无尾飞机布局方向控制特性风洞试验研究

无尾飞机布局方向控制特性风洞试验研究

0无尾飞机布局方向控制研究通常，飞机采用垂直头和方向舵，以获得稳定和方向控制。然而，随着角度和马赫的增加，垂直面控制的能力迅速减弱。为了满足高架飞机的飞行和控制要求，需要采用更大的垂直头，这不仅增加了飞机的重量，还增加了飞机的阻力，不利于附件的要求。如果没有悬挂，则飞机将减少约5%，阻力将减少约10%。当然，它是布局研究的热点之一。西方国家,尤其是美国,对无尾飞机布局开展了大量的研究,其重点是方向控制问题。他们除了研究常规的舵面,如俯仰襟翼、升降副翼、内外侧扰流板、‘蛤壳式’装置、内外侧前缘襟翼的贡献外,其创新控制舵面包括全动翼尖、差动前缘襟翼、扰流-开缝-折流板、可收放方向舵以及下表面扰流板等。他们的研究表明,全动翼尖在各种飞行条件下都能提供较高的效率,是一种可用于无尾战斗机的极具潜力的偏航控制装置。此外,对前体边条的研究表明,它在不同的迎角和侧滑范围内都有效,而且应用于前体顶点时效率最高。兰利研究中心和Eidetics公司的研究表明,通过将边条伸展到不同高度或改变迎风偏角,可以获得不同大小和方向的偏航力矩。国外的统计资料表明,对常规的采用方向舵控制的作战飞机,如F-15,F-18A,其偏航控制力矩系数在0.020左右,而由此引起的不利滚转力矩系数在-0.003～-0.009。这可以作为无尾作战飞机偏航控制力矩需求量的参考。中国空气动力研究与发展中心总体技术部围绕无尾飞机布局的方向控制问题,选择了两种典型的机翼布局,除常规舵面外,还配置了活动翼尖(可顺气流方向偏转和绕翼尖偏转),开裂式副翼,机头边条等,开展了风洞实验研究,以期为无尾飞机布局的方向控制提供了一些可行方案。其研究得到了国家重点实验室基金资助,大部分试验在西北工业大学翼型研究中心NF-3风洞的三元实验段内进行。1风洞试验的相关信息1.1日生长量NF-3风洞三元实验段宽2.5m,高3.5m,长12m。空风洞最大风速为90m/s,湍流度为0.08%,轴向静压梯度为0.00541/m。1.2机翼主要几何参数试验模型由一个机身和两副可互换的(29#、74#)机翼组成,其中29#机翼为切尖三角翼,74#机翼为后缘拐折翼,机身为锥柱型,机翼安装角为0°,以下单翼布局固连于机身圆柱段上。正常活动舵面有前缘襟翼、后缘襟翼、副翼,特殊舵面有活动翼尖、偏转翼尖、开裂副翼、机头边条。活动翼尖是以基本翼翼尖弦长为根弦长的基本翼的相似形。29#机翼的偏转翼尖面积(指左右两块的全面积,以下同)为0.026m2,占翼面积的5%,活动翼尖面积为0.02m2,占翼面积的4%,74#机翼的偏转翼尖面积为0.042m2,占翼面积的11%,活动翼尖面积为0.034m2,占翼面积的8.7%,机翼主要几何参数如表1。两副机翼的平面简图如图1。翼型为气动中心低速所的F-22组合模型所用的“F-22”翼型,其坐标如表2所示。模型在风洞内安装如图2所示。1.3支架干扰修正试验数据进行了天平弹性变形和尾支架弹性修正,水平浮力修正,模型固体阻塞和尾流阻塞修正,升力效应修正,未进行支架干扰修正。每副机翼以自身的外露翼面积、平均几何弦长、几何展长进行相应的数据处理。飞机的力矩参考点位于飞机纵向对称面内、在机翼的1/4平均几何弦长处。2主要结果和讨论由于主要围绕无尾飞机的方向控制问题,试验项目偏重横向试验,以期得到主要的横向气动特性。2.1侧滑角和迎角在本次试验中扰流板的贡献是由偏转一侧副翼来实现的。29#翼的副翼面积为0.0189m2,占翼面积的3.8%,74#翼的副翼面积为0.0137m2,占翼面积的3.5%。29#翼的舵偏为90°,74#翼的舵偏为60°(皆为后缘下偏)。侧滑角为β=-16°～16°,Δβ=4°,相应迎角α=0°、4°、8°、12°、16°、20°。结果表明,扰流板在较大迎角效率较高,如29#翼,在α=20°,提供的偏航力矩系数在-0.005～0.034左右,74#翼在-0.017～0.040左右,但伴生的滚转力矩偏大,无论29#翼或74#翼,滚转力矩系数大都超过0.02,这在一定程度上限制了扰流板的应用。2.2横向试验结果开裂式副翼的试验只在29#翼上进行,由于结构上的原因,只试验了两种组合,上偏(上翼面)40°,下偏(下翼面)40°和60°,模型安装如图3所示。试验的侧滑角为β=-12°～12°,Δβ=4°,相应迎角α=0°、16°。其横向试验的主要结果如图4所示。结果表明,开裂式副翼能提供较大的偏航力矩,如在迎角α=0°和β=0°时,对于下偏40°和60°的状态,分别增加了-0.0093和-0.0134的偏航力矩,相应的附加滚转力矩为0.00585和0.0150;在迎角α=0°和β=12°时,可以提供-0.02的偏航力矩,相应的附加滚转力矩都为0.0055左右,在迎角α=16°和β=12°时,可以提供-0.02的偏航力矩,相应的附加滚转力矩都为0.0033左右,表明开裂式副翼方案提供较大的偏航力矩和较小的附加滚转力矩。2.3水平对称面内左右放置机头边条为平板直角三角形,长12cm,最大高度约8mm,在机身的水平对称面内左右各放置一块,在其纵向对称面上部只放置一块,如图3所示。试验的侧滑角为β=-12°～12°,Δβ=4°,迎角为α=8°、20°、30°、40°。2.3.1边条移动边条控制方案图5给出光机身机头边条的部分横向试验结果。试验结果表明,在机身上部的边条比在侧部的边条能提供更大的偏航力矩,且随迎角增大而效率逐渐提高,在α=30°时,最大能提供0.020左右的偏航力矩量,但在α=40°时,产生明显的非线形。同时,边条带来的滚转力矩也较小,可以说,这是一种理想的方向控制方案。图6给出机头边条的部分纵向试验结果。机身上部的边条在α>15°后,比侧部边条能提供更大的升力和阻力,提供相当大的侧力和偏航力矩,但在α>30°,随侧力反号而递减,即在15°～30°间,上部边条比侧部边条有更高的效率,同时,在所有迎角范围内,边条带来的滚转力矩都较小。2.3.2热拉边条的偏航稳定性29#翼和74#翼翼身组合体都进行了机头边条贡献的试验,此处只介绍74#翼翼身组合体的部分横向试验结果,如图7所示。在α=8°时,上边条比侧边条提供更大的偏航力矩,在β=12°时,其增量达到0.006的量级,在α=20°、β=±12°时,上边条提供的偏航力矩系数超过±0.03。图8给出74#翼翼身组合体的机头边条的部分纵向结果。结果表明,边条改善了74#翼的大迎角特性,使最大升力系数增加,焦点前移。在α<18°,边条提供的偏航力矩也不大,在24°～30°间,偏航力矩达到最大值。图9比较了α=8°,20°,30°,40°时,74#翼身组合体的侧边条和上边条的偏航力矩贡献。在同样的迎角下,上边条能提供更大的偏航力矩,而且线形度也要好些。上述结果表明,无论上边条或侧边条都能提供较大的偏航力矩。相对而言,无论在光机身上或在翼身组合体上,上边条都比侧边条能提供更大的偏航力矩,这可能是上边条产生的脱体涡与机身侧部的不对称分离涡相互咬合而提供更大侧力的原因。2.4方向饼的偏转试验活动翼梢指的是绕基本翼的梢弦偏转的小翼,在本次试验中,其小翼是根弦长同于基本翼梢弦长的基本翼的相似形。此外,取其各自1/2弦长的后缘作为方向舵,29#翼的方向舵面积为0.05m2,74#翼的方向舵面积为0.0085m2。活动翼梢绕基本翼梢弦的张开角(上偏)为40°,60°,在张开角为60°时,进行了方向舵偏转20°、40°、60°的试验,试验的侧滑角为β=-12°～12°,Δβ=4°,相应的迎角α=0°,8°,16°,20°。活动翼梢在模型上的安装情况如图2所示。2.4.1小迎角和横向特性作为代表,此处只介绍74#翼的部分结果。74#翼张开角为0°,40°,60°的纵向特性如图10所示。对于74#翼这样的布局,活动翼梢明显改善了大迎角特性,最大升力系数约增加0.2,达到1.2,同时,升力线斜率稍有增加(0.001),焦点前移约0.005左右。滚转和偏航力矩在小迎角下也存在一定差别,在α>21°后,差别明显。74#翼活动翼梢张开角为40°、60°的部分横向特性如图11所示。活动翼梢能增加横向安定性,也能提供一定量的偏航控制力矩,随张开角增大,其安定性和偏航控制力矩增大。但74#翼增加偏航力矩的能力不如29#翼。试验结果表明,无论29#翼的活动翼梢或74#翼的活动翼梢,其提供偏航力矩的能力都不明显,这可能是活动翼梢的侧力作用点比较靠近力矩参考中心的缘故。图12表明,在α=20°,β=12°时,74#翼的活动翼梢提供了较大的侧力系数,但图11中,看不到明显的偏航力矩增量。2.4.2偏转角为20、40、60时试验结果表明,活动翼梢配上舵面偏转能提供较大的偏航力矩。如29#翼活动翼梢张开角为60°,舵面偏转角为20°、40°、60°时,在α=16,β=12°其增量超过0.010。此处,给出74#翼的舵面贡献如图13所示。相对29#翼,74#翼活动翼梢的舵面偏转能提供较大的偏航控制力矩,如在α=16°,舵面偏转60°时,相对舵偏0°情况,能提供约0.007～0.01的偏航力矩增量。2.5翼梢的纵向特性为了增加活动翼梢相对偏航力矩参考中心的臂长,把活动翼梢绕其根弦后缘点向内偏转约10°(约增加0.015臂长),并把切去的梢部面积加到原活动翼梢翼面上,这样构成为偏转翼梢,对29#翼,偏转翼梢面积为0.026m2,占翼面积的5%,74#翼的偏转翼梢面积为0.042,占翼面积的11%,同时,保留原后缘处舵面的大小和结构,即29#翼的方向舵面积仍为0.005m2,74#翼的方向舵面积为0.0085m2。翼梢偏转角为40°、60°,舵面偏转角为20°、40°、60°,试验的侧滑角为β=-12°～12°,Δβ=4°,迎角α=0°,8°,16°,20°(29#翼为24°)。试验结果表明,29#翼和74#翼偏转翼梢的纵向特性同于活动翼梢。对于74#翼这样的布局,偏转翼梢明显改善了大迎角特性。其横向特性也与活动翼梢相似,偏转翼梢增加了横向安定性,也能提供一定量的偏航控制力矩,随张开角增大,其安定性和偏航控制力矩增大。相对于活动翼梢而言,偏转翼梢能提供更大的偏航力矩。如29#翼的偏转翼梢,在α=8°,航向稳定性约增加-0.0002,在α=8°,β=±12°时,增加的偏航力矩可达到0.0015～0.0025的量级。此处,只介绍偏转翼梢配舵面偏转的结果。偏转翼梢配上舵面偏转能显著增加偏航力矩,如29#翼在α=8°,β=-12°,偏航力矩约增加0.008,在β=12°,偏航力矩约增加0.005。74#翼偏转翼梢舵面的贡献如图14。这种布局。舵面偏转能提供更大的偏航力矩,如在α=8°,β=-12°,偏航力矩约增加-0.02,在β=12°,偏航力矩约增加-0.006;α=16°,β=-12°,偏航力矩约增加-0.012,在β=12°,偏航力矩约增加-0.010左右。当然,附加的滚转力矩还是偏大。3滚转持续力学模型中的偏航力组合以上初步研究可以为解决无尾飞机的方向控制问题提供一些可行方案,其主要结论如下:(1)扰流板用于无尾飞机布局的方向控制,在较大迎角时,效率较高,但伴生的滚转力矩偏大;(2)开裂式副翼是较好的方向控制方案。它能提供较大的偏航力矩,但在试验状态下,伴生的滚转力矩亦较大。经过合适的偏度组合可获得大的偏航力矩和尽量小的滚转力矩,具体的组合应结合具体的飞机型号去实现;(3)机头边条也可以用于无尾