2. 中国空气动力研究与发展中心, 四川 绵阳 621000 ;
3. 南京航空航天大学 航空宇航学院, 南京 210016
2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China ;
3. College of Aerospace Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China
编队飞行是指2架或2架以上飞机按一定队形编组或排列飞行。各机之间必须保持规定的距离、间隔和高度差。基本的编队队形有Λ队、梯队等。编队的中心问题是保持规定队形并充分发挥飞机性能。编队飞行需要在对飞机尾涡有深入的了解、准确的相对位置测量和良好的飞行控制方法的基础上才能进行[1]。
一方面编队飞行会对飞行器的安全性产生一定的威胁。例如典型的编队飞行——空中加油，在加油过程中前机尾涡对后机安全性产生较大的影响，加油过程的动力学建模与分析是目前研究的一个重点[2-6]。另一方面通过对尾涡特性的研究和队形参数的合理设置，编队飞行能使整个机群遂行任务能力得以提升。首先表现在战斗机编队攻击目标时,采用紧密编队的形式不仅可以减小整体雷达反射截面以提升突防能力，而且通过多机的协同攻击能够极大提升击中、击毁目标的概率[7-8]。其次，近年来受鸟类长途迁徙方式的启发，研究者开始了飞行器编队飞行升阻特性的研究，引入了一个概念——涡流冲浪[9-11](Surfing Aircraft Vortices for Energy)，如图 1所示。涡流冲浪具有明显减少阻力的效果[12-15]，具有节省燃油和提高航程的现实意义。
|
| 图 1涡流冲浪示意图 Fig.1Schematic of surfing aircraft vortices for energy |
针对编队飞行的研究主要以建模分析和数值计算为主，实验研究相对较少。近年来国外逐步开展了一些风洞试验和飞行试验研究，国内这方面才处于起步阶段。本文针对翼身组合体和飞翼布局在南航1m非定常风洞中进行了编队飞行试验技术研究。
1 试验风洞及模型 1.1 1m非定常风洞实验研究在南京航空航天大学1m非定常低速风洞中开展。该风洞由南航自行设计、建造，是一座低速回流式风洞，具有低噪声、低湍流度的特点，结构如图 2所示。实验段有开口式和闭口式2种，本次实验中采用的是开口式实验段。其主要技术指标为：长 ×宽×高为1.7m×1.5m×1.0m，最小稳定风速为3m/s，最大风速为30m/s，紊流度ε≤0.07%，俯仰方向气流偏角 Δα ≤0.5°，偏航方向气流偏角 Δβ ≤0.5°。
|
| 图 21m非定常风洞简图 Fig.2Schematic of 1m unsteady wind tunnel |
编队飞行实验使用了2组模型，分别是简单的翼 身组合体模型和融合体飞翼布局模型，如图 3和4所示。其中，翼身组合体模型机身长度L1=0.426 017m，展长b1=0.450m，参考长度Cref1=0.08m，参考面积Sref1=0.018m2；飞翼模型机身长度L2=0.580 225m，展长b2=0.441 27m，参考长度Cref2=0.237m，参考面积Sref2=0.126m2。
|
| 图 3翼身组合体模型简图 Fig.3Schematic of wing-body model |
|
| 图 4飞翼模型简图 Fig.4Schematic of flying wing model |
开展了测力试验和PIV流场测量试验。采用一台直径Φ20mm的内式六分量应变天平测量后机的气动力和力矩，采用商业PIV定量测量系统测量流场结构。
天平在使用前经过了仔细校准，设计载荷及校准不确定度如表 1所示。天平由稳压直流电源供电，电压信号经放大器放大300倍后通过16位数据采集卡IPC-1716采集到计算机中。
| X/N | Y/N | Z/N | Mx/(N·m) | My/(N·m) | Mz/(N·m) | |
| 设计载荷 | 80 | 250 | 125 | 6 | 8 | 15 |
| 标准不确定度/%FS | 0.1 | 0.1 | 0.1 | 0.14 | 0.19 | 0.1 |
PIV测量系统为德国Lavision公司研制生产的三维PIV测量系统，配套Davis软件进行测量控制和图像处理。实验拍照使用的CCD数字相机的分辨率为220pixel×220pixel，帧频为14帧/s，配套的镜头是Nikkor 50mm f/1.8D定焦镜头。激光器采用镭宝光电技术有限公司生产的Vlite 200 PIV激光器，产生的激光波长为532nm。
3 关键技术编队飞行风洞试验实质上是一种多体干扰试验，有2个关键技术。一是相对位置可在三维空间较大范围内精确改变，二是支撑干扰修正。
风洞的主支撑系统可以方便地实现模型迎角的改变和天平的安装走线，而编队飞行主要是研究后机受前机尾涡流影响气动性能的变化，因此将需要测力的后机安装于风洞主支撑系统上。一般来说，风洞的主支撑系统空间位置是固定的，难以在试验中移动。因此，相对位置的改变需要由前机支撑系统来实现。一个较为简便的精确改变空间位置的方法是通过坐标架装置来实现。结合开口式试验段，将坐标架放置于核心气流区域外，通过一根垂直叶型支杆伸入流场中，与前机的尾撑杆相连接，如图 5所示。这样做的好处是尽量减少了支撑装置的干扰。
|
| 图 5飞翼模型在试验段安装情况 Fig.5Flying wing models mounted in test section |
为了准确测量前机尾涡流对后机的干扰影响，需要扣除前机的支架干扰。本项试验中的支架干扰主要来自前机的尾支杆和垂直叶型支杆。采用下式进行支架干扰修正。
(1)
式中：Co为未修正的气动力/力矩系数测量结果，Cs为去掉前机保留支架的测量结果，Ci为单机测量结果。每一个编队飞行状态都有对应的Cs结果。
4 试验及结果分析空间位置坐标的零点定义为：前机机尾与后机机头相距为0时，为x坐标的零点；前机机翼高度与后机机翼高度相同时，为y坐标零点；前机右侧机翼翼尖与后机左侧机翼翼尖相距为0时，为z坐标的零点。规定前机向前、向上、向左移动为正。
测力实验的来流速度为25m/s。前机的位置为：x=450mm，即在后机前方一倍b1位置；沿y方向从-168.75mm变化到225mm，每隔1/8b1改变一次位置；沿z方向从-168.75mm变化到225mm，每隔1/8 b1改变一次位置。共有64个编队位置。试验中前机迎角固定，后机迎角从-4°变化到18°。
图 6为翼身组合体的典型测力试验结果，其中图例为y、z以b1为基准无量纲化后的坐标。从中可以看出，前机在不同的空间位置对后机的升力系数、升阻比均有影响，后机在小迎角范围内的升阻比受到前机的影响较为强烈，迎角超过8°之后，其升阻比基本不受前机影响。飞翼布局模型也有相同结果。
|
| 图 6典型测力实验结果 Fig.6Typical force test results |
前机迎角4°，选定后机迎角2°，在不同的垂向位置y下改变侧向位置z，所得飞翼布局模型后机的升阻比增量(相对单机时，下同)变化情况如图 7所示。
|
| 图 7后机升阻比增量随z变化情况 Fig.7 Increments of the following aircraft′s lift-to-drag ratio as lateral spacing changes |
可以看出，当侧向间距较小时，即侧向机翼重叠约38%时，不论后机在前机的上方还是下方，升阻比均较单机时小。当侧向间距较大时，升阻比都趋于单机时的升阻比。只有当侧向间距在-0.2~0.4时后机才会获得气动性能的改善；而当后机与前机的垂向间距过大时，编队飞行几乎没有空气动力学上的好处。因此，垂向间距决定了是否可以进行涡流冲浪，而侧向间距决定了涡流冲浪的效果如何。y=-1/8，侧向机翼重叠约13%时，测得的后机升阻比增幅最大，约为41%。
图 8给出了不同高度差下后机俯仰力矩系数增量随侧向间距的变化情况。当侧向间距较大时，增量趋于0，与升阻比的变化趋势一致，说明此时后机受前机尾涡流的影响很小。而当侧向机翼有重叠时，俯仰力矩受到明显影响，垂向间距越小影响越大。当侧向机翼重叠约38%时，除了y=1/2外，均表现为抬头力矩增大。分析认为，后机左翼靠外部分受前机尾涡流下洗作用明显，由于机翼后掠角较大，下洗作用区域在力矩参考点之后，因此表现出抬头力矩。
|
| 图 8后机俯仰力矩系数增量随z变化情况 Fig.8 Increments of pitching moment of the following aircraft as lateral spacing changes |
图 9给出了不同高度差下后机滚转力矩系数增量随侧向间距的变化情况。与俯仰力矩系数相似，侧向间距较大时增量趋于0；侧向机翼重叠约38%时，产生负滚转；y=1/8、0和-1/8时在-0.2＜z＜0.2区间产生了明显的正滚转，这个区间正好对应着升阻比增大最明显的区间，后机受上洗作用最强，其中左侧机翼受前机右侧翼尖涡影响最大，左侧机翼升力增加幅度超过了右侧机翼，因此表现出正滚转。
|
| 图 9后机滚转力矩系数增量随z变化情况 Fig.9 Increments of rolling moment of the following aircraft as lateral spacing changes |
图 10给出了翼身组合体模型的后机升阻比受前机迎角变化的影响情况。前机迎角分别为2°和4°。 可以看出随着前机迎角增大，后机在小迎角范围的升阻特性受到明显影响。得益于前机翼尖涡的增强，在z≤0时，后机升阻比在-2°~0°范围内进 一步增大。
|
| 图 10后机升阻比随前机迎角变化情况 Fig.10 Lift-to-drag ratio variation of the following aircraft as the leading aircraft′s angle of attack changes |
为了分析后机升阻特性受影响的原因，在与测力实验相同的编队位置开展了PIV流场测量实验。实验时，对同一流场状态的测量结果进行了平均处理。下文仅对飞翼模型的典型PIV结果进行分析。测量窗口在后机头部后方220mm处的垂直来流方向的左侧机翼上方，前机迎角α=4°，后机迎角α=0°。PIV结果图为流线涡量图，以颜色反映涡量的大小，以线条反映流线的分布情况。
图 11和12分别给出了单机和编队中后机相同位置的流场涡量图。可以看出，编队中后机左侧流场中出现了一个明显的逆时针旋转的涡核，为前机的右侧翼尖涡。该涡的诱导速度对后机形成上洗，从而增大了后机的法向力。当后机迎角较小时，表现为升阻比增大。随着垂向间距的减小，前机右侧翼尖涡的涡核逐渐靠近后机翼面，后机的升阻特性改善变明显。当前机右侧翼尖涡靠近后机左侧翼尖时，测得的后机升阻比最大。前机右侧翼尖涡与后机的左侧翼尖涡旋转方向相反，可能削弱了后机左侧翼尖涡的强度，从而改善了后机的升阻特性。
|
| 图 11单机PIV结果 Fig.11PIV results of isolated aircraft |
|
| 图 12前机位置z=-1/8b1时的PIV结果 Fig.12PIV results with the leading aircraft placed at z=-1/8b1 |
通过该项研究，在南京航空航天大学1m非定常低速风洞中建立了风洞编队飞行试验技术。整套试验系统设计合理，能准确模拟编队的空间队形分布，并测量出了后机在不同编队位置的气动力变化情况。结合PIV流场测量结果，可获得以下结论：
(1) 前机翼尖涡靠近后机翼面时，后机气动性能变化明显，而侧向间距决定了气动性能改善的程度；
(2) 前机右侧翼尖涡靠近后机左侧翼尖时，后机可获得最大升阻比，同时抬头力矩和正滚转力矩增大；
(3) 前机迎角的改变对后机小迎角范围的气动性能影响较为明显；
(4) 当后机迎角超过8°时，其升阻特性基本不受前机影响。
| [1] | Ginevsky A S, Zhelannikov A I. Vortex wakes of aircrafts. Vortex wakes of aircrafts[M]. Springer-Verlag Berlin Heidelberg , 2009 . |
| [2] | Frech M, Zinner T. Wake vortex behavior classes and their initial validation[J]. Journal of Aircraft , 2004, 41 (3) : 564–570. DOI:10.2514/1.55 |
| [3] | 陆宇平, 杨朝星, 刘洋洋. 空中加油系统的建模与控制技术综述[J]. 航空学报 , 2014, 35 (9) : 2375–2389. Lu Y P, Yang C X, Liu Y Y. A survey of modeling and control technologies for aerial refueling system[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica , 2014, 35 (9) : 2375–2389. |
| [4] | Mao W X. Effect of mass variation on the dynamics of receiver aircraft during aerial refueling[D]. Davis: University of California, 2008. |
| [5] | Ro K, Kamman J W. Modeling and simulation of hose PARA drogue aerial refueling systems[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics , 2010, 33 (1) : 53–63. DOI:10.2514/1.45482 |
| [6] | Waishek J. Derivation of the dynamics equations for receiver aircraft in aerial refueling[D]. Arlington: University of Texas, 2007. |
| [7] | Liu Hang, Xu Ming, Chen Nanyu, et al. Task effectiveness evaluation on anti-ship attack of fighter aircraft[J]. Transactions of Nanjing University of Aeronautics&Astronautics , 2012, 29 (2) : 164–170. |
| [8] | Guseinov A B. The effectiveness of cruise missile[M]. Moscow: Moscow Aviation Institute Press , 2003 . |
| [9] | Weimer Skirch, Henri, Julien Martin, et al. Energy saving in flight formation[J]. Nature , 2001, 413 (18) : 697–698. |
| [10] | Wang Z, Mook D T. Numerical aerodynamic analysis of formation flight[R]. AIAA-2003-610, 2003. |
| [11] | Adlene B, Julien B, Jean C J. Patched grid and adaptive mesh refinement strategies for wake vortex transport calculation[R]. AIAA-2001-2416, 2001. |
| [12] | Bangash Z A, Sanchez R P, Ahmed A. Aerodynamics of formation flight[R]. AIAA-2004-725, 2004. |
| [13] | William B B, David R G. Comparison of predicted and measured formation flight interference effects[J]. Journal of Aircraft , 2004, 41 (2) : 201–207. DOI:10.2514/1.9278 |
| [14] | Michael T M. A study in drag reduction of close formation flight accounting for flight control trim positions and dissimilar formations[D]. Alabama: Department of the Air Force, Air University, 2005. |
| [15] | 何德富. 飞机翼尖尾涡对后面飞机飞行安全影响及安全措施[J]. 中国民航飞行学院学报 , 2015, 16 (1) : 12–19. He D F. Safety effect and precautions for flowing aircraft by leading aircraft wake vortices[J]. Journal of Civil Aviation Flight University of China , 2015, 16 (1) : 12–19. |