飞翼布局飞机起降阶段纵向大迎角气动增稳研究

董永涛, 王正平

(西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)



飞翼布局飞机起降阶段纵向大迎角气动增稳研究

董永涛, 王正平

(西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)

摘要:针对某中等展弦比高速飞翼布局飞机,利用CFD计算方法,研究了一套新型舵面组合对飞机起降任务阶段纵向气动力特性的影响，并对该飞翼布局飞机不同舵面组合进行了数值模拟。仿真结果表明,采用该舵面组合在飞机的起降阶段可以有效改善其纵向气动力特性和操稳特性。

关键词:飞翼; 舵面组合; 纵向气动力特性; 增稳

0引言

飞翼布局飞机翼身融合为一体,通常可以达到很高的升阻比[1]。但飞翼布局飞机由于取消了尾翼,其操纵面只能装在机翼上,全机的焦点靠前,从而导致了飞机纵向稳定性的降低甚至不稳定。通常情况下飞翼布局飞机的机身弦向相对于展向较短,导致升降舵的操纵力臂较短,从而导致纵向操纵效率较低。针对这些问题,一般的解决方案是采用后掠机翼,这样可以增大升降舵的力臂;或者采用反弯翼型并带有一定的几何负扭转,以牺牲一定的升阻比为代价使得零升力矩大于零,在巡航迎角附近使得俯仰力矩为零,即实现自配平[1]。

对于飞翼布局飞机而言,其设计难点在于如何使飞机在保持静稳定范围内获得最大升阻比。对于一般飞翼布局飞机来说,随着迎角的增加机翼后缘上方产生气流分离,使焦点前移,在其升阻比还未达到最大值时其力矩曲线就已经出现了非线性上翘,静稳定范围过窄就无法利用较高的升阻比,这不但很大程度上限制了飞机机动性能的发挥,而且可能危及飞行安全[2]。所以,纵向稳定性问题就成为飞翼布局飞机设计的关键气动力问题。目前,解决飞机稳定性的方案主要有:采用飞控或者矢量发动机的控制技术来弥补稳定性的不足;从气动力布局的角度来增加飞机的稳定性范围[3]。很明显,后一种方案不但可靠性好而且成本低,在飞机设计中得到了广泛应用。

本文研究的内容就是从气动力布局的角度出发,在某中等展弦比飞翼布局飞机的起降阶段,采用新型组合舵面推迟力矩出现非线性上翘时的迎角,延长力矩特性的线性范围,从而达到能利用较大的升力系数的问题,即增加了纵向稳定性的范围。

1仿真模型

由于边条产生的前缘涡对基本翼有干扰,并且舵面打开后,流经舵面之后的气流发生分离,并脱落出较强的涡,流态很复杂,为准确模拟流场的复杂流态,保证研究结果可信,构造合适的比较精密的网格成为本文研究的关键[4]。本文采用的是ICEM构建的结构网格,虽然构建过程复杂,耗时较长,但在重要部位和小尺寸部分加密过程中容易调整,并且能加快计算收敛的速度。

由于在大迎角下模型表面会发生大面积的气流分离,所以应选择合适的能适用于求解大分离流场的湍流模型。本文所采用的湍流模型为剪切压力传输(SST)k-ω模型,该模型充分考虑了边界层内的流动[5]。由于本文的计算雷诺数为4.09×106,计算表明,壁面函数中的y+取30时能够更精确地模拟较大分离的流动[6]。

飞翼布局飞机的常规舵面配置是外侧舵面采用开裂式阻力方向舵,中间舵面是副翼,内侧舵面是升降舵。本文研究的某中等展弦比飞翼布局飞机,采用的是外侧和中间舵面都是阻力方向舵,内侧是升降舵的布局形式。

由于本文仅研究新型舵面组合在飞机起降时的纵向气动力特性,马赫数为0.2,飞翼布局飞机两侧的阻力方向舵同时打开,内侧升降舵不偏转,为节省计算时间,故仅选用半模且在不考虑升降舵的情况下进行仿真计算。为了进一步说明该组合舵面对裸机气动特性的影响,本文分别对仅开外侧阻力方向舵、仅开中间阻力方向舵和同时打开组合舵面的情况进行仿真分析。具体布局如图1所示。

图1　计算模型及其局部图Fig.1　Calculation model and local complements

2仿真结果与分析

2.1不打开任何舵面的纵向气动力特性

图2为飞翼布局飞机在迎角分别为2°,10°,20°时边条翼产生气流扰动的流线图。可以看出,随着迎角的增大,边条翼产生的前缘涡的扰流就越大,对机翼的影响范围也越来越大。

图2　边条翼产生气流扰动的流线图Fig.2　Streamline of air disturbance of strake wing

图3为文献[6]中某型飞翼布局飞机实验所得的升力系数和阻力系数随迎角变化的曲线。该飞翼布局飞机在小迎角范围内(5°以内),升力系数与迎角近似呈线性关系,线性段斜率约为2.26;最大失速迎角约为32°,最大升力系数约为1.18,其最大升阻比达到了16。

图3　某型飞翼布局飞机的气动特性Fig.3　Aerodynamic characteristics of a flying wing aircraft

图4给出了本文飞翼布局飞机在不打开任何舵面情况下计算所得的气动特性曲线。可以看出:当迎角小于4°时,升力系数随迎角线性上升,线性段斜率约为6.95;当迎角在4°～20°时,升力系数非线性上升;在大迎角(大于20°)时,由于边条翼产生的前缘涡的干扰,升力系数曲线没有出现类似于图3中由于失速导致升力系数下降的情况,反而在有利干扰的情况下使得升力系数继续上升,其最大升力系数为1.09;当迎角为6°时达到最大升阻比14.19;保持飞机静稳定的最大迎角约为8°。

由于本文飞翼构型的气动布局与文献[6]中的气动布局相似,对比文献[6]的试验结果可以看出,本文的仿真结果具有较高的可信度。

图4　本文飞翼布局飞机的气动特性Fig.4　Aerodynamic characteristics of the flying wing aircraft

由于飞翼布局飞机主要在中小迎角下飞行,本文飞翼构型的升力线斜率明显高于文献[6]中的结果,充分说明本文的飞翼构型具有一定的优势。

2.2仅开外侧阻力方向舵的纵向气动力特性

因为该飞翼布局飞机在不打开任何舵面时,8°迎角以后出现静不稳定情况,所以本文在单独研究最外侧与中间阻力方向舵对飞机的气动特性影响时,只研究迎角为10°,12°,14°时的气动特性情况。本文研究了外侧、内侧阻力方向舵上下各开10°,20°,30°时对该飞翼纵向稳定性的影响,如图5所示。图中:1代表外侧舵面;CL-1-10表示外侧舵面上下各开10°时的全机升力系数;CL表示不打开任何舵面时的升力系数。

图5　外侧阻力方向舵对全机气动特性的影响Fig.5　Influence on aerodynamic characteristics of aircraft only with outer drag rudder

由图5可知:随迎角的增加,升力系数有较为明显的增大,但不同舵开角的升力系数在小迎角范围内基本一致;阻力系数略有增加,舵开角越大阻力系数增加得越多;当外侧阻力方向舵的上下舵开角达到20°以上时,该飞翼保持静稳定的最大迎角达到了12°;随舵开角的增加,该飞翼保持静稳定临界迎角时的俯仰力矩系数有所减小。

图6为该飞翼构型10°迎角时，外侧阻力方向舵舵面不同张角情况下某截面的压力系数分布。可以看出:阻力方向舵张开后,下舵面向下偏转,相当于增大了翼型的弯度,从而增大了升力;上舵面向上偏转,相当于减小了翼型的弯度,从而产生负升力。从图6还可以分析得出,正负升力互相抵消后升力还是增加了,这会对全机产生一个低头力矩,使得该飞翼构型飞机的稳定临界迎角变大。

图6　外侧舵面某截面处的压力系数分布Fig.6　Pressure coefficient at one section of outer drag rudder

2.3仅开中间阻力方向舵的纵向气动力特性

仅开机翼中间阻力方向舵的纵向气动力特性如图7所示。图中，2代表中间舵面。可以看出:随着迎角的增加,升力系数有所增加;随迎角和舵开角的增加,阻力系数略有增加;随着迎角的增加,俯仰力矩系数有所增加。

图7　仅开中间阻力方向舵的全机气动特性Fig.7　Aerodynamic characteristics of aircraft only with middle drag rudder

图8为中间阻力方向舵舵面不同张角情况下，某截面处的压力系数分布。可以看出：舵面张开后,与外侧阻力舵类似,也能增加机翼后缘的升力,但是由于内侧阻力方向舵到飞翼质心的力矩较短,因此其所产生的低头力矩效果不及外侧阻力舵的效果。

图8　中间舵面某截面处的压力系数分布Fig.8　Pressure coefficient at one section of middle drag rudder

2.4打开外侧和中间阻力方向舵纵向气动力特性

由以上仿真结果可知:在大迎角时单独打开外侧和中间阻力方向舵都能使得升力系数和阻力系数增加,仅开外侧阻力方向舵可以增大使该飞翼保持静稳定的最大迎角,但是却减小了临界迎角时的俯仰力矩系数;仅开中间阻力方向舵时增大了临界迎角时的俯仰力矩系数。为满足在阻力增加不太大的情况下尽可能地提高升力系数,增大临界迎角。本文研究了外侧阻力方向舵上下舵面各开30°,以及该舵面下中间阻力方向舵上下舵面各开10°和20°的组合舵面情况下的全机气动特性,如图9所示。

图9　组合舵面情况的全机气动特性Fig.9　Aerodynamic characteristics of aircraft 　with combination of drag rudders

由图9可知:阻力方向舵打开后,小迎角时对升力系数的影响不明显,但是当迎角增大到一定程度时,阻力方向舵的打开会使得升力系数增加,上下翼面造成的综合影响使得升力系数总体增加;当外侧阻力舵张角一定时,随中间阻力舵张角的增加,增加了飞机的纵向静稳定特性,这与文献[3,7]中关于阻力方向舵改善了纵向静稳定性的结论是一致的,其原因在于随着舵面张角的增大,飞机的焦点位置逐渐向后移动,从而减小了飞机的低头力矩。

图10给出了外侧舵张角为30°和中间舵张角为20°情况下，随迎角变化产生的升力增量和力矩增量。可以看出:在小迎角时,中间舵和外侧舵的升力增量都很小;但到了大迎角范围,外侧舵产生的升力增量越来越大,产生的低头力矩增量也越来越大。

图10　外侧舵面与中间舵面产生的升力　系数增量和纵向力矩系数增量Fig.10　Lift coefficient and longitudinal moment coefficient increment of outer and middle drag rudder

3结论

本文通过对新型舵面组合进行研究分析,从改变气动力布局的角度有效改善了该飞翼起降阶段的气动力特性和操稳特性,对飞翼布局飞机舵面的设计具有一定的借鉴意义。对于本文的飞翼布局,可以得到以下结论:

(1)采用新型组合舵面在该飞翼布局飞机起降时有效提高了可用升力系数,从0.463提高到0.761,增幅高达63.36%。但同时也略微提高了阻力系数,使得升阻比有所降低,从14.19降低到9.35。

(2)拓宽了飞翼布局飞机保持静稳定飞行时的迎角范围,从8°提高到12°,同时也提高了临界迎角前的纵向静稳定度,从而改善了该飞翼布局飞机起降阶段和大迎角机动时的操稳特性。

参考文献：

[1]马松辉,吴成富,陈怀民.飞翼飞机稳定性与操纵性研究[J].飞行力学,2006,24(3):17-21.

[2]王豪杰,李杰,周洲.飞翼类特殊布局无人机气动力设计研究[J].西北工业大学学报,2011,29(5):789-793.

[3]钱丰学,梁贞桧.边条机翼布局战斗机稳定性改进研究[J].飞行力学,2002,20(2):55-57.

[4]李忠剑,马东立.飞翼布局阻力类偏航操纵装置操纵特性分析[J].北京航空航天大学学报,2014,40(5):695-700.

[5]Bowlus J A,Multhopp D.Challenges and opportunities in tailless aircraft stability and control [R].AIAA-97-3830,1997.

[6]刘超,黄俊,吴洋.飞翼布局无人航空器气动特性研究[J].飞机设计,2009,29(1):5-9.

[7]王磊,王立新.飞翼布局飞机开裂式方向舵的作用特性和使用特点[J].航空学报,2011,32(8):1392-1399.

(编辑：崔立峰)

Aerodynamic stability augmentation at longitudinal high AOA of flying wing aircraft during taking-off and landing

DONG Yong-tao, WANG Zheng-ping

(School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072, China)

Abstract:A method of CFD was adopted to study the influence on longitudinal aerodynamic by a set of new composite rudder surface for a medium aspect and high speed tailless aircraft. Numerical simulation was carried out for different rudder models, the results showed that the new composite rudder surface can effectively improve the aircraft longitudinal aerodynamic characteristics and control stability during taking-off and landing phase.

Key words:flying wing aircraft; composite rudder; longitudinal aerodynamic characteristics; stability augmentation

中图分类号：V211.3

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)01-0031-05

作者简介:董永涛(1988-)，男，河南开封人，硕士研究生，研究方向为飞行器设计。

收稿日期:2015-06-09;

修订日期:2015-08-20; 网络出版时间:2015-09-25 15:23