飛翼布局組合舵面航向控制特性綜合研究

周鑄，余永剛，劉剛，陳作斌，何開(kāi)鋒

中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，綿陽(yáng) 621000

飛翼布局相對(duì)于常規(guī)布局，取消了用于航向姿態(tài)控制的垂尾和用于俯仰姿態(tài)控制的平尾，機(jī)身與機(jī)翼高度融為一體，形成了類(lèi)似純機(jī)翼構(gòu)成的、全為升力面的布局形式，其氣動(dòng)效率很高，具備久航遠(yuǎn)航能力。同時(shí)，飛翼布局沒(méi)有了垂尾和平尾，以及融合了機(jī)身與機(jī)翼，減少了雷達(dá)反射面，加之幾何棱邊的平行設(shè)計(jì)，能夠有效地獲得比常規(guī)布局更高的氣動(dòng)隱身特性，有利于突防攻擊和隱蔽偵查。機(jī)身與機(jī)翼的高度融合，內(nèi)部部件布置更容易、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)更簡(jiǎn)單，空機(jī)比重更小，能夠裝更多的任務(wù)載荷和燃油，提高了內(nèi)部裝載能力。因此，飛翼布局相對(duì)于常規(guī)布局優(yōu)勢(shì)明顯，常作為遠(yuǎn)程長(zhǎng)航時(shí)高隱身無(wú)人機(jī)、轟炸機(jī)的理想布局形式，例如美國(guó)的B-2隱形轟炸機(jī)、“雷神”/“神經(jīng)元”/X-47B 無(wú)人機(jī)等飛機(jī)[1]。

飛翼布局正因?yàn)槿∠顺Ｒ?guī)的平尾和垂尾，相比于常規(guī)布局，穩(wěn)定特性變差，操縱舵面配置困難，特別是航向控制，因此飛翼布局設(shè)計(jì)的難點(diǎn)之一就是設(shè)計(jì)合適的航向控制舵，以保證良好操縱性和飛行品質(zhì)[2]。

國(guó)外針對(duì)飛翼布局航向控制舵研究起步很早。20世紀(jì)90年代，美國(guó)針對(duì)無(wú)尾飛翼作戰(zhàn)飛機(jī)開(kāi)展了創(chuàng)新操縱機(jī)構(gòu)(ICE，Innovative Control Effector)計(jì)劃，該計(jì)劃第1階段研究了全動(dòng)翼尖、嵌入面、開(kāi)裂式方向舵等阻力類(lèi)航向控制舵，該計(jì)劃第2階段主要針對(duì)這些航向控制舵進(jìn)行了試驗(yàn)測(cè)試和計(jì)算分析，并指出阻力類(lèi)航向控制舵具有比較滿意的操縱性能[2-4]。瑞典皇家理工學(xué)院研究了差動(dòng)后緣襟翼的航向控制舵方案[5]。英國(guó)、德國(guó)、荷蘭、韓國(guó)、加拿大等國(guó)家針對(duì)飛翼布局開(kāi)展了一些數(shù)值計(jì)算和風(fēng)洞試驗(yàn)研究[6-9]，但重點(diǎn)關(guān)注的是其基本外形方案設(shè)計(jì)與氣動(dòng)特性評(píng)估，在航向控制舵特性研究方面能搜索到的資料較少。

國(guó)內(nèi)針對(duì)飛翼布局航向控制舵的研究起步相對(duì)較晚。隨著飛翼概念越來(lái)越受到青睞，此方面的研究逐漸增多，如中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心(CARDC)、北京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、空軍工程大學(xué)、同濟(jì)大學(xué)等單位都開(kāi)展了相關(guān)研究。航向控制舵主要包含差動(dòng)內(nèi)外副翼、開(kāi)裂式方向舵、全動(dòng)翼尖、嵌入式阻力舵、嵌入式阻力舵與副翼的組合舵、差動(dòng)前緣襟翼、變體V尾、機(jī)頭機(jī)動(dòng)邊條、機(jī)翼前緣不對(duì)稱(chēng)安裝繞流物、引射阻力舵等，主要是通過(guò)飛機(jī)兩側(cè)的阻力差量產(chǎn)生偏航力矩，實(shí)現(xiàn)航向控制。差動(dòng)內(nèi)外副翼可以獲得較好的航向控制效果，但占用了較多后緣舵面，留給縱橫向控制的舵面難以保障，尤其是小展弦比飛翼布局，此情況尤為突出；開(kāi)裂式方向舵是較好的航向控制方案，能提供較大的偏航力矩，但同時(shí)伴生了較大的滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩，會(huì)產(chǎn)生嚴(yán)重的三軸操縱耦合，具有顯著的附加力和力矩效應(yīng)[10-16]；機(jī)頭機(jī)動(dòng)邊條能夠在很大的迎角范圍產(chǎn)生可觀的不對(duì)稱(chēng)側(cè)力和偏航力矩，但同時(shí)會(huì)帶來(lái)較大的抬頭力矩[10,17]；全動(dòng)翼尖不僅能增加橫向安定性，也能提供一定量的偏航力矩，在結(jié)合其后緣舵面偏轉(zhuǎn)情況下，可滿足飛機(jī)航向控制要求，但同時(shí)也伴生了較大的滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩[10,18-19]；單獨(dú)嵌入式阻力舵可提供較大的偏航力矩，但會(huì)耦合更大的滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩，嵌入式阻力舵與副翼的組合舵提供了更大的偏航力矩，顯著減小或消除與滾轉(zhuǎn)、俯仰的耦合程度[20-22]；引射阻力舵不僅具有較高的絕對(duì)效率，而且其可控性強(qiáng)，可根據(jù)實(shí)際需要調(diào)控其效率及線性度[23]，但增加了引氣系統(tǒng)；差動(dòng)前緣襟翼能夠提供一定航向控制能力，但效率較低；變體V尾結(jié)合其后緣偏轉(zhuǎn)舵面，能夠提供滿足飛機(jī)安全飛行的航向控制能力，但會(huì)給布局、重量、結(jié)構(gòu)等方面帶來(lái)較大的設(shè)計(jì)難度。

以上研究工作都是基于1種或2種手段來(lái)分析研究飛翼布局航向控制特性的，個(gè)別初步分析了流場(chǎng)機(jī)理。本文基于自主設(shè)計(jì)的類(lèi)X-47B飛翼布局，結(jié)合CFD、風(fēng)洞試驗(yàn)和縮比模型飛行試驗(yàn)(簡(jiǎn)稱(chēng)：模飛試驗(yàn))3種研究手段，提出了一種上翼面嵌入式阻力舵和后緣副翼組成組合舵的航向控制方案，綜合分析了其在低、亞聲速時(shí)航向控制特性，揭示了不同舵偏情況下的流場(chǎng)機(jī)理，演示驗(yàn)證了該方案的有效性和可靠性。本文的研究結(jié)論可為解決亞聲速飛翼布局飛行器航向控制問(wèn)題提供一定的技術(shù)參考。

1 模型與研究手段

1.1 模 型

本文中等展弦比(A=4.58)飛翼布局為自主設(shè)計(jì)的類(lèi)X-47B飛翼布局，如圖1所示。嵌入式阻力舵(Spoiler，縮寫(xiě)s)位于機(jī)翼翼尖附近，其平面形狀為平行四邊形，以前后緣平行于外段翼前后緣、兩頭端面順流向的方式布置，位于展向62.5%～79%、當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)30%～55%處，單側(cè)面積為1.2%參考面積，舵偏角范圍為0°～90°。副翼(Aileron，縮寫(xiě)a)位于嵌入式阻力舵正后方，亦采用平行四邊形的平面形狀，位于當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)70%～100%處，單側(cè)面積為1.38%參考面積，舵偏角范圍為0°～50°，為避免阻力舵打開(kāi)后、主翼上的凹坑或空腔對(duì)流場(chǎng)產(chǎn)生不利影響，則用蒙皮整流。規(guī)定：嵌入式阻力舵上偏為正，副翼下偏為正。

圖1 飛翼布局及航向操縱舵面

1.2 研究手段

1) 風(fēng)洞試驗(yàn)

試驗(yàn)在CARDC FL-13風(fēng)洞進(jìn)行，F(xiàn)L-13風(fēng)洞是一座開(kāi)路式、閉口串列雙試驗(yàn)段的大型低速風(fēng)洞，本試驗(yàn)的試驗(yàn)段長(zhǎng)15 m、寬8 m、高6 m，橫截面為切角矩形，中心截面有效面積為47.4 m2，常用風(fēng)速為20～80 m/s。試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橥饽Ｐ?，如圖2所示，翼展4 m。

2) 數(shù)值計(jì)算方法

計(jì)算使用求解器為自主研發(fā)的PMB3D程序，其主控方程為三維積分形式的雷諾平均Navier-Stokes(N-S)方程[24]，以有限體積法構(gòu)造空間半離散格式，無(wú)黏項(xiàng)采用Roe平均迎風(fēng)通量差分分裂格式離散，黏性項(xiàng)采用中心差分格式離散，計(jì)算采用k-ωSST二方程湍流模型，運(yùn)用多重網(wǎng)格、殘值平均和局部時(shí)間步長(zhǎng)等方法加速收斂。

圖2 FL-13風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

計(jì)算網(wǎng)格為結(jié)構(gòu)多塊重疊網(wǎng)格，在外形和流場(chǎng)變化劇烈的空間區(qū)域進(jìn)行適當(dāng)網(wǎng)格加密，物面法向第1層網(wǎng)格厚度為0.01 mm，對(duì)應(yīng)的y+值為1～2，半模網(wǎng)格為1 500萬(wàn)級(jí)。

圖3對(duì)比了馬赫數(shù)Ma=0.118、雷諾數(shù)Re=3.6×106時(shí)基本構(gòu)型的計(jì)算數(shù)據(jù)與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，其中Cm為俯仰力矩系數(shù)、CL為升力系數(shù)、CD為阻力系數(shù)、k為升阻比、α為迎角，從圖中可以看出，計(jì)算與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，該計(jì)算方法可以用于此類(lèi)飛行器特性評(píng)估。

圖3 計(jì)算數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

3) 模飛試驗(yàn)

模飛試驗(yàn)是按照動(dòng)力學(xué)相似規(guī)律，利用飛行器縮尺模型(或驗(yàn)證機(jī))在真實(shí)大氣中進(jìn)行模擬飛行，研究和驗(yàn)證氣動(dòng)/飛行特性、新概念/新技術(shù)/新布局的試驗(yàn)手段和方法[25]。相比地面試驗(yàn)，模飛試驗(yàn)具有環(huán)境條件更加真實(shí)、氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)/飛行/控制/動(dòng)力等多學(xué)科綜合應(yīng)用的特點(diǎn)；相比全尺寸飛行器的全系統(tǒng)飛行試驗(yàn)，模飛試驗(yàn)具有周期短、成本低、風(fēng)險(xiǎn)小等特點(diǎn)。

本試驗(yàn)采用單臺(tái)190 kg級(jí)推力的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，翼展4 m，起飛重量達(dá)400 kg量級(jí)，模型如圖4所示，沿著預(yù)定規(guī)劃的矩形軌跡線逆時(shí)針飛行，從地面滑跑、起飛、爬升、加速至巡航速度平飛、下降、著陸，實(shí)現(xiàn)整個(gè)過(guò)程中“人在回路”的全自主飛行試驗(yàn)。

圖4 模飛試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

2 基本構(gòu)型氣動(dòng)特性

基本構(gòu)型是指所有舵偏角為0°時(shí)的外形，分別分析了其低速和高速力矩特性。低速狀態(tài)為Ma=0.118、Re=3.6×106，高速狀態(tài)為Ma=0.6、Re=7.0×106，其中低速力矩特性來(lái)源于風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，高速力矩特性來(lái)源于CFD計(jì)算數(shù)據(jù)。模型重心位于距離機(jī)頭53.87%機(jī)身長(zhǎng)度處。

圖5給出了基本構(gòu)型在Ma=0.118、不同側(cè)滑角時(shí)偏航力矩系數(shù)(Cn)、俯仰力矩系數(shù)(Cm)、滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)(Cl)隨迎角變化曲線。

迎角-5°～+3°范圍內(nèi)，Cn基本不變隨迎角變化，航向靜穩(wěn)定度Cnβ≈-0.000 13，迎角+3°～+8° 范圍內(nèi)，隨迎角增大|Cn|逐漸減小，迎角8°附近時(shí)|Cn|達(dá)到最小，Cnβ從-0.000 13變化到-0.000 05，迎角8°之后，隨迎角增大|Cn|開(kāi)始增大；整個(gè)研究迎角范圍內(nèi)，該布局低速航向呈現(xiàn)弱靜不穩(wěn)定，體現(xiàn)了飛翼布局固有的航向特性。

該布局低速縱向靜穩(wěn)定，Cmα約為-0.001 5，在迎角0°～2°范圍縱向靜穩(wěn)定度減小，Cmα約為-0.000 6， 曲線在8°附近發(fā)生明顯拐折，隨后在+8°～+13°范圍出現(xiàn)幅值變化不大的近似平臺(tái)；在研究側(cè)滑角范圍內(nèi)，同迎角下Cm隨側(cè)滑角變化不大，最大變化幅值在0.000 3左右，這有利于減小滾轉(zhuǎn)配平損失。

圖5 基本構(gòu)型全機(jī)力矩特性(Ma=0.118)

該布局低速橫向靜穩(wěn)定，隨迎角變化，橫向靜穩(wěn)定度Clβ在-0.000 1～-0.001 6之間變化，迎角越小，|Clβ|越小，迎角13°后的|Clβ|與迎角13°的|Clβ|相當(dāng)；另外，同迎角下Clβ隨側(cè)滑角變化不大。

圖6給出了基本構(gòu)型在Ma=0.6、不同側(cè)滑角時(shí)Cn、Cm、Cl隨迎角變化曲線。迎角-3°～+9°

圖6 基本構(gòu)型全機(jī)力矩特性(Ma=0.6)

范圍內(nèi)，該布局航向Cnβ值在-0.000 06～-0.000 12 之間變化，迎角9°(失速迎角)后|Cnβ|增大，但在整個(gè)研究迎角范圍內(nèi)，高速航向?qū)儆谌蹯o不穩(wěn)定，另外，同迎角下Cnβ值隨側(cè)滑角變化不大；高速縱向靜穩(wěn)定，側(cè)滑0°時(shí)Cmα約為 -0.002 4，縱向靜穩(wěn)定度隨側(cè)滑角增大，呈“先少后多”非線性變化形式減小，即側(cè)滑角越大減小量越大，側(cè)滑15°時(shí)Cmα約為-0.002，對(duì)比高低速Cm特性，高速比低速時(shí)縱向更加穩(wěn)定；迎角9°后Cm曲線上揚(yáng)，呈現(xiàn)縱向靜不穩(wěn)定；高速橫向靜穩(wěn)定，迎角-3°～+9°范圍內(nèi)，隨著迎角變化，Clβ值在-0.000 2～-0.001 2之間變化，迎角越小，|Clβ|越小；迎角9°后橫向靜穩(wěn)定變化不大。

3 航向控制方案

本文研究了右側(cè)機(jī)翼上單獨(dú)嵌入式阻力舵、單獨(dú)副翼、同角度偏轉(zhuǎn)組合舵、異角度偏轉(zhuǎn)組合舵4種航向控制方案的力矩特性，通過(guò)對(duì)比分析，得出各自的性能優(yōu)劣，并給出了一種最佳組合方案的建議。

3.1 單獨(dú)嵌入式阻力舵

阻力舵為具備一定厚度的板面，打開(kāi)后增大了迎風(fēng)面積，致使阻力舵附近的阻力增大，配合較長(zhǎng)的力臂，從而產(chǎn)生了偏航力矩Cm，由此控制航向飛行姿態(tài)。但阻力舵打開(kāi)后改變了原來(lái)的繞流形態(tài)，舵前機(jī)翼上翼面氣流受阻，速度減小，負(fù)壓量值減小，氣流繞過(guò)阻力舵，在舵后產(chǎn)生了流動(dòng)分離，使得舵后機(jī)翼上表面負(fù)壓量值減小，并在分離區(qū)域范圍保持一個(gè)定值，因此，整個(gè)機(jī)翼上翼面的負(fù)壓量值減小導(dǎo)致機(jī)翼的升力有所損失，從而引起縱向和橫向力矩的耦合效應(yīng)。

圖7給出了右側(cè)嵌入式阻力舵單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)低速力矩特性。舵偏角小于6°時(shí)力矩變化規(guī)律差。迎角-5°～+9°范圍內(nèi)，Cn隨迎角增大而增大，舵效 (每度舵偏角產(chǎn)生的Cn值)在0.000 02～0.000 15之間變化，迎角9°之后，阻力舵已完全處于機(jī)翼背風(fēng)區(qū)，|Cn|減小，舵效開(kāi)始下降；隨舵偏角增大，Cn呈非線性變化，舵偏角越大，舵效越大。

阻力舵位于重心之后，阻力舵附近的升力損失會(huì)使飛行器產(chǎn)生相應(yīng)的抬頭力矩，舵偏角小于12°時(shí)，舵前阻流和舵后分離效應(yīng)不明顯，升力損失不大，因此Cm變化不大，但舵偏角大于15°時(shí)，舵前阻流和舵后分離效應(yīng)開(kāi)始增強(qiáng)，Cm變化明顯，且隨舵偏角增大俯仰力矩系數(shù)變化量ΔCm更大。

阻力舵位于翼尖附近，展向力臂較長(zhǎng)，阻力舵附近的升力損失同時(shí)會(huì)產(chǎn)生耦合Cl，舵偏角越大，對(duì)升力破壞更大，Cl變化量就越大。

圖7 嵌入式阻力舵單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)全機(jī)低速力矩特性

迎角7°、偏轉(zhuǎn)20°時(shí)，Cn≈0.002 6，舵效為0.000 13， 舵效較高，但同時(shí)產(chǎn)生了1.65倍Cn的ΔCm和2.17倍Cn的ΔCl變化量，與縱橫向耦合都較嚴(yán)重。

圖8給出了右側(cè)嵌入式阻力舵單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)高速力矩特性。Cn隨迎角的變化趨勢(shì)近似呈橫放的S型，舵效位于0.000 07～0.000 14之間，在迎角9°時(shí)舵效達(dá)到最大。高速時(shí)力矩特性對(duì)外形比較敏感，小舵偏帶來(lái)的外形變化也能引起Cm和Cl的明顯變化，耦合效應(yīng)增強(qiáng)，只是隨著舵偏角增大，ΔCm和ΔCl逐漸減小。

圖8 嵌入式阻力舵單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)全機(jī)高速力矩特性

迎角3°、偏轉(zhuǎn)20°時(shí)，Cn≈0.001 75，舵效為0.000 088，但同時(shí)附加產(chǎn)生了4.55倍Cn的ΔCm和4.53倍Cn的ΔCl變化量，與縱橫向耦合都嚴(yán)重。

由以上分析可見(jiàn)，單獨(dú)嵌入式阻力舵航向控制效率高，但與縱橫向耦合程度較為嚴(yán)重，對(duì)俯仰配平和滾轉(zhuǎn)配平提出了較高需求。

3.2 單獨(dú)副翼

副翼下偏后，直接增大了機(jī)翼當(dāng)?shù)氐暮缶墢澏?，使得機(jī)翼的升力和阻力都增大，單側(cè)阻力變化可以提供Cn，但同時(shí)升力變化也會(huì)引起Cm和Cl的變化，產(chǎn)生耦合效應(yīng)。與單獨(dú)嵌入式阻力舵對(duì)比，不同之處是此處增升而非降升、產(chǎn)生負(fù)滾轉(zhuǎn)而非正滾轉(zhuǎn)。單獨(dú)副翼特性曲線如圖9所示。

圖9 副翼單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)全機(jī)力矩特性

副翼舵偏角小于9°時(shí)，Cn隨舵偏角的變化規(guī)律差，并出現(xiàn)負(fù)值，這可能是為了滿足設(shè)計(jì)點(diǎn)設(shè)計(jì)成縱向接近配平狀態(tài)而采用反彎站位翼型、小角度下偏的副翼剛好減小了后緣卸載彎度、從而減小了該側(cè)阻力引起的(具體原因需作進(jìn)一步研究)；同時(shí)，不同偏轉(zhuǎn)角下的Cl曲線交錯(cuò)變化，產(chǎn)生的Cl在一個(gè)量級(jí)，沒(méi)有Cl隨偏轉(zhuǎn)角變化的規(guī)律可尋。副翼偏轉(zhuǎn)角大于9°時(shí)，小迎角下Cn和Cl隨偏轉(zhuǎn)角增大而增大，但迎角7°后舵偏角15°的Cn比舵偏角9°的Cn小，出現(xiàn)舵效反效，且在迎角9°后失效，使用迎角范圍受限。

整個(gè)副翼舵偏角范圍，Cm變化規(guī)律良好，只是舵偏角越大，產(chǎn)生的低頭力矩越大，俯仰配平需求越大。

迎角7°、偏轉(zhuǎn)20°時(shí)，Cn≈0.000 028，舵效很低，附加產(chǎn)生了16.73倍Cn的ΔCm和13.27倍Cn的ΔCl變化量，與縱橫向耦合非常嚴(yán)重，單獨(dú)副翼不適合作為航向控制措施使用。

3.3 組合舵

飛翼布局沒(méi)有了依靠產(chǎn)生側(cè)向力來(lái)控制航向的立尾，代之的是依靠增加飛機(jī)單側(cè)阻力來(lái)控制航向的阻力舵。由上述分析可知，嵌入式阻力舵和副翼單獨(dú)用于航向控制時(shí)，均存在耦合的|ΔCm|和|ΔCl|明顯大于|Cn|，耦合效應(yīng)將對(duì)姿態(tài)控制產(chǎn)生不利影響，需要盡量解耦設(shè)計(jì)。研究中發(fā)現(xiàn)，嵌入式阻力舵產(chǎn)生了增阻破升效果，副翼產(chǎn)生了增阻增升效果，嵌入式阻力舵單獨(dú)上偏和副翼單獨(dú)下偏對(duì)ΔCm和ΔCl的貢獻(xiàn)恰好相反。結(jié)合單獨(dú)嵌入式阻力舵高效率的航向控制和單獨(dú)副翼高效率的縱橫向控制，提出了一種嵌入式阻力舵與其正后方的副翼組成的組合舵航向控制措施設(shè)計(jì)方案，通過(guò)兩個(gè)舵的舵偏角的協(xié)調(diào)匹配，使阻力舵和副翼間的流動(dòng)產(chǎn)生干擾，產(chǎn)生增阻定升的效果，增加阻力，可進(jìn)一步提高航向控制效率，保持偏舵前后升力不變，可最大程度削弱與縱橫向耦合程度，達(dá)到舵面解耦設(shè)計(jì)。

1) 同角度偏轉(zhuǎn)組合舵

同角度偏轉(zhuǎn)組合舵即為以嵌入式阻力舵和副翼向相反方向偏轉(zhuǎn)相同角度而形成的組合舵。

圖10給出了同角度偏轉(zhuǎn)組合舵在不同舵偏角時(shí)低速力矩特性，組合舵比單獨(dú)部件的力矩特性更加良好。除舵偏角6°以下組合舵Cn變化規(guī)律差之外，其他舵偏角下組合舵Cn變化規(guī)律良好。迎角12°以前Cn值隨迎角變化幅度較小，改善了單獨(dú)阻力舵小迎角時(shí)的Cn特性，迎角12°之后Cn值緩慢減小。不同舵偏角的組合舵舵效位于0.000 02～0.000 2之間，舵偏角越大舵效越大。在整個(gè)研究迎角范圍內(nèi)，航向控制有效。

舵偏角30°以下時(shí)組合舵Cm變化規(guī)律良好，舵偏角30°及以上時(shí)組合舵Cm特性變差，縱向靜穩(wěn)定性減弱，線性段范圍變窄；所有舵偏角下的組合舵隨著舵偏角增大低頭力矩增大，且變化幅值較大。

不同舵偏角下組合舵的Cl曲線交錯(cuò)，變化復(fù)雜，沒(méi)有明顯的規(guī)律性可言；40°和50°舵偏角的組合舵Cl隨迎角變化劇烈，迎角大于6°時(shí)產(chǎn)生了正Cl；其他狀態(tài)組合舵Cl隨迎角變化緩慢且產(chǎn)生了負(fù)Cl；組合舵沒(méi)能完全抵消附加的ΔCl。

迎角7°、偏轉(zhuǎn)20°時(shí)，Cn≈0.002 75，舵效為0.000 14，同時(shí)附加產(chǎn)生了1.29倍Cn的ΔCm和0.76倍Cn的ΔCl變化量，與縱向耦合較大。

圖10 組合舵同角度偏轉(zhuǎn)時(shí)全機(jī)低速力矩特性

圖11給出了同角度偏轉(zhuǎn)組合舵在不同舵偏角時(shí)高速力矩特性。除舵偏角3°外，其他舵偏角下的組合舵Cn在研究迎角范圍內(nèi)變化規(guī)律都很好，且隨迎角的變化幅值很小，同時(shí)，隨舵偏角增大舵效增大，舵效位于0.000 1～0.000 2之間，航向舵效高。舵偏角越大，縱向靜穩(wěn)定減弱，|ΔCm|越大，配平需求越大。隨迎角增大，Cl曲線總體規(guī)律為增大，且從負(fù)滾轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)變?yōu)檎凉L轉(zhuǎn)。

迎角3°、偏轉(zhuǎn)20°時(shí)，Cn≈ 0.002 6，舵效為0.000 13， 同時(shí)附加產(chǎn)生了0.11倍Cn的ΔCm和0.58倍Cn的ΔCl變化量，縱橫向耦合很小。

根據(jù)以上分析可知，同角度偏轉(zhuǎn)組合舵力矩特性?xún)?yōu)于單個(gè)部件力矩特性，并可進(jìn)一步消弱與縱橫向的耦合程度，體現(xiàn)出了組合舵的優(yōu)勢(shì)。

2) 異角度偏轉(zhuǎn)組合舵

異角度偏轉(zhuǎn)組合舵即為以嵌入式阻力舵和副翼向相反方向偏轉(zhuǎn)不同角度而形成的組合舵。

圖11 組合舵同角度偏轉(zhuǎn)時(shí)全機(jī)高速力矩特性

圖12給出了異角度偏轉(zhuǎn)組合舵在不同舵偏角時(shí)低速力矩特性，組合舵中的阻力舵舵偏角大于副翼舵偏角。

迎角12°之前Cn隨迎角增大而逐漸增大，舵偏角越大的組合舵Cn隨迎角的變化幅度越大，舵效位于0.000 05～0.000 2之間，舵偏角越大舵效越高，迎角12°后Cn隨舵偏角的變化規(guī)律復(fù)雜，使得可用迎角受限。組合舵打開(kāi)后，附加產(chǎn)生了低頭力矩，舵偏角越大低頭力矩越大。Cl曲線總體趨勢(shì)是隨迎角增大而增大，隨舵偏角的變化規(guī)律較差，與同角度偏轉(zhuǎn)的組合舵特性一致，大部分情況下產(chǎn)生了負(fù)滾轉(zhuǎn)。

圖12 組合舵異角度偏轉(zhuǎn)時(shí)全機(jī)低速力矩特性

迎角7°、偏轉(zhuǎn)25°/20°(阻力舵/副翼)時(shí)，Cn≈0.003 62，舵效為0.000 18，附加產(chǎn)生了0.56倍Cn的ΔCm和0.24倍Cn的ΔCl變化量，縱橫向耦合都較小。

圖13給出了異角度偏轉(zhuǎn)組合舵在不同舵偏角時(shí)高速力矩特性。所有舵偏組合中，阻力舵舵偏角大于副翼舵偏角時(shí)大部分組合舵附加產(chǎn)生了抬頭力矩和正滾轉(zhuǎn)，相反，阻力舵舵偏角小于副翼舵偏角時(shí)大部分組合舵附加產(chǎn)生了低頭力矩和負(fù)滾轉(zhuǎn)；阻力舵舵偏角與副翼舵偏角的角度差異越大，與縱橫向耦合程度越大。

迎角3°、副翼舵偏角20°時(shí)，當(dāng)阻力舵舵偏角大于副翼舵偏角5°時(shí)，產(chǎn)生了0.61倍Cn的ΔCm變化值，與縱向耦合較小，但與橫向耦合較大，產(chǎn)生了1.18倍Cn的ΔCl變化量；當(dāng)阻力舵舵偏角小于副翼舵偏角5°時(shí)，產(chǎn)生了0.15倍Cn的ΔCl變化量，與橫向耦合小，但與縱向的耦合相對(duì)較大，產(chǎn)生了0.85倍Cn的ΔCm變化量。針對(duì)該布局，滾轉(zhuǎn)配平比俯仰配平更加容易，因此選取方案上更加傾向于阻力舵舵偏角大于副翼舵偏角的組合方式。

另外，組合舵舵偏角越大，Cn值越大，舵效越大，舵效位于0.000 05～0.000 15之間，航向控制能力越強(qiáng)，迎角3°、舵偏角25°/20°(阻力舵/副翼)時(shí)航向舵效為0.000 14。

圖13 組合舵異角度偏轉(zhuǎn)時(shí)全機(jī)高速力矩特性

3.4 4種方案對(duì)比

圖14給出了單獨(dú)阻力舵、單獨(dú)副翼、同角度偏轉(zhuǎn)組合舵和異角度偏轉(zhuǎn)組合舵4種方案在舵偏角為20°左右時(shí)低/高速力矩特性對(duì)比，圖例“偏轉(zhuǎn)：阻20°/副20°，Ma=0.118”表示阻力舵上偏20°、副翼下偏20°構(gòu)型在馬赫數(shù)0.118時(shí)的狀態(tài)，其余依此類(lèi)推。

舵偏角25°的阻力舵與舵偏角20°的副翼組成的異角度組合舵(簡(jiǎn)稱(chēng)25°/20°組合舵)的舵效在整個(gè)計(jì)算迎角范圍內(nèi)都是最大的，且隨迎角變化緩慢，與縱橫向耦合?。?0°/20°組合舵雖然與縱橫向耦合小，且高速舵效與25°/20°組合舵的相當(dāng)，但低速舵效明顯小很多；單獨(dú)阻力舵舵效隨迎角變化較大，在較大迎角時(shí)舵效才與20°/20°組合舵舵效相當(dāng)，且與縱橫向耦合較嚴(yán)重；單獨(dú)副翼不僅舵效最低，且與縱橫向耦合最大。

圖14 基本構(gòu)型和4種方案的力矩特性對(duì)比

表1給出了4種方案在Ma=0.118、α=7°和Ma=0.6、α=3°時(shí)的舵效以及與縱橫向耦合程度，與縱橫向耦合數(shù)據(jù)為該狀態(tài)Cn值的倍數(shù)。

表1 4種方案力矩?cái)?shù)據(jù)對(duì)比

表1進(jìn)一步表明：25°/20°組合舵和20°/20°組合舵的力矩特性各具優(yōu)勢(shì)，低速時(shí)25°/20°組合舵特性占優(yōu)，高速時(shí)20°/20°組合舵特性占優(yōu)，若兼顧高低速，需在這兩種組合方式中折中。因此，選取嵌入式阻力舵與后緣副翼的舵偏角角度差在0°～5°之間的組合舵方案作為該布局的航向控制措施是有效可行的。

圖15和圖16分別給出了Ma=0.118、α=6°時(shí)基本構(gòu)型和4種航向控制方案的空間流場(chǎng)對(duì)比以及在舵中心附近的截面壓力系數(shù)Cp分布對(duì)比。結(jié)合兩圖，分析了基本構(gòu)型、單獨(dú)副翼偏轉(zhuǎn)、單獨(dú)阻力舵偏轉(zhuǎn)、組合舵偏轉(zhuǎn)等情況下的流動(dòng)現(xiàn)象，揭示了舵面偏轉(zhuǎn)帶來(lái)的三軸方向力矩變化機(jī)理。

氣流通過(guò)基本構(gòu)型時(shí)完全附著于物面，沒(méi)有出現(xiàn)分離；機(jī)翼前緣上表面由于氣流的繞流加速而形成了較寬區(qū)域的負(fù)壓區(qū)，這是貢獻(xiàn)升力的主要部位；考慮飛翼布局俯仰力矩的約束要求，該機(jī)翼采用了反彎翼型，機(jī)翼后緣附近的上表面壓力值大于下表面壓力值，產(chǎn)生了負(fù)升力。

副翼下偏20°時(shí)，增大了當(dāng)?shù)匾硇偷膹澏龋瑱C(jī)翼上表面負(fù)壓區(qū)域擴(kuò)大，從壓力分布來(lái)看，幾乎上表面都是負(fù)壓區(qū)，相比于基本構(gòu)型，上表面負(fù)壓量值增大，下表面正壓值也增大，且機(jī)翼后緣附近由負(fù)加載變成了正加載，整個(gè)弦向都貢獻(xiàn)了有效升力，機(jī)翼總升力增加；整個(gè)機(jī)翼都位于重心之后，升力的增大引起了較大的俯仰力矩變化，相比于基本構(gòu)型，機(jī)翼后緣附近提供的升力比重更大，使得俯仰力矩變化程度更加嚴(yán)重，同時(shí)，單側(cè)升力增大，耦合產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩變化也很大，因此副翼對(duì)縱橫向力矩影響很大；副翼舵面偏轉(zhuǎn)角度較大時(shí)，使得當(dāng)?shù)匾硇鸵种屏鲃?dòng)分離的能力減弱，副翼上容易出現(xiàn)分離現(xiàn)象，加之展向流動(dòng)通過(guò)舵端面間的剪刀縫流至副翼上表面，加劇該處流動(dòng)分離，舵效影響加重；副翼本身能夠產(chǎn)生一定的阻力，但由于機(jī)翼前緣負(fù)壓峰值增大等因素導(dǎo)致機(jī)翼產(chǎn)生了相比于基本構(gòu)型的更大向前吸力，抵消了一部分副翼產(chǎn)生的阻力，使得單側(cè)機(jī)翼總阻力增量小，導(dǎo)致航向控制能力弱。

圖15 基本構(gòu)型和4種方案空間流場(chǎng)對(duì)比

圖16 基本構(gòu)型和4種方案截面壓力分布對(duì)比

阻力舵上偏20°時(shí)，阻力舵增大了迎風(fēng)面面積，阻礙了機(jī)翼前緣附近上表面的流動(dòng)，速度減小，壓力明顯升高，負(fù)壓量值顯著減小，越接近阻力舵前緣處，機(jī)翼上表面的負(fù)壓量值變化越劇烈；阻力舵直接阻礙流動(dòng)，其迎風(fēng)面上速度降低，壓力明顯升高，且沿流向壓力量值向負(fù)壓方向變化很快，在較短距離內(nèi)由正壓值變?yōu)樨?fù)壓值，但整個(gè)迎風(fēng)面的壓力值都比背風(fēng)面壓力值大，產(chǎn)生較大壓差阻力；氣流從阻力舵兩側(cè)向其背風(fēng)區(qū)填充，形成了分離渦，導(dǎo)致舵后分離區(qū)域內(nèi)阻力舵的背風(fēng)面和機(jī)翼上翼面的壓力保持不變；受分離渦誘導(dǎo)，機(jī)翼下翼面氣流上洗加速，整個(gè)下翼面壓力降低，越靠近機(jī)翼后緣，壓力降低程度越明顯；上述流動(dòng)現(xiàn)象表明，機(jī)翼上表面阻力舵打開(kāi)前后，壓力分布的復(fù)雜變化，導(dǎo)致阻力和升力變化都大，產(chǎn)生較大偏航力矩的同時(shí)，伴生的縱橫向力矩變化也較大。

組合舵面偏轉(zhuǎn)后，其流動(dòng)特征是阻力舵單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)流動(dòng)特征和副翼單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)流動(dòng)特征的耦合與加強(qiáng)；機(jī)翼上表面以阻力舵干擾占主導(dǎo)，其壓力分布形態(tài)與阻力舵單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)的壓力分布形態(tài)一致，整個(gè)上翼面負(fù)壓量值相比于阻力舵單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)的負(fù)壓量值有所增大，機(jī)翼下翼面以副翼變彎度占主導(dǎo)，其壓力分布形態(tài)與副翼單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)的壓力分布形態(tài)一致，整個(gè)下翼面壓力相比于副翼單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)的壓力有所減小，但比阻力舵單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)的壓力增大較多；阻力舵偏轉(zhuǎn)和副翼偏轉(zhuǎn)都起到增阻的效果，航向控制能力加強(qiáng)，副翼偏轉(zhuǎn)帶來(lái)的較大升力增量，一定程度抵消了阻力舵偏轉(zhuǎn)帶來(lái)的升力損失，使得總升力變化較小，因而減小了航向與縱橫向力矩耦合程度。

4 模飛試驗(yàn)驗(yàn)證

試驗(yàn)中航向控制舵采用的是操縱和控制律設(shè)計(jì)相對(duì)簡(jiǎn)單的嵌入式阻力舵與后緣副翼同角度偏轉(zhuǎn)的組合舵，通過(guò)動(dòng)態(tài)預(yù)置舵偏角的方式避開(kāi)舵效特性非線性區(qū)。模飛試驗(yàn)整個(gè)飛行過(guò)程平穩(wěn)，有效驗(yàn)證了三軸方向控制舵解耦設(shè)計(jì)方案和飛行操控策略的合理性。

圖17給出了模飛試驗(yàn)中測(cè)量的迎角α、高度h、側(cè)滑角β、馬赫數(shù)Ma、升降舵偏角δe、滾轉(zhuǎn)舵偏角δl、左組合舵偏角δlr、右組合舵偏角δrr隨時(shí)間的變化曲線。

當(dāng)有側(cè)滑角時(shí)，依靠左組合舵與右組合舵的舵偏角角度差(|δrr-δlr|)產(chǎn)生的偏航力矩來(lái)實(shí)現(xiàn)航向姿態(tài)控制。阻力舵打開(kāi)后，產(chǎn)生了耦合力矩ΔCm和ΔCl，從δl和δe曲線看，在滾轉(zhuǎn)舵與升降舵舵容量相當(dāng)情況下，升降舵舵偏角δe明顯大于滾轉(zhuǎn)舵舵偏角δl，說(shuō)明耦合的|ΔCm|大于耦合的|ΔCl|，在組合舵舵容量大于滾轉(zhuǎn)舵、升降舵舵容量的情況下，δl和δe依然明顯遠(yuǎn)小于|δrr-δlr|，說(shuō)明耦合的|ΔCm|和|ΔCl|遠(yuǎn)小于阻力舵產(chǎn)生的|ΔCn|。

表2給出了8個(gè)測(cè)量變量在圖17所示范圍內(nèi)的最大值、A點(diǎn)值和B點(diǎn)值。A點(diǎn)代表低速特性，迎角5.61°時(shí)依靠|δrr-δlr|=3.3°能夠有效控制2.8°側(cè)滑角；B點(diǎn)代表高速特性，迎角2.78°時(shí)依靠|δrr-δlr|=12.4°能夠有效控制8.5°側(cè)滑角；高低速下所需的|δrr-δlr|只有所需控制側(cè)滑角的1.1～1.5倍，說(shuō)明航向控制舵效高，同時(shí)，縱橫向配平舵偏角需求較小，說(shuō)明阻力舵打開(kāi)后與縱橫向產(chǎn)生的耦合效應(yīng)很小。

圖17 模飛試驗(yàn)數(shù)據(jù)

表2 模飛試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比

模飛試驗(yàn)數(shù)據(jù)呈現(xiàn)的舵面操縱特征，與前面的理論分析一致，有效驗(yàn)證了基于CFD和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)得出的分析結(jié)論。

5 結(jié) 論

1) 運(yùn)用CFD、風(fēng)洞試驗(yàn)和模飛試驗(yàn)3種研究手段相互支撐、相互驗(yàn)證的綜合研究?jī)?yōu)勢(shì)，真實(shí)有效地驗(yàn)證了組合舵低/高速下高舵效低耦合的航向控制特性。

2) 單獨(dú)嵌入式阻力舵航向舵效高，單獨(dú)副翼的航向舵效很低，兩種舵單獨(dú)偏轉(zhuǎn)時(shí)都與縱橫向強(qiáng)耦合，一般不作單獨(dú)使用。

3) 嵌入式阻力舵與后緣副翼組成的組合舵航向控制能力強(qiáng)，選取阻力舵與副翼的舵偏角角度差在0°～5°范圍的組合舵作為該布局的航向控制方案，能夠達(dá)到增阻定升效果，能顯著地消弱與縱橫向的耦合程度，從而實(shí)現(xiàn)舵面解耦設(shè)計(jì)。

4) 無(wú)論單獨(dú)舵，還是組合舵，舵偏角在0°～6°范圍內(nèi)時(shí)其力矩特性變化的規(guī)律性較差，控制律設(shè)計(jì)困難，建議通過(guò)預(yù)置舵偏角或舵偏操縱速率大于姿態(tài)響應(yīng)速率的快速偏轉(zhuǎn)方式來(lái)避開(kāi)此區(qū)域。

5) 阻力舵與副翼呈近距強(qiáng)干擾狀態(tài)，阻力舵的位置、大小、形狀，甚至與機(jī)翼間的縫隙都對(duì)其后的副翼有影響，需要深入研究流動(dòng)機(jī)理和影響規(guī)律，同時(shí)，結(jié)合飛行控制律的設(shè)計(jì)，需要深入研究該航向控制策略在高亞聲速和超聲速下的航向控制有效性。

致 謝

感謝CARDC數(shù)值計(jì)算團(tuán)隊(duì)肖中云、崔興達(dá)等同志給予相關(guān)計(jì)算數(shù)據(jù)支持，感謝風(fēng)洞試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)黃勇、金玲等同志給予相關(guān)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持，感謝模飛試驗(yàn)團(tuán)隊(duì)毛仲君、劉進(jìn)、魏建烽等同志給予模飛試驗(yàn)數(shù)據(jù)支持。