0 引言
现代瞬息万变的战场环境以及更加复杂的飞行任务对飞行器设计提出了更高的要求。外形确定后的飞行器很难在不同的飞行条件下兼备良好的气动特性[1],而变构型飞行器概念的提出增加了解决这个难题的可能性[2-3]。
变构型飞行器可通过改变飞行器局部或整体的外形形状,实现气动重构,扩大飞行包线[4-5],使飞行器可以高效地适应多种飞行环境与任务需求,同时解决了续航能力与机动能力对飞行器外形要求的矛盾,使飞行器在全速域兼备良好的气动特性。世界各国均对变构型飞行器的研究高度重视[6-7]。“变构型飞行器”从广义上囊括了航空史上为改变飞行器外形所采用的各种方法,如可变后掠机翼、伸缩机翼[8]等。
变后掠翼能够兼顾飞行器低速、高速性能[9],美国贝尔飞机公司开发出了航空史上第一架具有工程意义的可变后掠翼飞机Bell X-5,X-5可以在后掠20°、40°和60°三个档位中进行调整,变形过程小于30 s[10]。1968年格鲁曼公司为应对美国海军舰载战斗机招标,提出了具备可变后掠翼的303方案,最终发展成著名的F-14 Tomcat战斗机[11]。事实证明,变后掠翼飞机非常适合舰载战斗机,高速飞行时大后掠,飞行阻力小,加速性高;低速飞行时小后掠,大展弦比,适合航母起降。随着技术的发展,NextGen航空公司开发了一种新型的变后掠概念,这种飞机可以在五种不同的机翼平面形状之间转换,并在面积、跨度、弦长和后掠角上进行机翼平面形状变化,分别变化51%、36%、110%和30%°。
伸缩机翼是一种改变机翼展弦比的变形方式,大展弦比机翼具有良好的航程和燃油效率,但缺乏机动性,巡航速度相对较低,相比之下,具有小展弦比机翼的飞机速度更快,机动性更强,但气动效率较差[12]。MAK-10是第一个带有伸缩翼的飞行器,于1931年首次飞行,其变形机构采用气动驱动,展长可增加62%(从13 m到21 m),面积可增加57%(从21 m2到33 m2)[13]。Leite等[14]进一步研究了具有翼型变化的伸缩翼,其翼型变化在2个不同的特定翼型之间(Eppler 434和NACA 0012),而研究对象的原型机只有翼展变化。通过耦合气动结构分析研究了该飞行器在其任务剖面内各个阶段时机翼变形参数的最佳组合,得到了最佳变形机翼极性曲线,结果表明,这种变形方式,在飞行器任意飞行速度下的各方面气动特性均优于原型机。
当前多数变构型飞行器以提高结构质量和结构复杂度为前提来改善飞行器的性能,这些方式会降低无人飞行器作为兵器的高效性、低成本性和量产性。因此,本文提出了一种新型变构型无人飞行器,这种飞行器可以实现跨声速巡航,在发现目标时,直接抛离两端机翼,并以超声速进行攻击。飞行器抛离机翼不仅降低了飞行器的质量,节省了油耗,同时优化了自身的高速气动性能,提高了作为兵器的机动性。本文首先根据飞行任务提出飞行器常规构型与超声速构型的整体设计方案,通过对比计算分析2种构型在跨声速以及超声速条件下的各项气动力数据,初步评估该飞行器的气动性能,再通过飞行仿真模拟飞行任务的过程,为高速变构型飞行器的设计提供参考。
1 变构型飞行器设计
现代飞行器要求可以高效地适应多种飞行环境与任务需求,本文设计了一种适用于现代战争背景的飞行器,可以实现h=5 km的跨声速(Ma=0.85)巡航用于侦察,在巡航过程中接到任务指令或者发现任务目标时可抛离机翼,加速至超音速(Ma=1.5),完成目标打击,其典型飞行速度剖面图如图1所示。
图1 典型飞行速度剖面图
Fig.1 Typical flight speed profile
针对该任务特点,飞行器的常规构型(conventional configuration,CC)采用边条+梯形翼+V尾的翼身融合布局(见图2),翼身融合布局与同量级的传统布局飞行器相比具有更轻的质量,更高的升阻比和更小的燃油消耗量,为保证抛离机翼后的弹体形状,机翼占据了常规构型的大部分投影面积,通过平滑曲面将机翼和机身过渡,避免出现曲率突变的部位,从而减小飞行器阻力,更有利于超声速飞行,在提高隐身性的同时使飞行器抛离机翼后的升力体也具有良好的气动特性;采用大边条可以产生涡升力提高飞行器在亚声速和跨声速飞行时的升力以及大迎角特性,同时边条翼也有助于减小激波阻力,提高飞行器在跨声速飞行时的飞行性能;采用前缘后掠的梯形翼,可以改善机翼的高速气动特性,可以有效的减小高亚声速以及超声速飞行时的激波阻力;采用V尾的设计可以有效地降低侧向雷达反射信号强度,增强飞行器的隐身性能。
图2 飞行器常规构型
Fig.2 Conventional configuration
由于飞行器在常规构型下要求可以实现跨声速巡航,同时为了翼身融合布局的设计,故需要薄翼型,采用了NASA SC(2)-0404的超临界翼型,超临界翼型是一种为提高临界马赫数而采取的特殊翼型,能够使机翼在接近音速时阻力剧增的现象推迟发生。由于上表面平坦,在减缓气流加速的同时,也会减小升力,为克服这一缺点,可增加下翼面后缘部分的弯曲来弥补升力的不足,V尾则采用NACA 0006的对称翼型,如图3所示。飞行器总体参数如表1所示。
表1 总体参数
Table 1 General parameters
参数数值后掠角/(°)73、48机翼展长/m3.24全机长度/m5.34全机投影面积/m26.841机翼扭转角/(°)-4机翼上反角/(°)8V尾后掠角/(°)30V尾外倾角/(°)45V尾面积/m20.304V尾间距/mm940机翼翼型NASA SC(2)-0404V尾翼型NACA 0006全机质量/kg1 070发动机推力(满油门)/kg957
图3 飞行器机翼、V尾翼型
Fig.3 Aircraft wing, V-tail
飞行器抛离机翼的机构如图4所示。包括安装于机身上的组合机构主动端、安装在机翼上的被动端、作动器以及前后的插销。机翼上的组合机构被动端插入主动端接头内,通过作动器驱动导向器将前后两插销插入销钉孔内,实现机翼与机身的刚性连接。分体指令下达后,两端作动器同时驱动插销拔出,实现机翼的抛离。这种方式相比于变后掠翼以及伸缩机翼等变构型方式,大大减小了结构复杂度,同时减小了结构质量。
图4 机翼分离机构
Fig.4 Wing separation mechanism
两端机翼抛离后,飞行器气动构型发生了很大的改变,特别是机翼面积、展弦比、后掠角以及主翼前缘形状,与此同时其气动特性也发生了本质性的改变,机翼抛离前的气动特性主要受机翼决定,而超声速构型(supersonic configuration,SC)的气动特性很大程度受到升力体影响,机翼的分离面位置决定了机翼抛离后升力体的气动外形,选择机翼开始扭转的截面为机翼与机身的分离面,保证了抛离机翼后升力体结构的整体性和连续性,以便提高飞行器的加速和机动性能,实现超声速(Ma=1.5)冲杀能力,所设计的超声速构型的总体布局如图5所示。
图5 飞行器超声速构型
Fig.5 Supersonic configuration
针对飞行器的2种构型,为了保证机翼抛离前后飞行器的姿态控制,分别设计了两套舵面布置方案,具体布置形式如图6所示。
图6 飞行器舵面布置示意图
Fig.6 Layout diagram of aircraft control surfaces
由于外翼段的舵面在变构型过程中会随机翼抛离,所以通过内部的一组舵面同向、差动偏转来实现超声速构型的俯仰和滚转姿态。机翼抛离前由外翼段的一组舵面控制常规构型的滚转姿态,由于常规构型会经历低速阶段,低速时舵面的控制效率会变差,为加强常规构型的操纵性,外段的一组舵面同向偏转与和内部的一组舵面同时控制常规构型的俯仰姿态。
2 飞行器气动性能分析
2.1 数值计算方法及网格
本文中所提出的设计思路主要是为了实现在跨声速巡航时抛离机翼,进而加速至超声速实现末段冲杀的作用,为了通过飞行器6自由度飞行仿真验证这个过程的可行性,首先需要借助数值计算的方法获得飞行器的气动参数,主要分析飞行器常规构型在Ma=0.85和超声速构型在Ma=0.85和Ma=1.5,飞行高度h=5 km时的气动特性以及舵效。
首先根据飞行器全机尺寸大小绘制尺寸为50 m×50 m×50 m的流域,采用非结构网格进行了网格无关性验证,选取了三套疏密程度不同的网格,其网格数分别为3.04×106、4.74×106、6.82×106,用三套网格分别对飞行器模型在0°迎角时的各项气动数据进行了数值计算,选择来流马赫数Ma∞=0.85,为保证第一层网格的y+值始终小于1,得到第一层网格高度为2.40×10-6c,并且对机身表面的网格进行了加密处理。通过计算结果可以看出,3种不同规格的网格结果十分相近(见表2),说明在所选网格量的范围内网格分辨率对飞行器本体各项气动数据的计算结果影响不大。因此,综合考虑计算资源以及计算的精确性,后续的计算均采用中等尺度的网格,不同计算工况的网格数据如表3所示。
表2 不同网格量计算结果
Table 2 The result of different mesh quantities calculations
计算条件网格量计算结果(Cl)Ma∞=0.853.04×1060.042 635 7α=0°4.74×1060.040 316 9h=5 km6.82×1060.040 023 7
表3 不同计算模型和条件的网格数据
Table 3 Grid data under different calculation conditions
计算模型来流马赫数Ma∞网格量常规构型0.854.74×106常规构型+舵面0.854.96×106超声速构型0.854.67×106超声速构型+舵面0.855.03×106超声速构型1.54.67×106超声速构型+舵面1.55.03×106
借助Fluent软件,计算采用k-ω SST湍流模型,在计算飞行器纵向气动特性时,常规构型选取迎角α范围为0°～32°,Δα=2°,超声速构型选取迎角α范围为0°～20°,Δα=2°;计算飞行器横航向气动特性时,侧滑角β范围为0°～20°,Δβ=2°,同时计算在不同迎角下升降舵偏角为30°时的气动力矩系数,得到飞行器的舵效。
2.2 飞行器气动特性分析
为了验证飞行器抛离机翼并实现超声速冲杀的全过程,需要以飞行器变构型前后在相同条件时的各项气动力数据为基础,本文首先通过数值计算方法得到飞行器在以下各个飞行状态时各项气动力系数对飞行器的飞行性能进行初步评估:
1) 常规构型(CC)Ma∞=0.85,飞行高度h=5 km。
2) 超声速构型(SC)Ma∞=0.85,飞行高度h=5 km。
3) 超声速构型(SC)Ma∞=1.5,飞行高度h=5 km。
计算结果如图7所示。
图7 不同构型、飞行速度时各项气动力系数曲线
Fig.7 Aerodynamic coefficient curves for different configurations and speeds
图7(a)和(b)为飞行器在不同构型和飞行速度时的升、阻力系数曲线,从常规构型的曲线中可以看出在迎角α=30°时升力系数开始减小,阻力系数增大,此时全机处于低压区(见图8),飞行器失速,故常规构型的最大飞行迎角可达30°。由于机翼抛离前全机的升力主要由机翼提供,而翼身融合布局的飞行器在抛离机翼后的升力体仍然能提供部分升力,相比于同样条件下常规构型的升、阻力数据,超声速构型的升力线斜率变小,同时由于升力体结构简单,迎风面积小,飞行器的阻力系数也有所减小。
图8 常规构型α=30°时压力云图
Fig.8 Pressure cloud diagram at conventional configuration α=30°
图7(c)为俯仰力矩系数曲线,可以看出常规构型出现了明显的“上翘”现象,在迎角α>16°后纵向不稳定,这是因为由于V尾受机翼后的下洗和动压减小影响在迎角α>16°后失去纵向稳定性作用[15]。常规构型在小迎角下可以保持良好的纵向静稳定性。机翼抛离后,“上翘”现象消失,且超声速构型具有更加良好的纵向静稳定性。
从图7(e)滚转力矩系数曲线中可以看出,机翼抛离后展长变小,飞行器的滚转力矩系数大大增加。超声速构型相比于常规构型更像一个“弹体”,滚转力矩系数曲线斜率变化明显,相比于常规构型具有更加优越的横向静稳定性,在超声速飞行时,其滚转力矩系数随着迎角的变化可以看作是线性的。
图7(f)为飞行器各个状态下的偏航力矩系数曲线,可以看出机翼抛离前后的偏航力矩系数变化不大,随着飞行速度的增加,偏航力矩系数变化明显。
综上所述,飞行器的常规构型具备在飞行马赫数Ma=0.85,飞行高度h=5 km时稳定飞行的能力,可以实现跨声速的巡航和侦察任务,同时在飞行迎角不大的时候具备抛离机翼进入超声速构型的条件。当机翼抛离后,飞行器变为升力体构型,结构相对简单,具备优于常规构型的纵向和横航向静稳定性,可以保持Ma=0.85的平飞状态,也可实现Ma=1.5的超声速飞行。
2.3 飞行器舵效计算
上文初步验证了飞行器2种构型均具备在飞行任务中各个飞行条件下稳定飞行的能力,还需在此基础上对飞行器的操纵性进行计算验证,根据飞行器的任务剖面,本节主要对其升降舵的舵效进行计算,并以此为数据基础完成后续对该飞行器整个任务剖面的飞行仿真,升降舵舵效的计算结果如图9所示。
图9 不同构型、飞行速度时升降舵舵效曲线
Fig.9 Elevator rudder efficiency curve under different configurations and speeds
上文中提到飞行器常规构型时,2个外舵(out)和2个内舵(in)同时作为升降舵进行飞行器的俯仰姿态控制,机翼抛离后,剩余的2个内舵作为升降舵控制超声速构型的俯仰姿态。图9(a)为常规构型的升降舵舵效曲线,可以看出2个内舵和2个外舵上、下偏30°在各个迎角系下对飞行器常规构型的俯仰控制效果基本相同。由于机翼质量在全机质量中占有很大比重,且分布在飞行器重心后侧,所以当抛离机翼后,超声速构型的重心前移,此时升降舵的舵效有所增加,但随着飞行速度的提高有所下降,当Ma=1.5时,升降舵舵效减小到与常规构型近似的大小,但仍保持良好的俯仰姿态控制效果。
综上所述,通过飞行器机翼后缘的4个舵面可以实现2种构型的俯仰姿态控制,同时飞行器具备稳定巡航所需的纵向静稳定性,根据以上计算结果可初步认为飞行器具备在跨声速巡航、侦察并在发现目标后抛离机翼进行超声速打击的能力,而任务剖面的关键点在于抛离机翼的过程以及后续的加速过程,还需基于本章的计算结果对整个飞行全过程进行飞行仿真,最终得出结论。
3 飞行仿真分析
3.1 仿真模型
前文已得到飞行器整个任务剖面内3个关键状态的计算数据,在此基础上可通过Simulink对飞行器亚声速巡航时抛离机翼并加速到超声速状态的全过程进行仿真,以验证该具备“可抛机翼”飞行器设计方法的可行性以及飞行器的作战能力。
由于机翼的抛离会导致飞行器的质量、质心位置、气动力等参数发生剧烈变化,势必对飞行状态造成影响,而在飞行速度Ma=0.85时抛离机翼,在抛离瞬间机翼会迅速远离机身本体,它们互相干扰的时间非常短,所以在仿真过程中,认为两个机翼抛离后对飞行器的影响相比于机翼抛离后本体质量、重心、压心、各项气动力的变化的影响来说非常小,可以忽略不计。整个过程应该保证飞行速度、飞行高度等参数不发生突变,而在飞行过程中,飞行器总能量的变化主要是由推力的变化来控制的,推力不变时,可以通过操纵升降舵来将飞机的动能和势能进行转换,所以可将升降舵作为飞机动能和势能转化的分配控制器,故在该过程中采用总能量控制的控制方法。总能量控制是运用能量控制与分配的方法,将速度控制与高度控制进行解耦,用油门来控制总能量,用升降舵来控制动能和势能之间的能量转换[16]。然而在机翼抛离的瞬间,飞行器纵向气动特性会发生突变,所以需要在施加抛离机翼指令的瞬间切换控制参数来实现飞行器机翼抛离过程的平稳进行。
为了研究飞行器在机翼抛离过程中的飞行稳定性,以及前后飞行性能的变化,本节基于Simulink建立了飞行仿真模型,以此为基础对飞行器在亚声速状态抛离机翼,并加速到超声速状态的整个过程进行6自由度飞行动力学仿真,着重分析机翼抛离瞬间的飞行状态变化过程,验证飞行器完成所需任务的可行性。所搭建的Simulink仿真模型具有如下特点:
1) 仿真模型具有完整的气动力模型、大气环境模型、飞行控制系统等;
2) 具有机翼抛离前后两套模型,并在机翼抛离瞬间自动切换两套气动力模型,同时改变飞行器的质量、转动惯量等参数;
3) 采用总能量控制(TECS)作为飞行器的速度和高度控制系统。机翼抛离前后的控制参数不同,在抛离瞬间自动进行切换;
4) 忽略由于飞行过程中燃油消耗带来的质量变化。
仿真模型框图如图10所示。
图10 仿真模型框图
Fig.10 Block diagram of simulation model
根据计算结果,机翼抛离前后的2种构型均能满足Ma=0.85的平飞,且俯仰力矩变化不大,理论上可以实现在该速度平飞时的抛离过程,故整个仿真过程中,首先保持飞行器在海拔5 km以Ma=0.85的飞行速度平飞巡航状态,在某时间施加机翼抛离指令,随后通过总能量控制的方法使飞行器在抛离机翼后重新稳定在Ma=0.85的平飞状态,保持平飞一段时间后增大油门持续加速至预定的超声速飞行状态。
3.2 机翼抛离过程仿真
飞行器机翼抛离过程为该飞行器整个飞行任务中的关键阶段,抛离机翼前后飞行器质量以及各项气动力系数都发生了突变,通过图7(b)(c)可以得到如图11所示的机翼抛离前后重心和压心距离随迎角的变化曲线,Xcp、Xg分别表示压心、重心到飞机头部的距离,重心是通过机身与机翼的质量分配来调整的,为尽可能保证机翼抛离前后压心和重心的距离基本保持一致,通过调整机翼和机身的质量确定机翼抛离前的重心在距飞行器头部3.77 m处,这样的分配导致机翼抛离后重心前移全机长度的16%,而此时的压心和重心的距离基本不变,这样就使得在机翼抛离的瞬间在飞行器上出现的净俯仰力矩变化较小,有利于分离过程中飞行器姿态的稳定和控制(图11)。
图11 机翼抛离前后重心、压心距离
Fig.11 Distance of center of gravity and pressure center before and after wing throwing
通过总能量控制方法使飞行器在抛离机翼后保持稳定飞行,在t=10 s时施加抛离指令,切换控制参数,得到了如图12所示的飞行器抛离机翼过程中各项数据随时间的变化曲线。
图12 抛离机翼过程仿真
Fig.12 Simulation of the process of wing ejection
从图12(a)可以看出机翼抛离后速度变化不明显且很快可以恢复到抛离前的速度,由于机翼抛离,飞行器质量大大减小,保持相同的飞行速度所需的油门百分比大大减小(图12(e))。机翼抛离后,但由于机翼抛离,提供升力的部件仅剩升力体构的机身,故飞行器所受升力减小,与此同时飞行器质量减小,飞行器升力的减小量小于飞行器整体所受重力的减小量,此时飞行高度增加了16 m左右(图12(b)),同时飞机重心前移,飞机低头,但通过升降舵舵面上偏(图12(f))恢复到抛离机翼前的飞行高度。
图12(c)(d)为飞行器抛离机翼后俯仰角和航迹倾角的变化曲线,机翼抛离后,飞行器的俯仰角减小了2°,从图7(c)的计算结果可知是由于飞行器受到的低头力矩系数有所增大,超声速构型通过升降舵上偏控制后减小了俯仰角的大小,最终保持稳定平飞状态。由于飞行器抛离机翼,重力减小同时升力增大,导致其航迹倾角增大3°左右,但很快也恢复到0°保持正常平飞状态。
由图12(e)可知机翼的抛离大大减小了飞行器的质量,前文的计算结果也表明平飞状态下超声速构型的升力系数相比于常规构型有所增加,此时为保持原有的飞行速度,油门百分比也有所减小,有更大的余量去加速至更高的速度,实现超声速冲杀。而在整个过程中最主要的是通过升降舵的偏转和调节油门百分比来保持飞行器抛离机翼前后的稳定姿态,从图12(f)升降舵变化曲线可以看出偏转20°左右并稳定在该状态就可以很快使飞行器抛离机翼后的超声速构型保持稳定状态。
相比于其他类型的变构型飞行器,这种设计方法可以大大减小飞行器的结构质量,同时采用总能量控制的方式也能让飞行器在抛离机翼后很快的保持稳定飞行姿态。
3.3 飞行全过程仿真
在此基础上进行飞行任务的全过程仿真,验证抛离机翼后加速至超声速的可行性,飞行仿真从飞行器保持Ma=0.85稳定巡航开始,保持该速度10 s后施加指令抛离机翼,当超声速构型稳定平飞后,再经过一段时间,即仿真时间t=60 s时施加指令加速至Ma=1.5并保持稳定平飞。仿真结果如图13所示。
图13 飞行任务全过程仿真
Fig.13 Whole process simulation of flight mission
从图13(a)速度变化曲线可以看出t=60 s开始飞行器的速度开始匀速增加并在t=120 s时,实现Ma=1.5的超声速平飞,加速初期,由于飞行器处于跨声速阶段,该过程随着速度的增加飞行器受到的阻力明显增大,飞行器所受到的升力有所减小,其飞行高度有所下降,如图13(b)所示,当飞行器飞行速度超过Ma=1.2突破跨声速阶段后,飞行高度开始趋于稳定并最终保持在5 km。
图13(c)所示为飞行器的油门百分比曲线,t=60 s时开始加速,一直到t=80s左右时油门百分比达到100%,保持飞行器平稳加速,突破跨声速阶段后开始松油门,最终保持在78%实现飞行器Ma=1.5的平飞状态。
4 结论
本文中提出了一种具有“可抛机翼”的新概念飞行器设计思路,该飞行器常规构型可实现跨声速巡航,抛离机翼后可加速至超声速用于末段突防、打击等军事用途。
针对该飞行器的飞行任务完成了以下工作内容:
1) 飞行器常规构型、超声速构型的气动外形设计。
2) 飞行器2种构型在抛离机翼前后以及超音速飞行时的气动性能计算与分析。
3) 基于计算结果完成了机翼抛离过程和飞行任务全过程仿真。
各项数据表明,这种新型变构型飞行器的设计思路可以让飞行器适应不同的飞行环境,完成更加复杂的飞行任务,为变构型飞行器的设计提供了新的思路。
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