小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究

吴军飞，秦永明，黄 湛，魏忠武，贾 毅

（中国航天空气动力技术研究院，北京100074）

小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究

吴军飞＊，秦永明，黄 湛，魏忠武，贾 毅

（中国航天空气动力技术研究院，北京100074）

对小展弦比飞翼气动布局外形，通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性，在分析其气动特性后，选取典型的状态采用PIV实验方法对其流动机理进行研究，研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡，随着迎角的增大，前缘分离涡强度增大，且逐渐往机体对称面方向移动，随着迎角进一步增大，分离涡变得不稳定，涡核开始摆动，最终破裂，破裂位置从后缘开始，逐渐前移。对小展弦比飞翼气动布局飞机的控制难点偏航控制进行研究，结果表明该飞翼布局模型在实验迎角范围内偏航方向是静稳定的，在小迎角下具有可操纵性，迎角大于6°后嵌入面处于破裂的前缘涡尾迹之中，操纵性降低。

小展弦比；飞翼；纵向气动特性；偏航控制

0 引 言

小展弦比飞翼布局飞机采用全翼设计，气动特性得到大大提高；取消了平尾（升降舵）和垂尾（方向舵）等，显著地减小了雷达散射截面积，因此成为下一代超声速高性能作战飞机的理想构型［1－6］，与此同时也带来了操稳特性方面的诸多新问题。

一方面由于此类飞机展长较小弦长较大，翼身融合一体，所以其压心随飞行状态变化幅度较大，易引起纵向稳定性问题，且尾翼缺失，依靠俯仰副翼进行俯仰操纵，操纵效率较低；另一方面由于飞翼布局具有无垂直安定面和翼面空间大的特点，如何选择操纵效率高且适合布置的航向操纵装置是小展弦比飞翼布局飞机可控性设计的最重要方面。现通常采用阻力类操纵面，即在上翼面安装一对嵌入面来进行飞行时的偏航控制，美国的X－47验证机就采用了这种操纵面（见图1）［712］，然而为了增加操纵距离，嵌入式操纵面一般位于机身上表面靠后位置，在中等、大迎角飞行状态下处于流动分离区域，从而带来操纵效能的不足［13－15］。

综上所述，小展弦比飞翼布局飞机由于其翼面和机身融合一体、前缘后掠角大、展弦比小、无垂直安定面等特点，导致其气动特性与常规战斗机存在较大的差异。只有对小展弦比飞翼布局飞机的气动特性进行充分研究，才能为小展弦比飞翼布局的气动设计、应用和改进提供依据。本课题组通过常规测力以及典型状态下PIV流场显示实验方法研究其气动特性和流动机理，重点分析了前缘涡随迎角变化时的演变发展规律以及飞翼的偏航操稳特性，以期为小展弦比飞翼气动布局的应用及改进提供一些参考和依据。

图1 小展弦比飞翼战机与常规战机布局Fig.1 Low aspect ratio flying wing aircraft and conventional aircraft layout

1 研究模型及方法

1.1 研究模型

研究模型外形见图2，具体尺寸及无量纲参数见表1。因为尾支撑安装天平的需要，对模型尾部进行了局部修改，实验模型采用自由转捩方式。纵向气动特性实验研究时，嵌入面不打开，即与机翼上表面融为一体；进行偏航操纵时只打开单侧嵌入面（飞行员左侧）。

文中给出的是气流坐标轴系下的气动符号，具体定义见GJB1386－92。

表1 模型具体尺寸及无量纲参数Table 1 Specific size and parameter of the model

图2 模型外形Fig.2 The shape of model

1.2 测力风洞实验

针对小展弦比飞翼布局纵向载荷大和侧向载荷小气动特点研制了大法向力载荷（10000N）、小侧向力载荷（500N）的天平。此次所有研究实验都在中国航天空气动力技术研究院的FD09风洞中完成。FD－09风洞是一座单回流闭口低速风洞，试验段长12m，横截面积为3m×3m的四角圆化的正方形，圆角半径为0.5m，试验段有效横截面积为8.7854m2，空风洞最高风速为100m／s。风洞流场性能良好，湍流度低于0.10%，风洞内壁上、下各有0.2°的扩张角，以消除顺流而下沿壁面附面层增长的影响，试验段轴向静压梯度基本消除。

1.3 PIV风洞实验

PIV系统包括图像采集、激光光源、同步控制和图像处理等子系统，如图3所示。图像采集系统主要由跨帧数字相机、图像采集板和计算机组成。本次PIV实验布局见图4。

图3 PIV系统Fig.3 The PIV system

粒子播发器（图5）是PIV系统里的重要设备，依靠它产生的示踪粒子，PIV才能获得粒子图像，提取流场的运动信息。已发展的油雾发生器产生的示踪粒子适用于一般的低速和跨声速常规PIV试验，但是其制备的示踪粒子平均粒径尺度处在微米量级，其对大迎角、背风面以及边界层试验是不适应的，主要是由于离心力的作用，示踪粒子很难进入这些区域；另一方面，FD－09风洞截面尺寸3m×3m，粒子需求量非常大，所以，本试验研制了新型的示踪粒子发生器，以产生大流量、尺度更低的示踪粒子。

图4 PIV实验布局Fig.4 The allocation of PIV test

图5 粒子播发器Fig.5 Particle transmitters

本次试验选取两个测量截面进行试验，分别为全机长50%处和全机长80%处，相机站位以及拍摄区域见图6。

图6 相机拍摄区域Fig.6 Filming domain of camera

2 结果分析

2.1 纵向气动特性

纵向气动特性的测力实验在无侧滑角、无舵偏、风速50m／s和70m／s的状态下进行。通过测力实验得到的升力系数CL、俯仰力矩系数Cm随迎角变化曲线（图7），从图中可以看出，风速50m／s和70 m／s下的纵向气动特性基本相同。在迎角6°、14°、40°前后，CL～α、Cm～α曲线的斜率均发生了较大变化。其中在6°迎角以后升力线、俯仰力矩曲线斜率有所变大；14°迎角以后升力线、俯仰力矩曲线有所变小；40°迎角以后升力明显降低，失速现象明显。

图7 升力系数CL、俯仰力矩系数Cm随迎角变化曲线Fig.7 The curve of CLand Cmvs attack angle

为了研究上述气动结果，选取了风速70m／s典型迎角进行了PIV流场显示试验。实验结果分别给出了时均结果和瞬时结果。

从PIV实验时均涡量图（图8）中可以看出，当α＝6°时，机翼上开始出现前缘涡，但是涡量较小，并未出现明显的涡核。当α＝12°时，涡心处的涡量明显增大，说明此时已经形成集中的涡核，与测力结果对比，可以看出集中涡的形成产生了非线性的涡升力。当迎角由12°增加到20°时，50%全长截面处的涡核逐渐扩大，且有往机体对称面移动的趋势；80%全长截面处虽然涡的区域逐渐扩大，但是涡心处的涡量却明显减小，说明涡核由机头发展到机尾处涡核已破裂，结合测力结果分析，因为前缘涡在机尾处破裂，所以对俯仰力矩影响较大。随着迎角进一步增加涡核破裂点逐渐往机头方向发展，当迎角为28°时，50%全长截面处涡核已经破裂，涡心处涡量明显减小，但涡核的外围仍然存在环流；此迎角下80%全长截面处涡核外围也不存在明显的环流，呈现出的状态是涡核破裂后的小尺度旋涡。当迎角为42°时前后两个截面上均无明显的涡量，说明此时涡已完全破裂，结合测力结果上来看，此时发生了失速。

图9为PIV实验瞬时速度矢量图，每个迎角下给出了3幅瞬时图，每幅图时间隔为20μs。观察80%全机长截面，可以看出α＝12°时涡核随时间变化基本稳定，整个旋涡从前往后呈现锥形形态；α＝16°时涡核开始出现左右摆动；α＝20°时涡核已经开始破裂，出现了几个旋涡，涡量的分布具有非定常性。综合来看涡的破裂过程是由涡核稳定形态逐渐到涡核开始摆动，最后发生涡的破裂。

2.2 偏航操稳特性

小展弦比飞翼布局设计的难点在于偏航稳定性及操纵性，如果稳定性设计的太高，仅依靠嵌入面难以进行偏航控制，如果稳定性设计的太低，就增加了飞机控制系统的复杂性，也增加了飞行的危险性。

图8 PIV实验时均涡量图Fig.8 Time average vorticity of PIV test

偏航操稳特性的实验研究均在风速70m／s的状态下进行。从图10（a）可以看出不同侧滑角时侧向力随迎角的变化规律。在小迎角下（0°～6°）正的侧滑角产生负的侧向力，且侧向力系数随着侧滑角的正向增大而负向增大；随着迎角的增大（α＞6°）侧向力出现了反号，产生此现象的主要原因为在迎角6°以后迎风侧前缘涡先于背风侧前缘涡破裂。

从图10（b）为侧向力矩随迎角的变化规律。可以看出嵌入面0°、侧滑角10°时，其侧向力矩系数为负值，说明此时飞机在偏航方向具有静稳定性。

分析0°侧滑角下，嵌入面的操纵效率，可以发现在迎角8°之前嵌入面具有较好的操纵效率，之后随着迎角的增大，操纵效率逐渐降低，在迎角14°以后嵌入面已经失去操纵能力。10°侧滑角下，嵌入面的操纵能力与0°侧滑角基本类似，只是嵌入面在更小的迎角下即失去操纵能力。分析认为嵌入面位置靠近机尾，当前缘涡破裂以后，嵌入面处于分离涡的尾迹之中，当地流速较低，从而导致嵌入面降低操纵效率，当有侧滑角存在时，迎风侧前缘涡在更小的迎角下发生破裂，嵌入面因而在更小的迎角就开始降低操纵效率。

图9 PIV实验瞬时速度矢量图Fig.9 Instantaneous velocity vector of PIV test

图10 不同侧滑角下、迎角下嵌入面的控制特性Fig.10 The control characteristic of embedded rudder at different sideslip angles and attack angles

3 基本结论

（1）小展弦比飞翼布局的弦长较长，低速时在较小的迎角下（6°）即产生前缘分离涡。

（2）分离涡产生以后，升力系数CL、俯仰力矩系数Cm随迎角变化曲线呈现出非线性，正是分离涡的作用。

（3）通过PIV实验研究了分离涡的发展过程。随着迎角的增大，前缘分离涡强度增大，且逐渐往机体对称面方向移动，而随着迎角进一步增大，分离涡变得不稳定，涡核开始摆动，最终破裂，破裂位置从后缘开始，逐渐前移。

（4）该飞翼布局模型实验迎角范围内是静稳定的，利用嵌入面这种偏航控制方式，在小迎角下具有较好的操纵性，但是当前缘涡破裂以后，嵌入面处于分离涡的尾迹之中，当地流速较低，从而导致嵌入面降低操纵效率，甚至失去控制能力。

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Low speed experiment on longitudinal and lateral aerodynamic characteristics of the low aspect ratio flying wing calibration model

Wu Junfei＊，Qin Yongming，Huang Zhan，Wei Zhongwu，Jia Yi
（The China Academy of Aerospace Aerodynamics，Beijing 100074，China）

longitudinal and lateral aerodynamic characteristics of the low aspect ratio flying wing calibration model are investigated in a low speed wind tunnel.Normal force measuring experiment is conducted to gain the longitudinal aerodynamic characteristics and yaw control characteristics，and the PIV test is also conducted to investigate the flow mechanism of the low aspect ratio flying wing.The results indicate that the leading－edge separation vortex appears on the wing’s spine surface when the attack angle is at 6degree.The vortex intensity increases and the vortex core shifts to the symmetric plane of flying wing with the increase of attack angle.Increasing the attack angle further，the vortex core becomes unsteady and begins to oscillate，finally break entirely.The broken position shifts from the ending edge to the leading edge.Yaw control characteristics of low aspect ratio flying wing is also studied in this paper.The results indicate that the flying wing is static stabile at the test attack angle.When the attack angle is less than 6 degree，it is controllable in yaw direction.And when attack angle is more than 6degree，the yaw control ability decreases because the control surface may lays in the wake region of broken leading－edge vortex.

low aspect ratio；flying wing；longitudinal aerodynamic characteristics；yaw control

V211.7

A

10.7638／kqdlxxb－2015.0093

0258－1825（2016）01－0125－06

2015－07－21；

2015－10－23

吴军飞＊（1984－），工程师，主要从事实验空气动力学研究.E－mail：wujunfei2002＠163.com

吴军飞，秦永明，黄湛，等.小展弦比飞翼标模纵航向气动特性低速实验研究［J］.空气动力学学报，2016，34（1）：125－130.

10.7638／kqdlxxb－2015.0093 Wu J F，Qin Y M，Huang Z，et al.Low speed experiment on longitudinal and lateral aerodynamic characteristics of the low aspect ratio flying wing calibration model［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34（1）：125－130.