陳 錢，白 鵬，陳 農(nóng)，李 鋒

(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院，北京 100074)

0 引言

變形飛機(jī)是相對(duì)于傳統(tǒng)固定外形飛機(jī)而言的一類新飛行器。隨著飛行環(huán)境與任務(wù)的變化，變形飛機(jī)能如鳥類等飛行生物一樣靈活改變自身形狀與尺寸，獲得實(shí)時(shí)最優(yōu)性能。由于其仿生飛行特性［1－4］和空天應(yīng)用前景［5－6］，變形飛機(jī)引起 Cornell，Purdue 等二十所以上研究型大學(xué)的研究興趣，受到NASA和DARPA等政府機(jī)構(gòu)的投資重視，促成Lockheed Martin，NextGen Aeronautics等空天公司的持續(xù)參與，成為近年研究熱點(diǎn)［7－18］。

已有的關(guān)于變形飛機(jī)的研究，可分為三類:小尺度局部變形、中尺度分布變形、大尺度全局變形。小尺度局部變形研究具有許多活躍的研究主題，如通過射流等方式實(shí)現(xiàn)“虛擬形狀變化”［19－20］，或通過柔性材料結(jié)構(gòu)與精密作動(dòng)裝置等方式實(shí)現(xiàn)“實(shí)際形狀變化”［21］，從而對(duì)飛機(jī)局部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生有利影響，進(jìn)而提高飛機(jī)性能。研究過程中，小尺度局部變形正越來越廣泛地應(yīng)用于實(shí)際飛行。探索更合適的小尺度局部變形方式(如鳥類羽毛微細(xì)結(jié)構(gòu)在飛行時(shí)的主動(dòng)變形［22］)，是未來的研究趨勢(shì)之一。中尺度分布變形研究是通過改變翼型彎度、厚度、弦長(zhǎng)等方式，實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)特性改進(jìn)［23－24］和控制效率提升［25－26］。智能材料與結(jié)構(gòu)研究的進(jìn)展，使得中尺度分布變形越來越優(yōu)于傳統(tǒng)襟翼與副翼。未來的中尺度分布變形研究，將擴(kuò)展變形的適用飛行范圍以獲得新的潛能［24］。大尺度全局變形研究中概念創(chuàng)新十分關(guān)鍵，如已有的折疊翼方案［15－16］和蝙蝠翼方案［17－18］，均進(jìn)行了全新概念設(shè)計(jì)，以便從根本上實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、控制方面的顯著收益。目前，通過地面測(cè)試、風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)、飛行演示驗(yàn)證，大尺度全局變形已經(jīng)顯示了巨大發(fā)展價(jià)值。在多學(xué)科交叉思路下，未來的大尺度全局變形研究將使變形飛機(jī)實(shí)現(xiàn)智能化［18］。

本文研究大尺度全局變形所引起的非定常氣動(dòng)問題。在飛機(jī)大尺度全局變形過程中，流場(chǎng)的內(nèi)邊界發(fā)生著大的變化，因而飛機(jī)的氣動(dòng)特性呈現(xiàn)出顯著的非定常性;研究這種非定常性，對(duì)于更深入地理解變形飛機(jī)的氣動(dòng)特性和更可靠地控制變形飛機(jī)的仿生飛行，具有重要意義。在前期研究［27］中，通過變后掠變展長(zhǎng)翼身組合體的氣動(dòng)特性近似理論分析、數(shù)值模擬和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，初步認(rèn)識(shí)了變形過程中的準(zhǔn)定常氣動(dòng)特性并探索了變形過程中的非定常氣動(dòng)特性;本文基于“滑動(dòng)蒙皮變后掠無人機(jī)”這一更新的“可變形飛行器大尺度全局變形研究平臺(tái)”，進(jìn)一步探索變形過程中的非定常氣動(dòng)特性。

1 滑動(dòng)蒙皮變后掠無人機(jī)概念原理

本文研究對(duì)象為變后掠無人機(jī)。無人機(jī)為鴨式布局，主翼分為兩段，內(nèi)段外形固定，外段后掠角可雙向變化;另外，主翼外段翼尖置有垂直尾翼。圖1給出了無人機(jī)變后掠過程中主翼外段處于兩種典型后掠角時(shí)全機(jī)的平面投影。

為了實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的大尺度變后掠，主翼外段經(jīng)過了特別設(shè)計(jì):主翼外段包括三部分結(jié)構(gòu)，分別為能繞固定點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)的前緣、能進(jìn)行“可控錯(cuò)動(dòng)”的平行四邊形中間結(jié)構(gòu)、能繞固定點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)的后緣，其中，前緣與后緣均具有剛性型面，而中間結(jié)構(gòu)則由翼肋、桁條、柔性蒙皮構(gòu)成。為了使變形過程中無人機(jī)始終保持較規(guī)范氣動(dòng)外形，前緣和后緣與主翼內(nèi)段交界處均設(shè)計(jì)了小型剛性件。

上述中間結(jié)構(gòu)在“可控錯(cuò)動(dòng)”過程中，各翼肋始終與機(jī)身軸線平行，各桁條則分別繞內(nèi)側(cè)端點(diǎn)旋轉(zhuǎn)，而柔性蒙皮則發(fā)生“滑動(dòng)”的剪切式變形，因而本文將這種變后掠無人機(jī)稱為“滑動(dòng)蒙皮變后掠無人機(jī)”。

圖1 主翼外段后掠角可變的變后掠無人機(jī)Fig.1 Variable-sweep unmanned aerial vehicle with wing outboard section morphing

2 變后掠非定常氣動(dòng)特性實(shí)驗(yàn)測(cè)試

依據(jù)上述概念原理，研制了帶有閉環(huán)控制系統(tǒng)的滑動(dòng)蒙皮變后掠無人機(jī)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ?。模型機(jī)身長(zhǎng)1.101 m，最大展長(zhǎng)1.910m。模型主翼外段由置于主翼內(nèi)段的電動(dòng)推桿驅(qū)動(dòng)。主翼外段的每一后掠角對(duì)應(yīng)著電動(dòng)推桿的某一伸長(zhǎng)量，電動(dòng)推桿的每一伸長(zhǎng)量對(duì)應(yīng)著電動(dòng)推桿內(nèi)電阻元件的某一電阻值，因而，當(dāng)控制系統(tǒng)測(cè)得電動(dòng)推桿內(nèi)電阻元件的電阻值時(shí)，即可計(jì)算出主翼外段的后掠角，從而將這一后掠角值用于變后掠過程的閉環(huán)控制。閉環(huán)控制主要由控制器來完成?？刂破髂芘c計(jì)算機(jī)軟件進(jìn)行通信以獲取初始指令，能控制電動(dòng)推桿的轉(zhuǎn)/停，能從電動(dòng)推桿獲得電阻元件的電阻值并計(jì)算出主翼外段的后掠角值用于閉環(huán)控制。所有控制信號(hào)線均采用屏蔽線，并與電源線一起從實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ臀膊恳觥?/p>

實(shí)驗(yàn)風(fēng)洞為單回流閉口低速風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段長(zhǎng)14m，橫截面為3m×3m的四角圓化正方形，圓角半徑0.5m，有效橫截面積8.7854m2?？诊L(fēng)洞最高風(fēng)速100m/s，風(fēng)洞湍流度低于0.13%，風(fēng)洞內(nèi)壁上、下各有0.2°擴(kuò)張角，以消除沿壁面的邊界層增長(zhǎng)的影響，并基本消除實(shí)驗(yàn)段軸向靜壓力梯度。氣動(dòng)力與力矩測(cè)量采用N6YT19#內(nèi)式六分量應(yīng)變天平。實(shí)驗(yàn)中風(fēng)速為25m/s。

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃舐咏亲兓?guī)律包括兩種，一是三角函數(shù)規(guī)律:

式中，λ為t時(shí)刻后掠角，λ1為最小后掠角，λ2為最大后掠角，T為運(yùn)動(dòng)周期。二是周期線性函數(shù)規(guī)律:

式中，n為運(yùn)動(dòng)周期數(shù)，其它符號(hào)意義同上。

實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ秃舐咏亲兓俾拾ㄈN，分別對(duì)應(yīng)T的三種取值。

變形飛機(jī)氣動(dòng)特性測(cè)試相比于傳統(tǒng)固定外形飛機(jī)氣動(dòng)特性測(cè)試，在實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)采集與處理方面具有諸多差異。本小組根據(jù)前期研究［27］，獲得了這些差異的具體特點(diǎn)，并針對(duì)這些特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了相應(yīng)的實(shí)驗(yàn)方法，詳見文獻(xiàn)。

3 結(jié)果分析

在研究變后掠無人機(jī)變形過程中的非定常氣動(dòng)特性之前，有必要對(duì)其準(zhǔn)定常氣動(dòng)特性進(jìn)行研究，以便對(duì)后掠角的影響形成預(yù)先認(rèn)知。圖2顯示了變后掠無人機(jī)處于不同后掠角時(shí)的氣動(dòng)特性。圖2(a)表明，在失速前的正攻角時(shí)，升力隨后掠角增大而減小，且后掠角增大能延遲失速。圖2(b)表明，不同外形的阻力極曲線族所形成的包線，范圍大于任一單獨(dú)外形的阻力極曲線所形成的包線，因而對(duì)于任一給定升力，變后掠無人機(jī)可以通過采用適當(dāng)外形來達(dá)到實(shí)時(shí)最優(yōu)阻力。圖2(c)表明，在升力系數(shù)為0.5附近，外形改變能使升阻比改變80%以上，預(yù)示著變形技術(shù)在氣動(dòng)效率改進(jìn)方面的巨大潛力。圖2(d)表明，變形前后無人機(jī)均處于靜穩(wěn)定狀態(tài)。

變后掠過程中，無人機(jī)氣動(dòng)特性會(huì)與上述準(zhǔn)定常結(jié)果呈現(xiàn)何種差異，是亟待回答的問題。為此，首先選取一典型攻角，研究了此攻角下無人機(jī)氣動(dòng)特性隨后掠角連續(xù)變化的規(guī)律。

圖3顯示了10°攻角下，后掠角按(1)式變形規(guī)律以不同運(yùn)動(dòng)周期進(jìn)行變形時(shí)，一個(gè)周期內(nèi)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨后掠角的變化，并與定態(tài)實(shí)驗(yàn)的準(zhǔn)定常結(jié)果進(jìn)行了比較。

從圖3(a、b)均可見，非定常結(jié)果與準(zhǔn)定常結(jié)果存在顯著差異。定性的具體表現(xiàn)為:1)后掠角往復(fù)變化的一個(gè)周期內(nèi)，非定常升力系數(shù)曲線在準(zhǔn)定常升力系數(shù)曲線周圍形成滯回環(huán);2)變后掠越快(即運(yùn)動(dòng)周期越短)，滯回環(huán)越大。定量的具體表現(xiàn)為:無人機(jī)以約7.5°/s的速率變后掠，會(huì)使非定常氣動(dòng)特性數(shù)值偏離其相應(yīng)的準(zhǔn)定常數(shù)值5%以上。進(jìn)一步觀察圖3(a、b)可見，非定常升力系數(shù)的滯回環(huán)呈順時(shí)針方向，俯仰力矩系數(shù)的滯回環(huán)呈逆時(shí)針方向，即:后掠角增大時(shí)，非定常升力系數(shù)趨向于大于準(zhǔn)定常升力系數(shù)，而俯仰力矩系數(shù)趨向于小于準(zhǔn)定常俯仰力矩系數(shù);后掠角減小時(shí)，規(guī)律與之相反。在分析上述觀察所得規(guī)律的產(chǎn)生原因之前，有必要考慮另一個(gè)問題，即:這些規(guī)律是具有一定普適性的，還是具有一定偶然性的。為此，選取另一典型攻角，同樣研究了此攻角下無人機(jī)氣動(dòng)特性隨后掠角連續(xù)變化的規(guī)律。

圖4顯示了4°攻角下，后掠角按(1)式變形規(guī)律以不同運(yùn)動(dòng)周期T進(jìn)行變形時(shí)，一個(gè)周期內(nèi)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨后掠角的變化，并與定態(tài)實(shí)驗(yàn)的準(zhǔn)定常結(jié)果進(jìn)行了比較?？梢姡?0°攻角下變后掠時(shí)觀察得到的上述規(guī)律在4°攻角下變后掠時(shí)同樣成立。

既然上述規(guī)律具有一定的普適性，那么，以下對(duì)其成因進(jìn)行初步分析，而詳細(xì)成因?qū)⒃诤罄m(xù)工作中予以進(jìn)一步研究。

對(duì)于“滯回環(huán)形式的非定常氣動(dòng)特性”，成因可能在于變后掠引起的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)遲滯。圖9比較了后掠角時(shí)變規(guī)律與升力系數(shù)時(shí)變規(guī)律，其中三幅子圖分別表示三種不同變后掠速率的情形。從任一幅子圖均可見，升力系數(shù)開始顯著變化的時(shí)刻明顯滯后于后掠角開始顯著變化的時(shí)刻。氣動(dòng)特性上的這種滯后可能源于流場(chǎng)結(jié)構(gòu)上的遲滯，因?yàn)樽兒舐舆^程中流場(chǎng)邊界連續(xù)變化，而相應(yīng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)變化可能慢于流場(chǎng)邊界變化。

對(duì)于“變后掠越快滯回環(huán)越大”，成因包括多個(gè)方面。第一方面，從圖5三幅子圖可見“升力系數(shù)開始顯著變化的時(shí)刻”相對(duì)于“后掠角開始顯著變化的時(shí)刻”的滯后量，因變后掠速率不同而不同;變后掠越快，滯后量越小(這里應(yīng)注意到，圖5三幅子圖的橫坐標(biāo)刻度不同);這似乎會(huì)引起“變后掠越快滯回環(huán)越小”。然而，另一方面的情況是，時(shí)間軸上的滯后量換算到后掠角軸上的滯后量時(shí)，變后掠速率越大則滯后量被“放大”的“倍數(shù)”越大。由此可推斷，本文實(shí)驗(yàn)中，第二個(gè)方面占優(yōu)，因而出現(xiàn)的現(xiàn)實(shí)是“變后掠越快滯回環(huán)越大”。

對(duì)于“升力系數(shù)與俯仰力矩系數(shù)二者滯回環(huán)方向相反”，成因在于壓心在力矩參考點(diǎn)之后，俯仰力矩為負(fù)值，即俯仰力矩為低頭力矩。

圖5 后掠角與氣動(dòng)特性隨時(shí)間的變化Fig.5 Variation of sweep-angle and aerodynamic characteristics with time

另外，可對(duì)變后掠引起的“機(jī)翼附加速度”進(jìn)行考察。無人機(jī)的主翼外段變后掠時(shí)，其相對(duì)于遠(yuǎn)場(chǎng)來流的速度發(fā)生變化，這將使非定常氣動(dòng)特性(如升力)的數(shù)值產(chǎn)生較大變化，這似乎是非定常氣動(dòng)特性與準(zhǔn)定常氣動(dòng)特性產(chǎn)生顯著差異的原因之一。在定量近似分析了這種原因的可能性之后，發(fā)現(xiàn)本文實(shí)驗(yàn)參數(shù)條件下，“機(jī)翼附加速度”與遠(yuǎn)場(chǎng)來流速度相比極小，因而可忽略這一原因。后續(xù)研究可針對(duì)一般意義上的變后掠，合理選取多組計(jì)算或?qū)嶒?yàn)參數(shù)，對(duì)這一原因繼續(xù)探討。

在實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ驮O(shè)計(jì)過程中，還構(gòu)建了另一變后掠運(yùn)動(dòng)規(guī)律，即式(2)的周期線性函數(shù)規(guī)律。圖6顯示了10°攻角下，后掠角按式(2)變形規(guī)律進(jìn)行變形時(shí)，一個(gè)周期內(nèi)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)隨后掠角的變化，并與定態(tài)實(shí)驗(yàn)的準(zhǔn)定常結(jié)果進(jìn)行了比較。可見，上述結(jié)論對(duì)此情形同樣成立。

上文指出，無人機(jī)以約7.5°/s的速率變后掠，會(huì)使非定常氣動(dòng)特性數(shù)值偏離其相應(yīng)的準(zhǔn)定常數(shù)值5%以上。這一較大偏離，表明了研究變后掠過程中非定常氣動(dòng)特性的意義，也對(duì)變形過程中的飛行控制提出了較高要求。后續(xù)研究將更多采用定量視角，對(duì)變后掠過程中的非定常氣動(dòng)特性予以探討。

圖6 10°攻角下以周期線性函數(shù)變后掠時(shí)的氣動(dòng)特性Fig.6 Aerodynamic characteristics in 10°angle-of-attack with sweep-angle varying in linear manner

4 結(jié)論

通過變后掠無人機(jī)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)研究，探索了變形過程中在非定常氣動(dòng)力方面的特性及其產(chǎn)生原因，得到以下主要結(jié)論:

(1)變后掠過程中的非定常氣動(dòng)特性與相應(yīng)的準(zhǔn)定常氣動(dòng)特性顯著不同。非定常氣動(dòng)特性曲線在相應(yīng)的準(zhǔn)定常曲線周圍形成滯回環(huán);變后掠速率越快，滯回效應(yīng)越顯著;

(2)當(dāng)無人機(jī)主翼外段以約7.5°/s的速率變后掠時(shí)，非定常氣動(dòng)特性數(shù)值偏離相應(yīng)的準(zhǔn)定常數(shù)值達(dá)5%以上，表明了工程設(shè)計(jì)中應(yīng)對(duì)變后掠過程中的非定常氣動(dòng)特性予以重視;

(3)變后掠無人機(jī)非定常氣動(dòng)特性產(chǎn)生的主要原因可能在于流場(chǎng)結(jié)構(gòu)遲滯和機(jī)翼附加速度。

對(duì)于變后掠過程中非定常氣動(dòng)特性影響因素和物理機(jī)制的全面探討，將是后續(xù)研究中的重要內(nèi)容。

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