飛行高度。

圖12(c)(d)為飛行器拋離機翼后俯仰角和航跡傾角的變化曲線,機翼拋離后,飛行器的俯仰角減小了2°,從圖7(c)的計算結(jié)果可知是由于飛行器受到的低頭力矩系數(shù)有所增大,超聲速構(gòu)型通過升降舵上偏控制后減小了俯仰角的大小,最終保持穩(wěn)定平飛狀態(tài)。由于飛行器拋離機翼,重力減小同時升力增大,導(dǎo)致其航跡傾角增大3°左右,但很快也恢復(fù)到0°保持正常平飛狀態(tài)。

由圖12(e)可知機翼的拋離大大減小了飛行器的質(zhì)量,前文的計算結(jié)果也表明平飛狀態(tài)下超聲速構(gòu)型的升力系數(shù)相比于常規(guī)構(gòu)型有所增加,此時為保持原有的飛行速度,油門百分比也有所減小,有更大的余量去加速至更高的速度,實現(xiàn)超聲速沖殺。而在整個過程中最主要的是通過升降舵的偏轉(zhuǎn)和調(diào)節(jié)油門百分比來保持飛行器拋離機翼前后的穩(wěn)定姿態(tài),從圖12(f)升降舵變化曲線可以看出偏轉(zhuǎn)20°左右并穩(wěn)定在該狀態(tài)就可以很快使飛行器拋離機翼后的超聲速構(gòu)型保持穩(wěn)定狀態(tài)。

相比于其他類型的變構(gòu)型飛行器,這種設(shè)計方法可以大大減小飛行器的結(jié)構(gòu)質(zhì)量,同時采用總能量控制的方式也能讓飛行器在拋離機翼后很快的保持穩(wěn)定飛行姿態(tài)。

3.3 飛行全過程仿真

在此基礎(chǔ)上進行飛行任務(wù)的全過程仿真,驗證拋離機翼后加速至超聲速的可行性,飛行仿真從飛行器保持Ma=0.85穩(wěn)定巡航開始,保持該速度10 s后施加指令拋離機翼,當超聲速構(gòu)型穩(wěn)定平飛后,再經(jīng)過一段時間,即仿真時間t=60 s時施加指令加速至Ma=1.5并保持穩(wěn)定平飛。仿真結(jié)果如圖13所示。

圖13 飛行任務(wù)全過程仿真

從圖13(a)速度變化曲線可以看出t=60 s開始飛行器的速度開始勻速增加并在t=120 s時,實現(xiàn)Ma=1.5的超聲速平飛,加速初期,由于飛行器處于跨聲速階段,該過程隨著速度的增加飛行器受到的阻力明顯增大,飛行器所受到的升力有所減小,其飛行高度有所下降,如圖13(b)所示,當飛行器飛行速度超過Ma=1.2突破跨聲速階段后,飛行高度開始趨于穩(wěn)定并最終保持在5 km。

圖13(c)所示為飛行器的油門百分比曲線,t=60 s時開始加速,一直到t=80s左右時油門百分比達到100%,保持飛行器平穩(wěn)加速,突破跨聲速階段后開始松油門,最終保持在78%實現(xiàn)飛行器Ma=1.5的平飛狀態(tài)。

4 結(jié)論

本文中提出了一種具有“可拋機翼”的新概念飛行器設(shè)計思路,該飛行器常規(guī)構(gòu)型可實現(xiàn)跨聲速巡航,拋離機翼后可加速至超聲速用于末段突防、打擊等軍事用途。

針對該飛行器的飛行任務(wù)完成了以下工作內(nèi)容:

1) 飛行器常規(guī)構(gòu)型、超聲速構(gòu)型的氣動外形設(shè)計。

2) 飛行器2種構(gòu)型在拋離機翼前后以及超音速飛行時的氣動性能計算與分析。

3) 基于計算結(jié)果完成了機翼拋離過程和飛行任務(wù)全過程仿真。

各項數(shù)據(jù)表明,這種新型變構(gòu)型飛行器的設(shè)計思路可以讓飛行器適應(yīng)不同的飛行環(huán)境,完成更加復(fù)雜的飛行任務(wù),為變構(gòu)型飛行器的設(shè)計提供了新的思路。