可變后掠翼技術發展與展望

董彥非, 陳元愷, 彭金京

(南昌航空大學 飛行器工程學院, 江西 南昌 330063)

0 引言

對于采用后掠機翼的超聲速飛機,高速和低速性能要求相互矛盾。大后掠角雖然可以降低激波阻力,有利于跨聲速和超聲速飛行,但是也帶來誘導阻力大、低速特性差的問題[1]。只有變幾何形狀機翼的飛機布局,其后掠角在飛行中可以控制,能滿足對現代超聲速多狀態飛機的一系列相互矛盾的要求[2]。

可變后掠翼(或變后掠翼)是指在飛行過程中機翼后掠角可以隨飛機飛行高度、速度變化而改變的機翼。變后掠翼飛機最大的優點在于飛行中可以通過改變機翼后掠角來改進飛機升力、阻力特性,使飛機飛行性能在高速、低速都能得到優化。

軍用飛機方面,可變后掠翼戰機不僅可以解決不同設計點氣動布局的矛盾、改善飛行器的多功能性,還可以縮短跑道起飛距離、增大航程并且提高其經濟效益和作戰功能；在民用飛機方面,針對飛機在各個階段不同要求的翼型結構形狀,如果在巡航階段可以改變機翼后掠角,則在一定程度上可以提高飛機的升阻比,在相同的航程情況下,可以節省燃油量,提高經濟效益。

1 可變后掠翼飛機發展歷程

變后掠翼飛機研究最早可以追溯到20世紀40年代。早在1944年,德國設計的世界上第一架可變后掠翼飛機梅賽施密特Me P.1101就在紙上成形。然而世界上第一架真正意義上的變后掠翼飛機是美國貝爾公司的貝爾X-5。第一架X-5在1951年2月15日建造完成,1951年6月20日首飛。由于穩定性很差,X-5沒有投入生產,但是自X-5以后飛機變形技術取得很大的進步。第一架服役的可變后掠翼飛機是20世紀60年代中后期,美國通用動力公司(General Dynamics)研制的一種變后掠翼戰斗轟炸機F-111土豚(Aardvark)[3]。

20世紀50年代～70年代,兼顧亞聲速和超聲速飛行成為飛機設計的主題,變后掠翼技術得到實用化,這是傳統飛機變形設計的一次革命飛躍。20世紀六七十年代是變后掠翼技術發展的黃金時期,先后出現了包括F-111系列、B-1b、F-14、蘇-24、蘇-17/20、米格-23、米格-27、圖-22M、圖-160、狂風等十幾個型號的變后掠翼飛機。在眾多服役的變后掠翼飛機型號中,美國的F-14無疑是技術最先進和最成熟的,其外觀如圖1所示。

圖1 F-14變后掠翼艦載戰斗機Fig.1 F-14 variable-swept wing carrier fighter

F-14綽號“雄貓”(Tomcat),是美國格魯曼(Grumman)公司于1968年開始研制的雙座雙發變后掠翼重型艦載戰斗機,也是當時最成功的變后掠翼飛機。F-14采用機載計算機控制實現了后掠角從20°到68°的自動無級變化,同時滿足高速和低速性能要求。

20世紀六七十年代,我國對米格-23MC可變后掠翼機構進行了研究。南昌飛機制造廠(現洪都航空工業集團)在米格-23MC的基礎上,發展了一種單發單座超聲速強擊機作為強-5和殲-6的共同后續機,并命名為強-6。

1980年,我國開展了一項大型部級變后掠翼技術科研課題。經過8年多的努力,這一研究課題在設計技術方面取得了重大突破,成功地解決了可變后掠翼技術的氣動布局(轉軸位置、翼型、動態響應等)、機翼結構優化(轉軸接頭、三維應力計算、多約束優化技術等)、驅動機構及飛機控制系統一系列難題,為強-6的研制奠定了基礎。但是由于可變后掠翼技術中的某些要求實現的難度較大,在當時超過了中國的技術能力水準,加上與之配套的渦扇發動機遲遲不能定型,不得不導致強-6戰機下馬,中國的第一種可變后掠翼戰斗機的嘗試以失敗告終。

由于技術限制,很多服役的可變后掠翼飛機存在如超重、轉動機構可靠性不高、飛行穩定性不佳、操縱復雜等難題,可變后掠翼研究在20世紀末期陷入低潮。

近年來,由于材料、智能結構、計算機技術、傳感器技術、飛行控制系統等關鍵技術的發展,美國NASA、國防預研計劃局(DARPA)和美國空軍等組織積極重啟并推動新型飛機變形技術的研究,變后掠翼技術又迎來了新的發展機遇。

2 變后掠翼技術分析

可變后掠翼可使飛機的升力特性和升阻比極大地改善(達1.5～2.5倍)[2]。飛機最大升阻比與后掠角關系如圖2所示[1]。

圖2 最大升阻比與后掠角關系Fig.2 The relationship between maximum lift-drag ratio and swept angle

從圖中可以看出,亞聲速時,小后掠機翼氣動效率最好;超聲速范圍,大后掠角機翼具有優越性。變后掠飛機在不同飛行速度均得到較好的氣動效率,可以在執行任務的每個飛行階段都達到較滿意的性能,這是固定翼飛機難以達到的[1]。

變后掠翼帶來的主要優勢體現在:可變后掠翼飛機在起飛、著陸和低速飛行時,使用較小的后掠角,使機翼前緣升力增加,機翼效率提高,而高亞聲速和超聲速飛行時使用大后掠角,提高了飛機的加速性能和高速飛行能力。因此可變后掠翼飛機同時具有高空高速和低空高速及較佳的高亞聲速巡航飛行能力;航程遠、續航能力強;起落滑跑距離短、起落性能好。通過機翼后掠角變化,使飛機在低速和高速飛行中獲得理想的機翼前緣升力。

由于變后掠翼飛機突出的短距起落性能,低空大速度飛行時有很好的突風響應特性,在戰斗機和攻擊飛機上達到成熟的變后掠技術也被引用到重型轟炸機[1]。典型的包括美國的B-1轟炸機和前蘇聯的圖-26和圖-160轟炸機。

但是,變后掠翼飛機存在兩個主要問題:首先機翼后掠角的改變會造成氣動中心的大幅度變化,這會給飛機的穩定性帶來惡劣的影響；其次變后掠翼由于結構復雜帶來很多問題。為了支持機翼后掠角的可變,機翼必須由可變動機構組成。增加了機身重量,機翼懸掛點減少,負載減少,靈活度減少。增加了機構的復雜度與固件的數量,可靠性大幅降低,同時生產復雜度和維護費用急劇增加。如F-14戰斗機,先是去掉了副翼,而且其關鍵部位必須使用不能常規焊接的鈦合金制造,為了其空氣動力性能,甚至使用了類似氣囊的部件來補充機翼后緣缺失的部分,即使如此其重量還是超過了同類戰機。從而增加了制造和維護費用。

從以上分析可以看出,變后掠翼技術本身同時具有極佳的高速和低速性能。其面對的主要問題是如何設計變后掠的驅動機構,使其在保證合理氣動中心的條件下簡化機構、降低重量。

3 發展現狀

變后掠翼技術經歷了二十多年的沉寂之后,在材料科學與智能控制技術得到飛速發展的背景下,近年來發展起來的幾項關鍵技術有望克服過去變后掠翼飛機結構復雜笨重的缺點,充分發揮其優勢。主動氣動彈性技術可以大大降低機翼結構剛度要求;智能材料結構將驅動、傳感、控制和結構融為一體,為結構簡潔、重量輕、可靠性高的智能變形機翼設計提供了物質基礎。此外,隨控布局設計思想和主動控制技術的最新發展也為“變翼飛行”提供了相關技術支撐。

3.1 國外發展現狀

2003年,美國國防預研計劃局(DAPRA)啟動了“變體飛機結構”(Morphing Aircraft Structures,MAS)項目，再次掀起了“變翼飛機”設計的新浪潮，并資助洛馬公司(Lockheed Martin)和 NextGen 航空公司進行該概念驗證項目[4-6]。

MAS項目旨在通過飛行中改變飛機的氣動外形使飛機在執行不同任務或在不同飛行包線時的飛行性能都保持在最佳狀態。其長遠目標是設計一種續航能力比“全球鷹”無人機更強、機動性比F/A-22戰斗機更好的飛機,其中就包括了變后掠翼技術。NextGen航空公司研制的MFX-2變體飛機(見圖3)，在加州Camp Roberts軍用試驗場進行了多次自主飛行中的變形飛行,在5次約10 min的飛行中,該無人機在保持姿態與航向以及轉彎過程中實現了機翼變形。從一種構型變形另一種構型約需 10 s 時間。

美國正在研制的可變形飛行器與傳統的飛行器性能指標相比希望能夠達到:機翼的展弦比可以實現變化量達到200%;機翼面積的變化量達到50%;機翼扭轉角可以達到20°;后掠角的變化量為20°。與此同時,新概念下的變體飛行器機翼在重量上不超過傳統機翼。

圖3 MFX-2 變體飛機結構驗證無人機Fig.3 MFX-2 MAS UAV

俄羅斯在再次興起可變后掠翼研究浪潮中也不甘落后。1999年俄羅斯啟動了新型轟炸機的設計工作,PAK-DA隱身戰略轟炸機(設計圖見圖4)是俄羅斯研制的新型戰略轟炸機。其意思解釋為“遠程航空兵未來航空復合體”,第一步概念設計已經在2009年完成,工程師們對現役3種轟炸機的特點進行了組合,從47個初始方案中選出4種作進一步的分析。整個研制工作將在2017年結束,有望從2019年或2020年實現量產。目前可見的幾種設計方案中均采用了變后掠翼技術。

圖4 PAK-DA隱身戰略轟炸機設計圖Fig.4 Design of PAK-DA stealthy strategic bomber

歐盟委員會的主動氣動彈性飛機結構項目(Active Aeroelastic Aircraft Structures,3AS)提出利用機身的氣動彈性變形來提高飛機效率的設計理念。通過不斷地調整機翼的形狀,確保飛機在所有飛行及負載條件下具有最佳效率[7-8]。

3.2 國內研究現狀

近年來,與世界航空前沿同步的中國可變體飛行器研究得到了積極發展[9-12]，國家自然科學基金、航空科學基金等資助了很多變后掠翼和變體飛行器科研項目。如2009年,中國航天空氣動力技術研究院的李鋒主持的國家自然科學基金重點項目“可變體飛行器氣動原理與變形結構力學研究”以及“近空間高超聲速可變體飛行器氣動原理研究”等,帶動了國內相關研究的興起。

中國科學技術大學、哈爾濱工業大學、西北工業大學、北京航空航天大學、南京航空航天大學、南昌航空大學和中國航天空氣動力技術研究院等高校和科研單位也在飛機機翼變形技術上積極探索,取得了一些階段性成果。

從2012年開始,南昌航空大學開展了自適應彈性變后掠翼技術研究,期望通過機翼彈性變后掠機構設計,取消結構復雜、重量大的變后掠翼驅動裝置,達到自動根據飛行馬赫數或者動壓變化(同時包含速度和高度變化)引起的氣動力來驅動機翼后掠角改變,從而實現最佳的高速和低速性能。該研究計劃在數值仿真完成之后,基于無人機平臺進行風洞吹風和飛行試驗。

4 結束語

變后掠翼技術從20世紀50年代發展到20世紀80年代,產生了以F-14和圖-160為代表的一系列優秀飛機,然而,受限于當時的科技發展水平(材料科學、計算機技術、傳感器技術、控制系統等),變后掠翼技術的發展遇到了瓶頸。飛機設計師采用了前緣機動襟翼、升力機身、邊條翼等技術手段來提高超聲速飛機在低速飛行時的升力,雖然這些替代技術在一定程度上緩解了飛機兼顧高低速度下的飛行與控制問題,但是與F-14戰機能在任何飛行狀態時改變后掠角來提升飛行性能相比,這些替代技術對飛機飛行性能的改善作用仍很有限。

采用變后掠翼技術是滿足現代超聲速飛機一系列相互矛盾要求的保證[2]。作為當前研究熱點“飛機變形技術”中的一項主要內容,可變后掠翼技術伴隨著材料、控制等技術發展,在新的歷史時期有望實現重大突破。

然而變后掠翼技術想取得新的突破,在相關研究的基礎上,還需要解決以下問題:(1)合理設計轉動(驅動)機構以簡化變后掠系統,解決飛機超重和可靠性問題;(2)選擇適當的轉軸位置,合理確定變后掠翼變化范圍以減小氣動中心的變化量;(3)綜合考慮性能要求和操穩性要求。

針對變后掠驅動機構重量大、可靠性不理想的問題,除了采用具有自適應特點的彈性變后掠機構設計思想外,近年來迅速發展的形狀記憶合金(SMA)也為可變后掠翼飛機的變后掠驅動系統提出了新的設計思路。形狀記憶合金在外部刺激(熱、電、磁、濕度、光等)作用下會產生較大的形變,在外部刺激消失后的一定時間里,又會恢復原來形狀。SMA運用在機翼結構中,可以為機翼變形提供驅動力。利用飛機飛行時機翼受到的阻力及扭轉力矩作為驅動力,只要找到飛機機翼阻力及扭轉力矩隨飛行速度變化關系,同時找出飛機各個飛行狀態下的最佳后掠角度,這種自適應改變機翼后掠角的方法也為變后掠翼技術提供了一種解決思路,是否可行,尚且需要進一步的研究。

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