馬曉永, 蘇繼川, 鐘世東, 黃 勇, 張 詣

(中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心, 綿陽 621000)

0 引 言

融合體飛翼布局一般是指把機(jī)身與機(jī)翼融合為一個(gè)整體，僅由一塊單獨(dú)翼面構(gòu)成的氣動(dòng)布局形式，全機(jī)沒有平尾、垂尾、鴨翼等安定面，也沒有傳統(tǒng)意義上的機(jī)身。通過合理設(shè)置展向和弦向厚度分布來為飛機(jī)總體布置提供足夠的內(nèi)部空間，在外形上體現(xiàn)出平滑過渡、高度融合的幾何特征。飛翼布局不僅氣動(dòng)效率高、隱身性能好，而且能夠?qū)⒍咄昝赖亟Y(jié)合起來[1-4]。但是，該布局形式同樣也存在明顯的缺點(diǎn)，如縱向操縱效能偏低、航向穩(wěn)定性缺失與航向操縱效能不足等，這些都將嚴(yán)重制約其在未來飛行器上的應(yīng)用[5-15]。為此，國內(nèi)外研究學(xué)者提出了許多航向增穩(wěn)和控制方法，如開裂式方向舵、嵌入面等阻力式舵面，以及寄希望發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量或新流動(dòng)控制方法等，但是開裂式方向舵和嵌入面存在展向安裝要求[11-13]、需預(yù)偏角度[14-15]等問題，發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量會(huì)降低推力導(dǎo)致動(dòng)力不足[16-17]。本文對(duì)一種小展弦比變體飛翼布局，提出了多功能變體尾翼方案，以解決飛翼布局航向增穩(wěn)與控制問題，并通過風(fēng)洞和微波暗室試驗(yàn)，對(duì)變體尾翼的氣動(dòng)和隱身特性進(jìn)行了綜合分析和驗(yàn)證，證實(shí)了多功能變體尾翼的有效性。

1 布局方案

提出的變體飛翼布局方案源自中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的小展弦比飛翼標(biāo)模[18-21](圖1)，前緣后掠角保持不變?yōu)?5°，和飛翼標(biāo)模不同的是，后緣多折外形改為單后緣前掠角25°，該布局方案展弦比為1.53，力矩參考點(diǎn)為55.5%機(jī)身長度。該布局方案特點(diǎn)是在尾段布置了多功能變體尾翼，當(dāng)全機(jī)匿蹤巡航時(shí)，機(jī)翼和尾翼收起(水平，圖2(a))，為典型的飛翼布局，此狀態(tài)下全機(jī)具有較高的巡航升阻比和較好的隱身能力(RCS)；當(dāng)需要高機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，變體尾翼打開(例如上/下反45°，圖2(b))，同時(shí)也可滿足側(cè)風(fēng)、起降等航向控制需求。但尾翼打開，會(huì)對(duì)全機(jī)氣動(dòng)焦點(diǎn)和隱身特性帶來較大影響。

圖1 模型平面形狀與飛翼標(biāo)模對(duì)比Fig.1 Configuration and stand model

圖2 典型狀態(tài)示意圖Fig.2 Typical flight mode

文中采用風(fēng)洞和微波暗室試驗(yàn)的方法對(duì)多功能變體尾翼進(jìn)行氣動(dòng)、隱身特性研究。

2 試驗(yàn)方法

為了便于開展研究，試驗(yàn)?zāi)Ｐ涂s比為1∶19，采用進(jìn)氣道堵錐簡化狀態(tài)[22]。風(fēng)洞試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍為Ma=0.6～2.0，迎角范圍α=-2°～24°，側(cè)滑角β=0°～5°，尾翼角度為0°、45°(僅上反狀態(tài)，通過模型變角塊實(shí)現(xiàn))，基于平均氣動(dòng)弦長的試驗(yàn)雷諾數(shù)Re=(8.0～18.4)×106，試驗(yàn)采用尾部支撐、自由轉(zhuǎn)捩方式，尾部支撐時(shí)支桿直接進(jìn)入后體與模型內(nèi)部的測(cè)力天平相連接，支桿與后體孔洞內(nèi)壁之間約有3 mm距離，以避免支桿與模型接觸影響到天平測(cè)力。

隱身試驗(yàn)在微波暗室中完成，試驗(yàn)中采用了步進(jìn)頻率連續(xù)波體制和雙天線測(cè)試方式(單站)，后體采用真實(shí)理論外形。試驗(yàn)頻率為10 GHz、15 GHz(X～Ku頻段)，HH和VV極化方式，周向角度φ：0°～360°。圖3給出了風(fēng)洞和隱身試驗(yàn)照片。

(a) 風(fēng)洞試驗(yàn)

(b) 微波暗室試驗(yàn)

3 結(jié)果分析

3.1 全機(jī)基本氣動(dòng)特性

圖4給出了尾翼關(guān)閉時(shí)全機(jī)基本氣動(dòng)特性風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果，從中可以看出：該布局方案有較高的升阻比，高亞聲速M(fèi)a=0.9時(shí)風(fēng)洞試驗(yàn)最大升阻比達(dá)到10.2，超聲速M(fèi)a=2.0時(shí)風(fēng)洞試驗(yàn)最大升阻比達(dá)到6.4，如圖4(a)所示；從Cm～CL曲線(圖4(b))可以看出，該方案具有典型小展弦比飛翼超聲速自配平，同時(shí)放寬亞聲速靜不穩(wěn)定裕度的氣動(dòng)特性，Ma=0.9時(shí)縱向靜穩(wěn)定性裕度為-4.4%bA，Ma=2.0時(shí)為1.6%bA，即全機(jī)從高亞聲速到超聲速，縱向靜不穩(wěn)定逐漸變?yōu)榭v向靜穩(wěn)定，從Ma=0.9到2.0焦點(diǎn)位置后移量約為6%bA；此外，從零升阻力CD0隨Ma變化可以看出(圖4(c))，典型狀態(tài)Ma=0.9、2.0時(shí)CD0為60和110 cnts (drag count，1 cnt=0.0001)。

(a) K～CL

(b) Cm～CL

(c) CD0～Ma

3.2 多功能尾翼對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性影響

(a) CL～α

(b) Cm～α

(a) Cn～α

(b) Cl～α

3.3 多功能尾翼對(duì)全機(jī)隱身特性影響

圖7給出了布局方案在尾翼打開前后典型狀態(tài)的微波暗室RCS特性，考慮模型的對(duì)稱性，圖中僅給出了周向角度φ從0°～180°的結(jié)果(定義前視為0°、后視為180°)，從中可以看出：尾翼上反45°后，在X～Ku波段隱身能力減弱，HH極化周向角65°附近峰值范圍變寬約4°～6°(圖7(a、b)中的①位置)，且尾翼打開后VV極化時(shí)，在整個(gè)周向角范圍內(nèi)，RCS峰值除了90°附近外，多出了30°、65°和150°方向(圖7(c)中的②～④位置)，比水平尾翼時(shí)RCS高出約5 dBsm，可見尾翼打開顯著降低了全機(jī)RCS特性。

(a) 10 GHz, HH

(b) 15 GHz, HH

(c) 15 GHz, VV

4 結(jié) 論

本文主要對(duì)提出的多功能變體尾翼進(jìn)行了氣動(dòng)、隱身特性綜合分析，結(jié)果表明：多功能變體尾翼關(guān)閉時(shí)，全機(jī)為飛翼布局，具有較好的氣動(dòng)和隱身性能；變體尾翼打開后，雖在X～Ku波段隱身能力有所減弱，但是航向增穩(wěn)明顯。多功能變體尾翼能較好解決飛翼布局航向增穩(wěn)與控制問題，并保證全機(jī)的機(jī)動(dòng)控制能力。

多功能變體尾翼除了其對(duì)氣動(dòng)、隱身特性的影響外，在變體尾翼收攏時(shí)需與機(jī)體完全融合銜接、光滑過渡，才能保持飛翼布局的氣動(dòng)和隱身性能優(yōu)勢(shì)，因此需在該類變體尾翼操縱面設(shè)計(jì)、變體結(jié)構(gòu)/機(jī)構(gòu)和先進(jìn)功能材料等方面開展進(jìn)一步研究，以提高其應(yīng)用適應(yīng)性。