無尾飛機布局方向控制特性風洞試驗研究

無尾飛機布局方向控制特性風洞試驗研究

0無尾飛機布局方向控制研究通常，飛機采用垂直頭和方向舵，以獲得穩(wěn)定和方向控制。然而，隨著角度和馬赫的增加，垂直面控制的能力迅速減弱。為了滿足高架飛機的飛行和控制要求，需要采用更大的垂直頭，這不僅增加了飛機的重量，還增加了飛機的阻力，不利于附件的要求。如果沒有懸掛，則飛機將減少約5%，阻力將減少約10%。當然，它是布局研究的熱點之一。西方國家,尤其是美國,對無尾飛機布局開展了大量的研究,其重點是方向控制問題。他們除了研究常規(guī)的舵面,如俯仰襟翼、升降副翼、內外側擾流板、‘蛤殼式’裝置、內外側前緣襟翼的貢獻外,其創(chuàng)新控制舵面包括全動翼尖、差動前緣襟翼、擾流-開縫-折流板、可收放方向舵以及下表面擾流板等。他們的研究表明,全動翼尖在各種飛行條件下都能提供較高的效率,是一種可用于無尾戰(zhàn)斗機的極具潛力的偏航控制裝置。此外,對前體邊條的研究表明,它在不同的迎角和側滑范圍內都有效,而且應用于前體頂點時效率最高。蘭利研究中心和Eidetics公司的研究表明,通過將邊條伸展到不同高度或改變迎風偏角,可以獲得不同大小和方向的偏航力矩。國外的統(tǒng)計資料表明,對常規(guī)的采用方向舵控制的作戰(zhàn)飛機,如F-15,F-18A,其偏航控制力矩系數在0.020左右,而由此引起的不利滾轉力矩系數在-0.003～-0.009。這可以作為無尾作戰(zhàn)飛機偏航控制力矩需求量的參考。中國空氣動力研究與發(fā)展中心總體技術部圍繞無尾飛機布局的方向控制問題,選擇了兩種典型的機翼布局,除常規(guī)舵面外,還配置了活動翼尖(可順氣流方向偏轉和繞翼尖偏轉),開裂式副翼,機頭邊條等,開展了風洞實驗研究,以期為無尾飛機布局的方向控制提供了一些可行方案。其研究得到了國家重點實驗室基金資助,大部分試驗在西北工業(yè)大學翼型研究中心NF-3風洞的三元實驗段內進行。1風洞試驗的相關信息1.1日生長量NF-3風洞三元實驗段寬2.5m,高3.5m,長12m。空風洞最大風速為90m/s,湍流度為0.08%,軸向靜壓梯度為0.00541/m。1.2機翼主要幾何參數試驗模型由一個機身和兩副可互換的(29#、74#)機翼組成,其中29#機翼為切尖三角翼,74#機翼為后緣拐折翼,機身為錐柱型,機翼安裝角為0°,以下單翼布局固連于機身圓柱段上。正?；顒佣婷嬗星熬壗笠?、后緣襟翼、副翼,特殊舵面有活動翼尖、偏轉翼尖、開裂副翼、機頭邊條。活動翼尖是以基本翼翼尖弦長為根弦長的基本翼的相似形。29#機翼的偏轉翼尖面積(指左右兩塊的全面積,以下同)為0.026m2,占翼面積的5%,活動翼尖面積為0.02m2,占翼面積的4%,74#機翼的偏轉翼尖面積為0.042m2,占翼面積的11%,活動翼尖面積為0.034m2,占翼面積的8.7%,機翼主要幾何參數如表1。兩副機翼的平面簡圖如圖1。翼型為氣動中心低速所的F-22組合模型所用的“F-22”翼型,其坐標如表2所示。模型在風洞內安裝如圖2所示。1.3支架干擾修正試驗數據進行了天平彈性變形和尾支架彈性修正,水平浮力修正,模型固體阻塞和尾流阻塞修正,升力效應修正,未進行支架干擾修正。每副機翼以自身的外露翼面積、平均幾何弦長、幾何展長進行相應的數據處理。飛機的力矩參考點位于飛機縱向對稱面內、在機翼的1/4平均幾何弦長處。2主要結果和討論由于主要圍繞無尾飛機的方向控制問題,試驗項目偏重橫向試驗,以期得到主要的橫向氣動特性。2.1側滑角和迎角在本次試驗中擾流板的貢獻是由偏轉一側副翼來實現的。29#翼的副翼面積為0.0189m2,占翼面積的3.8%,74#翼的副翼面積為0.0137m2,占翼面積的3.5%。29#翼的舵偏為90°,74#翼的舵偏為60°(皆為后緣下偏)。側滑角為β=-16°～16°,Δβ=4°,相應迎角α=0°、4°、8°、12°、16°、20°。結果表明,擾流板在較大迎角效率較高,如29#翼,在α=20°,提供的偏航力矩系數在-0.005～0.034左右,74#翼在-0.017～0.040左右,但伴生的滾轉力矩偏大,無論29#翼或74#翼,滾轉力矩系數大都超過0.02,這在一定程度上限制了擾流板的應用。2.2橫向試驗結果開裂式副翼的試驗只在29#翼上進行,由于結構上的原因,只試驗了兩種組合,上偏(上翼面)40°,下偏(下翼面)40°和60°,模型安裝如圖3所示。試驗的側滑角為β=-12°～12°,Δβ=4°,相應迎角α=0°、16°。其橫向試驗的主要結果如圖4所示。結果表明,開裂式副翼能提供較大的偏航力矩,如在迎角α=0°和β=0°時,對于下偏40°和60°的狀態(tài),分別增加了-0.0093和-0.0134的偏航力矩,相應的附加滾轉力矩為0.00585和0.0150;在迎角α=0°和β=12°時,可以提供-0.02的偏航力矩,相應的附加滾轉力矩都為0.0055左右,在迎角α=16°和β=12°時,可以提供-0.02的偏航力矩,相應的附加滾轉力矩都為0.0033左右,表明開裂式副翼方案提供較大的偏航力矩和較小的附加滾轉力矩。2.3水平對稱面內左右放置機頭邊條為平板直角三角形,長12cm,最大高度約8mm,在機身的水平對稱面內左右各放置一塊,在其縱向對稱面上部只放置一塊,如圖3所示。試驗的側滑角為β=-12°～12°,Δβ=4°,迎角為α=8°、20°、30°、40°。2.3.1邊條移動邊條控制方案圖5給出光機身機頭邊條的部分橫向試驗結果。試驗結果表明,在機身上部的邊條比在側部的邊條能提供更大的偏航力矩,且隨迎角增大而效率逐漸提高,在α=30°時,最大能提供0.020左右的偏航力矩量,但在α=40°時,產生明顯的非線形。同時,邊條帶來的滾轉力矩也較小,可以說,這是一種理想的方向控制方案。圖6給出機頭邊條的部分縱向試驗結果。機身上部的邊條在α>15°后,比側部邊條能提供更大的升力和阻力,提供相當大的側力和偏航力矩,但在α>30°,隨側力反號而遞減,即在15°～30°間,上部邊條比側部邊條有更高的效率,同時,在所有迎角范圍內,邊條帶來的滾轉力矩都較小。2.3.2熱拉邊條的偏航穩(wěn)定性29#翼和74#翼翼身組合體都進行了機頭邊條貢獻的試驗,此處只介紹74#翼翼身組合體的部分橫向試驗結果,如圖7所示。在α=8°時,上邊條比側邊條提供更大的偏航力矩,在β=12°時,其增量達到0.006的量級,在α=20°、β=±12°時,上邊條提供的偏航力矩系數超過±0.03。圖8給出74#翼翼身組合體的機頭邊條的部分縱向結果。結果表明,邊條改善了74#翼的大迎角特性,使最大升力系數增加,焦點前移。在α<18°,邊條提供的偏航力矩也不大,在24°～30°間,偏航力矩達到最大值。圖9比較了α=8°,20°,30°,40°時,74#翼身組合體的側邊條和上邊條的偏航力矩貢獻。在同樣的迎角下,上邊條能提供更大的偏航力矩,而且線形度也要好些。上述結果表明,無論上邊條或側邊條都能提供較大的偏航力矩。相對而言,無論在光機身上或在翼身組合體上,上邊條都比側邊條能提供更大的偏航力矩,這可能是上邊條產生的脫體渦與機身側部的不對稱分離渦相互咬合而提供更大側力的原因。2.4方向餅的偏轉試驗活動翼梢指的是繞基本翼的梢弦偏轉的小翼,在本次試驗中,其小翼是根弦長同于基本翼梢弦長的基本翼的相似形。此外,取其各自1/2弦長的后緣作為方向舵,29#翼的方向舵面積為0.05m2,74#翼的方向舵面積為0.0085m2?；顒右砩依@基本翼梢弦的張開角(上偏)為40°,60°,在張開角為60°時,進行了方向舵偏轉20°、40°、60°的試驗,試驗的側滑角為β=-12°～12°,Δβ=4°,相應的迎角α=0°,8°,16°,20°?；顒右砩以谀Ｐ蜕系陌惭b情況如圖2所示。2.4.1小迎角和橫向特性作為代表,此處只介紹74#翼的部分結果。74#翼張開角為0°,40°,60°的縱向特性如圖10所示。對于74#翼這樣的布局,活動翼梢明顯改善了大迎角特性,最大升力系數約增加0.2,達到1.2,同時,升力線斜率稍有增加(0.001),焦點前移約0.005左右。滾轉和偏航力矩在小迎角下也存在一定差別,在α>21°后,差別明顯。74#翼活動翼梢張開角為40°、60°的部分橫向特性如圖11所示。活動翼梢能增加橫向安定性,也能提供一定量的偏航控制力矩,隨張開角增大,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。試驗結果表明,無論29#翼的活動翼梢或74#翼的活動翼梢,其提供偏航力矩的能力都不明顯,這可能是活動翼梢的側力作用點比較靠近力矩參考中心的緣故。圖12表明,在α=20°,β=12°時,74#翼的活動翼梢提供了較大的側力系數,但圖11中,看不到明顯的偏航力矩增量。2.4.2偏轉角為20、40、60時試驗結果表明,活動翼梢配上舵面偏轉能提供較大的偏航力矩。如29#翼活動翼梢張開角為60°,舵面偏轉角為20°、40°、60°時,在α=16,β=12°其增量超過0.010。此處,給出74#翼的舵面貢獻如圖13所示。相對29#翼,74#翼活動翼梢的舵面偏轉能提供較大的偏航控制力矩,如在α=16°,舵面偏轉60°時,相對舵偏0°情況,能提供約0.007～0.01的偏航力矩增量。2.5翼梢的縱向特性為了增加活動翼梢相對偏航力矩參考中心的臂長,把活動翼梢繞其根弦后緣點向內偏轉約10°(約增加0.015臂長),并把切去的梢部面積加到原活動翼梢翼面上,這樣構成為偏轉翼梢,對29#翼,偏轉翼梢面積為0.026m2,占翼面積的5%,74#翼的偏轉翼梢面積為0.042,占翼面積的11%,同時,保留原后緣處舵面的大小和結構,即29#翼的方向舵面積仍為0.005m2,74#翼的方向舵面積為0.0085m2。翼梢偏轉角為40°、60°,舵面偏轉角為20°、40°、60°,試驗的側滑角為β=-12°～12°,Δβ=4°,迎角α=0°,8°,16°,20°(29#翼為24°)。試驗結果表明,29#翼和74#翼偏轉翼梢的縱向特性同于活動翼梢。對于74#翼這樣的布局,偏轉翼梢明顯改善了大迎角特性。其橫向特性也與活動翼梢相似,偏轉翼梢增加了橫向安定性,也能提供一定量的偏航控制力矩,隨張開角增大,其安定性和偏航控制力矩增大。相對于活動翼梢而言,偏轉翼梢能提供更大的偏航力矩。如29#翼的偏轉翼梢,在α=8°,航向穩(wěn)定性約增加-0.0002,在α=8°,β=±12°時,增加的偏航力矩可達到0.0015～0.0025的量級。此處,只介紹偏轉翼梢配舵面偏轉的結果。偏轉翼梢配上舵面偏轉能顯著增加偏航力矩,如29#翼在α=8°,β=-12°,偏航力矩約增加0.008,在β=12°,偏航力矩約增加0.005。74#翼偏轉翼梢舵面的貢獻如圖14。這種布局。舵面偏轉能提供更大的偏航力矩,如在α=8°,β=-12°,偏航力矩約增加-0.02,在β=12°,偏航力矩約增加-0.006;α=16°,β=-12°,偏航力矩約增加-0.012,在β=12°,偏航力矩約增加-0.010左右。當然,附加的滾轉力矩還是偏大。3滾轉持續(xù)力學模型中的偏航力組合以上初步研究可以為解決無尾飛機的方向控制問題提供一些可行方案,其主要結論如下:(1)擾流板用于無尾飛機布局的方向控制,在較大迎角時,效率較高,但伴生的滾轉力矩偏大;(2)開裂式副翼是較好的方向控制方案。它能提供較大的偏航力矩,但在試驗狀態(tài)下,伴生的滾轉力矩亦較大。經過合適的偏度組合可獲得大的偏航力矩和盡量小的滾轉力矩,具體的組合應結合具體的飛機型號去實現;(3)機頭邊條也可以用于無尾