一种飞翼布局横航向特性的控制研究

要 : 给出了在一种飞翼布局上多 种气动措施对该布局航向特性影响的探索性研 究 , 包括 机头安装 不对称边条 ,
机翼前缘不对称安装绕流物以及机头不同位置微量吹气等。结果表明这些措施 都能提供航 向控制力 矩 , 其中 头部 边条的作用最明显 , 头部不 对称切向吹气提供的航向控制能力也能达到常规方向舵的水平。 关键词 : 飞翼布局 ; 大攻角空气动力 ; 切向吹气 中图分类号 : V221. 3 文献标识码 : A
图1
模型示意图
Fig . 1 Model schematic diagram
在右侧机翼前缘上表面布置类似粗躁带的凸起 物, 以研究其对飞翼横航向特性的影响。 1. 4 头部非对称机动边条方案 采用两组不同尺寸的头部非对称机动边条, 边条 安装角 ( 边条与水平面的夹角 ) 从 60 到 180 变化, 分 别研究单侧及差动方式下对全机横航向特性的控制 能力。 模型试验攻角为 0 ~ 90 , 侧滑角为 - 6 ~ 6 。天 平安 装 中 心 距 机 翼 根 弦 前 缘 125mm, 机 翼 面 积
图 4 机头左右对称向前吹气对偏航特性影响 Fig. 4 Influence of symmetric nose forward blowing on yaw charact eristics
2. 5
头部被动通气位置的影响
本文还对头部不同区域布满小孔的通气机头进 行了试验研究 , 结果表明: 该试验模型本身有一定的 正偏航 , 当头部小孔打开时在整个实验攻角范围内产 生一个很小的负偏航 , 减少了模型非对称造成的偏航 力矩; 头部后半部的小孔堵塞后效果和小孔全打开时 一样; 但是左半部 ( 2, 3 象限 ) 和右半部 ( 1, 4 象限 ) 的 小孔分别堵塞后在 20 < < 45 区域内会产生相反方 向的偏航力矩, 可见通气一侧机头下表面的高压气体 通过小孔 流到上表面, 使该侧的 局部压力大于 另一 侧 , 于是产生偏航 , 其原理和机头上表面切向吹气改
( 1) 机头上下表面不对称安装不同尺寸和角度的 边条对飞翼横航向特性的影响 ; ( 2) 一侧机翼表面扰流物对飞翼横航向特性的影 响; ( 3) 机头不对称吹气对飞翼横航向特性的影响及 流动机理; ( 4) 机头不对称被动通气对飞翼横航向特性的影 响。
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试验模型和装置
试验模型为飞翼布局 , 头部可拆卸互换, 内部中 空为驻室, 具体控制方案如下。 1. 1 机头主动吹气方案
图 2 头部右侧机动边条对侧力偏航特性的影响 Fig. 2 Inf luence of right sided nose maneuvering strake on lat eral force yaw charact eristics
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空
气
动
力
学
学
报
第 26 卷
前, 且力臂比较长, 因此产生很大的正偏航力矩。当 边条向内侧偏转 60 时 , 由于边条在迎风面的投影面 积减小 , 同时边条背风面和机头上表面非常接近, 妨 碍了涡系的发展 , 因此产生的侧力比 90 安装角情况 下要小很多。当边条向外侧偏转时 , 虽然边条在迎风 面的投影面积也会减小, 但是背风面上的集中涡可以 得到充分的发展 , 因此, 120 和 150 安装的边条都产 生了很大的非对称侧向力和偏航力矩, 在攻角 30 附 近达到最大值。当边条偏转角增大到 180 时, 边条产 生的侧向力和偏航力矩和 90 偏角时相近。可以认为 此时相当于常规的机头小翼, 它的主要作用是增强机 头涡, 产生的涡升力和机翼升力方向一致 , 没有直接 指向侧力方向的分量。 2. 3 机翼上非对称前缘扰流物对横航向特性的影响 在右侧机翼前缘上表面装上一些类似粗糙带的 凸起物( 见图 3) , 可以看到这项措施在整个实验攻角 范围都能提供相当稳定的侧力和偏航力矩, 虽然和机 头边条的气动收益相比, 这种方案偏航力矩的绝对增 量比较小 , 同时它随攻角不变 , 控制规律比较简单 , 所 以不失为一种无尾布局横航向控制的有效措施。
是不稳定的。此飞翼布局的单独机身在中小迎角下 会给全机带来比较小的航向静不稳定性 , 在中到大迎 角范围可以提供一定的航向静稳定性。但是机翼的 存在使机身对稳定性的贡献减弱, 且稳定性迎角范围 减小。 2. 2 机身头部机动边条对横航向特性的影响 图 2 给出在头部右侧安装的机动边条产生了显 著的负侧力和正偏航力矩。由于边条是沿着头部曲 线安装的, 因此偏角为 90 的边条对于来流有一个固 定的夹角 , 流动在边条的背风面 可以形成一个 集中 涡 , 产生的涡升力指向模型的负侧力方向; 当模型攻 角增大时 , 在边条上引起涡升力的流动分量减小 , 因 此在图中反映出负侧力减小。模型攻角继续增大到 60 以后 , 侧力变号。 由于侧力作用点在模型 重心之
图 3 机翼上表面扰流物对侧力偏航特性的影响 Fig. 3 Inf luence of spoiler on the upper surface of the wing on side force yaw charact eristics
部极小的区域内要人为造成两侧压 力差比较困难。 射流越靠前, 越靠机头外侧, 吹气产生的附加偏航收 益反而小。为了在头部用小吹气量得到更稳定、 更大 的附加偏航控制能力 , 曾经尝试在机头上表面顺气流 方向加一条棱 , 延伸至座舱盖, 适当阻断一侧射流对 另一侧涡的影响 , 但是结果表明气动收益不大。
图 5 朝不同方向吹气对偏航力矩的影响 Fig. 5 Influence of diff erent direct ion blow ing on yaw characterist ics
变机头两侧上表面的压力来产生偏航控制力矩是一 样的。不过被动通气能产生的 偏航力矩只有 0. 002 左右。
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结
内部中空为驻室 , 机头上下表面开数排小孔通过 驻室上下 串通, 也可通过供气管 路向内注入压 缩空 气 , 从上表面小孔喷出。这些小孔分成 4 个象限 , 研 究不同通气位置对偏航力矩的影响。 1. 3 布置凸起物方案

收稿日期 : 2007 02 06;
修订日期 : 2007 05 06.
作者简介 : 赵 霞 ( 1961 ) , 女 , 博士生 , 沈阳飞机设计研究所副总师 , 空气动力学专业 .
在距机头顶尖 25mm 和 50mm 处沿展向开有 4 个 吹气孔 , 插入喷嘴 , 喷嘴为窄缝式矩形截面 3. 14mm 1mm。吹气缝贴近机头表面沿机身切向吹气 , 吹气方 向可绕喷嘴轴线 360 旋转。本次试验规定平行机身 纵轴指向来流吹气为 0 , 指向后方为 180 , 垂直纵轴 指向机身外侧为 90 ( 见图 1) 。 1. 2 机头被动通气方案
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引
言
无尾飞机又称为飞翼, 它没有平尾及立尾, 主要 部件是机身和机翼。在 20 世纪 80 年代以前, 飞翼主 要是作为大型运输机设计的一种新形式。 20 世纪 80 年代以后, 无尾飞机在西方国家主要 是在美国军用飞机的研制中得到发展, 这与现代及下 一代战斗机对隐身的要求有直接的关系。 去掉垂直尾翼形成半无尾和无尾飞机, 其主要目 的是为了减少雷达反射信号, 这样做的附带好处是可 以减少飞机的重量、 降 低全机阻力、 增加飞机 航程。 然而获得这些好处的代价是严重的航向稳定性和控 制问题。 为了对航向不稳定飞机进行控制, 通常采用以下 [ 1 7] 的方法和措施 : ( 1) 在机翼的上表面或 和下表面安装阻力板, 使 左右翼阻力不等而产生可控的偏航力矩 ; ( 2) 分裂式升降副翼 , 利用机翼左右侧的阻力不 等来产生可控的偏航力矩 ; ( 3) 全动翼尖 , 利用其偏转以后左右两翼的型阻 及诱导阻力不等来产生可控的偏航力矩 ; ( 4) 翼梢小翼或翼尖立尾可以增加无尾飞机的航 向稳定性 , 在严格意义上说这属于半无尾飞机 ; ( 5) 头部微量吹气 , 通过控制头部涡的大小、 方向 及对称性 , 实现航向控制。 本文围绕对飞翼的航向稳定性及控制方法的探 索, 提供了以下结果 :
论
综上所述, 可以得到以下几点结论: ( 1) 头部机动边条能够在很大的攻角范围产生可 观的不对称侧力和偏航力矩, 其中边条偏转 150 时产 生的侧力为 - 0. 152, 偏航力矩为 0. 093。但是这种方 法同时带来太大的抬头力矩, 给纵向操纵带来一定的 困难; ( 2) 在一侧机翼的前缘安装绕流物能产生有利的 侧力和偏 航力矩, 并且能在很大 的攻角范围保 持有 效 , 是一项值得进一步研究的措施; ( 3) 在头部沿表面切向吹气能明显提供航向控制 所需要的 偏航力矩, 向前吹气对 偏航力矩的作 用最
吹气对全机偏航力矩的影响, 同时还给出了该模型在 无吹气情况下的偏航力矩。可以看出在对称位置吹 气时, 得到的附加偏航力矩值是基本对称的; 在对称 位置朝其他方向吹气也有相似的结果。当然对侧力、 滚转力矩的影响也具有相同的对称性。图 5 给出了 在头部右侧朝不同方向吹气对偏航力矩特性的影响。 可以看出在该位置朝前吹气时 , 在中等以上攻角产生 明显的正偏航力矩, 其力矩值增量约为 0. 02, 与常规 立尾方向舵的效率相当。而当喷口向外侧旋转吹气 , 大攻角时附加的偏航力矩减小了, 但是中等以下攻角 时 , 吹气产生的正偏航力矩逐渐增大了。当喷口朝后 吹气时则产生了负偏航力矩。图 5 还给出了指向机 头顶尖吹气对偏航的影响 , 虽然射流方向和向前吹气 方向十分接近 , 但是偏航力矩却方向相反, 表明头部 流动对外界扰动和射流方向很敏感。吹气产生正偏 航力矩的同时产生负滚转力矩 , 力矩值较小。这主要 是由于头部不对称力在滚转方向的 力臂很短所致。 这些结果表明在头部用少量的气体沿切向朝不同方 向吹出能产生很大的偏航控制力矩。初步分析认为 朝前吹气可能将机头一侧棱线上卷起的涡抬高 , 使局 部压力高于另一侧, 使机头向另一侧偏转; 向后吹气 则由于引射作用将涡吸向机头表面 , 使局部压力低于 另一侧 , 从而产生向吹气一侧的偏转。从 = 40 、 机 头右侧 8 号位向前和向后吹气时头部截面的涡流分 布的 PIV 结果可以看出 , 朝前吹气时截面上右侧的涡 明显比左侧高 , 表明射流把头部右侧的涡抬高了 , 涡 量值则比左侧的小, 这就使头部右侧的局部压力高于 左侧的压力, 从而产生一个附加的正偏航力矩, 这和 测力结果是一致的 ( 参见图 5) 。朝后吹气在截面上 明显看出 对另一侧的涡有引射作用 , 两个涡非 常靠 近 , 同时右侧涡在射流的引射作用下比左侧涡稍低一 些 , 造成右侧局部的压力低于左侧 , 产生附加的负偏 航力矩 , 和测力结果也是吻合的。 附加 的偏航力矩对射流的位置、 大小之所 以敏 感 , 是因为射流对头部流动的影响很大。飞翼布局机 头上部比较平坦, 头部两侧的涡距离很近, 一侧的射 流很容易使两侧的涡都受到扰动, 用不对称吹气在头