謝樹聯(lián) 鄭君若禹 李 軍 /

(同濟大學航空航天與力學學院，上海 200092)

0 引言

飛翼布局是僅由單獨翼面構成的氣動布局形式。相比于其他布局類型，飛翼布局具有結構簡單、氣動效率高、機動性良好、可探測性低、易于一體化布置等優(yōu)點。但是，由于取消了尾翼，目前飛翼布局存在氣動力和力矩呈現(xiàn)顯著非線性、氣動力和力矩耦合嚴重、無安定性、航向操縱性不足等問題，嚴重制約了飛翼布局的應用。對飛翼布局作戰(zhàn)飛機來說，最大的挑戰(zhàn)之一就是尋找合適的操控方法代替被取消的垂尾和方向舵，以實現(xiàn)航向的穩(wěn)定和操控[1]。

為提升無尾飛翼布局飛機的控制能力，美國曾對一些很有前景的操縱裝置進行過研究，主要包括全動翼尖、差動前緣襟翼、嵌入面和開裂式方向舵等[5]。目前，國內(nèi)外有關飛翼布局飛機操控方式的研究主要集中在常規(guī)偏航操縱面、發(fā)動機推力矢量控制等方面，且兩者通常同時使用。常規(guī)偏航操縱面如內(nèi)外升降副翼、開裂式方向舵、全動翼尖、收放式方向舵、嵌入面、差動前緣襟翼、分布式后緣襟翼等主要是通過機翼兩側的差動阻力產(chǎn)生偏航力矩[4]，因此進行航向控制時，常規(guī)偏航操縱面常會產(chǎn)生一定的阻力增量，降低飛行性能。

為實現(xiàn)飛翼布局航向控制，同時盡量避免產(chǎn)生較大的阻力增量，本文設計了可彎折翼尖作為偏航操縱面，主要通過數(shù)值分析對其偏航操縱性能進行研究，為該設計在飛翼布局中的實際應用提供理論和技術基礎。

1 研究內(nèi)容

本文主要研究翼尖彎折對操縱性能的影響，因此機翼設計為固定部分和可彎折部分，以轉(zhuǎn)軸為界，分別稱為主翼和翼尖。

如圖1所示，兩機翼翼尖可實現(xiàn)聯(lián)動，即同時向上或向下彎折相同角度；亦可實現(xiàn)差動，即兩側機翼翼尖彎折不同角度。

圖1 翼尖作動示意圖

1) 當翼尖同時向上彎折相同角度時，可以提高飛機飛行的穩(wěn)定性，亦可起到與翼尖小翼類似的作用，減小翼尖渦流的產(chǎn)生。

2) 當翼尖同時向下彎折相同角度時，會在一定程度上有助于包絡住機翼下方氣體，提高飛行的機動性。

3) 當翼尖彎折不同角度時，以一側向上另一側向下為例，左右兩側主翼和翼尖所受氣動力分別為FB1、FS1、FB2、FS2，如圖2所示。由此可知，機翼整體受側向力作用，且可能存在明顯的滾轉(zhuǎn)力矩。如此一來，飛機在空中飛行時將會發(fā)生橫向“漂移”，并且可以通過調(diào)節(jié)兩翼尖的彎折角度來改變航向。

圖2 機翼受力情況

2 算法驗證

本文研究內(nèi)容工況較多，因此主要采用CFD計算方法進行分析。為了保證計算結果的可信度，首先對算法進行驗證。本文分別采用兩種方法進行算法驗證。

2.1 實驗驗證

2.1.1 實驗驗證模型簡化

首先對可彎折翼尖偏航操縱性能進行初步探索，為使計算更加簡便，對模型進行簡化處理：

1) 忽略機身等部位對機翼氣動的影響，模型中舍去機身等部位。

2) 認為左右兩片機翼在飛行過程中氣動性能是不會相互影響的，在攻角、風速、風向等環(huán)境因素均一致的情況下，其氣動性能都只與各自可彎折翼尖的彎折角度有關。

3) 整體受力情況是兩片機翼受力情況的簡單疊加。

4) 采用矩形翼，以便于模型的制作。

基于以上簡化方案，只需建立單側翼尖偏轉(zhuǎn)不同角度的機翼模型即可。

2.1.2 數(shù)值分析

根據(jù)動力相似性規(guī)劃待試驗模型機翼的尺寸，確定翼展為1 500 mm，弦長為180 mm的近似矩形翼，如圖3所示，取攻角為。為使仿真分析結果更為明顯，選擇了較大升阻比的MH 114翼型。

圖3 機翼尺寸(長度單位：mm)

應用CATIA以30°為梯度建立梯形翼尖繞垂直于翼展方向的軸旋轉(zhuǎn)90°、60°、30°、0°、-30°、-60°、-90°等一系列機翼模型，并應用ICEM CFD劃分網(wǎng)格，采用結構網(wǎng)格，最終生成的網(wǎng)格如圖4和圖5所示 。

圖4 機翼處網(wǎng)格

圖5 整體網(wǎng)格

應用Fluent，采用基于壓力求解器，Spalart-Allmaras湍流模型進行數(shù)值計算。

以0°轉(zhuǎn)角為平衡參照點，得到計算結果如圖6所示。由計算結果可知，可彎折翼尖向上或向下彎折不是通過增升或減阻的方式來得到滾轉(zhuǎn)或者偏航的效果，而是直接賦予機翼一個側向力。

圖6 CL～δ,CD～δ,Cy～δ

2.1.3 車載實驗

圖7 Stewart廣義六維力傳感器

為使驗證結果更加準確，采用自行設計的車載小型無人機氣動分析平臺(其核心部件是一個Stewart廣義六維力傳感器，如圖7所示，通過六自由度耦合測力得到數(shù)據(jù)，能避免誤差的積累)對矩形機翼模型進行實驗，如圖8所示。傳感器的信號由DH3820高速靜態(tài)應力應變測試儀提取，再經(jīng)過降噪和適當處理后耦合計算，由此得到廣義力。實驗結果如圖9所示。

圖8 車載實驗

圖9 車載實驗結果

實驗結果顯示，翼尖相對于中面的彎折角度會造成升力的減少，但對阻力幾乎沒有影響。另一方面，可得出翼尖彎折角度與側向力大致呈線性關系，強有力地支持了CFD的分析結果。

2.2 文獻驗證

本節(jié)將對比文獻研究結果，進一步驗證飛翼翼尖氣動性能分析時數(shù)值計算方法的可信度。對飛翼布局中可彎折翼尖同樣作以下假定：

1) 認為左右機體在飛行過程中氣動性能是不會相互影響的，在攻角、風速、風向等環(huán)境因素均一致的情況下，其氣動性能都只與各自可彎折翼尖的彎折角度有關。

2) 整體受力情況是左右機體受力情況的簡單疊加。

2.2.1 數(shù)值分析模型

為驗證算法的準確性，模型參數(shù)基本按照文獻[15]進行設置。數(shù)值分析模型如圖10所示，機身長255 mm，翼展327 mm，前緣后掠角55°，可彎折翼尖面積占全機面積的13.35%，彎折軸線與整機軸線平行，距離112.1 mm；模型參考中心距機身前緣120 mm。所采用翼型為EMX-07。初步驗證結果顯示，當可彎折翼尖彎折角度在60°～90°和-90°～-60°范圍內(nèi)時，側向力系數(shù)大小基本無變化，故只建立可彎折翼尖彎折-60°、-30°、0°、30°、60°系列模型進行分析。

圖10 模型尺寸(長度單位：mm)

2.2.2 網(wǎng)格劃分與數(shù)值算法

運用ICEM CFD進行網(wǎng)格劃分，采用非結構網(wǎng)格，建立邊界層棱柱網(wǎng)格以滿足機體表面粘性邊界層的計算要求，并進行局部加密?；谇笆黾俣?，采用半模進行分析，半模網(wǎng)格數(shù)量約為110萬，如圖11所示。運用Fluent進行數(shù)值計算，采用基于壓力求解器，Spalart-Allmaras湍流模型。計算工況為來流速度20 m/s，參考面積0.02 m2，平均氣動弦長0.125 9 m。

圖11 模型網(wǎng)格

2.2.3 飛機本體氣動特性

飛機本體氣動特性是指操縱面不作動時，飛機的三軸力和力矩等隨攻角的變化規(guī)律[15]。

由圖12 a)可知，飛機的升力系數(shù)CL在α≤16°時基本呈線性增長，在α>16°后逐漸趨于平緩，直至失速，失速迎角為αS=36°，最大升力系數(shù)CLmax=1.14。由圖12 b)可知，飛機的阻力系數(shù)CD在α≤10°時增長較為緩慢，在α>14°時大致呈線性增長。由圖12 c)可知，全機的升阻比在α=6°時達到最大，(CL/CD)max=7.72。圖12 d)是飛機的俯仰力矩系數(shù)特性曲線，曲線斜率始終小于零，飛機是縱向靜穩(wěn)定的。且零升俯仰力矩系數(shù)Cm0>0，對飛機的起降有一定的好處。

a) CL～α

b) CD～α

c) CL/CD～α

d) Cm～α圖12 飛翼本體氣動特性

參照文獻[4]中數(shù)值分析和風洞實驗的結果，在飛翼外形不完全一致、翼型選擇不同等情況下，可以認為本文數(shù)值分析得到的飛翼本體氣動特性結果與上述文獻基本吻合，可以用來分析飛翼布局中可彎折翼尖的操縱性能。

3 可彎折翼尖操縱性能分析

前述已說明可彎折翼尖能夠?qū)崿F(xiàn)偏航操縱，以下將對飛翼布局中可彎折翼尖的氣動性能進行分析，探究其操縱性。

本文將對可彎折翼尖單側作動、兩側同向同步作動和兩側反向同步作動進行研究。單側作動指一側可彎折翼尖繞軸轉(zhuǎn)動而另一側保持不變；兩側同步作動指兩側可彎折翼尖保持相同的彎折角度，同向即同時向上或向下，反向則一側向上一側向下。基于前述假定，相關數(shù)據(jù)將由兩側機體簡單疊加得到。

3.1 單側作動

當一側可彎折翼尖的彎折角度固定為0°單側作動時，在不同彎折角度δ下升力系數(shù)CL與迎角α的關系如圖13 a)所示，由圖可知，單側翼尖向上或向下彎折角度越大，升力損失越大，但由于翼尖面積不大，整體升力系數(shù)變化不大，升力系數(shù)隨仰角的變化趨勢也基本一致。

在不同彎折角度δ下阻力系數(shù)CD與迎角α的關系如圖13 b)所示，由圖可知，在α<8°時，不同彎折角度下阻力系數(shù)基本不變；在 時，單側翼尖向上或向下彎折角度越大，阻力也就越小，但減小幅度始終較小。這是由于翼尖向上或向下彎折幾乎不改變整機的阻力面，同時與許多客機中的翼尖上翹設計類似，起到了減小翼尖擾流的效果，在α≥8°時體現(xiàn)得尤為明顯。

在不同彎折角度δ下CL/CD隨迎α角的變化如圖13 c)所示，可知翼尖彎折對(CL/CD)max對應的攻角無影響。由圖13 d)可知，翼尖彎折會削弱俯仰力矩，這是由升力減小而導致的，對飛機保持縱向穩(wěn)定性略有不利影響，但并不改變俯仰力矩的變化趨勢，飛機總體依然保持縱向穩(wěn)定。

在不同彎折角度δ下偏航力矩系數(shù)Cn與迎角α的關系如圖13 e)所示，可知翼尖彎折時，在α=0°附近，偏航力矩較小，隨著仰角的增大偏航力矩顯著增大；在α>12°以后偏航力矩則逐漸趨于平穩(wěn)甚至略有減小。這是由于在一定的彎折角度δ下，可彎折翼尖的局部攻角隨著整機攻角的增大而增大，相應地產(chǎn)生的偏航力矩也就越大；與此同時，可彎折翼尖的橫斷面與來流方向之間的夾角β也不斷增大，當整機攻角增大到一定程度時，β過大而導致偏航力矩不再增大甚至減小。在不同迎角α下偏航力矩系數(shù)Cn與彎折角度δ的關系如圖13 f)所示，可知彎折角度越大，偏航力矩也越大，且向上彎折時偏航力矩為負，向下彎折時偏航力矩為正。

在不同彎折角度δ下側向力系數(shù)Cy與迎角α的關系如圖13 g)所示，在不同迎角α下側向力系數(shù)Cy與彎折角度δ的關系如圖13 h)所示，可知翼尖彎折產(chǎn)生側向力的變化情況與偏航力矩幾乎一致，二者變化情況的成因也相同。

在不同彎折角度δ下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)CL與迎角α的關系如圖13 i)所示，在不同迎角α下滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)CL與彎折角度δ的關系如圖13 j)所示，可知在α≤16°時，彎折角度越大，飛行迎角越大，產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩也就越大，且滾轉(zhuǎn)力矩均為負。

由以上分析可知，單側作動時對升力、阻力、俯仰力矩僅有微小影響，偏航力矩、側向力、滾轉(zhuǎn)力矩三者之間存在強烈耦合，且三者之間的耦合存在明顯的規(guī)律性。當單側翼尖向上彎折時，三者的作用效果均為使飛機航向偏向負方向，可疊加對橫航向進行操縱。

a) 不同δ下CL～α

b) 不同δ下CD～α

c) 不同δ下CL/CD～α

d) 不同δ下Cm～α

e) 不同δ下Cm～α

f) 不同α下Cn～δ

g) 不同δ下Cy～α

h) 不同α下Cy～δ

i) 不同δ下CL～α

j) 不同α下CL～δ圖13 可彎折翼尖單側作動的影響

3.2 兩側同向同步作動

當兩側同向同步作動時，如圖14所示，可知升力系數(shù)CL、阻力系數(shù)CD和俯仰力矩系數(shù)Cm的變化規(guī)律與單側作動時基本一致，而變化量大致為單側傳動時的兩倍；升阻比CL/CD的變化規(guī)律也與單側作動時基本一致，變化量亦有所增大。由于兩側保持對稱，對飛機橫航向特性基本沒有影響。因此，兩側同向同步作動可在一定程度上用于調(diào)節(jié)飛機飛行時的升阻關系，甚至能用于切換飛行模式。

3.3 兩側反向同步作動

當兩側反向同步作動時，由圖15 a)～圖15 d)可知，升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比、俯仰力矩系數(shù)的變化情況與兩側同向同步作動時基本一致。

a) 不同δ下CL～α

b) 不同δ下CD～α

c) 不同δ下CL/CD～α

d) 不同δ下Cm～α圖14 可彎折翼尖兩側同向同步作動的影響

a) 不同δ下CL～α

b) 不同δ下CD～α

c) 不同δ下CL/CD～α

d) 不同δ下Cm～α

e) 不同δ下Cn～α

f) 不同δ下CL～α

g) 不同δ下Cy～α圖15 可彎折翼尖兩側反向同步作動的影響

由圖15 e)可知，當迎角α在0°～14°的范圍內(nèi)時，偏航力矩Cn隨著α的增大而增大；在α>14°時，偏航力矩Cn不再增大甚至略有減小。形成原因與單側作動時偏航力矩變化情況的成因一樣，只是兩側反向同步作動時偏航力矩的變化同時受兩側可彎折翼尖的影響。

由圖15 f)可知，在α≤12°時，滾轉(zhuǎn)力矩CL大小基本保持穩(wěn)定；在α>12°時，CL迅速下降到0進而反向增大；但CL總體數(shù)量級較小，對飛行姿態(tài)影響較小。這是由于兩側翼尖彎折形成的滾轉(zhuǎn)力矩方向相反，發(fā)生了相互抵消；在α≤12°時，可彎折翼尖向上和向下彎折同一角度時產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩的變化情況都趨近于線性，在二者共同作用下整機滾轉(zhuǎn)力矩能基本保持穩(wěn)定；當a>12°時，兩側單獨作用時滾轉(zhuǎn)力矩的變化情況不一致，從而導致整機滾轉(zhuǎn)力矩突然迅速變化。

由圖15 g)可知，側向力系數(shù)Cy的變化規(guī)律與偏航力矩基本一致，數(shù)值大致為單側作動時的兩倍。

相比于單側傳動，兩側反向同步作動時側向力和偏航力矩二者之間仍然存在較強的耦合，且二者隨彎折角度δ的變化更為明顯，而滾轉(zhuǎn)力矩對飛機橫航向的影響被大幅削弱，形成了與單側傳動時不同的橫航向操縱機制。

4 結論

本文首先通過車載氣動實驗和文獻數(shù)據(jù)對比分析，驗證了CFD計算方法的可信度。然后對飛翼布局中可彎折翼尖的操縱性能進行了研究，得到以下結論：

1) 可彎折翼尖向上或向下彎折不是通過增升或減阻的方式來得到滾轉(zhuǎn)或者偏航的效果，而是直接賦予機翼一個側向力，可以用于對飛機橫航向的操縱。

2) 可彎折翼尖對飛翼布局氣動性能的影響存在較大范圍的線性段。

3) 和其他阻力操縱面相比，可彎折翼尖不會增加飛翼的整機阻力，甚至能夠略微減小阻力，但也會使升力以及升阻比減小，總體而言，對升力、阻力、升阻比的影響都較小。

4) 在可彎折翼尖單側作動時，偏航力矩、側向力、滾轉(zhuǎn)力矩三者之間存在強烈耦合，且具有很強的規(guī)律性，當單側翼尖向上彎折時，三者的作用效果均為使飛機航向偏向負方向，可疊加對橫航向進行操縱。

5) 兩側反向同步作動時側向力和偏航力矩二者之間存在較強的耦合，且二者隨彎折角度的變化比單側作動時更為明顯，而滾轉(zhuǎn)力矩對飛機橫航向的影響相對較小，可形成與單側傳動時不同的橫航向操縱機制。

6) 兩側同向同步作動對飛機升力、阻力的影響比單側作動時更為明顯，可在一定程度上用于調(diào)節(jié)飛機平穩(wěn)飛行時的升阻關系，甚至能用于切換飛行模式。

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