摘要
为了提高编队飞行的安全性,提出了采用翼尖法向吹气的方法削弱前机尾流的影响。采用数值模拟方法进行了不同编队位置飞行过程中前机尾流对后机气动特性的仿真分析,并通过仿真方法对翼尖法向吹气进行了数值仿真。仿真结果表明:编队飞行过程中,后机在横向穿越前机的涡区时受到很大的扰动力矩,加大了舵面操纵和飞机控制的难度,严重危害到后机的安全性。引入翼尖法向吹气后,后机的翼尖涡被削弱,升阻比随着吹气动量系数的增大而增大。随后在Simulink中搭建了带有翼尖法向吹气的编队飞行控制系统进行仿真模拟。仿真结果表明:所提出的翼尖法向吹气减弱了前机尾流的影响,使后机在横向穿越前机涡区过程中位置偏差和速度偏差减小,同时后机副翼偏转量大幅减小,后机安全性得以提高。
编队飞行是多架飞机按照一定的排列队形和协调方式进行飞行的一种飞行方式,它在军用和民用领域都有广泛的应用价值。在军用领域:编队飞行是空中加油必不可少的飞行模式,安全稳定的编队飞行可以提高空中加油成功率和加油效率,从而提升作战效率。编队飞行还可增强飞机的战斗力和生存能力,提高任务成功率,加强战略机动性,应用于空中战术行动、侦察搜集、空中拦截等任务。在民用领域:编队飞行可提高航空交通效率,节省燃料消耗,发挥救援搜救作用,用于航空表演和摄影等活动。
当飞机在空中飞行时,来自机翼和机身的涡流共同形成了飞机尾流,这些涡流具有一定的动量和能量,使得它们在大气中能长时间保持相对稳定的状态。飞机尾涡是一类非常复杂的流动现象,早期研究主要针对尾涡运动机理及其规避与控制上,主要用于确立多架飞机飞行的时间、空间最小间距和分析某些由于尾涡产生的飞行事故
在削弱尾涡方面,Bao
本文提出了将翼尖法向吹气的方法应用到编队飞行中去,采用CFD计算进行了该方法在编队飞行时对后机的气动特性仿真,分析了在编队飞行过程中翼尖法向吹气对前机尾涡和自身翼尖涡的影响,随后在Simulink中搭建了双机编队飞行动力学模型。最后对编队飞行过程进行了仿真模拟,验证了翼尖法向吹气的抗扰增稳效果及提高编队飞行中后机安全性的能力。
编队飞行过程中前机的尾流对后机会产生很大影响,本文针对双机编队,以某飞机组成双机编队进行数值仿真模拟,研究前机尾流对后机的影响。
控制方程为非定常雷诺平均Navier⁃Stokes(N⁃S)方程,湍流模型为Spalart⁃Allmaras(S⁃A
本节采用第二届阻力预测大会中经过实验和数值计算验证过的DLR⁃F6翼身组合体为标准模型进行验证。根据文献中网格粗细程度对结果精度的指

图1 DLR-F6翼身组合体网格示意及边界设置
Fig.1 Grid schematic and boundary setting of DLR⁃F6 wing⁃body configuration

图2 DLR⁃F6翼身组合体升、阻力系数对比
Fig.2 Lift and drag coefficient comparison of DLR⁃F6 wing⁃body configuration
本文双机编队的部分参数如
飞机参数 | 前机 | 后机 |
---|---|---|
Ma | 0.5 | 0.5 |
飞行高度/km | 8 | 8 |
机身长度/m | 47 | 35 |
翼展/m | 50 | 33 |
机翼面积/ | 300 | 170 |
设定此时双机法向距离为0 m,计算当双机轴向距离分别为0、5、10和20 m时,后机从横向距离为0 m逐渐运动到62 m的过程中,后机的气动特性变化。从

图3 不同轴向距离升力系数增量比较
Fig.3 Comparison of lift coefficient increment for different axial distances

图4 不同轴向距离滚转力矩系数增量比较
Fig.4 Comparison of rolling moment coefficient increments for different axial distances

图5 不同轴向距离偏航力矩系数增量比较
Fig.5 Comparison of yawing moment coefficient increments for different axial distances

图6 不同轴向距离俯仰力矩系数增量比较
Fig.6 Comparison of pitching moment coefficient increments for different axial distances

图7 不同轴向距离下双机的流场
Fig.7 Flow field of two aircraft at different axial distances
设定此时双机轴向距离为20 m,计算当双机法向距离分别为0、5和10 m时,后机从横向距离为0 m运动到62 m过程中后机气动特性的变化。由

图8 不同法向距离升力系数增量比较
Fig.8 Comparison of lift coefficient increments for different normal distances

图9 不同法向距离滚转力矩系数增量比较
Fig.9 Comparison of rolling moment coefficient increments for different normal distances

图10 不同法向距离偏航力矩系数增量比较
Fig.10 Comparison of yawing moment coefficient increments for different normal distances

图11 不同法向距离俯仰力矩系数增量比较
Fig.11 Comparison of pitching moment coefficient increments for different normal distances

图12 不同法向距离下双机的流场
Fig.12 Flow field of two aircraft at different normal distances
在初始配平舵面过程中,可根据后机在编队飞行过程中获得的附加升力、俯仰力矩、侧向力、偏航力矩及滚转力矩完成舵面偏角增量配置,从而完成舵面初偏。
对于纵向,有
(1) |
对于横向,有
(2) |
参数 | 数值 |
---|---|
CLα | 0.088 47 |
CLδe | 0.005 |
Cmα | -0.018 24 |
Cmδe | -0.014 85 |
CYβ | -0.007 7 |
CYδr | 0.002 32 |
Clβ | -0.000 67 |
Clδa | -0.001 95 |
Clδr | 0.000 29 |
Cnβ | 0.002 35 |
Cnδr | -0.001 13 |


图13 不同横向位置时后机所需迎角、侧滑角及舵面偏转增量
Fig.13 Angle of attack, sideslip angle, and incremental deflection of control surfaces required for the following aircraft at different lateral positions
本节采取在后机翼尖法向吹气的办法来削弱前机尾流的影响,通过对比有无吹气情况下,编队飞行中后机气动特性的变化来验证该方法的有效性。

图14 吹气口布置示意图
Fig.14 Layout schematic of the air blowing ports
(3) |
式中:ρj、ρ∞、S、Uj和U∞分别为吹出气体的密度、当前高度的大气密度、机翼面积、吹气速度和来流速度,本节取ρj = ρ∞。
为了对比不同吹气速度对飞机气动特性的影响,将吹气口吹气速度依次设置为0、200和300 m/s,即Cμ分别为0、1.23%、2.78%时,计算飞机迎角增大过程中其气动特性的变化情况。从

图15 升力系数
Fig.15 Lift coefficient

图16 升阻比
Fig.16 Lift to drag ratio
下面将从流场分布情况分析造成这一现象的可能原因。

图17 Cμ = 0、迎角从0°变化到6°的流线图
Fig.17 Streamline diagrams for Cμ = 0, varying angle of attack from 0° to 6°

图18 Cμ = 1.23%、迎角从0°变化到6°的流线图
Fig.18 Streamline diagrams for Cμ = 1.23%, varying angle of attack from 0° to 6°

图19 Cμ = 2.78%、迎角从0°变化到6°的流线图
Fig.19 Streamline diagrams for Cμ = 2.78%, varying angle of attack from 0° to 6°
对于双机编队而言,后机更具有研究意义,且编队飞行过程中后机的控制至关重要。本节中将前机理想化处理为一个定高定速直线前飞的质点,其主要作用是产生尾流,在前机尾流的扰动下进行后机的控制系统搭建。
采用PID控制方法设计控制律,对编队飞行过程中编队保持控制系统进行结构配置,并完成了后机位置控制器和速度控制器的设计。
在编队飞行过程中,相对导航系统用于测量前后飞机在惯性坐标系下的相对位置和姿态。这些信息经过解算和融合后传送至后机的制导律模块,生成相应的输入信号并传送至编队保持控制系统。编队保持控制器产生后机执行机构的操作信号,由舵机作用于后机模型。在大气扰动和前机尾涡的影响下,后机产生的动态响应经由机载传感器测量后输入控制系统,完成一个控制循环。

图20 编队保持控制系统结构图
Fig.20 Block diagram of formation control system
将带有翼尖法向吹气的后机相对于前机在右后下方空间内运动时,前机的尾流引起后机气动特性的变化进行数值仿真计算并插值拟合形成尾流扰动力数据库,插值方法为线性插值。后机运动空间的x轴运动范围是[0, 20] m,y轴运动范围是[0,62] m,z轴运动范围是[0,10] m,计算及插值结果如

图21 尾流扰动插值示意图
Fig.21 Interpolation diagrams of wake turbulence disturbance
设定前机以150 m/s的速度在8 000 m的高空做匀速直线平飞,后机在前机机体坐标系下的初始位置坐标为(-20, 0, 0) m,即后机在前机正后方20 m处,仿真开始时后机将以1 m/s的速度横向穿越前机的涡区,仿真时间为50 s。上述运动描述的是后机从横向进近编队位置进行编队飞行。

图22 后机位置保持图
Fig.22 Position holding diagram of the following aircraft

图23 后机速度保持图
Fig.23 Velocity holding diagram of the following aircraft

图24 后机舵偏变化图
Fig.24 Changes of rudder deflection angles of the following aircraft

图25 后机迎角和侧滑角变化图
Fig.25 Changes of the angle of attack and side slip angle of the following aircraft
本文研究了双机编队飞行中前机尾流对后机气动特性的影响。结果表明,前后机之间的轴向距离对后机气动特性的影响较小,而法向距离和横向距离的影响更显著。当双机在同一飞行高度时,后机受到的滚转力矩最大,随着法向距离变大,后机逐渐脱离前机翼尖涡,滚转力矩减小。
为减小前机尾流影响,提出采用翼尖法向吹气。数值模拟表明,翼尖法向吹气类似于虚拟端板,可以抑制翼尖涡周围的横向流动,并形成一对较小的反向涡旋,从而削弱翼尖涡的强度。
最后,搭建了后机的位置和速度保持控制系统,并通过Simulink仿真验证了其鲁棒性和翼尖法向吹气的有效性。结果显示,采用翼尖法向吹气后,后机在前机尾流影响下受到的扰动减小,位置偏差和舵偏显著降低,从而提高了编队飞行的安全性和稳定性。
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