1 計算模型
所選用計算模型為局部經修形后的桁桿與V形控制小翼布局形式,如圖2所示,桁桿剖面為直徑為240 mm的圓,V形控制小翼采用NACA64009翼型,其后掠角為28度,上反角為30°,轉軸位于25%MAC處,規定V翼前緣上偏,后緣下偏為正。
2 計算結果及分析
2.1 V形控制小翼升力特性
由圖3(a)和3(b)知,V形控制小翼在無翼面偏和負翼面偏轉時,其升力系數隨迎角呈線性變化。翼面正偏轉時,由于翼面正偏一側有效迎角的增加,導致大迎角時,翼面正偏轉側迎角大于失速迎角,升力曲線下偏,升力線斜率減小。
由圖3(c)知,V型控制小翼兩側翼面同向偏轉的升力效率約為單側翼面偏轉的2倍,這一趨勢不會隨飛行迎角的改變而變化。在小迎角時,翼面的升力效率基本為常數,隨著飛行迎角的增加,翼面偏轉側有效迎角隨之增加,對應的升力增量減小,導致大迎角時翼面效率有所減小,且迎角越大,減小越多。
由圖3(d)知,在小側滑角情況下,偏轉左、右翼面,其效率基本不變,大側滑時,左、有翼面偏轉引起的升力效率略有不同,具體表現為正側滑時,左側翼面效率隨著側滑角的增加而略有增加,右側翼面效率則略有減小;兩側翼面同向偏轉時,總的翼面效略有減小。
2.2 V形控制小翼側力特性
由圖4可知,左、右翼面單側偏轉對側力曲線的影響趨勢一致,效率反向,量級相當,同向偏轉幾乎不產生側力,迎角和側滑角對V形小翼側力效率的影響較小。
2.3 升力側力方程的建立
根據以上分析可知,V形控制小翼左、右同向偏轉可以操作桁桿系統縱向運動,差動偏轉可操作桁桿系統側向運動,參考常規布局飛機的在定常流,小迎角下的力學方程,通過拆分左、有翼面的效率,提出V翼控制小翼在定常流,小迎角下的升力側力方程(1)。