２００７年１０月
Ｊｏｕｒｎａｌｏｆ
北京航空航天大学学报
ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｍｎａｕｔｉｃ８ａｎｄＡｓｔｍｎａｕｔｉｃ８
ＯｃｔｏｂｅｒＶ０１．３３
２００７Ｎｏ．１Ｏ
第３３卷第ｌＯ期
大展弦比飞翼构型的横航向操纵特性
李
林
马
超
王立新
（北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京１０００８３）
摘要：大展弦比飞翼构型取消了垂尾和方向舵，通常采用开裂式方向舵和多组升
降副翼组合来实现滚转和偏航操纵．通过与常规的侧力类方向舵对比，揭示了阻力类开裂式方向舵的操纵机理，包括偏航和滚转力矩产生原理以及操纵效能等。对大展弦比飞翼构型的横航向配平能力和协调机动能力进行了分析，并与常规飞机进行了对比，研究结果表明单发失效对偏航操纵效能要求最高，需要适当地增加开裂式方向舵的舵容量或对现有布局进行改进设计．
关
键
词：大展弦比；飞翼构型；开裂式方向舵；操纵特性
文章编号：１００１．５９６５（２００７）１０一１１８６Ⅲ５
中图分类号：Ｖ２１１．７４文献标识码：Ａ
ＬａｔｅｒａＩ—ｄｌｒｅｃｔｌＯｎａＩｃＯｎｔｒＯＩｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓＯｆｈｊｇｈａｓｐｅｃｔ—ｒａｔｉＯ
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ｕｓｅ
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｈｉｇｈａｓｐｅｃｔ－ｒａｔｉｏｎｙｉｎｇｗｉｎｇｃｏｎ６９ｕｒａｔｉｏｎｓｕｓｕａｌｌｙｅｌｅｖｏｎｓ
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ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆＳＤＲｗｅｒｅｓｐｅｃｉａｌｌｙｒｅｓｅａｒｃｈｅｄ，ｉｎｃｌｕｄｉｎｇｔｈｅｇｅｎｅｍｔｉｏｎｏｆｔｈｅｒｏｌｌａｎｄｙａｗｃｏｎｔｒｏｌｍｏｍｅｎｔｓａｎｄｔｈｅｃｏｎｔｒ０１ｐｏｗｅｒｅｆｆｅｃｔｓ，ｃｏｍｐａｒｅｄｗｉｔｈｔｈｅｃｏｎＶｅｎｔｉｏｎａｌｓｉｄｅ—ｆｏｒｃｅ—ｎｌｄｄｅｒ．
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Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｈ培ｈａｓｐｅｃｔｒａｔｉｏ；ｎｙｉｎｇｗｉｎｇｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ；ｓｐｌｉｔ—ｄｒａｇ—ｍｄｄｅｒ；ｃｏｎｔｍｌｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ
随着空战对飞机隐身特性要求的提高，飞翼布局战机的出现成为必然．这种布局取消了垂尾和方向舵，从而使得雷达散射截面（ＲＣＳ）大幅降低、全机重量减轻、气动特性得到提高，但是构型的改变也带来了操稳特性方面的诸多新问题．
大展弦比飞翼构型主要在亚音速下用于执行轰炸、运输或高空侦察任务，对轨迹控制的精确性以及航程、航时等要求较高．此类飞机多采用开裂式方向舵取代常规方向舵实现偏航控制，并且在
收稿日期：２００６—１０．２３
具有足够的偏航操纵效能的前提下采用放宽航向静稳定设计，通过控制系统保证航向闭环稳定性并完成所要求的各种任务．
本文以Ｆｗ—Ｈ大展弦比飞翼构型为例进行研究，通过与配置垂尾和方向舵的常规飞机对比分析，旨在揭示飞翼构型的横航向操纵特性．
１横航向操纵面
Ｆｗ．Ｈ属亚音速高空侦察机，共有４组７个
基金项目：９７３国家安全重大基础研究项目（６１３２００４）
作者简介：李林（１９８１一），男，山西寿阳人，博士生，ａｅｍｌｅｅ＠ａ８ｅ．ｂｕＨ．ｅｄｕ．ｃｎ
万方数据
第１０期李林等：大展弦比飞翼构型的横航向操纵特性
１１８７
操纵面，如图１所示，分别为开裂式方向舵、内升降副翼、外升降副翼以及海狸尾状俯仰操纵面．
图１
Ｆｗ—Ｈ飞翼构型
大展弦比飞翼构型大多采用与Ｆｗ—Ｈ类似的操纵面配置方式，即开裂式方向舵和多组升降副翼组合．开裂式方向舵主要用于偏航操纵；多组升降副翼中的每块均可单独作动偏转，用于俯仰和滚转操纵；海狸尾状俯仰操纵面起俯仰轴修正操纵作用，其与升降副翼共同构成阵风减缓系统（驾驶员通常无权限控制），使飞机在低空飞行时保持平稳．
１．１开裂式方向舵
开裂式方向舵属于阻力类方向舵，左右两组舵面可单独使用．通过一侧舵面的上下两片向外偏转张开，在机翼外段产生附加阻力，这样飞机两侧的不对称阻力通过力臂产生所需的偏航力矩．
开裂式方向舵偏角艿锄以上片的上偏角度为准．为方便与常规飞机的方向舵进行比较，进一步规定开裂式方向舵偏角６湖以左侧偏转为正、右侧偏转为负，且开裂式方向舵作偏航控制时不能
两侧一起偏转；这样舵偏角艿湖为正时将产生负
的偏航力矩以。。，与常规方向舵的偏角定义类似．以Ｆｗ．Ｈ构型为例，开裂式方向舵上片偏转范围为［Ｏ，９０。］，因此６。。。范围为［一９０。，９０。］．
针对ＦＷ－Ｈ飞翼构型的ＣＦＤ（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ
Ｆｌｕｉｄ
Ｄｙｎａｍｉｃｓ）计算结果表明，阻力、侧力、偏航
力矩与６铫近似成线性关系，而升力、俯仰力矩和
滚转力矩则随６伽增大而明显非线性变化，尤其
是在２０。≤艿咖≤４０。区间…．
与小展弦比飞翼构型上常用的全动翼尖、嵌入面等新型偏航操纵面相比，开裂式方向舵具有如下特点：
１）偏转对升力影响相对较小，因此对滚转力矩、俯仰力矩影响较小，三轴耦合效应没有全动翼尖和嵌入面强烈；
２）偏转对侧力和偏航力矩的影响基本不随迎角变化而变化；
３）在高速段会由于铰链力矩太大而减弱其操纵效能，因此更适用于大展弦比构型以及厚度较大的亚音速机翼，如Ｂ．２飞翼式隐身轰炸机
万
方数据等‘２｜；
４）除进行偏航操纵之外，在着陆进场时也可作为减速板使用．此时左右两组舵面同时打开，而且上下两片的打开角度均为９０。．
１．２升降副翼
升降副翼在飞翼构型上应用很广，其左右两侧等角度同向偏转时相当于升降舵，反向偏转时相当于副翼．
相关ＣＦＤ计算结果表明，ＦＷ—Ｈ飞翼构型内、外两组升降副翼的滚转操纵效能相差不大，而外升降副翼的俯仰操纵效能比内升降副翼要大很多．由于大展弦比飞翼构型机身较短，导致纵向操纵力臂也较短，为保证足够的俯仰操纵效能，在高速大动压的情形下通常偏转外升降副翼进行俯仰控制，而在低速小动压的情形下需要内升降副翼协同偏转参与操纵；相对而言，大展弦比飞翼构型对机动性要求较低，因此滚转操纵通常可由内、外升降副翼中的一组单独完成．在本文的研究中，为方便与常规飞机进行对比，滚转操纵主要由内升降副翼完成，而俯仰操纵主要由外升降副翼完成．
内升降副翼偏角定义与常规副翼类似，６。。以左侧后缘上偏、右侧后缘下偏为正，且６。。范围为［一２５ｏ，２５０］；外升降副翼偏角定义与常规升降舵类似，６。。以左右两侧后缘等角度下偏为正，６。。范围为［一２５。，２５。］．
２开裂式方向舵与常规方向舵对比
２．１偏航力矩产生机理对比
常规方向舵属于侧力类舵面，其偏转产生的偏航力矩由侧力和舵面气动力作用点与飞机重心间的距离相乘而得；开裂式方向舵属于阻力类舵面，其偏转产生的偏航力矩主要由飞机左右两侧的阻力差值和舵面气动力作用点与飞机对称面间的距离相乘而得．由图２可以看出，适当加大机翼翼展或舵面铰链轴的后掠程度，都可以在基本不影响阻力增量的前提下扩大偏航操纵效能．２．２滚转力矩产生机理对比
无论侧力类还是阻力类舵面，在进行偏航操纵时都会产生附加的滚转力矩，但二者产生滚转力矩的机理也不同．如图３所示，常规方向舵产生的滚转力矩由侧力和舵面气动力作用点与飞机重心间的高度差相乘而得；开裂式方向舵产生的滚转力矩由偏转产生的不对称升力和舵面气动力作用点与飞机重心间的展向距离相乘而得．
在中小迎角下，ＦＷ—Ｈ飞翼偏转开裂式方向
舵总是引起升力减小，因此开裂式方向舵正偏转
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北京航空航天大学学报
２００７年
ｂ阻力类方向舵
图２侧力、阻力类舵面偏航力矩产生机理对比
ｂ阻力类方向舵
图３侧力、阻力类舵面滚转力矩产生机理对比
产生的滚转力矩与常规方向舵正偏转产生的滚转力矩方向正好相反（图３），这意味着此时Ｆｗ—Ｈ构型不存在常规飞机上可能出现的“蹬舵反倾斜”现象，其滚转一偏航协调性更好．
２．３操纵效能对比
常规方向舵偏转范围通常为［一３００，３００］，偏转产生的最大偏航力矩系数通常为０．０５量级；开裂式方向舵的偏转范围为［一９０。，９０。］，偏转产生的最大偏航力矩系数通常为０．０１量级旧１，因此开裂式方向舵的偏航操纵效能相对较低．
３操纵效能及操纵规律分析
常规飞机的方向舵主要完成两大功能¨“１：保持定常侧滑、不对称情形下的航向配平；与横向操纵机构协调进行机动．飞翼构型取消了垂尾和方向舵，其本体呈航向轻微静不稳定且航向阻尼非常小，因此开裂式方向舵还要参与反馈，从而改善飞翼构型的闭环航向动稳定性尤其是荷兰滚模
万
方数据态特性，导致其实际偏转规律更加复杂．为便于对比分析，此处暂不考虑飞机的闭环操纵，而主要研究飞翼本体的横航向操纵特性．
为简化表达，在下文中统一用下标“Ｄ”、“０”和“Ｉ”分别代表开裂式方向舵、内升降副翼和外升降副翼，而用下标“ｅ”、“ａ”和“ｒ”分别代表常规升降舵、副翼和方向舵．
３．１配平能力分析
３．１．１
稳定侧滑配平能力分析
稳定侧滑配平能力主要体现在小速度阶段抵御侧风的能力，要求航向操纵机构及横向操纵机构具有足够的操纵效能来平衡小于１５ｍ／ｓ的正
侧风¨１．
当侧滑角口确定时，开裂式方向舵和内升降副翼的舵偏角可以表示为口的函数
¨蕞毒每（１）
６。＝嚣譬每
（２）
对于飞翼构型，通常满足ＩＣ帕
Ｉ《Ｉ
Ｃ坫ｌＩ，
Ｃ培。Ｉ《Ｉ
ＣＪｌ占。Ｉ，Ｉ
Ｃ蛳Ｉ》ｌＣ慨Ｉ及ＩＣＪ；Ｂ
＞ＩＣ相Ｉ，因
此式（１）和式（２）可近似为
６。一一．净
（３）
２
ｔ吊
一Ｃ叩。
（４）
表ｌ给出了Ｆｗ．Ｈ飞翼构型与常规的波音７４７关于侧滑配平能力的对比结果．
表ｌ
侧滑配平能力对比
飞翼构型由于航向静不稳定，导致其操纵面的偏航力矩作用方向与常规飞机相反，即增加飞机的航向静稳定力矩，避免飞机向侧滑角增大的方向偏转，因此开裂式方向舵偏角和常规方向舵偏角符号相反．
大展弦比飞翼构型的航向静不稳定度非常小，接近中立静稳定，因此实现侧滑配平所需的开裂式方向舵偏角相对常规方向舵小很多．３．１．２不对称情形配平能力分析
不对称情形主要包括不对称外挂、结构不对称或故障后不对称、发动机单发失效等．假设不对称的偏航力矩系数为ｃ…，当卢和Ｃ。。。确定时，内
升降副翼和开裂式方向舵的偏角可表示为｜８和
第１０期李林等：大展弦比飞翼构型的横航向操纵特性
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ｃ。。。的函数
耻竖≤等等生㈩
当ＩＣ。ｌ不太大且ｌ驴竖菘警㈤
ｃ帕。Ｉ》ｌＣ坫。Ｉ时，式（５）可近似
为
。一鱼８
ｃ∥
（７）
由于ＩＣ嵋Ｉ很小且ＩＣ培．Ｉ》ｌＣ柏。Ｉ，则式（６）可近似为
驴一最
㈤
由近似表达式可知，如果不对称过载Ｃ。不是很大，则内升降副翼主要用于平衡横向静稳定力矩，而开裂式方向舵主要用于平衡不对称的偏航力矩．如果不对称偏航力矩ｃ。＞０，则左侧开
裂式方向舵应偏转一定角度来平衡不对称力矩．
对于安装多台发动机的飞机来说，单发失效情形是考察偏航操纵效能的重要因素。而单发失效配平能力的极限状态为飞机的起飞阶段．因为此阶段发动机推力较大，引起的偏航力矩也较大，适于考查偏航操纵机构的操纵效能是否足够．
由表２可看出，如果右侧发动机失效，则需打开左侧开裂式方向舵．为平衡由单发失效引起的不对称偏航力矩，开裂式方向舵所需偏角非常大，而副翼所需偏转角相对很小．因此在单发失效情形下，升降副翼具有足够的效能来配平滚转力矩，但开裂式方向舵无法配平偏航力矩．
表２
ＦＷ－Ｈ构型单发失效配平
此外，常规飞机在单发失效的情形下如果向工作着的发动机一侧侧滑，则可减小配平所需的方向舵偏角＂１；与之相反，飞翼构型由于航向静不稳定，其向失效发动机一侧侧滑方可减轻偏航操纵的压力．不过大展弦比飞翼的航向静不稳定度非常小，这种缓解措施收效甚微．
根据文献［６］，稳态协调滚转时开裂式方向垒一鱼Ｉ！竺：鱼！！！竺一垒Ｉ
ｆ９、
６Ｉ
ｃ幛Ｄ【ｃＪ；Ｐ＋ｃ培。ｔａｎ口
Ｊ
、‘７
ｃ培ｌ
万
方数据对于飞翼构型，采用与上文中类似的近似方法，可以将式（９）简化为
鲁一蓑一≈一
６Ｉ
㈣，Ｉ●●Ｉ
”…
ｌ
Ｃ如Ｃ柚。
飞机协调向右滚转时（无侧滑），内升降副翼左侧下偏、右侧上偏（６，＜０），此时飞机将向右侧滑．为消除侧滑协调滚转，飞机需偏转右侧开裂式方向舵（艿。＜０）．表３给出了Ｆｗ．Ｈ飞翼构型与波音７４７关于稳态协调滚转能力的对比结果．
表３
稳态协调滚转能力对比
由表３数据可知，无论是大展弦比常规飞机还是飞翼构型，协调滚转机动对升降副翼的要求都很高，这是由于大展弦比飞机的滚转阻尼Ｃ如较大，而在稳态滚转中，Ｃ。一Ｃ。，・ｐ，因此所需滚转力矩也较大．相比之下，协调滚转对开裂式方向舵的要求较低．
３．２．２稳态协调转弯能力分析
根据横航向小扰动方程，稳态协调转弯中口＝Ｏ，ｐ＝Ｏ，，＝０，卢＝Ｏ，且对于稳定轴系有ｐ＝０，此外还假定不平衡的横航向力和力矩为０，并忽略ｃ瑚。【＿７｜．针对大展弦比飞翼构型，采用与前面分析类似的近似方法，可得到如下的偏角表达式：
磊一一啤笋・争
（１１）
‘ｔ
ｒ０
ｕ培Ｉ
６。一一呼笋・≯
（１２）
‘ｔ
ｒＯ
ｕ神Ｄ
由近似公式（１１）、（１２）可知，飞行速度越大，所需舵偏角越小．
由表４数据可知，假设飞翼构型协调向右转弯（无侧滑和滚转），由于飞翼构型Ｃｋ＞０，则由偏
航角速度引起的滚转力矩为正．为平衡此力矩，内升降副翼需左侧上偏、右侧下偏（艿Ｉ＞０）；同时，由于偏航阻尼ｃ。＜Ｏ，因此偏航阻尼力矩为正，为平衡此力矩，需偏转右侧开裂式方向舵（艿。＜０）．
飞翼构型取消了垂尾，其偏航阻尼很小，由公式（１２）可知定常协调转弯对应的开裂式方向舵偏角很小，因此稳态协调转弯对偏航操纵效能的要求相对常规飞机要小很多．
表４
稳态协调转弯能力对比
３．２协调机动能力分析
３．２．１稳态协调滚转能力分析
舵和内升降副翼的偏角近似有如下关系：
北京航空航天大学学报
２００７年
４
结
论
１）对于使用开裂式方向舵的飞翼布局飞机，适当增大机翼翼展或舵面铰链轴的后掠程度，都可以起到改善阻力类舵面偏航操纵效能的作用．
２）飞翼构型由于航向静不稳定，开裂式方向舵偏角和常规方向舵偏角符号相反；不过，由于大展弦比飞翼构型接近中立静稳定，因此开裂式方向舵实现侧滑配平所需偏角相对常规方向舵要小
很多．
３）对于安装多台发动机的飞翼构型而言，单发失效情况对其偏航操纵效能要求最高，因此飞翼构型在条件允许的情况下，应适当增大开裂式方向舵的舵容量，同时在设计中应尽量将发动机安置在靠近机体对称面的位置．
４）无论大展弦比常规飞机还是飞翼构型，协调滚转机动对滚转操纵效能的要求都比较高，而对偏航操纵面的协调能力的要求则相对较低．
５）飞翼构型取消了垂尾，其偏航阻尼很小，因此定常协调转弯对偏航操纵效能的要求相对常
规飞机要小很多．
参考文献（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ）
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Ｃｈｉｎｅｓｅ）
（责任编辑：娄嘉）
大展弦比飞翼构型的横航向操纵特性
作者：作者单位：刊名：英文刊名：年，卷(期)：被引用次数：
李林， 马超， 王立新， Li Lin， Ma Chao， Wang Lixin北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083
北京航空航天大学学报
JOURNAL OF BEIJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS2007,33(10)4次
参考文献(7条)
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本文链接：http://d.g.wanfangdata.com.cn/Periodical_bjhkhtdxxb200710014.aspx
２００７年１０月
Ｊｏｕｒｎａｌｏｆ
北京航空航天大学学报
ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｍｎａｕｔｉｃ８ａｎｄＡｓｔｍｎａｕｔｉｃ８
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２００７Ｎｏ．１Ｏ
第３３卷第ｌＯ期
大展弦比飞翼构型的横航向操纵特性
李
林
马
超
王立新
（北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京１０００８３）
摘要：大展弦比飞翼构型取消了垂尾和方向舵，通常采用开裂式方向舵和多组升
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关
键
词：大展弦比；飞翼构型；开裂式方向舵；操纵特性
文章编号：１００１．５９６５（２００７）１０一１１８６Ⅲ５
中图分类号：Ｖ２１１．７４文献标识码：Ａ
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随着空战对飞机隐身特性要求的提高，飞翼布局战机的出现成为必然．这种布局取消了垂尾和方向舵，从而使得雷达散射截面（ＲＣＳ）大幅降低、全机重量减轻、气动特性得到提高，但是构型的改变也带来了操稳特性方面的诸多新问题．
大展弦比飞翼构型主要在亚音速下用于执行轰炸、运输或高空侦察任务，对轨迹控制的精确性以及航程、航时等要求较高．此类飞机多采用开裂式方向舵取代常规方向舵实现偏航控制，并且在
收稿日期：２００６—１０．２３
具有足够的偏航操纵效能的前提下采用放宽航向静稳定设计，通过控制系统保证航向闭环稳定性并完成所要求的各种任务．
本文以Ｆｗ—Ｈ大展弦比飞翼构型为例进行研究，通过与配置垂尾和方向舵的常规飞机对比分析，旨在揭示飞翼构型的横航向操纵特性．
１横航向操纵面
Ｆｗ．Ｈ属亚音速高空侦察机，共有４组７个
基金项目：９７３国家安全重大基础研究项目（６１３２００４）
作者简介：李林（１９８１一），男，山西寿阳人，博士生，ａｅｍｌｅｅ＠ａ８ｅ．ｂｕＨ．ｅｄｕ．ｃｎ
万方数据
第１０期李林等：大展弦比飞翼构型的横航向操纵特性
１１８７
操纵面，如图１所示，分别为开裂式方向舵、内升降副翼、外升降副翼以及海狸尾状俯仰操纵面．
图１
Ｆｗ—Ｈ飞翼构型
大展弦比飞翼构型大多采用与Ｆｗ—Ｈ类似的操纵面配置方式，即开裂式方向舵和多组升降副翼组合．开裂式方向舵主要用于偏航操纵；多组升降副翼中的每块均可单独作动偏转，用于俯仰和滚转操纵；海狸尾状俯仰操纵面起俯仰轴修正操纵作用，其与升降副翼共同构成阵风减缓系统（驾驶员通常无权限控制），使飞机在低空飞行时保持平稳．
１．１开裂式方向舵
开裂式方向舵属于阻力类方向舵，左右两组舵面可单独使用．通过一侧舵面的上下两片向外偏转张开，在机翼外段产生附加阻力，这样飞机两侧的不对称阻力通过力臂产生所需的偏航力矩．
开裂式方向舵偏角艿锄以上片的上偏角度为准．为方便与常规飞机的方向舵进行比较，进一步规定开裂式方向舵偏角６湖以左侧偏转为正、右侧偏转为负，且开裂式方向舵作偏航控制时不能
两侧一起偏转；这样舵偏角艿湖为正时将产生负
的偏航力矩以。。，与常规方向舵的偏角定义类似．以Ｆｗ．Ｈ构型为例，开裂式方向舵上片偏转范围为［Ｏ，９０。］，因此６。。。范围为［一９０。，９０。］．
针对ＦＷ－Ｈ飞翼构型的ＣＦＤ（Ｃｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌ
Ｆｌｕｉｄ
Ｄｙｎａｍｉｃｓ）计算结果表明，阻力、侧力、偏航
力矩与６铫近似成线性关系，而升力、俯仰力矩和
滚转力矩则随６伽增大而明显非线性变化，尤其
是在２０。≤艿咖≤４０。区间…．
与小展弦比飞翼构型上常用的全动翼尖、嵌入面等新型偏航操纵面相比，开裂式方向舵具有如下特点：
１）偏转对升力影响相对较小，因此对滚转力矩、俯仰力矩影响较小，三轴耦合效应没有全动翼尖和嵌入面强烈；
２）偏转对侧力和偏航力矩的影响基本不随迎角变化而变化；
３）在高速段会由于铰链力矩太大而减弱其操纵效能，因此更适用于大展弦比构型以及厚度较大的亚音速机翼，如Ｂ．２飞翼式隐身轰炸机
万
方数据等‘２｜；
４）除进行偏航操纵之外，在着陆进场时也可作为减速板使用．此时左右两组舵面同时打开，而且上下两片的打开角度均为９０。．
１．２升降副翼
升降副翼在飞翼构型上应用很广，其左右两侧等角度同向偏转时相当于升降舵，反向偏转时相当于副翼．
相关ＣＦＤ计算结果表明，ＦＷ—Ｈ飞翼构型内、外两组升降副翼的滚转操纵效能相差不大，而外升降副翼的俯仰操纵效能比内升降副翼要大很多．由于大展弦比飞翼构型机身较短，导致纵向操纵力臂也较短，为保证足够的俯仰操纵效能，在高速大动压的情形下通常偏转外升降副翼进行俯仰控制，而在低速小动压的情形下需要内升降副翼协同偏转参与操纵；相对而言，大展弦比飞翼构型对机动性要求较低，因此滚转操纵通常可由内、外升降副翼中的一组单独完成．在本文的研究中，为方便与常规飞机进行对比，滚转操纵主要由内升降副翼完成，而俯仰操纵主要由外升降副翼完成．
内升降副翼偏角定义与常规副翼类似，６。。以左侧后缘上偏、右侧后缘下偏为正，且６。。范围为［一２５ｏ，２５０］；外升降副翼偏角定义与常规升降舵类似，６。。以左右两侧后缘等角度下偏为正，６。。范围为［一２５。，２５。］．
２开裂式方向舵与常规方向舵对比
２．１偏航力矩产生机理对比
常规方向舵属于侧力类舵面，其偏转产生的偏航力矩由侧力和舵面气动力作用点与飞机重心间的距离相乘而得；开裂式方向舵属于阻力类舵面，其偏转产生的偏航力矩主要由飞机左右两侧的阻力差值和舵面气动力作用点与飞机对称面间的距离相乘而得．由图２可以看出，适当加大机翼翼展或舵面铰链轴的后掠程度，都可以在基本不影响阻力增量的前提下扩大偏航操纵效能．２．２滚转力矩产生机理对比
无论侧力类还是阻力类舵面，在进行偏航操纵时都会产生附加的滚转力矩，但二者产生滚转力矩的机理也不同．如图３所示，常规方向舵产生的滚转力矩由侧力和舵面气动力作用点与飞机重心间的高度差相乘而得；开裂式方向舵产生的滚转力矩由偏转产生的不对称升力和舵面气动力作用点与飞机重心间的展向距离相乘而得．
在中小迎角下，ＦＷ—Ｈ飞翼偏转开裂式方向
舵总是引起升力减小，因此开裂式方向舵正偏转
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北京航空航天大学学报
２００７年
ｂ阻力类方向舵
图２侧力、阻力类舵面偏航力矩产生机理对比
ｂ阻力类方向舵
图３侧力、阻力类舵面滚转力矩产生机理对比
产生的滚转力矩与常规方向舵正偏转产生的滚转力矩方向正好相反（图３），这意味着此时Ｆｗ—Ｈ构型不存在常规飞机上可能出现的“蹬舵反倾斜”现象，其滚转一偏航协调性更好．
２．３操纵效能对比
常规方向舵偏转范围通常为［一３００，３００］，偏转产生的最大偏航力矩系数通常为０．０５量级；开裂式方向舵的偏转范围为［一９０。，９０。］，偏转产生的最大偏航力矩系数通常为０．０１量级旧１，因此开裂式方向舵的偏航操纵效能相对较低．
３操纵效能及操纵规律分析
常规飞机的方向舵主要完成两大功能¨“１：保持定常侧滑、不对称情形下的航向配平；与横向操纵机构协调进行机动．飞翼构型取消了垂尾和方向舵，其本体呈航向轻微静不稳定且航向阻尼非常小，因此开裂式方向舵还要参与反馈，从而改善飞翼构型的闭环航向动稳定性尤其是荷兰滚模
万
方数据态特性，导致其实际偏转规律更加复杂．为便于对比分析，此处暂不考虑飞机的闭环操纵，而主要研究飞翼本体的横航向操纵特性．
为简化表达，在下文中统一用下标“Ｄ”、“０”和“Ｉ”分别代表开裂式方向舵、内升降副翼和外升降副翼，而用下标“ｅ”、“ａ”和“ｒ”分别代表常规升降舵、副翼和方向舵．
３．１配平能力分析
３．１．１
稳定侧滑配平能力分析
稳定侧滑配平能力主要体现在小速度阶段抵御侧风的能力，要求航向操纵机构及横向操纵机构具有足够的操纵效能来平衡小于１５ｍ／ｓ的正
侧风¨１．
当侧滑角口确定时，开裂式方向舵和内升降副翼的舵偏角可以表示为口的函数
¨蕞毒每（１）
６。＝嚣譬每
（２）
对于飞翼构型，通常满足ＩＣ帕
Ｉ《Ｉ
Ｃ坫ｌＩ，
Ｃ培。Ｉ《Ｉ
ＣＪｌ占。Ｉ，Ｉ
Ｃ蛳Ｉ》ｌＣ慨Ｉ及ＩＣＪ；Ｂ
＞ＩＣ相Ｉ，因
此式（１）和式（２）可近似为
６。一一．净
（３）
２
ｔ吊
一Ｃ叩。
（４）
表ｌ给出了Ｆｗ．Ｈ飞翼构型与常规的波音７４７关于侧滑配平能力的对比结果．
表ｌ
侧滑配平能力对比
飞翼构型由于航向静不稳定，导致其操纵面的偏航力矩作用方向与常规飞机相反，即增加飞机的航向静稳定力矩，避免飞机向侧滑角增大的方向偏转，因此开裂式方向舵偏角和常规方向舵偏角符号相反．
大展弦比飞翼构型的航向静不稳定度非常小，接近中立静稳定，因此实现侧滑配平所需的开裂式方向舵偏角相对常规方向舵小很多．３．１．２不对称情形配平能力分析
不对称情形主要包括不对称外挂、结构不对称或故障后不对称、发动机单发失效等．假设不对称的偏航力矩系数为ｃ…，当卢和Ｃ。。。确定时，内
升降副翼和开裂式方向舵的偏角可表示为｜８和
第１０期李林等：大展弦比飞翼构型的横航向操纵特性
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ｃ。。。的函数
耻竖≤等等生㈩
当ＩＣ。ｌ不太大且ｌ驴竖菘警㈤
ｃ帕。Ｉ》ｌＣ坫。Ｉ时，式（５）可近似
为
。一鱼８
ｃ∥
（７）
由于ＩＣ嵋Ｉ很小且ＩＣ培．Ｉ》ｌＣ柏。Ｉ，则式（６）可近似为
驴一最
㈤
由近似表达式可知，如果不对称过载Ｃ。不是很大，则内升降副翼主要用于平衡横向静稳定力矩，而开裂式方向舵主要用于平衡不对称的偏航力矩．如果不对称偏航力矩ｃ。＞０，则左侧开
裂式方向舵应偏转一定角度来平衡不对称力矩．
对于安装多台发动机的飞机来说，单发失效情形是考察偏航操纵效能的重要因素。而单发失效配平能力的极限状态为飞机的起飞阶段．因为此阶段发动机推力较大，引起的偏航力矩也较大，适于考查偏航操纵机构的操纵效能是否足够．
由表２可看出，如果右侧发动机失效，则需打开左侧开裂式方向舵．为平衡由单发失效引起的不对称偏航力矩，开裂式方向舵所需偏角非常大，而副翼所需偏转角相对很小．因此在单发失效情形下，升降副翼具有足够的效能来配平滚转力矩，但开裂式方向舵无法配平偏航力矩．
表２
ＦＷ－Ｈ构型单发失效配平
此外，常规飞机在单发失效的情形下如果向工作着的发动机一侧侧滑，则可减小配平所需的方向舵偏角＂１；与之相反，飞翼构型由于航向静不稳定，其向失效发动机一侧侧滑方可减轻偏航操纵的压力．不过大展弦比飞翼的航向静不稳定度非常小，这种缓解措施收效甚微．
根据文献［６］，稳态协调滚转时开裂式方向垒一鱼Ｉ！竺：鱼！！！竺一垒Ｉ
ｆ９、
６Ｉ
ｃ幛Ｄ【ｃＪ；Ｐ＋ｃ培。ｔａｎ口
Ｊ
、‘７
ｃ培ｌ
万
方数据对于飞翼构型，采用与上文中类似的近似方法，可以将式（９）简化为
鲁一蓑一≈一
６Ｉ
㈣，Ｉ●●Ｉ
”…
ｌ
Ｃ如Ｃ柚。
飞机协调向右滚转时（无侧滑），内升降副翼左侧下偏、右侧上偏（６，＜０），此时飞机将向右侧滑．为消除侧滑协调滚转，飞机需偏转右侧开裂式方向舵（艿。＜０）．表３给出了Ｆｗ．Ｈ飞翼构型与波音７４７关于稳态协调滚转能力的对比结果．
表３
稳态协调滚转能力对比
由表３数据可知，无论是大展弦比常规飞机还是飞翼构型，协调滚转机动对升降副翼的要求都很高，这是由于大展弦比飞机的滚转阻尼Ｃ如较大，而在稳态滚转中，Ｃ。一Ｃ。，・ｐ，因此所需滚转力矩也较大．相比之下，协调滚转对开裂式方向舵的要求较低．
３．２．２稳态协调转弯能力分析
根据横航向小扰动方程，稳态协调转弯中口＝Ｏ，ｐ＝Ｏ，，＝０，卢＝Ｏ，且对于稳定轴系有ｐ＝０，此外还假定不平衡的横航向力和力矩为０，并忽略ｃ瑚。【＿７｜．针对大展弦比飞翼构型，采用与前面分析类似的近似方法，可得到如下的偏角表达式：
磊一一啤笋・争
（１１）
‘ｔ
ｒ０
ｕ培Ｉ
６。一一呼笋・≯
（１２）
‘ｔ
ｒＯ
ｕ神Ｄ
由近似公式（１１）、（１２）可知，飞行速度越大，所需舵偏角越小．
由表４数据可知，假设飞翼构型协调向右转弯（无侧滑和滚转），由于飞翼构型Ｃｋ＞０，则由偏
航角速度引起的滚转力矩为正．为平衡此力矩，内升降副翼需左侧上偏、右侧下偏（艿Ｉ＞０）；同时，由于偏航阻尼ｃ。＜Ｏ，因此偏航阻尼力矩为正，为平衡此力矩，需偏转右侧开裂式方向舵（艿。＜０）．
飞翼构型取消了垂尾，其偏航阻尼很小，由公式（１２）可知定常协调转弯对应的开裂式方向舵偏角很小，因此稳态协调转弯对偏航操纵效能的要求相对常规飞机要小很多．
表４
稳态协调转弯能力对比
３．２协调机动能力分析
３．２．１稳态协调滚转能力分析
舵和内升降副翼的偏角近似有如下关系：
北京航空航天大学学报
２００７年
４
结
论
１）对于使用开裂式方向舵的飞翼布局飞机，适当增大机翼翼展或舵面铰链轴的后掠程度，都可以起到改善阻力类舵面偏航操纵效能的作用．
２）飞翼构型由于航向静不稳定，开裂式方向舵偏角和常规方向舵偏角符号相反；不过，由于大展弦比飞翼构型接近中立静稳定，因此开裂式方向舵实现侧滑配平所需偏角相对常规方向舵要小
很多．
３）对于安装多台发动机的飞翼构型而言，单发失效情况对其偏航操纵效能要求最高，因此飞翼构型在条件允许的情况下，应适当增大开裂式方向舵的舵容量，同时在设计中应尽量将发动机安置在靠近机体对称面的位置．
４）无论大展弦比常规飞机还是飞翼构型，协调滚转机动对滚转操纵效能的要求都比较高，而对偏航操纵面的协调能力的要求则相对较低．
５）飞翼构型取消了垂尾，其偏航阻尼很小，因此定常协调转弯对偏航操纵效能的要求相对常
规飞机要小很多．
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大展弦比飞翼构型的横航向操纵特性
作者：作者单位：刊名：英文刊名：年，卷(期)：被引用次数：
李林， 马超， 王立新， Li Lin， Ma Chao， Wang Lixin北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083
北京航空航天大学学报
JOURNAL OF BEIJING UNIVERSITY OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS2007,33(10)4次
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