飛翼布局折疊機翼變體飛機操穩特性研究

尹文強, 安然, 安玉嬌

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

飛翼布局折疊機翼變體飛機操穩特性研究

尹文強, 安然, 安玉嬌

(中國飛行試驗研究院 飛機所, 陜西 西安 710089)

為了研究飛翼布局折疊機翼變體飛機的操穩特性,自行設計飛翼布局折疊機翼變體飛機,建立研究模型并進行簡化處理。采用渦格法和工程估算法對機翼折疊過程中飛機的縱向和橫航向靜穩定性進行分析;采用小擾動假設,將飛機擾動運動沿縱向和橫航向解耦,分別得到縱向擾動運動和橫航向擾動運動對應的模態,分析機翼折疊過程對飛機動穩定性的影響;結合工程估算法和CFD仿真分析機翼折疊過程對飛機操縱性的影響。飛行試驗結果表明:在飛行中機翼折疊后,飛機有進入俯沖的趨勢,隨著配平舵偏角的增加,俯仰運動逐漸不夠靈敏;在操縱桿量相同的情況下,機翼折疊狀態的俯仰運動響應較快。

折疊機翼; 變體飛機; 操縱性; 穩定性

0 引言

目前,新概念飛行器設計理念層出不窮,飛行領域不斷擴展,人類對飛行任務的綜合要求不斷提高,固定翼飛機越來越不能滿足民用和軍事方面的需求。從經濟性和安全性考慮,人們要求新一代飛機能夠在變化劇烈的飛行環境(高度、馬赫數等)下和在執行多種任務(如起降、巡航、機動、盤旋、攻擊等)時始終保持良好的性能[1]。

傳統的變體飛機通過主動改變氣動外形獲得所需飛行性能[2]。這類飛機變形一般采用簡單的機械傳動裝置來實現,雖然在某些方面滿足了飛行要求,但大多是單自由度變形,在結構、重量、操縱性等方面付出的代價也較大。新型變體飛機是指采用智能材料和結構,通過流動控制和飛行控制技術,主動改變全機布局或氣動外形,在不同飛行狀態下均能獲得最佳性能的飛行器[3]。本文所研究的折疊機翼變體技術是新型變體技術之一,飛機在飛行過程中通過機翼折疊改變機翼面積、展弦比等參數,以適應不同飛行狀態的要求[4]。

1 模型簡介

本文模型總體為飛翼布局,全機分為五段:中間段為機身;與機身連接處為內段機翼,前緣后掠為60°,后緣前掠為15°;內段機翼外側為外段機翼,前緣后掠為40°,后緣后掠為15°。外段機翼可以向上折疊60°,同時內段機翼保持水平。模型采用S8025翼型,取機翼上反角為0°;為控制飛機的俯仰和滾轉運動,在內段機翼上布置升降副翼,其偏轉角度為-20°～30°;機翼后緣為W型;采用前三點式起落架系統;進氣道位于機身背部。表1列出了模型的主要總體參數,其中:lw為翼載荷;θzd為機翼折疊角。由驗證機總體參數繪制的CATIA模型如圖1所示。

圖1 驗證機CATIA模型Fig.1 CATIA model of demonstration aircraft

在分析機翼折疊過程中的氣動特性變化時,可以進行相應的簡化處理[5],在實際計算中選取具有代表性的折疊角即可。本文在0°～60°范圍內每隔10°建立一個模型進行計算,將得到的數據連成曲線,可以得到機翼折疊過程中全機氣動特性的近似變化趨勢[6]。

2 縱向穩定性分析

2.1 縱向靜穩定性分析

飛機的縱向靜穩定性可用偏導數CmCL及其正負來表示,其絕對值大小反映了飛機的縱向靜穩定裕度,其計算公式為:

CmCL=(Cm-Cm0)/CL

(1)

計算時假定機翼折疊過程中全機的重心位置不變,經渦格法(Vortex Lattice Method, VLM)計算得出CmCL隨不同機翼折疊角的變化曲線如圖2所示。

圖2 靜穩定裕度隨機翼折疊角的變化Fig.2 Change of CmCL with the wings folding angle

從圖2可以看出,在機翼折疊過程中CmCL始終小于0,飛機具有縱向靜穩定性。隨著機翼折疊角的增大,焦點后移,在重心不變的情況下,靜穩定裕度逐漸增大,機翼完全折疊時的靜穩定裕度達到8.5%,對飛機縱向操縱性的影響在可接受范圍內。由于采用S8025翼型,其零升俯仰力矩系數Cm0為正,飛機處于縱向靜穩定時的迎角為正值。

2.2 縱向動穩定性分析

s4+A3s3+A2s2+A1s+A0=0

(2)

該特征方程有兩對共軛復根,較大的共軛復根對應以迎角和俯仰角速度變化為特征的短周期運動,較小的共軛復根對應著以飛行速度和俯仰角變化為特征的長周期運動。

針對本文模型,計算出機翼展開和折疊狀態下的長周期和短周期模態,并通過勞斯-霍爾維茨判據判斷其縱向動穩定性[6]。

機翼展開狀態,兩對特征根分別為:

λ1,2=-9.225 6±5.136 7i

λ3,4=-0.144 1±0.677 8i

通過計算,可得機翼展開狀態下短周期無阻尼振蕩頻率ωsp=10.559 2 rad/s,阻尼比ζsp=0.873 7,振蕩周期Tsp=1.222 6 s,半衰期T1/2,sp=0.075 12 s;長周期無阻尼振蕩頻率ωp=0.693 rad/s,阻尼比ζp=0.207 88,振蕩周期Tp=9.269 6 s,半衰期T1/2,p=4.810 7 s。

機翼完全折疊狀態,兩對特征根分別為:

λ1,2=-9.372 4±5.043 4i

λ3,4=-0.144 1±0.678i

通過計算可得,ωsp=10.643 2 rad/s,ζsp=0.880 6,Tsp=1.245 2 s,T1/2,sp=0.073 94 s;ωp=0.693 rad/s,ζp=0.207 9,Tp=9.27 s,T1/2,p=4.81 s。

由于機翼展開狀態和折疊狀態下特征根均具有負實部,故兩種模態下驗證機縱向運動都是穩定的。

3 縱向操縱性分析

對于本文研究模型,一般通過調節升降副翼對飛機的俯仰姿態進行操縱,兩側升降副翼同向偏轉時作為升降舵使用。本節采用工程估算法結合CFD計算方法對本文模型的縱向操縱特性進行研究。

采用VLM方法[7]對飛機在機翼折疊過程中的全機俯仰力矩系數Cm進行估算。設定升降副翼偏轉30°,故俯仰力矩系數對副翼偏角的導數為:

Cmδea=ΔCm/30

(3)

采用CFD方法對驗證機不同折疊角狀態的氣動特性進行計算，將其作為對工程估算法的補充。在劃分網格時,對飛機曲面進行簡化處理,將發動機進氣道和尾噴口進行封閉作為機體表面。

在2°迎角下建立升降副翼偏轉和不偏轉時不同機翼折疊角的網格模型,通過計算得到不同機翼折疊角下升降副翼操縱導數。采用工程估算法和CFD方法計算得到的結果如圖3所示。

圖3 Cmδea隨機翼折疊角的變化Fig.3 Change of Cmδea with the wings folding angle

由圖3可知,升降副翼操縱導數絕對值隨機翼折疊角的增加稍有增加,CFD計算值和VLM工程估算值變化趨勢相同。本文模型外段機翼折疊面積相對于整個機翼面積比例較小,機翼從展開到折疊的過程中,全機機翼參考面積稍微減小,平均氣動弦長變化較小。由于升降副翼偏轉所需力矩大小保持不變,由力矩計算公式可知,升降副翼操縱導數隨機翼折疊角的變化符合圖4變化趨勢。

定直平飛飛機的俯仰力矩系數為零,在特定迎角和特定折疊角下的副翼偏角計算公式為:

δea=-(Cm0+Cmαα)/Cmδea

(4)

得到飛機定直平飛所需舵偏角隨機翼折疊角的變化曲線如圖4所示。

圖4 δea隨機翼折疊角變化曲線Fig.4 Change of δea with the wings folding angle

從圖4可以看出,對于飛機的配平舵偏角,CFD計算值和VLM工程估算值變化趨勢相差較大,隨著機翼折疊角的增加,操縱導數絕對值增加。理論上縱向操縱應更加靈敏,但隨著折疊角的增加，力矩系數絕對值也增加,對飛機操縱性的影響甚至超過了操縱導數,最終導致平飛時配平舵偏角持續增大。通過比較可知，CFD計算的變化趨勢更具可信度。

由圖4可知，升降副翼操縱導數較小,說明升降副翼操縱作用偏弱。在設計時可增加一組重心調整機構[6],飛行中通過調整飛機重心來減小飛行過程中機翼折疊后的力矩系數,使配平舵偏角不至于過大。

4 橫航向穩定性分析

4.1 橫航向靜穩定性分析

飛機的橫向靜穩定性采用滾轉力矩系數Cl對側滑角β的導數Clβ表示,飛機橫向靜穩定的標志是Clβ<0。Clβ隨機翼折疊角的變化曲線如圖5所示。可以看出,機翼從展開到折疊過程中Clβ始終為負,飛機滿足橫向靜穩定性要求。

圖5 Clβ隨機翼折疊角的變化Fig.5 Change of Clβ with the wings folding angle

飛機的航向靜穩定性采用偏航力矩系數Cn對側滑角β的導數Cnβ表示,飛機航向靜穩定的標志是Cnβ<0。Cnβ隨機翼折疊角的變化曲線如圖6所示。由圖6可以看出，機翼從展開到折疊過程中,Cnβ由0.000 37單調增加到0.000 93,說明飛機始終具有航向靜穩定性。

圖6 Cnβ隨機翼折疊角的變化Fig.6 Change of Cnβ with the wings folding angle

4.2 橫航向動穩定性分析

采用飛機橫航向小擾動方程組得到特征方程:

s4+A3s3+A2s2+A1s+A0=0

(5)

該特征方程有1個大的負實根,1個小的正實根和一對共軛復根,故特征方程可寫為:

(s-λr)(s-λs)(s2+2ζdωds+ωd2)=0

(6)

其中較大的負實根λr對應滾轉模態,較小的正實根λs對應螺旋模態,一對共軛復根對應荷蘭滾模態。

(1) 滾轉模態

結合本文模型計算,機翼展開時λr=-10.931,時間常數Tr=0.091 5 s;當機翼折疊時,λr=-10.186,Tr=0.098 2 s。由于特征根為大的負實根,因此飛機在擾動初期做迅速衰減的滾轉阻尼運動。機翼展開和折疊狀態的半衰期T1/2,p分別為0.063 4 s和0.068 04 s。對比以上數據,機翼折疊狀態具有更好的滾轉模態穩定性。由于機翼展開和折疊狀態的負實根數值相差不大,因此機翼折疊對滾轉模態特性影響較小。

(2) 螺旋模態

螺旋模態穩定的判定依據為:

LβNr-NβLr>0

(7)

結合本文模型,帶入數據計算可以得到飛機在展開和折疊狀態下LβNr-NβLr的值均小于0,飛機的螺旋模態是不穩定的。

本文模型機翼展開狀態下螺旋模態的特征根為λs=0.126 3,倍幅時間T2s=3.499 s;機翼折疊狀態下λs=0.484,T2s=1.918 9 s。對比上述數據可以看出,機翼展開和折疊狀態的特征根相差較大,機翼折疊對螺旋模態特性影響較大。飛行控制設計時須采取一定的增穩控制來改善螺旋模態。

(3) 荷蘭滾模態

結合本文模型,帶入數據計算可以得到機翼展開狀態下無阻尼振蕩頻率ωd=2.025 8 rad/s,阻尼比ζd=0.349 6,振蕩周期Td=3.304 4 s,半衰期T1/2,d=0.978 5 s,荷蘭滾模態的特征根λd=-0.7082±1.898i;機翼折疊狀態下ωd=3.35 rad/s,ζd=0.31,Td=1.67 s,T1/2,d=0.68 s,λd=-1.025±3.186i。由分析可知,機翼折疊過程中飛機荷蘭滾模態始終是穩定收斂的。

5 橫航向操縱性分析

對于本文模型,控制飛機橫航向操縱性能的部件為升降副翼。升降副翼差動偏轉引起的滾轉力矩系數導數又稱副翼操縱效率Clδea,計算得到Clδea隨機翼折疊角的變化曲線如圖7所示。

圖7 Clδea隨機翼折疊角的變化Fig.7 Change of Clδea with the wings folding angle

由圖7可以看出,隨著機翼折疊角的增加,副翼操縱效率除了在30°左右振蕩之外,絕對值逐漸增大。因此,機翼折疊后副翼操縱效率較高,滾轉操縱更加靈活。

升降副翼差動偏轉引起的偏航力矩系數導數也稱副翼偏航操縱導數Cnδea,計算得到Cnδea隨機翼折疊角的變化曲線如圖8所示。

圖8 Cnδea隨機翼折疊角的變化Fig.8 Change of Cnδea with the wings folding angle

由圖8可以看出,隨機翼折疊角的增加,副翼偏航操縱導數數值波動較大。總體上機翼展開狀態和折疊狀態的副翼航向操縱導數絕對值增大,提高了操縱效率。

6 試飛驗證

為了驗證該飛機的操穩特性計算結果,依據總體參數制作驗證機模型進行試飛驗證。驗證機機翼可以完全按照設計要求進行折疊和展開,試飛驗證機模型如圖9所示。

圖9 驗證機模型Fig.9 Demonstration aircraft model

在飛行中機翼折疊后,飛機有進入俯沖的趨勢。為保證平飛,操縱手增加了升降副翼配平舵偏角。飛行中舵偏角變化量與計算值較為吻合,隨著舵偏角的增加,俯仰運動逐漸不夠靈敏。為了驗證飛機的操縱特性,操縱手在機翼展開和完全折疊狀態下各做了一次推桿和拉桿操縱,在操縱桿量相同的情況下,機翼折疊狀態的俯仰運動響應較快,這與前文分析結果一致。

7 結束語

本文通過研究自行設計的變體飛機的操穩特性,分析機翼折疊對飛機縱向和橫航向操穩特性的影響,發現驗證機設計時需要注意的問題并提出相應的措施,例如升降副翼操縱作用偏弱和驗證機螺旋模態不穩定等。較大機翼折疊角時的翼身干擾問題以及機翼折疊部位的縫隙整流等問題,需要在驗證機設計時,從總體設計、飛行控制、先進材料以及機電一體化等方面來解決。在后期工作中,需要對飛機飛行狀態改變時機翼折疊角變化的動態響應作進一步的分析,從而達到全面掌握折疊機翼變體飛機運動規律的目的。

[1] 陸宇平,何真,呂毅.變體飛行器技術[J].航空制造技術,2008(22):26-29.

[2] 李軍府,艾俊強,董海鋒.飛機變形技術發展探究[J].航空科學技術,2009(2):3-5.

[3] 李聞,宋筆鋒,張煒.飛翼布局無人機變形機翼設計與模型驗證研究[J].飛行力學,2010,28(4):17-20.

[4] 廖波,袁昌盛,李永澤.折疊機翼無人機的發展現狀和關鍵技術研究[J].機械設計,2012,29(4):1-5.

[5] Yue T,Wang L,Ai J.Multibody dynamic modeling and simulation of a tailless folding wing morphing aircraft[R].AIAA-2009-6155,2009.

[6] 金鼎,張煒,艾俊強.折疊機翼變體飛機縱向操縱性與穩定性研究[J].飛行力學,2011,29(1):5-8.

[7] Margason R J,Lamar J E.Vortex-lattice FORTRAN program for estimating subsonic aerodynamic characteristics of complex planforms[M].Washington D C:NASA Technical Note D-6142,1971:10-32.

(編輯：李怡)

Study on controllability and stability of flying wing and folding wing morphing aircraft

YIN Wen-qiang, AN Ran, AN Yu-jiao

(Aircraft Flight Test Technology Institute, CFTE, Xi’an 710089, China)

To study the controllability and stability of flying wing and folding wing morphing aircraft, the aircraft was self-designed; the model was established and simplified. The longitudinal and lateral-directional static stability during the wings folding process of the aircraft were analyzed with vortex lattice method and the engineering estimation method. Using the small perturbation hypothesis, the aircraft perturbation motion were decoupled along the longitudinal and lateral-directional, and the corresponding modality of longitudinal perturbation motion and transverse heading perturbation motion were obtained. The effects on the dynamic stability of the aircraft during the wings folding process were analyzed. Combining the engineering estimation method and CFD simulation method, the effect on the controllability of the aircraft during the wings folding process were analyzed. Flight test results indicate that the aircraft tend to the dive motion when the wings folded, and the sensitivity of the pitching motion declines gradually with the increase of the trim rudder deflection. Under the condition of same joystick offset, the pitching motion with wings folding state has a faster response speed.

folding wing; morphing aircraft; controllability; stability

2015-02-03;

2015-04-17;

時間:2015-06-24 15:03

尹文強(1989-)，男，河南駐馬店人，助理工程師，碩士，研究方向為無人機試飛研究。

V212.12

A

1002-0853(2015)06-0495-05