一種翼身融合布局飛行器的偏離特性分析

付軍泉,史志偉,*,陳 杰,周夢貝,吳大衛,潘立軍

(1.南京航空航天大學航空學院 非定?？諝鈩恿W與流動控制工信部重點實驗室,南京 210016;2.中國商飛上海飛機設計研究院,上海 201210)

0 引 言

隨著航空電子技術和控制技術的不斷發展，以及對飛機燃油效率、碳排放和氮氧化物排放要求的不斷提高，翼身融合飛行器因其高升阻比而成為代替傳統飛行器的可行選擇之一[1-3]。翼身融合飛行器具有較好的氣動性能，但也面臨各種挑戰。例如多學科優化設計問題，配平、穩定性與操縱性問題等[4-8]。翼身融合飛行器的操穩特性及動態特性與常規飛機的差異，特別是翼身融合橫航向穩定性與操縱性問題，對其極限飛行狀態提出了更高要求。開展飛行器極限飛行狀態研究，對于保證飛行安全、預防飛行事故具有有重要意義。

飛行器極限飛行狀態包括失速、尾旋和偏離[9-11]。當飛行器在大迎角下飛行，可能出現自動急劇偏轉、機翼搖擺或翼落、機頭下沉、機頭晃動或上仰等非指令現象。若不能及時糾正或改出，就會很快發展為難以控制的搖擺或滾轉，以致進入尾旋。觸發偏離的原因很多，其實質是飛行器氣動力與慣性力組合的結果；對于與飛行器運動狀態參數相關的氣動力失穩引起的偏離，若能在設計初期就進行預測，就可以有效延緩或消除偏離[12-15]。

飛行器偏離特性的研究手段包括風洞試驗、模型自由飛試驗和全尺寸試飛試驗。飛行試驗雖然可靠度最高，但周期長、風險大、投入高[16-17]。因此，在飛行試驗前，基于大量風洞試驗數據和經驗，發展了一系列穩定判據，如側滑偏離判據、橫向控制偏離參數、Weissman組合判據[18-20]等。而為了直接研究飛行器偏離的非線性動力學現象，在風洞中發展了單自由度釋放試驗及風洞虛擬飛行試驗[21-22]，能夠填補常規風洞試驗和大氣飛行試驗之間的空白、降低飛行試驗風險、縮短研發周期，并可通過減少試驗次數和試驗設備耗費來降低試驗經費。

本文針對某翼身融合布局飛行器，基于風洞靜態測力試驗，采用多種穩定性判據對其偏離特性進行分析，并通過風洞虛擬飛行試驗加以驗證。

1 試驗模型及方法

常規測力試驗在南京航空航天大學回流式低湍流度開口風洞中進行。該風洞開口試驗段截面尺寸為1.5 m×1.0 m，長度為1.7 m，最大穩定風速25 m/s。試驗模型幾何參數見表1。試驗時，模型采用尾撐方式(見圖1)，試驗風速10 m/s，以Φ14六分量桿式天平測量氣動力和力矩。

表1 試驗模型幾何參數Table 1 Geometric parameters of the test model

虛擬飛行試驗在南京航空航天大學NH-2低速風洞中進行。該風洞試驗段截面尺寸為3 m×2.5 m，最大穩定風速90 m/s。試驗模型采用3D打印加工制作，安裝微型舵機以實現對舵面的操控，在舵面旋轉軸內端連接磁編碼器測量偏角，控制器通過ADC采集即時舵偏角度。模型內嵌基于樹莓派的機載飛行控制器，可實現信號采集、姿態估算、執行控制律和數據記錄等功能。飛行器角速度通過飛行控制器內嵌高精度慣性傳感器測量，并由擴展卡爾曼濾波器對姿態角(滾轉、俯仰和偏航)進行估算。虛擬飛行試驗模型及安裝如圖2所示。

圖1 試驗模型安裝圖Fig.1 Installation of the experimental model

圖2 虛擬飛行試驗模型Fig.2 The virtual flight test model

虛擬飛行試驗模型與測力試驗模型的尺寸比例為2∶1。圖3給出了試驗中飛行器機體的坐標定義，并標明舵面位置，各舵面的偏轉角度均為±30°。虛擬飛行試驗模型的幾何參數見表2。

圖3 虛擬飛行試驗模型三視圖Fig.3 Three views of the virtual flight test model

本文設計并制作了多軸承式三自由度釋放機構。該機構可實現滾轉和俯仰軸轉動±60°、繞偏航軸的任意角度轉動，如圖4所示。模型還設有配重位置用于重心調節，保證自由度釋放試驗中重心位置與旋轉中心基本重合。

表2 虛擬飛行試驗模型幾何參數Table 2 Geometric parameters of the virtual flight test model

圖4 三自由度機構Fig.4 3 degree of freedom rig

試驗中，為獲得該BWB(Blended-Wing-Body)布局飛行器的偏離特性，通過地面控制中心向機載飛控系統發送俯仰指令，使飛行器模型緩慢抬頭，直至出現偏離發散。該過程中，全程記錄飛行器姿態角和角速度信息。

2 失速偏離特性研究

2.1 橫航向靜穩定性判據Clβ和Cnβ

橫航向靜穩定性是衡量飛行器受到擾動后能否恢復原始狀態的關鍵，橫航向靜穩定導數隨迎角變化的曲線可用來分析飛行器偏離特性。對于航向穩定性，當航向靜穩定導數Cnβ>0，飛行器具有航向穩定性，受擾動后有自動恢復原航向的趨勢；當Cnβ<0，則受擾動后飛行器會喪失航向穩定性，航向偏離發散。而對于橫向穩定性，當橫向靜穩定導數Clβ<0，飛行器是橫向靜穩定的；當Clβ>0，飛行器可能發生非指令的滾轉偏離。

圖5為側滑情況下，滾轉力矩系數、偏航力矩系數與無側滑情況下的對比曲線。將其轉化為橫航向穩定導數Clβ以及Cnβ，結果如圖6所示。

由圖6可以看出：橫向穩定性導數Clβ在很小的迎角α=5°時就發生變號，由負值變為正值，出現橫向不穩定；當迎角繼續增大，其不穩定性也在加??；直至32°迎角時，Clβ開始降低，并在37°迎角時，再次發生變號，Clβ由正值變為負值，重新恢復橫向穩定性。而對于航向穩定性導數Cnβ，可以看出：當α≤28°時，航向都是靜穩定的；在28°<α<38°時，飛行器失去航向穩定性；當α≥38°時，又恢復穩定性。

圖5 橫航向力矩系數曲線Fig.5 Roll and yaw moment coefficient curves

圖6 橫航向穩定性導數Fig.6 Directional and lateral stability derivatives

通過對橫航向靜穩定導數的分析，可以初步判斷該BWB布局飛行器的橫向靜穩定性較差，在小迎角下即可能發生非指令的滾轉發散；相對而言，航向穩定性較好，在28°～38°范圍內可能出現側向偏離。

2.2 側滑偏離判據Cnβ,dyn

由于飛行器上反角和后掠角等外形參數對偏離特性存在影響，若僅使用橫航向靜穩定性導數作為偏離判據，將與飛行器的實際飛行狀態有所不同。為研究這些可能出現的情況，可將動態航向穩定參數Cnβ,dyn作為側滑偏離判據加以分析。側滑偏離判據考慮了在副翼/方向舵中立時，不同迎角下，橫航向穩定性導數和轉動慣量對飛行器航向穩定性的綜合影響，可以比較真實地反映偏離運動中飛行器的方向穩定情況。Cnβ,dyn的表達式如下：

其中，Ix和Iz分別為橫向轉動慣量和航向轉動慣量。通常，當Cnβ,dyn>0時，認為飛行器不會發生偏航方向的發散。

圖7為該BWB布局飛行器動態航向穩定參數Cnβ,dyn隨迎角的變化曲線?？梢钥吹剑寒?6°<α<37°時，Cnβ,dyn<0，表明在該迎角范圍內，飛行器對側滑角的瞬時反應將使側滑增大，飛行器發生偏離，更容易進入尾旋，尾旋敏感性也更強。

圖7 動態航向穩定參數Cnβ,dynFig.7 Dynamic directional stability parameter

2.3 橫向控制偏離參數LCDP

橫向控制偏離參數LCDP引入了副翼操縱效率的影響，主要用于預測進行橫向操縱時引起飛行器偏航發散的敏感程度。LCDP的定義如下：

式中，Cnδa為偏航力矩系數對副翼偏角的導數、Clδa為滾轉力矩系數對副翼偏角的導數(即副翼操縱效率)。若LCDP>0，則橫向操縱時有自動消除側滑的趨勢，飛行器航向穩定。圖8給出了操縱導數Cnδa、Clδa曲線。

圖9給出了橫向控制偏離參數LCDP隨迎角變化的曲線。當迎角α≤16°，LCDP大于零，飛行器是航向靜穩定的；當16°<α<30°，LCDP小于零，飛行器失去航向靜穩定性；當30°≤α≤36°，重新具有航向靜穩定性；當α>36°，再次失去航向靜穩定性。

2.4 Weissman組合判據

側滑偏離判據Cnβ,dyn與橫向控制偏離參數LCDP判據之間相互影響、相互制約，在單獨使用時存在局限性。1972年，在大量實際飛行數據的基礎上，Weissman經驗性地將Cnβ,dyn與LCDP進行組合考慮，繪制了Weissman組合判據。之后Johnston等對其進行了修正，修正后的判據沿用至今。

圖10為Weissman組合判據針對本文BWB布局飛行器的應用。圖10(a)和(b)分別為迎角小于24°和迎角大于24°的參數分布圖。

圖8 操縱導數Fig.8 Control derivative

圖9 橫向控制偏離參數LCDPFig.9 Lateral control departure parameter

圖10 WEISSMAN組合判據結果Fig.10 Weissman chart

圖中，A區為無偏離區；B區為輕度偏離區，可能出現輕度滾轉控制發散；C區為中度偏離區，可能出現輕度偏航發散，當加入滾轉控制時會加劇發散；D區為強烈的偏離發散區，偏離發散和滾轉控制發散都很明顯；E區為中度偏航發散區，進行滾轉控制能減弱發散趨勢；F區為非常強烈的發散區，發散非常迅速。

由圖10可以看出：在迎角16°～18°之間，曲線從A區(無偏離區)進入C區(中度偏離區)，可能出現輕度的偏離發散；在迎角24°～26°之間，從C區進入D區(強烈偏離發散區)；當迎角繼續增大至30°，開始進入F區(非常強烈的發散區)，發散變得非常迅速；迎角到達38°時，才從F區進入B區(輕度偏離區)，可能出現輕微的滾轉控制發散。

2.5 不同判據下偏離迎角對比

采用上述4種偏離判據對本文的BWB布局飛行器進行了穩定性分析，獲得了不同判據下的失穩迎角，如表3所示。

表3 不同判據偏離迎角預測結果Table 3 Prediction results of different criteria

綜上，該BWB布局飛行器的橫向靜穩定性較差，航向靜穩定性較好。16°迎角之后，Clβ迅速增大，橫向靜不穩定性增加，是導致出現偏離的主要原因。根據Weissman組合判據，在迎角超過24°之后，可能出現非常強烈的發散，發散非常迅速；而在該迎角下，航向是靜穩定的，橫向的靜不穩定度極大，滾轉導致的側滑使飛行器迅速偏離，導致飛行器的非指令運動。

3 風洞虛擬飛行試驗驗證

針對上述分析，采用風洞虛擬飛行試驗技術對其結果進行驗證。試驗中，保持副翼與方向舵中立位置，緩慢拉動升降舵，使迎角緩慢增大。圖11是試驗中飛行器姿態角隨時間的變化曲線及局部放大圖。

從圖11可以看出：隨著升降舵舵偏角增大，飛行器俯仰角緩慢增大，此時偏航角基本保持在0°附近，而滾轉角有輕微振蕩(該振蕩由風洞湍流度引起)；而當俯仰角增大至5°左右，滾轉角振蕩幅值為5°，這與橫向靜穩定導數在5°迎角出現的不穩定性相對應；俯仰角在15°左右迅速增大，滾轉角快速發散，偏航角也同時出現發散，這與前文以穩定性判據預測的16°偏離失速迎角基本一致。同時，從虛擬飛行試驗結果也可以清楚地看出：迎角增大后、滾轉角迅速發散，這是導致偏離的主要原因。虛擬飛行試驗可以揭示飛行器的偏離現象，能夠很好地驗證飛行器穩定性判據預測結果，也為偏離問題提供了更加直接的研究手段。

圖11 姿態角隨時間的變化曲線Fig.11 Attitude angle curve

4 結 論

本文利用一系列穩定性判據對BWB布局飛行器的失速偏離進行了分析，獲得了飛行器的大致初始偏離迎角和偏離區域，并對其敏感區進行了預測。這些穩定性判據從不同側面反映了BWB布局飛行器的偏離運動特性，有些判據僅包括橫向參數或航向參數，有些則是耦合判據，包含橫航向參數。因此，在進行飛行器偏離特性和尾旋敏感性分析時，應綜合利用各種判據進行分析，預測飛行器的偏離特性和尾旋敏感性。

虛擬飛行試驗技術與穩定性判據的相互驗證，為虛擬飛行試驗技術在飛行器偏離特性研究方面提供了可能。