大型客机无尾布局航向组合舵面控制技术研究

李路路, 张彬乾, 李沛峰, 张明辉

(西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)

大型客机无尾布局航向组合舵面控制技术研究

李路路, 张彬乾, 李沛峰, 张明辉

(西北工业大学 航空学院, 陕西 西安 710072)

针对无尾布局航向控制问题,提出了嵌入式阻力舵与襟副翼组合的航向组合式操纵舵面,结合300座级翼身融合布局大型客机设计方案进行了舵面设计和风洞试验研究。结果表明,单独嵌入式阻力舵在提供航向控制力矩的同时,耦合了更大的滚转力矩和侧力,需解耦消除;采用组合式舵面,不仅可提供更大的航向控制力矩,同时减缓甚至消除了耦合滚转和侧力。在某些舵面组合状态,有实现十分理想的纯航向操纵模式的可能。组合式舵面为解决无尾布局飞机的航向控制问题提供了一条崭新的技术途径,具有广阔的工程应用前景。

大型客机; 无尾布局; 航向控制; 组合式舵面; 风洞试验

0 引言

翼身融合(Blended-Wing-Body,BWB)布局由于具有气动效率高、经济性和环保性好等优点,被认为是未来客机的理想布局形式,受到航空发达国家的高度重视。20世纪80年代初,麦道公司首先提出了800座级BWB布局概念,并相继进行了BWB布局的概念设计研究[1]。结果表明,BWB布局与同量级常规布局飞机相比,气动效率可提高20%以上,起飞重量和油耗可分别降低15%和27%,同时流线形的机体和独特的发动机布置方式也使得噪声大幅降低。NASA，Boeing,DLR,ONERA和俄罗斯中央流体研究院也相继开展了BWB布局的概念设计研究,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)等项目[2-3]。在国内,西北工业大学较系统地研究了150座及300座级BWB布局客机的总体与气动设计问题,验证了BWB布局相对于常规布局的巨大优势[4]。大量研究发现,无尾BWB布局的航向稳定性和控制问题十分突出,是阻碍其进入工程应用的最大障碍之一。

常规布局飞机利用远离重心的垂尾及方向舵提供航向稳定性与侧力型航向控制。无尾BWB布局由于取消了垂尾,无法进行侧力型航向控制,这使得飞机的航向操纵控制问题显得极为突出,亟需探寻新的舵面操纵模式。

目前,国内外关于无尾布局操纵模式的研究主要集中在三个方面:推力矢量、主动控制变形机翼和新型气动操纵舵面[5-6]。其中,推力矢量和主动控制存在技术复杂、结构代价大等缺点。而新型气动舵面重量轻、效率高、结构简单,成为解决无尾布局航向操控问题的研究热点。

新型航向操纵舵面大多基于阻力型作用模式,即利用布置在飞机展向远离重心的舵面产生阻力,提供航向控制力矩,如X-45和X-47等所采用的扰流片-开缝-折流板(SSD)、可打开方向舵、机翼表面扰流板等新型舵面[7-9]。该型操纵舵面气动控制效率较高,但存在操纵舵面偏转产生较大耦合滚转力矩的问题,需采用其它操纵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纵舵面,对解决无尾BWB布局航向控制问题意义重大。

本文针对300座级BWB布局客机方案,提出了嵌入式阻力舵-襟副翼组合式航向操纵舵面,采用风洞试验研究方法,系统研究了组合式航向操纵舵面的操纵能力及耦合特性,并通过流动显示试验,揭示了组合式舵面的物理机制。

1 研究方法

1.1 试验条件

试验在西北工业大学“翼型叶栅空气动力学国家重点实验室”NF-3低速风洞进行。该风洞为低速直流式风洞,试验段尺寸为12 m×3.5 m×2.5 m;湍流度为0.078%;试验风速为50 m/s。试验模型采用腹部支撑方式[10],如图1所示。

图1 试验模型Fig.1 Test model

1.2 坐标系

试验坐标系如图2所示,并规定右侧舵面下偏为正。

图2 试验坐标系Fig.2 Test coordinate

2 舵面设计方案

为解决嵌入式阻力舵横侧耦合问题,在某300座级大型宽体客机无尾翼身融合布局方案的两侧外翼,各设计有一对阻力舵-襟副翼组合式的航向操纵舵面,如图3和图4所示。阻力舵位于襟副翼之前,襟副翼为简单襟翼。综合考虑结构、操纵效率等方面因素,阻力舵与襟副翼外形参数如下:

(1)展长与位置:阻力舵和襟副翼均布置在半翼展0.77～0.85之间,占半展长的8%。

(2)弦长:以阻力舵Z9中部剖面所在的机翼弦长为基准,Z9弦向长度为当地弦长的30%。襟副翼D9按等百分比设计,弦向长度为当地弦长的27%。

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

图3 航向组合操纵舵面Fig.3 Yaw combined control surface

图4 组合舵面风洞试验模型Fig.4 Test model for combined control surface

3 试验结果与分析

3.1 阻力舵气动特性

图5给出了机翼右侧阻力舵Z9打开的航向操纵及耦合特性。由图可见,α≤10°时,航向力矩系数Cn和滚转力矩系数Cl随迎角增大而增大,侧力系数CC变化较小;α>10°时,由于机翼上表面发生流动分离,三种气动力均迅速减小。

图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在提供较大负的航向控制力矩的同时,耦合了更大的正滚转力矩和较大正侧力。已有研究表明[1,3,8-9],阻力舵的工作原理是舵前静压增大、舵后气流分离,通过产生较大的压差阻力提供航向力矩。然而,由于阻力舵偏转破坏了机翼上表面气流流动,使左右翼升力不对称,在大展弦比飞机上会产生较大的滚转力矩。当耦合的正侧力位于力矩参考点(重心)之后时,会提供反向的航向力矩,削弱阻力舵的作用。

阻力舵耦合的较大正滚转力矩和正侧力将对本就紧张的无尾布局控制舵面带来更大的压力,因此,消除或减缓这种不利耦合十分必要。

3.2 组合舵面气动性能

机翼右侧航向组合式舵面Z9+D9的航向操纵与耦合特性如图6所示。

由图6可以看到,组合舵面Z9+D9不仅使航向控制力矩明显提高,在较大的襟副翼偏度下,还可显著改善甚至消除大迎角状态出现的阻力舵航向力矩迅速减小问题。同时,耦合的正滚转力矩和侧力也随之大幅减小。襟副翼偏度δD9≥20°时,滚转力矩和侧力变为负值,襟副翼偏度继续增加,负的滚转力矩和侧力随之增大。负侧力增大则是襟副翼大偏度航向力矩增大的原因之一。通常,位于机翼外侧的阻力舵和襟副翼位于重心之后,负侧力可提供同向的航向力矩,如本文的舵面位置。

由图6还可以看出,在阻力舵和襟副翼某些偏度组合状态,存在十分理想的纯航向操纵模式的可能,即针对不同迎角,采用不同偏度组合,在提供航向控制力矩的同时,不耦合滚转与侧力。通常,大型飞机在改变航向飞行姿态时,迎角保持不变或者变化很小,因此“纯航向操纵模式”是可能实现的。当然,也存在耦合滚转与侧力不能消除的可能。然而,上述讨论的航向操纵舵面,仅为右侧机翼阻力舵及其与襟副翼的组合状态,机翼另一侧的舵面并未参与航向操纵,因此,一旦耦合滚转与侧力过大,可将另一侧襟副翼用于解耦,这也是航向组合式舵面的特点之一。

图6 组合舵面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,当α>10°时,组合舵面侧力变化剧烈和襟副翼小偏度下航向力矩迅速减小的问题并未根本改善,这与基本构型失速迎角较小、外翼流动分离较早有关。因此,解决侧力变化剧烈和襟副翼在小偏度下航向力矩迅速减小问题可从两方面进行:一方面需改善基本构型外翼分离特性,如图7给出的前缘增升装置状态,外翼流动和失速特性得以明显改善;另一方面,细化阻力舵与襟副翼位置、面积等参数匹配。

图7 前缘缝翼对外翼分离的影响Fig.7 Effect of leading edge slat on flow separation

3.3 组合舵面物理机制

图8给出了不同迎角下襟副翼下偏30°状态的组合舵面丝线流动显示结果。

当α=2°时,主翼与阻力舵上表面为附着流动,阻力舵背风一侧襟副翼表面丝线向前卷曲,表明该处形成分离驻涡,阻力舵两侧形成较大的压差阻力，从而提供航向力矩。

随迎角增大到α=12°时,阻力舵前的机翼上表面丝线出现明显摆动,表明此处流动已发生分离。此时,阻力舵迎风侧的丝线受机翼分离流动的影响也出现摆动;阻力舵背风侧及襟副翼表面仍为较强的分离驻涡。机翼流动分离使得阻力舵前后的压差减小,导致航向力矩下降,这与图5和图6(a)中的气动力变化趋势是一致的。

α=20°的大迎角状态,由于整个机翼已完全分离,阻力舵淹没于大面积分离流中,所提供的航向控制力矩因此大幅减小。

图8 组合舵面流态Fig.8 Streamlines for combined control surface

4 结论

(1)单独嵌入式阻力舵可提供较大的航向力矩,但会耦合更大的滚转力矩和较大的正侧力,需解耦消除。

(2)嵌入式阻力舵与襟副翼的组合舵面模式提供了更大的航向力矩,耦合滚转力矩和侧力却大幅减小。较大襟副翼偏度下,可显著改善甚至消除大迎角出现的阻力舵航向力矩快速减小现象,提供随迎角增大近乎不变的航向力矩。

(3)在某些阻力舵和襟副翼的偏度组合下,存在十分理想的纯航向操纵模式的可能,即不同迎角下,通过调整偏度组合,在提供航向控制力矩时,不耦合任何滚转与侧力。而当耦合滚转与侧力不能消除时,可将另一侧闲置的襟副翼用于解耦。

(4)大迎角状态组合舵面侧力变化剧烈和襟副翼小偏度时,航向力矩迅速减小的问题未根本改善,这与基本构型外翼流动分离较早有关。可通过改善外翼分离特性和细化阻力舵与襟副翼的参数配置予以改善。

(5)阻力舵与襟副翼间更大区域的稳定分离驻涡产生的压差阻力,是组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则减缓甚至消除了耦合滚转力矩。

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[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.

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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">网络出版时间

时间:2013-08-21 16:14

李路路(1988-)，男，河南洛阳人，硕士研究生，研究方向为实验流体力学。

(编辑：李怡)