劉志濤，蔣永，聶博文，岑飛，徐圣

1. 西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

2. 中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 低速空氣動(dòng)力研究所，綿陽 621000

3. 國(guó)防科技大學(xué) 智能科學(xué)學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073

飛翼布局飛行器以其先進(jìn)的氣動(dòng)特性、突出的隱身性能在軍事領(lǐng)域和民用領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景，也是未來飛機(jī)布局的一個(gè)重要發(fā)展方向，如著名的B2轟炸機(jī)以及具有卓越性能的X47B無人機(jī)均采用飛翼布局形式[1]。無尾飛翼布局飛機(jī)能夠有效減小雷達(dá)反射信號(hào)，具有良好的隱身性能，并可以減少飛機(jī)的重量、降低全機(jī)阻力、增加飛機(jī)航程[2]。但是，取消垂尾也會(huì)帶來嚴(yán)重的航向穩(wěn)定性和航向控制方面的問題[3-5]。

實(shí)現(xiàn)航向增穩(wěn)和控制，已成為飛翼布局飛機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一，需要尋找新的控制舵面或新的控制方式來實(shí)現(xiàn)傳統(tǒng)垂尾和方向舵的功能。國(guó)內(nèi)外有關(guān)飛翼布局航向控制舵面的研究主要集中在開裂式方向舵[6-9]、嵌入式阻力舵[7,10-11]以及全動(dòng)翼尖等阻力類舵面[12-14]，也有采用氣動(dòng)舵面[15]和推力矢量[5]方式來實(shí)現(xiàn)航向控制。氣動(dòng)舵面和推力矢量都依靠發(fā)動(dòng)機(jī)噴流實(shí)現(xiàn)航向操縱能力，這對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能要求較高，操縱時(shí)會(huì)帶來部分推力損失，在高速階段，其操縱效率也會(huì)大幅下降，飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)也變得更加復(fù)雜，因此該方案較少采用。阻力類方向舵利用離軸阻力實(shí)現(xiàn)偏航，隨著迎角的增加阻力增強(qiáng)，并且在超聲速下偏轉(zhuǎn)同樣有較大的激波阻力，操縱效率仍然較高，同時(shí)，舵面具有結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單、響應(yīng)迅速、維護(hù)方便等優(yōu)點(diǎn)，所以阻力式方向舵被廣泛采用。但是，為實(shí)現(xiàn)飛機(jī)航向增穩(wěn)，阻力類方向舵雙側(cè)對(duì)稱偏轉(zhuǎn)時(shí)會(huì)產(chǎn)生較大的附加阻力，并減小升力，導(dǎo)致升阻比下降，全機(jī)氣動(dòng)效率降低。因此，相比常規(guī)布局飛機(jī)，為獲得同樣大小的可控機(jī)動(dòng)飛行范圍，飛翼布局飛機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)要求更高。

為進(jìn)一步研究無尾飛翼布局飛機(jī)的航向增穩(wěn)和控制措施。本文提出一種翼尖可彎折結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)無尾飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)，通過靜態(tài)和動(dòng)態(tài)試驗(yàn)研究了翼尖彎折對(duì)全機(jī)氣動(dòng)性能的影響，并分析了試驗(yàn)結(jié)果。為新飛翼布局氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供參考，也為后續(xù)飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)控制研究和控制率設(shè)計(jì)提供支撐。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/h2>

研究采用類X-47B的中等展弦比前緣雙后掠飛翼布局飛機(jī)，飛機(jī)模型主體結(jié)構(gòu)由碳纖維和鋁等材料制作，模型兼顧風(fēng)洞靜動(dòng)態(tài)測(cè)力、虛擬飛和自由飛試驗(yàn)，具體如圖1所示，模型參數(shù)如表1所示。其中，升降舵(δe)偏轉(zhuǎn)范圍±30°，同向偏轉(zhuǎn)用于控制飛機(jī)的俯仰運(yùn)動(dòng)，后緣下偏為正；副翼(δa)偏轉(zhuǎn)范圍±25°，差動(dòng)偏轉(zhuǎn)用于控制飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，左副翼上偏(右副翼下偏)為正；在機(jī)翼外側(cè)布置一對(duì)前后擾流板，通過前后擾流板聯(lián)動(dòng)，形成開裂式阻力方向舵，方向舵(δr)開裂角度范圍0°～45°，左方向舵開裂為正。左右兩側(cè)阻力方向舵相互獨(dú)立，控制飛機(jī)的偏航運(yùn)動(dòng)；飛機(jī)模型左右兩側(cè)翼尖可繞弦線方向折疊偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)范圍±45°，翼尖(δwt)同向上偏轉(zhuǎn)為正；飛機(jī)尾部設(shè)計(jì)帶發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量結(jié)構(gòu)，用于實(shí)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)動(dòng)模擬。舵面采用自動(dòng)舵機(jī)驅(qū)動(dòng)實(shí)現(xiàn)角度偏轉(zhuǎn)，輸入程序指令進(jìn)行控制。

圖1 飛翼布局飛機(jī)模型

表1 模型參數(shù)

2 試驗(yàn)設(shè)備

2.1 風(fēng) 洞

試驗(yàn)在中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所FL-14風(fēng)洞中進(jìn)行，該風(fēng)洞為開口式回流風(fēng)洞。試驗(yàn)段截面為圓形，直徑為3.2 m,試驗(yàn)段全長(zhǎng)為5 m,開口試驗(yàn)段最高風(fēng)速可達(dá)115 m/s，試驗(yàn)段中心區(qū)域氣流偏角|Δα|，|Δβ|≤0.5°。試驗(yàn)風(fēng)速為30 m/s，基于平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)為參考長(zhǎng)度的雷諾數(shù)為1.3×106。

2.2 支撐系統(tǒng)

模型由FL-14風(fēng)洞單自由度動(dòng)態(tài)試驗(yàn)裝置支撐，裝置包括滾轉(zhuǎn)/偏航試驗(yàn)裝置和俯仰振蕩試驗(yàn)裝置。

滾轉(zhuǎn)/偏航振蕩試驗(yàn)裝置采用大功率電機(jī)，通過高精度減速器直接傳動(dòng)，轉(zhuǎn)動(dòng)軸通過一組“背對(duì)背”角接觸球軸承固定在轉(zhuǎn)軸座上，限制了其除軸向轉(zhuǎn)動(dòng)以外的其他自由度，使得電機(jī)的傳動(dòng)軸通過減速器將運(yùn)動(dòng)傳遞給振動(dòng)軸，振動(dòng)軸通過模型轉(zhuǎn)接頭與模型(天平)固聯(lián)。靜態(tài)試驗(yàn)和滾轉(zhuǎn)振蕩試驗(yàn)采用尾撐方式支撐，如圖2所示，靜態(tài)試驗(yàn)時(shí)，采用迎角傳感器測(cè)量模型實(shí)時(shí)迎角，滾轉(zhuǎn)振蕩試驗(yàn)時(shí)，利用電位計(jì)測(cè)量模型角度信號(hào)。偏航振蕩試驗(yàn)采用腹撐方式支撐模型，如圖3所示。

圖2 靜態(tài)和滾轉(zhuǎn)振蕩試驗(yàn)

圖3 偏航振蕩試驗(yàn)

俯仰振蕩試驗(yàn)裝置為平行四邊形機(jī)構(gòu)，機(jī)構(gòu)的4個(gè)鉸接點(diǎn)分別為減速器轉(zhuǎn)動(dòng)中心、搖擺桿、尾支桿以及天平套筒上的鉸接點(diǎn)。平行四邊形的4條邊分別為主支桿、尾支桿、搖擺桿和天平套筒。四邊形運(yùn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)模型俯仰振蕩，俯仰振蕩試驗(yàn)時(shí)模型采用腹撐方式，具體如圖4所示。

圖4 俯仰振蕩試驗(yàn)

2.3 測(cè)量控制系統(tǒng)

采用六分量桿式應(yīng)變天平測(cè)量模型氣動(dòng)力，采集系統(tǒng)為FL-14風(fēng)洞測(cè)控處理系統(tǒng)，該系統(tǒng)以計(jì)算機(jī)網(wǎng)絡(luò)為基礎(chǔ)、數(shù)據(jù)庫為核心的局域網(wǎng)測(cè)控處分布式測(cè)控系統(tǒng)，系統(tǒng)包括數(shù)據(jù)庫及網(wǎng)絡(luò)、測(cè)量控制、速壓控制和姿態(tài)角控制4部分。

基于風(fēng)洞飛行控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)模型翼尖偏轉(zhuǎn)和控制，系統(tǒng)包括上位機(jī)、飛控計(jì)算機(jī)、舵機(jī)等，具體如圖5所示。飛控計(jì)算機(jī)安裝實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)Vxworks與MATLAB/Simulink設(shè)計(jì)開發(fā)環(huán)境無縫集成，基于該環(huán)境設(shè)計(jì)控制程序，通過A/D、D/A、數(shù)字IO、串口等輸入輸出接口，傳輸控制指令驅(qū)動(dòng)舵機(jī)實(shí)現(xiàn)各個(gè)舵面偏轉(zhuǎn)。各個(gè)舵面獨(dú)立控制，可實(shí)現(xiàn)單個(gè)或多個(gè)舵面組合舵偏。

圖5 舵面控制系統(tǒng)

3 結(jié)果分析

3.1 翼尖偏轉(zhuǎn)對(duì)縱向氣動(dòng)特性的影響

飛翼布局飛機(jī)氣動(dòng)外形上翼身融合，整個(gè)飛機(jī)是一個(gè)升力面，舵面操縱時(shí)，升力面發(fā)生變化，全機(jī)氣動(dòng)性能也隨之改變。

圖6和表2給出了翼尖偏轉(zhuǎn)不同角度狀態(tài)下全機(jī)縱向氣動(dòng)特性曲線和氣動(dòng)特征參數(shù),其中CLα為升力線斜率，CLmax為最大升力系數(shù)，αac為臨界迎角，CDmin為最小阻力系數(shù)，Kmax為最大升阻比，CmCL為縱向靜穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)。δwt=0°時(shí)，飛機(jī)失速迎角α為15°左右，最大升阻比13.41，由Cm-α曲線可以發(fā)現(xiàn)，飛機(jī)在小迎角和大迎角狀態(tài)下是縱向靜不穩(wěn)定或者中立穩(wěn)定的,在1.5°≤α≤9°范圍內(nèi)，飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定。

圖6 不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度狀態(tài)下全機(jī)縱向氣動(dòng)特性曲線

表2 縱向氣動(dòng)特征參數(shù)(求導(dǎo)范圍：α=1°～6°)

為更深入分析飛機(jī)氣動(dòng)特性機(jī)理，以Navier-Stokes方程為基礎(chǔ)，應(yīng)用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格(如圖7所示)，采用S-A湍流模型，對(duì)飛機(jī)進(jìn)行數(shù)值計(jì)算，獲得了飛機(jī)的氣動(dòng)力、表面壓力和流動(dòng)特性分布。從圖6可以看出氣動(dòng)力計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果比較一致，可以反映飛機(jī)氣動(dòng)力隨迎角的變化規(guī)律，表明采用的數(shù)值計(jì)算方法可行，計(jì)算結(jié)果可靠，可以對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性機(jī)理進(jìn)行分析。

圖7 計(jì)算網(wǎng)格

從圖8可以看出翼尖偏轉(zhuǎn)對(duì)主翼面的壓力系數(shù)Cp和流動(dòng)特性分布影響很小，僅對(duì)翼尖局部區(qū)域有影響，但翼尖偏轉(zhuǎn)會(huì)引起翼尖升力面有效面積減小，所以全機(jī)升力下降；隨著迎角增大，翼尖升力增加，因翼尖偏轉(zhuǎn)帶來的升力損失也增大，所以全機(jī)升力線斜率CLα隨著翼尖偏轉(zhuǎn)角度增加而逐漸減小。對(duì)于飛翼布局飛機(jī)，其失速特性主要受前緣渦影響，而翼尖置于飛機(jī)的尾部，對(duì)前緣渦干擾較小，翼尖偏轉(zhuǎn)全機(jī)的失速迎角并未發(fā)生較大的變化。

圖8 不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度下飛機(jī)表面壓力和流線分布(α=5°,β=0°)

翼尖偏轉(zhuǎn)減小了全機(jī)的有效升力面積，也減小了飛機(jī)的迎風(fēng)面積，所以全機(jī)阻力隨著偏轉(zhuǎn)角度增加而減小。同時(shí)，偏轉(zhuǎn)的翼尖類似于翼尖小翼，從圖9可以看出翼尖偏轉(zhuǎn)能夠有效阻礙機(jī)翼展向流動(dòng)氣流上翻形成翼尖渦，并減弱渦能量，達(dá)到減小誘導(dǎo)阻力的目的，使全機(jī)阻力減?。灰砑鉁u減弱使翼展范圍內(nèi)的誘導(dǎo)下洗速度減小，全機(jī)升力也能提高，所以翼尖小翼能夠提高升阻比，增加全機(jī)的氣動(dòng)效率。對(duì)于后掠翼，還存在翼尖效應(yīng)，翼尖處剖面吸力主要集中在前部，逆壓梯度大，翼尖處提前出現(xiàn)氣流分離，造成翼尖失速，使阻力增大、升力減小，全機(jī)升阻比減小，而翼尖小翼能夠減弱這一效應(yīng)。試驗(yàn)結(jié)果表明翼尖偏轉(zhuǎn)能夠提高全機(jī)的最大升阻比Kmax，隨著偏轉(zhuǎn)角度增加Kmax逐漸增大，|δwt|=40°時(shí)，Kmax能夠增加3%左右。

圖9 不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度下的翼尖渦對(duì)比(α=5°,β=0°)

飛翼布局飛機(jī)取消了常規(guī)布局的平尾結(jié)構(gòu)，縱向靜穩(wěn)定性主要取決于翼型的設(shè)計(jì)。試驗(yàn)飛機(jī)模型翼尖位置在氣動(dòng)中心后部，翼尖偏轉(zhuǎn)減小了飛機(jī)后部有效升力面面積，使飛機(jī)后部升力減小，當(dāng)飛機(jī)升力為正時(shí)，翼尖偏轉(zhuǎn)使全機(jī)俯仰低頭力矩減小，隨著迎角增加，飛機(jī)后部升力損失越大，俯仰低頭力矩越小，所以全機(jī)俯仰靜穩(wěn)定裕量|CmCL|隨翼尖偏轉(zhuǎn)角度增加逐漸減小。從Cm-α曲線上看，在迎角1.5°和9°附近，飛機(jī)俯仰力矩出現(xiàn)了明顯的非線性拐折，表明飛機(jī)表面氣流發(fā)生了較大的突變，從圖8可以看出偏轉(zhuǎn)翼尖對(duì)飛機(jī)表面主要的流動(dòng)特性影響很小，所以飛機(jī)俯仰靜穩(wěn)定迎角區(qū)間范圍和拐點(diǎn)臨界迎角并沒有因翼尖偏轉(zhuǎn)發(fā)生較大變化。

3.2 翼尖偏轉(zhuǎn)對(duì)橫航向氣動(dòng)特性的影響

對(duì)于常規(guī)布局飛機(jī)，垂尾是航向靜穩(wěn)定的主要來源，而穩(wěn)定性較低的飛機(jī)，還可以安裝腹鰭改善其航向靜穩(wěn)定性。飛翼布局飛機(jī)翼尖向上、向下偏轉(zhuǎn)類似常規(guī)布局飛機(jī)的垂尾和腹鰭，將有助于提高飛機(jī)的航向穩(wěn)定性。圖10和表3給出了試驗(yàn)獲得的翼尖偏轉(zhuǎn)不同角度狀態(tài)下全機(jī)橫航向氣動(dòng)特性曲線和特征參數(shù)。從圖可知，在δwt=0°時(shí)，-6°≤α≤14°范圍內(nèi)，飛機(jī)呈航向靜不穩(wěn)定；0°≤α≤20°范圍內(nèi)，飛機(jī)橫向靜穩(wěn)定。

表3 橫航向氣動(dòng)特征參數(shù)(平均值：α=-6°～12°)

圖10 不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度下飛機(jī)橫航向氣動(dòng)特性曲線

圖11給出了計(jì)算獲得的翼尖偏轉(zhuǎn)不同角度狀態(tài)下翼尖表面壓力分布云圖。變側(cè)滑角狀態(tài)下偏轉(zhuǎn)翼尖迎風(fēng)面壓力增加將為飛機(jī)貢獻(xiàn)一個(gè)迎風(fēng)方向的側(cè)力，隨著迎角增加，上偏翼尖會(huì)受到主機(jī)翼干擾，右側(cè)迎風(fēng)面壓力減小，所以翼尖上、下偏相同的角度，上偏時(shí)側(cè)向力更小。

圖11 不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度下翼尖表面壓力分布(α=5°,β=0°)

從Cn-α曲線也可以看出，翼尖上偏航向增穩(wěn)效果更差，在小迎角范圍內(nèi)，上偏翼尖能夠增加飛機(jī)的航向靜穩(wěn)定性，隨著迎角增加，翼尖受到主機(jī)翼遮蔽，迎風(fēng)面壓力減小，航向增穩(wěn)效果急劇惡化，飛機(jī)航向逐漸失穩(wěn)。翼尖下偏類似于為飛機(jī)增加一對(duì)腹鰭，變側(cè)滑角狀態(tài)下，偏轉(zhuǎn)翼尖迎風(fēng)面受主機(jī)翼干擾較小，航向增穩(wěn)效果較好，即使在大迎角狀態(tài)，飛機(jī)仍具有良好的航向靜穩(wěn)定性，表明翼尖下偏將更有利于飛機(jī)航向增穩(wěn)。

試驗(yàn)飛機(jī)模型為雙后掠飛翼布局，變側(cè)滑角狀態(tài)下，迎氣流機(jī)翼上自由流速度的垂直分量增加，引起迎氣流機(jī)翼產(chǎn)生更大的升力，相反，背氣流機(jī)翼升力將減小，因此會(huì)產(chǎn)生背離側(cè)滑方向的滾轉(zhuǎn)，起到與幾何上反一樣的作用,在α>0°時(shí)，升力為正，飛機(jī)呈橫向靜穩(wěn)定。翼尖上偏類似于為飛機(jī)增加垂尾，變側(cè)滑角狀態(tài)下，垂尾迎角改變，迎角的這種變化在垂尾上產(chǎn)生升力，而翼尖壓力中心在飛機(jī)重心之上，這個(gè)升力將產(chǎn)生背離側(cè)滑方向的滾轉(zhuǎn)力矩，所以翼尖上偏會(huì)增加飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性。當(dāng)翼尖下偏時(shí)，翼尖壓力中心在飛機(jī)重心之下，正側(cè)滑角狀態(tài)下，翼尖偏轉(zhuǎn)引起正的滾轉(zhuǎn)力矩，這將對(duì)飛機(jī)橫向貢獻(xiàn)一個(gè)不穩(wěn)定的增量。從Cl-α曲線可以看出，翼尖下偏角度增加會(huì)引起飛機(jī)橫向不穩(wěn)定迎角范圍逐漸擴(kuò)大，而翼尖上偏角度增加飛機(jī)橫向穩(wěn)定性呈逐漸增強(qiáng)趨勢(shì)，翼尖上偏和下偏將對(duì)飛機(jī)橫向穩(wěn)定性起相反的作用。

由以上分析可以看出：翼尖下偏將更有利于提高飛機(jī)航向靜穩(wěn)定性，但也會(huì)帶來橫向穩(wěn)定性減弱問題；翼尖上偏在中小迎角范圍能夠幫助增加飛機(jī)的航向靜穩(wěn)定性，同時(shí)，也能提高飛機(jī)的橫向穩(wěn)定性，但大迎角時(shí)，航向穩(wěn)定性急劇減弱。

3.3 翼尖偏轉(zhuǎn)對(duì)動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性的影響

動(dòng)穩(wěn)定性是表征飛行器動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性的關(guān)鍵參數(shù)，動(dòng)穩(wěn)定性一般使用動(dòng)穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)(動(dòng)導(dǎo)數(shù))來進(jìn)行表征，本次試驗(yàn)采用了強(qiáng)迫振蕩方式進(jìn)行動(dòng)導(dǎo)數(shù)辨識(shí)，研究了翼尖偏轉(zhuǎn)對(duì)飛翼布局飛機(jī)動(dòng)導(dǎo)數(shù)的影響。

圖12 不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度下的俯仰動(dòng)導(dǎo)數(shù)結(jié)果

圖13 不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度下的偏航動(dòng)導(dǎo)數(shù)結(jié)果

從以上分析可以看出：翼尖偏轉(zhuǎn)能夠有效增加飛機(jī)的航向動(dòng)穩(wěn)定性，但也會(huì)帶來部分縱向和橫向動(dòng)穩(wěn)定性的損失。

3.4 翼尖偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)模態(tài)特性的影響

從試驗(yàn)結(jié)果可以看出，翼尖偏轉(zhuǎn)角度范圍內(nèi)，當(dāng)δwt=-40°時(shí)飛機(jī)縱向穩(wěn)定性損失最大，航向穩(wěn)定性最強(qiáng)。為進(jìn)一步分析翼尖偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)動(dòng)力學(xué)特性的影響，選取δwt=-40°為典型狀態(tài)來研究翼尖偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)模態(tài)特性的影響。

圖15(a)給出了不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度狀態(tài)下縱向運(yùn)動(dòng)特征模態(tài)隨迎角的變化情況?？梢钥闯觯害膚t=0°時(shí)，在縱向靜穩(wěn)定區(qū)域內(nèi)，飛翼布局飛機(jī)具有明顯的短周期和長(zhǎng)周期模態(tài)；在縱向靜不穩(wěn)定區(qū)域內(nèi)，典型的長(zhǎng)、短周期模態(tài)消失，出現(xiàn)了第三振蕩模態(tài)(自然頻率和阻尼比與長(zhǎng)周期模態(tài)相近)，其余兩個(gè)極點(diǎn)(離原點(diǎn)較遠(yuǎn))分別位于正、負(fù)實(shí)軸。當(dāng)翼尖偏轉(zhuǎn)δwt=-40°時(shí)，縱向靜穩(wěn)定區(qū)域內(nèi)，短周期模態(tài)的自然頻率有所降低，阻尼比有所改善，而長(zhǎng)周期模態(tài)變化不大；縱向靜不穩(wěn)定區(qū)域內(nèi)，飛機(jī)模態(tài)特性無明顯變化。分析可以看出：隨著迎角的變化，靜穩(wěn)定性變化是引起縱向模態(tài)呈現(xiàn)上述演化特性的主要原因，翼尖偏轉(zhuǎn)未引起縱向靜穩(wěn)定特性發(fā)生較大變化，所以對(duì)飛機(jī)縱向動(dòng)力學(xué)特征影響不大。

圖15 不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度下的運(yùn)動(dòng)特征模態(tài)

圖15(b)給出了不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度狀態(tài)下橫航向運(yùn)動(dòng)特征模態(tài)隨迎角的變化情況?？梢钥闯觯害膚t=0°、α=0°時(shí)，飛機(jī)模態(tài)兩個(gè)極點(diǎn)位于負(fù)實(shí)軸，一個(gè)極點(diǎn)位于正實(shí)軸，一個(gè)極點(diǎn)在原點(diǎn)附近，飛機(jī)未出現(xiàn)明顯的橫航向模態(tài)；隨著迎角增加，極點(diǎn)向原點(diǎn)靠攏，在α>5°時(shí)，飛機(jī)具有明顯的橫航向模態(tài)，但荷蘭滾模態(tài)阻尼比極低，趨近于零；隨著迎角進(jìn)一步增加，荷蘭滾模態(tài)自然頻率增加，阻尼比未有明顯改善。當(dāng)δwt=-40°、α=0°時(shí)，飛機(jī)模態(tài)4個(gè)極點(diǎn)在實(shí)軸上的分布規(guī)律與δwt=0°時(shí)相似；隨著迎角增加，飛機(jī)出現(xiàn)明顯的橫航向模態(tài)，與δwt=0°狀態(tài)相比，荷蘭滾模態(tài)自然頻率增加，阻尼比有所改善。結(jié)果表明：翼尖偏轉(zhuǎn)將有助于改善飛翼布局飛機(jī)的荷蘭滾模態(tài)，使其更加趨近常規(guī)布局飛機(jī)的橫航向模態(tài)特性，后續(xù)的控制律設(shè)計(jì)可以參照常規(guī)布局飛機(jī)控制律設(shè)計(jì)方法和經(jīng)驗(yàn)，降低飛翼布局飛機(jī)橫航向控制律設(shè)計(jì)難度。

4 結(jié) 論

本文通過對(duì)典型飛翼布局飛機(jī)模型不同翼尖偏轉(zhuǎn)角度狀態(tài)的靜態(tài)和動(dòng)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)研究和結(jié)果分析，掌握了飛翼布局飛機(jī)的基本氣動(dòng)特性和翼尖偏轉(zhuǎn)對(duì)全機(jī)氣動(dòng)性能的影響。飛翼布局飛機(jī)具有航向動(dòng)穩(wěn)定性較弱、航向呈靜不穩(wěn)定的氣動(dòng)特點(diǎn)，開展風(fēng)洞虛擬飛和自由飛試驗(yàn)時(shí)，需要考慮航向增穩(wěn)控制；翼尖偏轉(zhuǎn)能夠有效增加飛機(jī)航向靜、動(dòng)穩(wěn)定性，盡管也會(huì)引起縱向靜、動(dòng)穩(wěn)定性降低，但對(duì)縱向模態(tài)特征影響不大，并很好地解決了傳統(tǒng)阻力類舵面航向增穩(wěn)時(shí)導(dǎo)致全機(jī)升阻比下降氣動(dòng)效率降低的問題；飛翼布局飛機(jī)橫航向模態(tài)與常規(guī)布局飛機(jī)顯著不同，特別是荷蘭滾模態(tài)嚴(yán)重惡化甚至消失，翼尖偏轉(zhuǎn)能夠改善橫航向模態(tài)使之趨近于常規(guī)布局飛機(jī)模態(tài)，可以簡(jiǎn)化飛翼布局飛機(jī)橫航向控制律設(shè)計(jì)方法，是一種有效的無尾飛翼布局飛機(jī)航向增穩(wěn)控制策略。本文的研究結(jié)果對(duì)飛翼布局飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)、航向增穩(wěn)控制研究和控制律設(shè)計(jì)具有一定參考價(jià)值。