大型客機無尾布局航向組合舵面控制技術研究

李路路, 張彬乾, 李沛峰, 張明輝

(西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

大型客機無尾布局航向組合舵面控制技術研究

李路路, 張彬乾, 李沛峰, 張明輝

(西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072)

針對無尾布局航向控制問題,提出了嵌入式阻力舵與襟副翼組合的航向組合式操縱舵面,結合300座級翼身融合布局大型客機設計方案進行了舵面設計和風洞試驗研究。結果表明,單獨嵌入式阻力舵在提供航向控制力矩的同時,耦合了更大的滾轉力矩和側力,需解耦消除;采用組合式舵面,不僅可提供更大的航向控制力矩,同時減緩甚至消除了耦合滾轉和側力。在某些舵面組合狀態,有實現十分理想的純航向操縱模式的可能。組合式舵面為解決無尾布局飛機的航向控制問題提供了一條嶄新的技術途徑,具有廣闊的工程應用前景。

大型客機; 無尾布局; 航向控制; 組合式舵面; 風洞試驗

0 引言

翼身融合(Blended-Wing-Body,BWB)布局由于具有氣動效率高、經濟性和環保性好等優點,被認為是未來客機的理想布局形式,受到航空發達國家的高度重視。20世紀80年代初,麥道公司首先提出了800座級BWB布局概念,并相繼進行了BWB布局的概念設計研究[1]。結果表明,BWB布局與同量級常規布局飛機相比,氣動效率可提高20%以上,起飛重量和油耗可分別降低15%和27%,同時流線形的機體和獨特的發動機布置方式也使得噪聲大幅降低。NASA，Boeing,DLR,ONERA和俄羅斯中央流體研究院也相繼開展了BWB布局的概念設計研究,典型的有MOB(A computational design engine incorporating multi-disciplinatry design and optimisation for blended wing body configuration)和VELA (Very Efficient Large Aircraft)等項目[2-3]。在國內,西北工業大學較系統地研究了150座及300座級BWB布局客機的總體與氣動設計問題,驗證了BWB布局相對于常規布局的巨大優勢[4]。大量研究發現,無尾BWB布局的航向穩定性和控制問題十分突出,是阻礙其進入工程應用的最大障礙之一。

常規布局飛機利用遠離重心的垂尾及方向舵提供航向穩定性與側力型航向控制。無尾BWB布局由于取消了垂尾,無法進行側力型航向控制,這使得飛機的航向操縱控制問題顯得極為突出,亟需探尋新的舵面操縱模式。

目前,國內外關于無尾布局操縱模式的研究主要集中在三個方面:推力矢量、主動控制變形機翼和新型氣動操縱舵面[5-6]。其中,推力矢量和主動控制存在技術復雜、結構代價大等缺點。而新型氣動舵面重量輕、效率高、結構簡單,成為解決無尾布局航向操控問題的研究熱點。

新型航向操縱舵面大多基于阻力型作用模式,即利用布置在飛機展向遠離重心的舵面產生阻力,提供航向控制力矩,如X-45和X-47等所采用的擾流片-開縫-折流板(SSD)、可打開方向舵、機翼表面擾流板等新型舵面[7-9]。該型操縱舵面氣動控制效率較高,但存在操縱舵面偏轉產生較大耦合滾轉力矩的問題,需采用其它操縱措施抑制和消除不利耦合。因此,研究控制效率高、耦合力矩小的新型航向操縱舵面,對解決無尾BWB布局航向控制問題意義重大。

本文針對300座級BWB布局客機方案,提出了嵌入式阻力舵-襟副翼組合式航向操縱舵面,采用風洞試驗研究方法,系統研究了組合式航向操縱舵面的操縱能力及耦合特性,并通過流動顯示試驗,揭示了組合式舵面的物理機制。

1 研究方法

1.1 試驗條件

試驗在西北工業大學“翼型葉柵空氣動力學國家重點實驗室”NF-3低速風洞進行。該風洞為低速直流式風洞,試驗段尺寸為12 m×3.5 m×2.5 m;湍流度為0.078%;試驗風速為50 m/s。試驗模型采用腹部支撐方式[10],如圖1所示。

圖1 試驗模型Fig.1 Test model

1.2 坐標系

試驗坐標系如圖2所示,并規定右側舵面下偏為正。

圖2 試驗坐標系Fig.2 Test coordinate

2 舵面設計方案

為解決嵌入式阻力舵橫側耦合問題,在某300座級大型寬體客機無尾翼身融合布局方案的兩側外翼,各設計有一對阻力舵-襟副翼組合式的航向操縱舵面,如圖3和圖4所示。阻力舵位于襟副翼之前,襟副翼為簡單襟翼。綜合考慮結構、操縱效率等方面因素,阻力舵與襟副翼外形參數如下:

(1)展長與位置:阻力舵和襟副翼均布置在半翼展0.77～0.85之間,占半展長的8%。

(2)弦長:以阻力舵Z9中部剖面所在的機翼弦長為基準,Z9弦向長度為當地弦長的30%。襟副翼D9按等百分比設計,弦向長度為當地弦長的27%。

(3)舵面偏轉角度:阻力舵偏度δZ9=-30°;襟副翼偏度δD9=10°,20°,30°。

圖3 航向組合操縱舵面Fig.3 Yaw combined control surface

圖4 組合舵面風洞試驗模型Fig.4 Test model for combined control surface

3 試驗結果與分析

3.1 阻力舵氣動特性

圖5給出了機翼右側阻力舵Z9打開的航向操縱及耦合特性。由圖可見,α≤10°時,航向力矩系數Cn和滾轉力矩系數Cl隨迎角增大而增大,側力系數CC變化較小;α>10°時,由于機翼上表面發生流動分離,三種氣動力均迅速減小。

圖5 阻力舵航向及其耦合特性Fig.5 Yaw and coupling characteristics for drug rudder

阻力舵Z9在提供較大負的航向控制力矩的同時,耦合了更大的正滾轉力矩和較大正側力。已有研究表明[1,3,8-9],阻力舵的工作原理是舵前靜壓增大、舵后氣流分離,通過產生較大的壓差阻力提供航向力矩。然而,由于阻力舵偏轉破壞了機翼上表面氣流流動,使左右翼升力不對稱,在大展弦比飛機上會產生較大的滾轉力矩。當耦合的正側力位于力矩參考點(重心)之后時,會提供反向的航向力矩,削弱阻力舵的作用。

阻力舵耦合的較大正滾轉力矩和正側力將對本就緊張的無尾布局控制舵面帶來更大的壓力,因此,消除或減緩這種不利耦合十分必要。

3.2 組合舵面氣動性能

機翼右側航向組合式舵面Z9+D9的航向操縱與耦合特性如圖6所示。

由圖6可以看到,組合舵面Z9+D9不僅使航向控制力矩明顯提高,在較大的襟副翼偏度下,還可顯著改善甚至消除大迎角狀態出現的阻力舵航向力矩迅速減小問題。同時,耦合的正滾轉力矩和側力也隨之大幅減小。襟副翼偏度δD9≥20°時,滾轉力矩和側力變為負值,襟副翼偏度繼續增加,負的滾轉力矩和側力隨之增大。負側力增大則是襟副翼大偏度航向力矩增大的原因之一。通常,位于機翼外側的阻力舵和襟副翼位于重心之后,負側力可提供同向的航向力矩,如本文的舵面位置。

由圖6還可以看出,在阻力舵和襟副翼某些偏度組合狀態,存在十分理想的純航向操縱模式的可能,即針對不同迎角,采用不同偏度組合,在提供航向控制力矩的同時,不耦合滾轉與側力。通常,大型飛機在改變航向飛行姿態時,迎角保持不變或者變化很小,因此“純航向操縱模式”是可能實現的。當然,也存在耦合滾轉與側力不能消除的可能。然而,上述討論的航向操縱舵面,僅為右側機翼阻力舵及其與襟副翼的組合狀態,機翼另一側的舵面并未參與航向操縱,因此,一旦耦合滾轉與側力過大,可將另一側襟副翼用于解耦,這也是航向組合式舵面的特點之一。

圖6 組合舵面Z9+D9航向及其耦合特性Fig.6 Yaw and coupling characteristics for combined control surface Z9+D9

需要指出的是,當α>10°時,組合舵面側力變化劇烈和襟副翼小偏度下航向力矩迅速減小的問題并未根本改善,這與基本構型失速迎角較小、外翼流動分離較早有關。因此,解決側力變化劇烈和襟副翼在小偏度下航向力矩迅速減小問題可從兩方面進行:一方面需改善基本構型外翼分離特性,如圖7給出的前緣增升裝置狀態,外翼流動和失速特性得以明顯改善;另一方面,細化阻力舵與襟副翼位置、面積等參數匹配。

圖7 前緣縫翼對外翼分離的影響Fig.7 Effect of leading edge slat on flow separation

3.3 組合舵面物理機制

圖8給出了不同迎角下襟副翼下偏30°狀態的組合舵面絲線流動顯示結果。

當α=2°時,主翼與阻力舵上表面為附著流動,阻力舵背風一側襟副翼表面絲線向前卷曲,表明該處形成分離駐渦,阻力舵兩側形成較大的壓差阻力，從而提供航向力矩。

隨迎角增大到α=12°時,阻力舵前的機翼上表面絲線出現明顯擺動,表明此處流動已發生分離。此時,阻力舵迎風側的絲線受機翼分離流動的影響也出現擺動;阻力舵背風側及襟副翼表面仍為較強的分離駐渦。機翼流動分離使得阻力舵前后的壓差減小,導致航向力矩下降,這與圖5和圖6(a)中的氣動力變化趨勢是一致的。

α=20°的大迎角狀態,由于整個機翼已完全分離,阻力舵淹沒于大面積分離流中,所提供的航向控制力矩因此大幅減小。

圖8 組合舵面流態Fig.8 Streamlines for combined control surface

4 結論

(1)單獨嵌入式阻力舵可提供較大的航向力矩,但會耦合更大的滾轉力矩和較大的正側力,需解耦消除。

(2)嵌入式阻力舵與襟副翼的組合舵面模式提供了更大的航向力矩,耦合滾轉力矩和側力卻大幅減小。較大襟副翼偏度下,可顯著改善甚至消除大迎角出現的阻力舵航向力矩快速減小現象,提供隨迎角增大近乎不變的航向力矩。

(3)在某些阻力舵和襟副翼的偏度組合下,存在十分理想的純航向操縱模式的可能,即不同迎角下,通過調整偏度組合,在提供航向控制力矩時,不耦合任何滾轉與側力。而當耦合滾轉與側力不能消除時,可將另一側閑置的襟副翼用于解耦。

(4)大迎角狀態組合舵面側力變化劇烈和襟副翼小偏度時,航向力矩迅速減小的問題未根本改善,這與基本構型外翼流動分離較早有關。可通過改善外翼分離特性和細化阻力舵與襟副翼的參數配置予以改善。

(5)阻力舵與襟副翼間更大區域的穩定分離駐渦產生的壓差阻力,是組合舵面航向力矩提高的主要物理原因,襟副翼下偏提供的升力增量則減緩甚至消除了耦合滾轉力矩。

[1] Liebeck R H,Page M A,Rowdon B K.Blended wing body subsonic commercial transport[R].AIAA-98-0438,1998.

[2] Mialon B,Hepperle M.Flying wing aerodynamics studies at ONERA and DLR[C]//CEAS Katnet Conference on Key Aerodynamic Technologies.Germany,2005:68-75.

[3] Bolsunovsky A L,Buzoverga N P,Gurevich B L,et al.Flying wing problems and decisions[J].Aircraft Design,2001,4(4):193-219.

[4] Li Peifeng,Zhang Binqian,Chen Yingchun,et al.Aerodynamic design methodology for blended wing body transport[J].Chinese Journal of Aeronautics,2012,25(4):508-516.

[5] 鄭遂.無垂尾戰斗機氣動布局初探[C]//首屆青年氣動工作者學術報告會論文集.1997:11-15.

[6] Sahoo D,Cesnik C E S.Maneuver control of UCAV wing using anisotropic piezoelectric actuators[R].AIAA-2002-1720,2002.

[7] 余輝.拋棄傳統方法——探索無人戰斗機的操縱技術[J].國際航空,1997,(2):46-48.

[8] Siomn J M,Blake W B,Multopp D.Control concepts for a vertical tailless fighter [R].AIAA-93-4000,1993.

[9] Bowlus J A,Multhopp D,Banda S S.Challenges and opportunities in tailess aircraft stability and control[R].AIAA-97-3830,1997.

[10] Vicroy D D.Blended-Wing-Body low-speed flight dynamics:summary of ground test and sample results (invited)[R].AIAA-2009-933,2009.

Researchoncontroltechnologyofcombinedcontrolsurfaceforlargetaillesscivilaircraft

LI Lu-lu, ZHANG Bin-qian, LI Pei-feng, ZHANG Ming-hui

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

For the yaw control problem of the tailless aircraft, a combined control surface with embedded drag rudder and flaperon is designed and studied by wind tunnel test. This new type of yaw control surface was based on the 300 passengers blended-wing-body tailless civil aircraft. Result shows that, the drag rudder provides yaw control moment coupled with larger rolling moment and lateral force, which need to be decoupled. While the combined control surface can provide greater yaw moment coupled with less rolling moment and lateral force. In some conditions,pure yaw control mode can be realized. Drag rudder and flaperon combined yaw control mode provides a new technical way for the solution of yaw control problems of tailless aircraft,and it can be widely used in engineering.

large civil aircraft; tailless aircraft configuration; yawing control; combined control surface; wind tunnel test

V211.4

A

1002-0853(2013)05-0450-05

2013-01-22;

2013-05-07; < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間:2013-08-21 16:14

李路路(1988-)，男，河南洛陽人，碩士研究生，研究方向為實驗流體力學。

(編輯：李怡)