世界各国在20世纪70年代就开展了对小展弦比飞翼布局的研究。1977年，美国洛克希德·马丁公司就设计了F-117小展弦比飞翼布局战斗机。20世纪90年代，美国洛克希德·马丁公司研究新型控制面布局ICE(Innovative Controls Effectors)小展弦比飞翼布局的气动特性和控制方法。采用小展弦比飞翼布局可以实现超声速巡航和隐身。
飞翼布局分为3个技术形态：大展弦比飞翼布局，其展弦比一般在4以上；中等展弦比飞翼布局，其展弦比一般为2～4；小展弦比飞翼布局，其展弦比一般小于2。大展弦比飞翼布局飞机是采用附着流理论设计，为大展弦比、小后掠外形，多采用低速翼型。为了提高飞行速度，也有采用超临界翼型的。大展弦比飞翼布局的滚转模态收敛迅速，螺旋模态发散非常缓慢，荷兰滚模态则是缓慢振荡发散[1]。中等展弦比飞翼布局飞行速域为亚、跨声速，与大展弦比飞翼布局相比，其滚转收敛模态、荷兰滚模态、螺旋模态均是收敛的[2]。飞翼布局具有高升阻比的优点，但高速飞行时升阻比快速下降。为了在高速甚至超声速条件下应用飞翼布局，人们提出了小展弦比飞翼布局。小展弦比飞翼布局一般为细长体，用于高速和超声速飞行，与大展弦比和中等展弦比飞翼布局相比，其滚转收敛模态是收敛的，荷兰滚模态是振荡发散或直接发散的，螺旋模态是收敛的或发散的[3]。小展弦比飞翼布局通常设计成大后掠三角翼外形，这种外形特征决定了在亚声速下为旋涡主导的流动，在跨声速下为激波/旋涡主导的流动，在超声速下为激波主导的流动，这些流场结构均可能导致横航向气动力对侧滑角出现非线性[4]。在亚、跨、超声速下，小展弦比飞翼布局流动存在多种非对称因素，亚声速下存在两侧旋涡的不对称发展，跨声速下两侧翼面上存在不对称的激波/旋涡干扰，这些非对称因素均会引起横航向气动力，这可能是由于小展弦比飞翼布局比较扁平，横航向气动力为小量值，造成流场结构变化对横航向气动力的影响比较大，而对纵向气动力的影响较小[5-6]。调研发现，美国仍在研究小展弦比飞翼布局。虽然小展弦比飞翼布局具有超声速巡航和隐身等诸多优点，但由于其缺少平尾和垂尾，飞行稳定性问题一直是其技术难题[7-9]。
风洞试验是研究飞翼布局气动力特性的核心手段。McMillin等用静态测力重复性试验对中等展弦比翼身组合体布局F/A-18E的气动力进行了测量，结果表明，在Ma=0.9、α=9°～10.5°下其纵向气动力和横航向气动力均出现较大的散布，并且横航向气动力远远偏离零值，这是由跨声速下激波/边界层干扰导致的气动力非线性造成的[5]。Loeser等采用静态测力的试验方法对中等展弦比飞翼布局SACCON(Stability And Control CONfiguration)进行了试验研究，研究结果表明，在Ma=0.15、α=14°～19°下其横航向气动力远远偏离零值，这是由横航向气动力对侧滑角非线性造成的[6]。Rein等采用静态测力的试验方法对SACCON进行了试验研究，研究结果表明，在Ma=0.8、α=11°～20°下其横航向气动力远远偏离零值且出现较大的散布，这亦是由跨声速下气动力非线性造成的[7]。苏继川等对一种典型的小展弦比飞翼布局在跨声速下的流动特性开展研究，研究结果表明，当Ma=0.9时，飞翼标模在迎角为4°开始出现涡升力；涡核内流动达到超声速，旋涡强度随着迎角增加而增加，并向内侧移动，激波强度也逐渐增加，前缘涡与激波发生交叉干扰[8]。从这些试验研究中可以借鉴到，采用重复性静态测力试验可以捕捉横航向气动力的散布以及对可能出现的飞行失稳的预示，这是在开展动态稳定性研究的初期可供采用的可靠有效的方法。
调研还发现，目前对小展弦比飞翼布局在超声速下的动态特性还缺乏研究。该布局在超声速下是否有更好的稳定性还是会出现类似于低速下的失稳运动，目前尚无结论[10-14]。针对这一问题，进行了探索研究，拟采用风洞试验的手段，在Ma=0.8～1.5、α=-2°～28°探索小展弦比飞翼布局出现横航向失稳运动的现象。若能取得认识，将能够对进一步研究稳定性提供指导。
1 试验模型与机构
1.1 试验模型
试验模型由中国空气动力研究与发展中心提出[8]， 如图1所示。本研究所用试验模型由中国航天空气动力技术研究院二所二室设计、加工[9]，见图2所示。该小展弦比飞翼布局展弦比为1.54，前缘后掠角为65°，尾缘后掠角为±47°，翼型采用了超临界翼型，前缘为直前缘，中心隆起，尾缘为锯齿形，具备小展弦比飞翼布局飞机的基本几何特征。模型缩比为1∶19，力矩参考点为( 57.5%根弦，0， 2.71%根弦 )，试验模型材料采用超硬铝加工。模型在风洞中采用尾部支撑方式，模型内腔通过锥配合与六分量内式天平连接，天平后端通过楔子连接支杆，支杆后安装过渡接头，最后接头与刚性支架相连。
图1 小展弦比飞翼布局数模
图2 小展弦比飞翼布局试验模型
1.2 试验天平与风洞
本试验采用六分量测力天平来测量气动力，支撑装置的强度和刚度满足试验要求。六分量天平的静校准度和精度见表1所示。
表1 六分量天平单元测量的不确定度
天平单元轴向力法向力横向力测量不确定度/%0.30.30.3天平单元俯仰力矩滚转力矩偏航力矩测量不确定度/%0.30.30.3
试验在中国航天空气动力技术研究院FD-12风洞中进行，试验马赫数选为Ma=0.8、0.95、1.5三个典型马赫数。FD-12风洞是一座亚、跨、超三声速风洞，试验段横截面为1.2 m×1.2 m，亚、跨声速试验马赫数为Ma=0.3～1.2，超声速试验马赫数为Ma=1.5～4.0，攻角变化范围为α=-15°～25°。试验段侧壁各有两个观察窗，配备纹影系统。风洞气流参数和模型底部左右底压采用Honeywell压力传感器测量，测量精度为0.05%F.S.。
2 试验结果与分析
试验条件与范围分别如表2、表3、表4所示。
表2 Ma=0.8试验车次数据
试验车次31256、31262、31273、31284、31349、31354重复次数6测量气动力升力、阻力、俯仰力矩横向力、滚转力矩、偏航力矩升力出现拐点α=6°、16°俯仰力矩出现拐点α=6°、10°、16°横航向气动力散布区域α=12°～28°
表3 Ma=0.95试验车次数据
试验车次31259、31265、31274、31283、31290、31351、31352、31355重复次数8测量气动力升力、阻力、俯仰力矩横向力、滚转力矩、偏航力矩升力出现拐点α=6°、14°俯仰力矩出现拐点α=6°、8°、14°横航向气动力散布区域α=8°～16°
表4 Ma=1.5试验车次数据
试验车次31324、31325、31326、31327、31331、31332、31336、31337重复次数8测量气动力升力、阻力、俯仰力矩横向力、滚转力矩、偏航力矩升力出现拐点α=8°俯仰力矩出现拐点α=2°、12°横航向气动力散布区域α=14°～16°
2.1 纵向气动力特性
Ma=0.8、0.95、1.5下的升力、阻力和俯仰力矩特性曲线分别见图3、图4、图5所示。
在Ma=0.8下，纵向气动力未出现比较大的散布。对于升力特性曲线，当攻角为α=6°时，升力线斜率出现了增加，当攻角为α=16°时，升力线斜率发生了减小。对于俯仰力矩特性曲线，在Ma=0.8下，Cm～α曲线呈现单调变化，焦点位置一直处于力矩参考点之前，即Cmα>0。在攻角α=6°处，俯仰力矩曲线斜率发生了减小，在攻角为α=10°处，俯仰力矩曲线斜率又出现了增加，在攻角为α=16°处，俯仰力矩曲线斜率出现了急剧的减小，随后又缓慢增加，并且在α=16°～28°数据出现了轻微的散布。试验车次总结见表2所示。总体上，在Ma=0.8下，该小展弦比飞翼布局纵向气动力未出现比较大的散布，反映了该外形在跨声速下的一般纵向气动力特性。
在Ma=0.95下，纵向气动力未出现比较大的散布。对于升力特性曲线，当攻角为α=6°时，升力线斜率出现了增加，当攻角为α=14°时，升力线斜率出现了减小。对于俯仰力矩特性曲线，在α=-2°～6°，焦点在力矩参考点之前，即Cmα>0；在α=6°～8°，焦点在力矩参考点之后，Cmα<0；在α=8°～14°，俯仰力矩曲线斜率又出现了增加，焦点位置又移动到力矩参考点之前，即Cmα>0；在α=14°～20°，俯仰力矩曲线斜率发生了减小，焦点位置始终在力矩参考点之前，即Cmα>0。俯仰力矩特性在α=-2°～20°未出现明显的散布，但在α=6°～8°出现了局部的凹陷。试验车次总结见表3。总体上，在Ma=0.95下，该小展弦比飞翼布局纵向气动力未出现比较大的散布，反映了该外形在跨声速下的一般纵向气动力特性。
在Ma=1.5下，纵向气动力未出现比较大的散布，试验车次总结见表4。对于升力特性曲线，在α=-2°～8°，升力近于线性增加，并且数据未出现比较大的散布；在α=8°～16°，升力出现了非线性增加，升力线斜率发生了减小，并且数据出现了轻微的散布。对于俯仰力矩特性曲线，在α=-2°～2°，焦点位置在力矩参考点之前，即Cmα>0，在α=2°～12°，焦点位置在力矩参考点之后，即Cmα<0，在α=12°～16°，焦点位置又回到力矩参考点之前，即Cmα>0，这种变化趋势可能是由于在Ma=1.5下该外形的焦点在力矩参考点前后移动所致。在α=-2°～12°，俯仰力矩未出现明显的散布，在α=14°～16°，则出现了轻微的散布。
图3 Ma=0.8下纵向气动力特性曲线
图4 Ma=0.95下纵向气动力特性曲线
图5 Ma=1.5下纵向气动力特性曲线
2.2 横航向气动力特性
Ma=0.8、0.95、1.5下的横向力、滚转力矩和偏航力矩特性曲线分别见图6、图7、图8所示。图6～图8均显示出小展弦比飞翼布局在跨、超声速下的横航向气动力特性存在比较大的散布。
在Ma=0.8下，当攻角处于α=12°～28°，横航向气动力出现比较大的散布，并且远远偏离零值，见表2，其中，滚转力矩系数Cl为近似对称分布，这可能是由跨声速下横航向气动力对侧滑角出现非线性造成的。在Ma=0.95下，当攻角处于α=-2°～6°，横航向气动力为小量值，并且近于零值；当攻角处于α=8°～16°，横航向气动力远远偏离零值，并且气动力出现较大的散布，见表3，其中，滚转力矩系数Cl为近似对称分布，这可能是由跨声速下横航向气动力对侧滑角出现非线性造成的。在Ma=1.5下，横航向气动力数据散布小于Ma=0.8、0.95下的数据散布：在攻角α=-2°～12°，横航向气动力近于零值，数据出现轻微的散布；在攻角α=14°～16°，横航向气动力偏离零值，并且数据散布比较大，见表4所示，这可能是由超声速下气动力非线性造成的。由图6、图7、图8可知，在跨、超声速下，均存在一个攻角区域，在该区域内横航向气动力远远偏离零值且数据散布很大，显示出横航向气动力非线性特征，这一结果表明该小展弦比飞翼布局在该飞行条件下可能出现横航向失稳运动。
图6 Ma=0.8下横航向气动力特性曲线
图7 Ma=0.95下横航向气动力特性曲线
图8 Ma=1.5下横航向气动力特性曲线
2.3 横航向失稳特征的识别
在Ma=0.8下，在α=-2°～14°纵向气动力未出现明显的散布，在α=16°～28°俯仰力矩出现了轻微的散布；对于横航向气动力，在α=12°～28°，横航向气动力出现比较大的散布，该结果预示着在这些飞行条件下可能出现横航向失稳运动。
在Ma=0.95下，在整个α=-2°～20°纵向气动力未出现明显的散布，在α=8°～16°横航向气动力出现了明显的散布，该结果预示着在这些飞行条件下可能出现横航向失稳运动。
在Ma=1.5下， 在α=-2°～12°，纵向气动力未出现明显的散布，在α=14°～16°，俯仰力矩出现了轻微的散布；对于横航向气动力，在攻角α=14°～16°出现了明显的散布，该结果表明小展弦比飞翼布局不仅在跨声速下存在横航向气动力散布以及飞行失稳的特征，而且在超声速下亦是如此，这是本研究试验获得的新认识。
3 结论
1) 在Ma=0.8下，当攻角处于α=12°～28°，横航向气动力出现比较大的散布，远远偏离零值。
2) 在Ma=0.95下，当攻角处于α=8°～16°，横航向气动力远远偏离零值，气动力出现较大的散布。
3) 在Ma=1.5下，在α=14°～16°，该小展弦比飞翼布局横航向气动力远远偏离零值，气动力散布很大。
研究结果表明，这些气动力非线性特征可能导致横航向失稳运动的发生。
致谢：衷心感谢中国航天空气动力技术研究院吴军飞高工在模型安装、风洞试验和试验数据处理中给予的帮助。
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