0 引 言

飞翼布局是仅由单独翼面构成的气动布局形式。由于去掉尾翼可大大增强隐身特性，提高升阻性能，减少重量及翼载，对提高航程、航时等性能极为有效。

但由于尾翼是飞行器主要的航向稳定和偏航控制操纵面，因此取消尾翼后飞翼布局存在航向稳定性缺失 和操纵性能不足等问题，严重制约了飞翼布局的应 用。对飞翼布局作战飞机来说，最大的挑战之一就是寻找合适的操控方法代替被取消的垂尾和方向舵，以产生足够的偏航力矩，实现航向的稳定和操控^{[1, 2, 3, 4]}。

为提升无尾飞翼布局飞机的控制能力，美国在1993年针对高机动无尾飞机进行了“创新控制装置(ICE)”项目研究，使人们对随控布局、多舵面配合等问题有了深入的认识。ICE项目分为两个阶段，第一阶 段总体评估无尾飞机的重量、结构、机动性、雷达信号和飞控系统的综合性能；第二阶 段对最有前景的控制装置概念进行风洞试验和计算分析，主要包括全动翼尖、差动前缘襟翼、嵌入面和开裂式方向舵等^{[5, 6, 7, 8, 9]}。

目前，国内外有关飞翼布局飞机操控方式的研究主要集中在常规偏航操纵面、发动机推力矢量控制等方面，且两者通常同时使用。常规偏航操纵面如内外升降副翼、开裂式方向舵、全动翼尖、收放式方向舵、嵌入面、差动前缘襟翼、分布式后缘襟翼等主要是通过机翼两侧的差动阻力产生偏航力矩^{[10, 11, 12, 13, 14, 15]}，因此进行航向控制时，常规偏航操纵面会产生较大的阻力增量，特别是对于小展弦比飞翼布局，由于展向力臂长度较短，产生的阻力增量更大，大幅降低飞行性能。

为实现小展弦比飞翼布局航向控制，本文根据其展向长度较小、弦向长度较大的特点，设计了一种中等后掠嵌入面。采用风洞试验和数值模拟相结合方法研究了跨声速巡航马赫数下(Ma=0.95)，该类嵌入面航向控制效果及其流动机理，为该种嵌入面控制效果的改善及其应用提供理论和技术基础。 1 风洞试验及数值计算方法

本文采用风洞试验方法研究了上嵌入面的航向控制特性；利用数值模拟在流场显示方面的优势，分析了上嵌入面航向控制机理；并对下嵌入面的横航向控制效果通过数值模拟方法进行了研究。 1.1 试验设备及方法

试验在中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所FL-24风洞进行。FL-24风洞是试验段横截面为1.2 m×1.2 m的半回流暂冲式跨超声速风洞，亚跨声速试验段长3.6 m，上下壁是60°斜孔壁，开闭比为4.3%；左右为直孔壁，开闭比为21.4%，孔径和壁厚为12 mm。测力模型为小展弦比单前缘飞翼布局标模，前缘后掠角为65°，后缘后掠角为47°。该试验模型为全金属模型，缩比为1∶19。试验采用尾支杆加双转轴的支撑方式，如图 1所示。试验中采用人工转捩技术，在距机翼前缘5%当地弦长处粘贴高度0.12 mm的柱状转捩带。在数据处理过程中对试验数据进行了自重修正、弹性角修正、底阻修正、平均气流偏角修正，最终分析数据采用美式坐标系。

图 1 风洞试验照片Fig. 1 Test picture

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为实现小展弦比飞翼布局航向控制，为飞翼布局设计了一种中等后掠角嵌入面。该嵌入面对称位于机翼外侧，并分别安装在机翼上、下表面，具体位置如图 2所示。在此位置，嵌入面中心距离力矩参考点的展向和弦向距离相同。只需要打开对应一侧的一片或两片嵌入面即可实现航向控制，如图 3所示。值得一提的是，该嵌入面前后缘均与飞翼模型后缘平行，可在航向控制时不影响飞机的隐身性能。试验中仅对上嵌入面的航向控制效果进行了研究。

图 2 嵌入面安装位置示意图Fig. 2 Position of embedded control surfaces in flying wing model

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图 3 单侧嵌入面打开示意图Fig. 3 Right embedded control surfaces open

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采用有限体积法对复杂外形绕流进行数值模拟，控制方程采用雷诺平均N-S方程组。湍流模型是两方程k-ω SST模型。为了加快收敛速度，采用了局部时间步长和多重网格技术，计算中采用了三重网格。计算网格采用“三层次”网格生成思想，即靠近物面的第一层次主要模拟粘性附面层，中间的第二层次主要模拟空间的旋涡，靠近远场的第三层次主要是满足远场边界条件。计算网格采用多块对接结构网格，空间均采用“O”型网格，物面均采用“H” 型网格。附面层第一层网格y⁺=1，变化率约为1.25。全机网格量为725万。计算模型表面网格和空间拓扑结构如图 4所示。

图 4 计算网格Fig. 4 Computational grid

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为了验证数值模拟方法和网格的可靠性，对数值模拟结果和试验结果进行了比较。

图 5是Ma=0.95、β=5°、δ=30°时，嵌入面航向控制效率的试验和计算结果对比。从图 5可以看出，计算迎角范围内，偏航力矩系数计算和试验曲线基本重合，嵌入面控制特性随迎角的变化规律完全相同。证实了所用计算方法正确，计算结果可信。

图 5 试验与计算结果比较Fig. 5 Comparison of test and computational result

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首先对上嵌入面的航向控制能力进行了研究，正侧滑角时，嵌入面只打开右侧，打开角度δ为30°。图 6是Ma=0.95时，上嵌入面打开对飞翼布局航向特性影响的试验曲线。由图 6可以看出，对于该飞翼布局模型无航向控制时，航行静不稳定，当α≥10°时，偏航力矩随迎角增大表现出先减小到0，而后逐渐增大的非线性变化规律，不利于航向控制。

通过嵌入面打开/关闭状态下全机偏航力矩曲线比较可以看出，当α＜8°时，打开上嵌入面，可以获得ΔC_n=0.004左右的航向操纵力矩，可实现航向控制；随着迎角的继续增大，全机偏航力矩迅速减小，嵌 入面航向控制效率大幅降低；当α≥12°时，打开上嵌入面将使全机偏航力矩系数减小，航向静不稳定裕度增大，不能实现航向控制。

图 6 上嵌入面打开对飞翼布局航向特性影响(Ma=0.95)Fig. 6 Effect of the embedded control surfaces up the wing on the directional characteristic of the flying wing configuration(Ma=0.95)

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综上所述，当α＜12°时，该上嵌入面可实现飞翼布局航向控制；当α≥12°时，不能实现飞翼布局航向控制，且使全机航向静不稳定性增强。 2.2 上嵌入面航向控制机理

图 7是当Ma=0.95、β=5°时，打开上嵌入面对嵌入面及机体偏航力矩系数影响的计算结果。其中，由嵌入面侧向力产生的偏航力矩的估算值是指嵌入面打开/关闭时，嵌入面的侧向力差量引起的偏航力矩，其值是嵌入面的侧向力差量ΔC_Y乘以嵌入面中心到力矩参考点的弦向距离。从图 7可以看出，在中小迎角，嵌入面提供大部分的偏航力矩，且由嵌入面轴向力差量和嵌入面侧向力差量产生的偏航力矩基本相同。与常规阻力舵面基本完全通过增大机翼两侧的阻力差量进行航向控制不同，该中等后掠角嵌入面通过机翼两侧轴向力差量和侧向力差量的共同作用实现航向控制。在相同偏航效率情况下，该中等后掠嵌入面可通过增大侧向力代替轴向力产生偏航力矩，有利于减小航向控制时全机阻力增量。

图 7 打开上嵌入面对飞翼布局机体及 嵌入面航向特性影响(Ma=0.95，β=5°)Fig. 7 Effect of the embedded control surfaces up the wing on the directional characteristic of the flying wing configuration ( Ma=0.95，β=5°)

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图 8是Ma=0.95、β=5°时，打开上嵌入面对飞翼布局气动力影响量。可以看出，打开上嵌入面，使嵌入面和机体轴向力和侧向力增大，且主要作用于嵌入面。由于侧滑角较小，且嵌入面后掠角是47°，因此，嵌入面的轴向力和侧向力的变化量幅值基本相同，由于其力臂也基本相当，使该嵌入面轴向力和侧向力产生方向相同、大小相当的偏航力矩。

图 8 打开上嵌入面对飞翼布局阻力和侧向力特性影响 (Ma=0.95，β=5°)Fig. 8 Effect of the embedded control surfaces up the wing on side force and drag characteristic of the flying wing configuration (Ma=0.95，β=5°)

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图 9是当Ma=0.95、β=5°时，打开上嵌入面时飞翼模型上表面压力云图及物面流线计算结果。从图 9可以看出，当α=4°时，嵌入面前部来流均为附着流，嵌入面迎风侧为较强压力，从而在嵌入面迎风侧产生侧向力和轴向力，形成偏航力矩，实现航向控制；随着迎角的增大，当α=8°时，机翼背风侧附着流区域逐渐减小，前缘涡影响区域由翼尖向内、向前发展，使嵌入面逐渐处于前缘涡的影响区域，嵌入面迎风面局部区域在前缘涡的吸力作用下由较强的压力变成吸力，从而使嵌入面上的侧向力和轴向力减小，航向控制效率降低；当迎角增大到14°时，嵌入面完全处于前缘涡的影响区域内，在前缘涡的吸力作用下，直至失效。

图 9 打开上嵌入面时飞翼模型上表面压力云图及 物面流线计算结果(Ma=0.95,β=5°)Fig. 9 Pressure coefficient of the flying wing configuration with the embedded control surfaces up the wing open(Ma=0.95,β=5°)

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由此得出，α＞6°时上嵌入面航向控制效率迅速降低的原因是由大后掠机翼前缘涡的吸力作用造成的，其流动机理与小后掠机翼时由机翼分离导致舵面附近气流能量降低有所不同。 2.3 上嵌入面打开对纵向和横向气动特性影响

图 10是Ma=0.95时，打开上嵌入面对飞翼布局气动特性影响的风洞试验数据曲线。打开上嵌入面实现航向控制的同时，将使全机升力系数略有减小，参看图 10(a)；同时，打开上嵌入面使全机阻力系数增大，升阻比减小，参看图 10(b)；从图 10(c)可见，对俯仰力矩系数无明显影响。

图 10 Ma=0.95时打开嵌入面对飞翼布局 气动特性影响Fig. 10 Effect of the embedded control surfaces up the wing on the aerodynamic characteristic of the flying wing configuration (Ma=0.95)

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图 10(d)表明打开上嵌入面时，其偏航力矩与滚转力矩存在一定程度的耦合。当α<14°时打开嵌入面将使滚转力矩系数大幅增大，使全机在全迎角范围内横向中立稳定或静不稳定。这种变化不利于横航向控制。滚转力矩的产生是由打开嵌入面时左右机翼的升力不同引起的，可通过进一步优化嵌入面位置、后掠角等参数减弱，甚至消除。 2.4 下嵌入面横航向控制特性

上嵌入面可在中小迎角实现航向控制，但仍存在α≥14°时控制无效，与滚转力矩相耦合等问题。为进一步改善嵌入面的控制效果，继续研究了下嵌入面的横航向控制特性。该嵌入面在机翼展向和弦向位置、尺寸、打开角度均与上嵌入面相同。

图 11是当Ma=0.95、β=5°时，打开下嵌入面对飞翼布局横航向特性影响计算曲线。从图 11可以看出，在计算迎角范围内，打开下嵌入面可实现航向控制，其控制效果与上嵌入面在小迎角情况下的控制效果基本相当。在滚转耦合方面，打开下嵌入面将使滚转力矩减小，其横向仍静稳定，稳定裕度减小。下嵌入面的航向控制机理、对纵向气动特性的影响均与上嵌入面时相同，在此不再赘述。

图 11 打开下嵌入面对飞翼布局横航向 特性影响(Ma=0.95,β=5°)Fig. 11 Effect of the embedded control surfaces under the wing on the lateral-directional characteristic of the flying wing configuration( Ma=0.95,β=5°)

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由此可得，与上嵌入面相比，下嵌入面的航向控制的迎角范围大幅增加，其控制力矩基本随迎角基本不变，且对横向的不利影响很小，综合控制性能大幅增加。但打开下嵌入面将使全机隐身性能下降。因此，在小迎角范围内使用上嵌入面，在中大迎角使用下嵌入面，这样不仅可实现航向控制，且能保持全机良好的隐身效果。
3 结 论

本文采用风洞试验和数值模拟相结合的方法研究了跨声速时上和下中等后掠嵌入面对小展弦比飞翼布局航向控制效果及其流动机理。结果表明：

a) 上嵌入面可在小迎角范围提供稳定的偏航力矩，实现航向控制；但当α＞6°时，在前缘涡的吸力作用下，航向控制效果迅速下降，直至失效，且进行航向控制时存在不利的滚转耦合。下嵌入面可在全迎角范围内提供稳定的偏航力矩，实现航向控制。

b) 在小迎角范围内使用上嵌入面，α＞6°时使用下嵌入面，不仅可在全迎角实现航向控制，且不影响飞机的隐身性能。

c) 对于该小展弦比飞翼布局，该类中等后掠角嵌入面，其轴向力和侧向力产生的偏航力矩基本相当，通过轴向力和侧向力的共同作用实现航向控制。