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, 2, 3, 4, 5, 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)^{[7, 8, 9, 10, 11, 12]}，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, 14, 15]}。

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

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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。

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)。

图 2 模型外形Fig. 2 The shape of model

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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。

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。

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。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 3 PIV系统Fig. 3 The PIV system

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

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图 5 粒子播发器Fig. 5 Particle transmitters

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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

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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C_L、俯仰力矩系数C_m随迎角变化曲线(图 7)，从图中可以看出，风速50m/s和70m/s下的纵向气动特性基本相同。在迎角6°、14°、40°前后，C_L~α、C_m~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 CL and Cm vs attack angle

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

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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。

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

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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。

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。

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

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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。

(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C_L、俯仰力矩系数C_m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。