劉榮健, 白 鵬

(中國航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院, 北京 100074)

引 言

在飛行器研制中, 質(zhì)心和焦點(diǎn)的位置關(guān)系, 即靜穩(wěn)定度是一個(gè)至關(guān)重要的參數(shù), 關(guān)系到飛行器的升阻比、 機(jī)動(dòng)性等核心性能, 決定了飛行器能否穩(wěn)定飛行, 直接影響到飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì).

傳統(tǒng)的工程實(shí)踐中, 通常采用保證絕對(duì)靜穩(wěn)定性的設(shè)計(jì), 即飛行過程中, 焦點(diǎn)始終位于質(zhì)心后方, 由此保證飛行器受擾動(dòng)后自動(dòng)恢復(fù)到平衡狀態(tài). 隨著計(jì)算機(jī)及自動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展, 自20世紀(jì)70年代出現(xiàn)了主動(dòng)控制技術(shù), 即采用放寬靜穩(wěn)定性設(shè)計(jì), 通過計(jì)算機(jī)實(shí)時(shí)控制舵面產(chǎn)生人工恢復(fù)力矩, 實(shí)現(xiàn)飛行器的閉環(huán)穩(wěn)定飛行[1-4].

上述兩種設(shè)計(jì)方法各自具有相應(yīng)的優(yōu)缺點(diǎn). 靜穩(wěn)定設(shè)計(jì)相對(duì)風(fēng)險(xiǎn)較低, 飛控系統(tǒng)較簡(jiǎn)單, 易于實(shí)現(xiàn), 甚至大量兵器型號(hào)采用無控設(shè)計(jì), 但保持靜穩(wěn)定性的設(shè)計(jì)往往會(huì)造成飛行器的性能損失. 放寬靜穩(wěn)定性設(shè)計(jì)相對(duì)風(fēng)險(xiǎn)較高, 飛控系統(tǒng)復(fù)雜, 對(duì)傳感器、 飛控計(jì)算機(jī)、 控制算法、 執(zhí)行機(jī)構(gòu)等控制元素要求很高, 但往往能帶來飛行器性能上較明顯的提升.

當(dāng)前, 無論采用上述何種設(shè)計(jì)思想, 基本都是通過權(quán)衡部件安排被動(dòng)適應(yīng)實(shí)際飛行中焦點(diǎn)和質(zhì)心的位置變化. 實(shí)際飛行中, 焦點(diǎn)的位置改變主要由于速度變化, 而質(zhì)心位置的改變主要源自燃料消耗或載荷投放. 對(duì)于飛行速域較窄的飛行器而言, 導(dǎo)致靜穩(wěn)定度變化的主要因素是質(zhì)心移動(dòng); 對(duì)于較寬速域的飛行器, 靜穩(wěn)定度的變化主要是焦點(diǎn)移動(dòng)導(dǎo)致的, 或者焦點(diǎn)與質(zhì)心同時(shí)改變導(dǎo)致的.

靜穩(wěn)定度的大幅改變可能會(huì)導(dǎo)致飛行狀態(tài)的劇烈變化, 增加飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)難度和復(fù)雜程度. 因此, 從降低飛控系統(tǒng)研發(fā)復(fù)雜度和成本的角度出發(fā), 本文提出3種部件可變形方式以調(diào)整焦點(diǎn)的位置, 以期實(shí)現(xiàn)飛行器在飛行過程中保持較合理的靜穩(wěn)定度, 通過數(shù)值模擬的手段對(duì)3種方案進(jìn)行了對(duì)比.

1 可變形鴨翼方案

傳統(tǒng)設(shè)計(jì)中, 通過氣動(dòng)手段調(diào)節(jié)靜穩(wěn)定度一般通過鴨式布局實(shí)現(xiàn), 但鴨翼往往為面積不變的固定式或全動(dòng)式, 且位置固定, 因此調(diào)整焦點(diǎn)位置的能力相對(duì)有限. 針對(duì)上述不足, 基于一種面對(duì)稱基礎(chǔ)構(gòu)型, 本文提出3種鴨翼方案以實(shí)現(xiàn)焦點(diǎn)位置的調(diào)整.

基礎(chǔ)構(gòu)型如圖1所示, 采用旋成體機(jī)身、 三角翼、 梯形垂尾的翼身組合體面對(duì)稱布局. 飛行器長(zhǎng)3 m, 翼展1.524 m, 高0.575 m. 主翼前緣后掠角60°, 展弦比2.03. 垂尾前緣后掠角50°, 梢根比0.33.

圖1 基礎(chǔ)構(gòu)型Fig. 1 Basic configuration

在基礎(chǔ)構(gòu)型基礎(chǔ)上增加鴨翼形成鴨式布局. 由文獻(xiàn)[5]可知, 在小攻角下, 鴨翼導(dǎo)致氣動(dòng)焦點(diǎn)的移動(dòng)量近似與鴨翼容量成正比. 鴨翼容量VCe的定義如下

(1)

式中，SCe為鴨翼外露面積,SW為主翼面積, 也為參考面積,Lc為鴨翼焦點(diǎn)到飛行器質(zhì)心的距離, 即鴨翼力臂,cA為平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng).

由鴨翼容量的定義及其與焦點(diǎn)的關(guān)系可知, 若通過鴨翼調(diào)整焦點(diǎn)位置, 可改變鴨翼外露面積SCe或鴨翼焦點(diǎn)到質(zhì)心的距離Lc.因此, 本文提出3種可變鴨翼形式: 分別為主要改變外露面積SCe的可變后掠鴨翼和伸縮鴨翼, 以及可變鴨翼力臂的滑動(dòng)鴨翼.

1.1 可變后掠鴨翼

航空發(fā)展史上, 為了協(xié)調(diào)高低速氣動(dòng)特性的矛盾, 曾經(jīng)出現(xiàn)了可變后掠機(jī)翼[6-9], 其典型型號(hào)有美國的F-111, F-14, B-1B; 蘇聯(lián)/俄羅斯的米格-23, 米格-27, 蘇-22, 蘇-24,圖-22M,圖-160; 歐洲的狂風(fēng)等. 時(shí)至今日, 采用可變后掠翼技術(shù)的飛機(jī)仍處于大量服役狀態(tài). 此外, 大量的兵器型號(hào)采用了類似可變后掠翼的折疊機(jī)翼, 從發(fā)射筒或載機(jī)發(fā)射后展開彈翼飛行. 該技術(shù)相對(duì)比較成熟, 結(jié)構(gòu)上較易實(shí)現(xiàn). 因此, 本文提出可變后掠鴨翼以改變焦點(diǎn)位置.

如圖2所示, 弦長(zhǎng)0.15 m, 展長(zhǎng)為0.45 m的矩形鴨翼(單邊)位于機(jī)身x=0.4 m站位處,鴨翼后掠角Λ從0°到60°變化. 鴨翼改變后掠角時(shí), 外露面積改變, 由此改變飛行器的靜穩(wěn)定度.

圖2 可變后掠鴨翼構(gòu)型Fig. 2 Variable sweep canard configurations

1.2 伸縮鴨翼

為了在不同飛行階段獲得合適的機(jī)翼平面形狀, 研究者提出了伸縮式機(jī)翼概念, 即將機(jī)翼設(shè)計(jì)成類似拉桿天線的伸縮結(jié)構(gòu), 以改變機(jī)翼面積、 展長(zhǎng)等參數(shù). 相關(guān)研究可見文獻(xiàn)[10-16].

本文將矩形鴨翼設(shè)計(jì)成伸縮結(jié)構(gòu), 沿前后緣平行方向伸展或收縮. 為方便對(duì)比, 采用 1.1節(jié)中后掠角Λ=40°, 弦長(zhǎng)為0.15 m的矩形機(jī)翼, 位于機(jī)身x=0.4 m站位處, 沿前后緣平行方向進(jìn)行伸縮, 伸縮量在0.3～0.6 m區(qū)間內(nèi)變化, 為了便于描述, 將該量定義為伸出量s, 略去伸縮過程中弦長(zhǎng)的細(xì)微改變量, 如圖3所示.

圖3 伸縮鴨翼構(gòu)型Fig. 3 Stretch canard configurations

1.3 滑動(dòng)鴨翼

上兩節(jié)所述鴨翼變形方案均為以改變鴨翼外露面積為主要形式, 雖然其變形過程中鴨翼焦點(diǎn)距離飛行器質(zhì)心的距離Lc也有改變, 但改變量較小. 從式(1)出發(fā), 本文提出一種外露面積近似不變, 改變鴨翼力臂Lc的滑動(dòng)鴨翼方案. 為便于對(duì)比, 選取 1.1節(jié)中后掠角為40°的矩形鴨翼方案, 沿機(jī)身軸線x前后移動(dòng), 移動(dòng)范圍為0.2～0.8 m, 忽略滑動(dòng)機(jī)構(gòu)可能對(duì)機(jī)身表面造成的外形改變, 如圖4所示.

圖4 滑動(dòng)鴨翼構(gòu)型Fig. 4 Slide canard configurations

2 數(shù)值模擬方法

為了對(duì)不同構(gòu)型及參數(shù)組合下的飛行器氣動(dòng)特性進(jìn)行評(píng)估, 采用商業(yè)軟件Fluent開展數(shù)值模擬. 選用密度基求解器, 以提高高M(jìn)ach數(shù)下的收斂性. 無黏通量采用AUSM格式離散, 并結(jié)合2階迎風(fēng)重構(gòu)提高離散精度. 采用隱式時(shí)間推進(jìn)法. 湍流模型采用氣動(dòng)特性分析中較為常用的Spalart-Allmaras模型. 為獲得較好的網(wǎng)格質(zhì)量及較少的網(wǎng)格總量, 采用多面體單元構(gòu)筑全場(chǎng)網(wǎng)格, 為了更好地捕獲邊界層的流動(dòng), 在物面附近生成棱柱層網(wǎng)格, 并對(duì)機(jī)體前緣和翼前緣進(jìn)行了局部加密, 網(wǎng)格單元總量約2.5×106, 如圖5所示.

圖5 計(jì)算網(wǎng)格Fig. 5 Computational meshes

3 結(jié)果及分析

應(yīng)用Fluent軟件, 對(duì)3種可變鴨翼構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值模擬研究, 模擬Mach數(shù)為0.7, 1.2, 2.5, 5.0, 涵蓋了從亞聲速、 跨聲速、 超聲速到高超聲速的典型狀態(tài). 由于焦點(diǎn)的概念只存在于小攻角線性范圍內(nèi), 因此模擬的攻角范圍為-2°～10°. 參考長(zhǎng)度取飛行器平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng)0.938 m, 參考面積取主翼面積1.14 m2. 選取各狀態(tài)下4°攻角對(duì)應(yīng)的焦點(diǎn)位置進(jìn)行對(duì)比.

如圖6所示, 為可變后掠鴨翼構(gòu)型不同Ma下焦點(diǎn)位置的對(duì)比. 為了直觀展示位置關(guān)系, 這里給出的是焦點(diǎn)位置占飛行器全長(zhǎng)的比例. 由圖可知, 隨著鴨翼后掠角增加, 飛行器的焦點(diǎn)位置向后移動(dòng). 后掠角越小, 隨Ma變化焦點(diǎn)位置移動(dòng)范圍越大. 從焦點(diǎn)位置調(diào)節(jié)能力的角度來看, 隨Ma增大, 可變后掠鴨翼的焦點(diǎn)調(diào)節(jié)能力逐漸減弱.

在本文研究的Ma范圍內(nèi), 同樣的飛行狀態(tài)下, 全機(jī)升力系數(shù)和阻力系數(shù)隨鴨翼后掠角增加均略微減小, 變化量均在5%以內(nèi). 相應(yīng)的升阻比改變量近似可忽略不計(jì).

圖7為伸縮鴨翼構(gòu)型不同Ma下的焦點(diǎn)位置. 可見焦點(diǎn)前移量與鴨翼伸出量成正比. 從亞聲速到高超聲速, 伸縮鴨翼的焦點(diǎn)調(diào)節(jié)能力呈先增大后減小的趨勢(shì), 即從亞聲速到跨聲速焦點(diǎn)調(diào)節(jié)能力增強(qiáng), 從跨聲速到超聲速及高超聲速焦點(diǎn)調(diào)節(jié)能力逐漸減弱. 值得注意的是, 在超聲速和高超聲速段, 鴨翼伸縮量s越大, 隨Ma增加時(shí)焦點(diǎn)的移動(dòng)量越小,s=0.6 m 時(shí),Ma從2.5到5.0, 焦點(diǎn)位置近似不變.

圖6 可變后掠鴨翼構(gòu)型的焦點(diǎn)位置Fig. 6 Aerodynamic center of variable sweep canard configurations

圖7 伸縮鴨翼構(gòu)型的焦點(diǎn)位置Fig. 7 Aerodynamic center of stretch canard configurations

在本文研究的參數(shù)范圍內(nèi), 隨鴨翼伸出量s增大, 全機(jī)升力系數(shù)和阻力系數(shù)均有增長(zhǎng), 改變量均在8%以內(nèi), 升阻比改變量在4%以內(nèi).

圖8為滑動(dòng)鴨翼不同站位時(shí)焦點(diǎn)位置與Ma的關(guān)系曲線. 可知隨鴨翼向后滑動(dòng), 焦點(diǎn)也向后移動(dòng), 反之亦然. 由曲線可知, 從亞聲速到跨聲速, 滑動(dòng)式鴨翼焦點(diǎn)調(diào)節(jié)能力略微增強(qiáng). 從跨聲速到超聲速, 焦點(diǎn)調(diào)節(jié)能力略微減弱. 從超聲速到高超聲速, 焦點(diǎn)調(diào)節(jié)能力近似不變.

在本文研究的攻角范圍內(nèi), 跨聲速到高超聲速范圍內(nèi), 滑動(dòng)鴨翼導(dǎo)致的升力系數(shù)和阻力系數(shù)改變量均在1%以內(nèi). 在亞聲速范圍內(nèi), 滑動(dòng)鴨翼導(dǎo)致的升力系數(shù)和阻力系數(shù)改變量在2%以內(nèi). 所有Ma下升阻比改變量為小量, 可忽略不計(jì).

固定質(zhì)心時(shí), 考察采用上述3種手段時(shí)不同速域下靜穩(wěn)定度的最大改變量, 即采用不同調(diào)節(jié)手段時(shí)各自端點(diǎn)靜穩(wěn)定度值之差， 如表1所示， 此處的參考長(zhǎng)度為平均氣動(dòng)力弦長(zhǎng).

圖8 滑動(dòng)鴨翼構(gòu)型的焦點(diǎn)位置Fig. 8 Aerodynamic center of slide canard configurations

表1 靜穩(wěn)定度改變量

由表1可知, 3種調(diào)節(jié)方式在寬速域范圍內(nèi)均具備較強(qiáng)的縱向靜穩(wěn)定度調(diào)節(jié)能力. 在亞聲速段可變后掠鴨翼具有最強(qiáng)的靜穩(wěn)定度調(diào)節(jié)能力; 跨聲速段和超聲速段伸縮鴨翼靜穩(wěn)定度調(diào)節(jié)能力相對(duì)最強(qiáng); 高超聲速段滑動(dòng)鴨翼具有相對(duì)最強(qiáng)的靜穩(wěn)定度調(diào)節(jié)能力.

考慮如下情況, 選取飛行器的鴨翼構(gòu)型為上文所述可變鴨翼構(gòu)型的后掠角Λ=40°狀態(tài), 此時(shí)對(duì)應(yīng)伸縮鴨翼構(gòu)型的s=0.45 m狀態(tài); 以及滑動(dòng)鴨翼的x=0.4 m狀態(tài). 假設(shè)在Ma=2.5的飛行狀態(tài)下, 由于燃料消耗, 飛行器的質(zhì)心前移, 使得飛行器的靜穩(wěn)定度由4%cA增加到了7%cA, 由此帶來較大的配平阻力增加和機(jī)動(dòng)能力的下降.

為了消除質(zhì)心前移對(duì)飛行性能的影響, 可以通過上述3種鴨翼變形形式調(diào)整焦點(diǎn)的位置以適應(yīng)質(zhì)心的變化, 使飛行器保持合理的靜穩(wěn)定度4%cA. 通過焦點(diǎn)位置與鴨翼參數(shù)的關(guān)系建模及計(jì)算可知, 為了保持靜穩(wěn)定度4%cA, 需要將可變后掠鴨翼在40°后掠角基礎(chǔ)上前掠37.5°, 即鴨翼后掠角改變?yōu)?.5°. 對(duì)于伸縮鴨翼, 需要在s=0.45 m的基礎(chǔ)上將鴨翼伸出0.077 m, 即調(diào)整至s=0.527 m. 對(duì)于滑動(dòng)鴨翼, 需要將鴨翼從x=0.4 m站位前移0.183 m, 即鴨翼站位調(diào)整為x=0.217 m. 計(jì)算結(jié)果表明通過3種鴨翼變形的方式均能將飛行器靜穩(wěn)定度調(diào)整至合理范圍.

綜上所述, 本文提出的3種可變鴨翼構(gòu)型均可以實(shí)現(xiàn)在較寬的速域范圍內(nèi)通過改變焦點(diǎn)位置的形式調(diào)節(jié)飛行器的縱向靜穩(wěn)定度. 從結(jié)構(gòu)、 機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)的角度考量, 可變后掠鴨翼可借鑒較成熟的可變后掠機(jī)翼技術(shù), 因此較易實(shí)現(xiàn); 伸縮鴨翼可能會(huì)面對(duì)較嚴(yán)峻的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度以及熱防護(hù)的問題, 工程實(shí)現(xiàn)難度較大; 滑動(dòng)鴨翼不適合大尺寸的飛行器, 如寬速域飛機(jī), 較適合小尺寸的兵器類飛行器, 如巡飛彈.

通過主動(dòng)調(diào)節(jié)焦點(diǎn)位置, 可以在飛行控制系統(tǒng)較簡(jiǎn)易, 甚至無飛行控制系統(tǒng)的情況下保持飛行器在較寬的速域內(nèi)焦點(diǎn)和質(zhì)心位置的匹配, 使飛行器具有合理的靜穩(wěn)定度, 減小配平損失, 以提升飛行器的整體性能. 在飛行控制系統(tǒng)較完備、 功能較強(qiáng)的情況下也可以通過上述方式主動(dòng)減小靜穩(wěn)定度, 使飛行器放寬靜穩(wěn)定度限制, 實(shí)現(xiàn)正升力配平.

4 結(jié)論

本文提出了3種可能的可變形鴨翼構(gòu)型, 以期通過焦點(diǎn)位置的調(diào)整實(shí)現(xiàn)全機(jī)靜穩(wěn)定度的調(diào)節(jié). 分別為可變后掠鴨翼、 伸縮鴨翼和滑動(dòng)鴨翼. 通過計(jì)算流體力學(xué)的手段在Ma=0.7～5.0的寬速域范圍內(nèi)對(duì)3種可變鴨翼構(gòu)型進(jìn)行了氣動(dòng)特性的數(shù)值仿真研究. 結(jié)論如下:

(1)可變后掠鴨翼構(gòu)型、 伸縮鴨翼構(gòu)型、 滑動(dòng)鴨翼構(gòu)型均能在寬速域范圍內(nèi)進(jìn)行有效的焦點(diǎn)位置調(diào)節(jié).

(2)在本文研究的參數(shù)范圍內(nèi), 亞聲速段, 可變后掠鴨翼焦點(diǎn)調(diào)節(jié)能力最強(qiáng); 跨聲速和超聲速段, 伸縮鴨翼焦點(diǎn)調(diào)節(jié)能力最強(qiáng); 高超聲速段, 滑動(dòng)鴨翼焦點(diǎn)調(diào)節(jié)能力最強(qiáng).

(3)從工程實(shí)現(xiàn)的角度, 可變后掠鴨翼較另兩種方案更具備可行性.