飞翼布局无人航空器气动特性研究

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万方数据第29卷第1期飞机设计VoL29No．12009年2月AIRCRAFtDESIGNFeb2009文章编号：1673--4599(2009)Ol--0005-05飞翼布局无人航空器气动特性研究刘超，黄俊，吴洋(北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京100191)摘要：飞翼布局飞机取消了尾翼，拥有良好的气动、隐身特性，但操纵效率有所下降，需要在飞机设计过程中合理地布置操纵面，改善飞翼飞机在操纵性能上的缺陷。因此。飞翼飞机的操纵面不仅要提供足够的控制力，同时还要满足飞机的稳定性要求。对飞翼布局飞机的气动特性和基本操稳特性做理论分析，并利用试验做实际对比，研究飞机的气动特性，分析各操纵面的功能、操纵特性以及存在的问题。为增强飞机稳定性和设计增稳系统增加依据。关键词：飞翼布局；稳定性；气动特性；操稳特性；增稳系统中图分类号：V211．41文献标识码：AAerodynamicsCharacteristicsInvestigationforFlyingWingUninhabitedAircraftLIUChao．HUANGJun，WUYang(SchoolofAeronauticScienceandEngineering，BeijingUniversityofAeronauticsandAstronautics，Beijing100191，China)Abstract：Flyingwingconfigurationaircraftgetsridoftailinordertoimproveaerodynamicscharacter-isticandreducesRCS(RadarCrossSection)，butitalsoleadstothereductionofcontrollingefficien-cy．Controlsurfacesplayanimportantwleinthedesignofflyingwingconfigurationaircraft．Thelog·icalcontrolsurfacescarlamelioratethelimitation，provideenoughcontrolstrength，andsatisfythere-quirementofthestabilityofflyingwingaircraft．Aerodynamicscharacteristicsandelementarystabilityandcontrolofflyingwingconfigurationaircraftweretheoreticallyanalyzedinthispaper．Theconclu-sionfromtheanalysesiscomparedwiththedatagotfromsomeexperimentstostuayaerodynamicscharacteristicsoftheaircraft，analysisthefunction，operationcharacteristicsandexistentproblemofcontrolsurface．A1lthiseffortsaddfoundationforraisingstabilityoftheaircraftanddesignofthesta-bilityaugmentationsystem．Keywords：flyingwingconfiguration；stability；aerodynamicscharacteristics；stabilityandcontrol；stabilityaugmentationsystem随着现代科学技术的飞速发展和人们对未来战争认识观念的变化，世界各国越来越重视对飞翼布局无人航空器的发展和研究。它不仅体现了收稿日期：2008-10-06；修订日期：2009-01-13一个国家的综合航空技术能力和水平．也更加适合未来战争的作战模式。与常规飞机相比较。飞翼布局取消了机身、平尾、升降舵、垂尾和方向 万方数据6飞机设计第29卷舵，极大地提高了飞机的气动性能，在具有很高的升力系数和升阻比，以及较小的阻力系数的同时，也大幅度地缩减雷达散射截面RCS，隐身性能也得到相应的提高，但飞机的操控效率有所下降，这就决定了飞翼布局飞机要采用多组升降副翼、副翼和开裂式阻力方向舵组成的操纵面配置方式来达到目标操纵性能。飞翼布局是无人作战飞机、无人轰炸机研究中广泛采用的气动布局形式。例如：美国波音公司研制的“X一45A”无人机，该机长约11．9m，翼展14．9rn，巡航高度约12192m，在此高度上的巡航速度为马赫数0．8，武器载荷2041kg，作战半径可超过2222km；由美国诺思罗普公司为美国空军研制的B一2战略轰炸机⋯：机长21．03ITI，机高5．18ITI，翼展52．43m，机翼后掠角为33。，空重45360—49900kg，正常起飞质量152635kg，最大起飞质量170550kg。缩比样机的研究在飞翼布局飞机的设计研究中起着非常重要的作用。它不仅仅对飞翼布局飞机的气动特性进行验证，同时在飞翼布局飞机控制系统的研究和控制率的设计方面提供依据。2006年，波音公司针对设计和制造的X-48B验证机进行试飞，该机主要采用复合材料制造，翼展6．4m，总重181kg，验证实验中速度可以达到61．7m／s，飞行高度超过3000m。英国的“翱翔者(Soarer)”、法国的AVE-D等型号的飞翼飞机均采用了缩比验证机进行实验，取得了一定的成功经验。在国内，目前还没有类似的飞翼布局飞机，所以我们远远落后于美国，为了更加深入研究飞翼布局飞机，针对缩比样机进行了一系列的研究与实验，争取在最短的时间设计出符合我国实际情况的飞翼布局的飞机。1模型的建立和可行性分析1．1飞翼布局飞机模型的建立根据波音公司研制的“X-45A”无人机的外形数据进行分析，采用l：6的比例建立模型，并做局部修改(操纵面的大小和位置)，利用CATIA软件建立计算模型(见图1)。此模型飞机在启动上，因为全机的各个横向剖面均是由翼型组成，取消了飞机机身的影响，升力有了明显的增加。相对于正常无尾飞机，极大地减少了干扰阻力的影响，全机阻力有一定的阻力方向舵升降尉鼹副强图l验证机模型降低，从而导致全机的升阻比有了显著的提高。1．2可行性分析飞翼布局无人机因为取消了尾翼，这样就导致飞机的纵、航向操纵性能方面比较差，必须合理地操纵操纵面来产生足够的操纵力矩。由升降副翼、副翼以及一组开裂式阻力方向舵的组合成为飞翼布局无人机的典型操纵面配置方式，如在美国诺思罗普公司为美国空军研制的B一2战略轰炸机和美国诺斯罗普·格鲁门公司自行研制的“飞马”无人机X-47A上褥到了成功的应用。这些已经设计成功的范例就决定了采用多升降副翼和阻力方向舵在飞翼布局的无尾飞机上是完全可行的。1．3飞翼布局飞机的气动特性飞翼布局飞机具有良好的气动特性。飞翼布局无人机整体上采用翼身融合，使气流能够更加流畅的通过机体表面，有效地提高飞机的飞行升力，同时减少了机翼与机身的干扰阻力，而且因为没有尾翼的存在，更加有效地减少飞行阻力，提高升阻比。2气动仿真计算和实验测试2．1CFD计算方法MGAERO软件对模型的气动力计算是通过Euler方程和对附面层修正的计算方法来求解的。对模型采用体积法离散积分形式的Euler控制方程可以写为：r砉舻·dV+庐亩dS=0(1)“●，式中：vol为体积；尹为气动参数向量；营为矢通量；矗为外法线方向；S为机翼面积；r为预处理矩阵，为了减小低马赫数对计算的影响定义为： 万方数据第1期刘超等：飞翼布局无人航空器气动特性研究7r=O1O一面1)rs2当Ml时式中：M为当地马赫数；占为微小量；取lO-6避免寿出现驻点。流场被划分为直角网格，对每个网格求解。在控制体内变量被假定为常值，在每个网格控制体表面变量也被假定为常值，而在不同的表面其值不等。离散化方程采用了4步Runge-Kutta格式求解，并采用隐式残差光顺。由f到t+缸，有：F(o)=F‘P可以是初始值或前一步的求解结果。嘶是龙格1一库塔系数，a。=÷，吒=÷，a3=寺，rv4=1。设网格节点i处，残值R；的光顺残值为R，则：面=尺i+F·V2可(5)式中：占为常数；离散格式V2是微分操作数，所以：一占·Rf+l+(1+28)Rf一8·R‘一l=Ri(6)CFD计算方法的边界条件取为：在机身前端无限远和机身后方无限远(这里取3个机身长度)，认为流场是直匀流，即流速和声速保持不变。2．2CFD气动仿真结果和试验数据利用MGAERO软件仿真计算并通过试验测试分别获得模型的升力系数曲线(见图2)、阻力系数曲线(见图3)以及升阻比曲线(见图4)。此仿真与试验是在升降副翼、副翼和阻力方向舵均为O。偏角的曲线图。从图2中可以看出，在小迎角范围内，大后略角飞翼布局飞机升力系数与迎角近似呈线性关系；从图4中可以看出，图2升力系数随迎角的变化曲线6O．8-O．6-形0．4-一∥。。jO．2·k．图3阻力系数随迎角的变化曲线ll。∥＼+仿真‘试验6。蕊＼x．2L．彳．6崔／26lO1418、昼-n{一．o．(2)图4升阻比随迎角的变化曲线飞机具有很高的升阻比，通过CFD计算所得到的升阻比最高可以达到13．3，而试验数据得到最高升阻比可以高达16。升力系数和阻力系数在仿真和试验数据中的差异很小，使得仿真数据接近试验数据，而升阻比的差距不超过20％，这主要还是由较小的阻力系数带来的差异，仿真数据还是具有很高的可信度。一2，O0l—M、llI，一I嘭0Ol一，，JI＼埘”、Il，上职0lO一，J__＼U、l-I，一I衅1O0一●I，，ll、￡24，L^^^)0l23尺Rl1一r厶△△△Qda一"町”砧”F=，缸^^^)+1234I孙孙孙H孙 万方数据8飞机设计第29卷3操纵面控制分析3．1操纵面的气动特性研究并仿真升降副翼气动特点，如俯仰力矩系数C。、副翼的滚转力矩系数C。和俯仰力矩系数C。；开裂式方向舵气动特性，如偏航力矩系数C。，侧力系数cc和阻力系数CD。建立飞翼布局无人机的操纵面结构模型，利用CFD的方法对副翼进行分析计算，得出操纵面的操纵力矩和偏角的关系．利用CFD的方法对阻力方向舵进行分析计算，得出阻力方向舵的偏航力矩系数、侧力和阻力的变化随偏转角的变化曲线，对各操纵面的大小和位置进行修改和重新计算，最终得到满足要求的升阻特性和操纵稳定性。改变操纵面的大小和位置关系，直接影响飞翼飞机操纵面的操纵能力，在这里引入舵容量口’来表征，它可作为操纵面设计参数的综合指标。S，俯仰舵容量：E=≯(7)．)"oqf滚转舵容量：圪=箫(8)‘】膏‘，q，偏航舵容量：U=雨LJrOr(9)L)"U式中：S。为升降副翼的面积；S。为副翼的面积；S，为开裂式阻力方向舵的面积；S。为机翼的总面积；l。，f。，Z，分别为升降副翼的操纵力臂，副翼的操纵力臂和开裂式阻力方向舵的操纵力臂；c为平均气动弦长；b为展长。合理地设计各操纵面的舵容量．就能够满足飞翼飞机的操纵要求。3．2纵向控制升降副翼是能够同时实现飞机俯仰(纵向)和滚转操纵的操纵面．具有升降舵和副翼的两种操纵面的功能。左右升降副翼如果联动偏转，就可以起到升降舵的作用；如果左右升降副翼反向偏转，则可以起到副翼的作用。升降副翼在无尾飞机是比较常用的。图5是在副翼和阻力舵均为Oo偏角的时候．俯仰力矩系数随升降副翼(联动)偏角的变化曲线。飞翼飞机靠升降副翼产生俯仰力矩．由于升降副翼操纵力臂比较大．因而其产生的俯仰力矩略大于常规布局飞机，俯仰控制能力良好。对于正常布局飞机，主要是由机翼提供的升力来平衡重力，由平尾产生的负升力来平衡俯仰力矩；而对于大后略角飞翼布局飞机。因为飞机图5俯仰力矩系数随升降副翼偏角的变化曲线重心靠后，升力主要集中在机体的后部，对整机有较大的低头力矩，由于没有水平尾翼提供向下的升力使飞机抬头，所以整机的纵向稳定性较差，常设计为中立稳定或者静不稳定的。利用翼型产生的负的零升俯仰力矩，才能在正的迎角处配平，同时使得飞机在一定的迎角范围能有着正的抬头力矩po(见图6)。I已>＼Lm0>o弋叉／～Dzf＼iCko<0／。图6俯仰力矩特征3．3横向控制滚转操纵力矩一般由副翼产生。副翼通过舵面的差动偏转，在两个舵面上产生不同的升力分布，从而产生所需的滚转力矩，为了使飞机能够获得足够的滚转力矩，通常是同时操纵副翼和升降副翼。副翼的差动偏转对俯仰力矩系数的贡献是对称的，对滚转力矩系数的贡献是反对称的。图7和图8分别表示俯仰力矩系数和滚转力矩系数在升降副翼和阻力舵为0。舵偏的时候副翼差动的变化曲线。飞翼飞机的横向静稳定性主要由后略角和上反角来产生。当飞机侧滑的时候，在左右机翼上产生不同的升力分布，从而产生滚转恢复力矩。与常规飞机相比较，飞翼飞机具有较大的横向静稳定性；大的力臂产生较大的滚转力矩，同时产生较大的转动惯量。则在操纵效果上与常规飞机相当。3．4航向控制航向控制是由阻力方向舵来提供的，飞翼布局飞机航向静稳定性比较低，因此需要很小的偏 万方数据第1期刘超等：飞翼布局无人航空器气动特性研究9＼多30．20．10、■卜10203(一O．1-＼一0．2-图7俯仰力矩系数随副翼偏角的变化曲线．■＼0．2--．30．20．10”、1＼10203—01一＼一0．2一＼＼＼图8滚转力矩系数随副翼偏角的变化曲线航力矩就能够满足要求，而较大的力臂使得它能够完全由阻力方向舵来提供足够的偏航力矩。因为没有尾翼的存在，机翼无法保证飞机具有足够的航向静稳定性，所以一般为中立稳定或静不稳定的。图9、图lO和图11则分别表示偏航力矩系数、阻力系数和侧力系数在升降副翼和副翼为00偏角的时候，单侧的阻力舵打开时的变化曲线。常规飞机方向舵在[一30，30]范围偏转的时候产生的最大偏航力矩系数为0．05量级，而开裂式阻力方向舵在[_90，90]范围偏转的时候，其最大偏航力矩系数偏小，为O．0l量级HJ，操纵效率比较低。图9偏航力矩系数随阻力舵偏角的变化曲线飞翼布局飞机在迎角和侧滑角达到一定程度的时候，随着阻力舵的偏转反而会引起阻力舵效率的下降，这就需要大量的仿真或者试验来确定飞翼飞机阻力舵的舵效范围，合理地设计具有足图10阻力系数随阻力舵偏角的变化曲线0．03000．02400．0180001200．00600．0000图11侧力系数随阻力舵偏角的变化曲线够鲁棒性的控制律，使得飞机在舵效范围内拥有足够的稳定性哺l。4结论(1)利用试验数据对仿真研究作对比验证，加强仿真数据的真实性。从对比结果可以看出，仿真数据与实验数据的差值比较小，拥有很高的可真实性，为接下来的仿真数据提高可信度。(2)本文针对飞翼布局飞机典型的操纵面配置方案做气动研究，分析各操纵面的操纵效率，对各操纵面做修正，得到合理的布置。本文仅对各操纵面的效率做单独分析，未考虑操纵面问的耦合效应，应逐步深入研究。(3)飞翼布局飞机用开裂式阻力方向舵来控制偏航，只要适当地改变舵的后掠和位置就能够改善其偏航性能；同时因为飞翼布局飞机航向静稳定性比较低，所需要的偏航力矩较小，易满足要求。参考文献[1]NickelK，MichaelW．Taillessaircraftintheoryandpractice[M]．WashingtonDC：AmericanInstituteofAeronauticsandAstronautics，Inc，1994．[2]马超，李林，王立新．大展弦比飞翼布局飞机新型操纵面设计[J]．北京航空航天大学学报，2007，33(2)：149—153．[3]EtkinB．Dynamicsofflisat：stabilityandcontrol[M]．NewYork：JohnWileyandSons。1995．20—23．(下转第20页) 万方数据20飞机设计第29卷本吻合。“盏R倒葵赵秣管旷内外抹差／Pa800图5气球蒙皮材料应力随内压变化5，·结论图6充氦气球膨胀试验我国从20世纪80年代开始对飞艇、系留气球等浮空器及其系统进行研究，已经取得了一定的成果和技术积累。20多年来，国内许多院校和研究所在蒙皮材料、气动布局、能源、动力、测控和大气环境等方面开展了一些相关基础研究和关键技术攻关。本文着重研究了高空气球在升空过程中应力变化情况，通过突破蒙皮应力分析技术和裁剪技术，提高气球外形加工质量和抗压能力，完成高空气球尺寸设计，进行力学性能分析，明确其质量、强度、透氦率、耐环境、储运等性能指标要求，为进一步开展平流层气球试验奠定技术基础。参考文献[1]庄洪春．宇航空间环境手册[M]．北京：中国科学技术出版社．2000．[2]BaginskiF．Modelingnonaxisymmetrieoff-designshapesoflargescientificballoons[R]．AI从2400-407(1996)．1996．[3]SurjitSB，JasonCB．Dynamicsimulationofhighaltitudeteth—eredballoonsystemsubjecttothunderstorm试ndfield[R]．AIAA2002-4614，2002，[4]甘晓华，郭颖．飞艇技术概论[M]．北京：国防工业出版社。2005．[5]FrankB，ChenQ．Designtheshapeofnscientifiballoon[j]．AppliedMathemeticalModeling，2001，(25)：953----956．[6]LeeK，LeeSW．Structuralanalysisofscientificballoonusingassumedstrainformulation801idshellfiniteelementfR]．AIAA2005一1802．2005。马云鹏(198l一)，器总体设计。刘东旭(1985一)，器设计。作者简介男，博士研究生，主要研究方向为平流层飞行武哲(1957一)男，教授，博士生导师。主要从事飞机总体设计及相关领域的研究。(上接第9页)[4]WilliamJG，KennethMD．Directionalcontrolfortaillessair-craftusingallmovingtips[R]．AIAA-97-3487，1997．【5]马松辉。吴成富，陈怀民．阻力方向舵在无尾飞机飞行控制中的应用[J]．飞行力学，2008，26(2)：69—73．作者简介刘超(1984一)，男，陕西西安人，硕士研究生，主要从事飞行器设计。黄俊(1964一)，男，教授。航空创新实践基地主任，博士生导师。隐身技术专业组秘书，主要研究方向为飞行器总体设计，武器系统作战效能分析。飞行器和水面舰艇隐身技术。吴洋(1982一)，男．硕士研究生。主要从事飞行器设计专业。 飞翼布局无人航空器气动特性研究作者：刘超，黄俊，吴洋，LIUChao，HUANGJun，WUYang作者单位：北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100191刊名：飞机设计英文刊名：AIRCRAFTDESIGN年，卷(期)：2009,29(1)参考文献(5条)1.NickelK.MichaelWTaillessaircraftintheoryandpractice19942.马超.李林.王立新大展弦比飞翼布局飞机新型操纵面设计[期刊论文]-北京航空航天大学学报2007(02)3.EtkinBDynamicsofflight:stabilityandcontrol19954.WilliamJG.KennethMDDirectionalcontrolfortaillessaircraftusingallmovingtips[AIAA-97-3487]19975.马松辉.吴成富.陈怀民阻力方向舵在无尾飞机飞行控制中的应用[期刊论文]-飞行力学2008(02)本文链接：http://d.g.wanfangdata.com.cn/Periodical_fjsj200901002.aspx