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科技论文写作概论作业

论 文 具有矢量推力的无尾鸭式布局飞机验证机

张燕琴①

①北京航空航天大学仪器科学与光电工程学院391711班39171104, 北京 100191; * E-mail: khzyq@163.com

收稿日期: ; 接受日期:

摘要 本文对具有矢量推力的无尾鸭式布局的发明背景和应用方向进行了详细的介绍，结合验证机实际试飞数据具有矢量推力的无尾鸭式布局飞机控制规律进行了比较全面而系统的研究，并对其发展前景进行了理论分析。试图通过对具有矢量推力的无尾鸭式布局飞机验证机的研究，开发出高效的控制系统以解决无尾鸭式布局类飞机操纵性和机动性的问题。

关键词 鸭式布局 矢量喷管 控制规律 验证飞行

1 引 言

在现代战争中，飞机正在发挥越来越重要的作用。从作战要求出发，未来战斗机应具备全隐身，现代战争中，战斗机的隐身特性正在发挥着越来越重要的作用。先敌发现，先敌开火的战斗理念将大大提高战斗机的生存性并大大增加击落敌机的可能性。而垂尾，作为飞机上一个主要的强反射源，将必然性地对飞机的隐身能力造成一定的影响。减去垂尾，降低战斗机的RCS数值一直都是飞机设计师的一个工作方向，但这也将对飞机的航向操纵性和稳定性造成较为不利的影响，而这也一直是飞机设计的一个难题之一。至于近代，矢量推力技术和柔性机翼理论得到快速发展，各国都开始投入到这些先进技术的研究之中。基于这一背景，我们提出了这套基于矢量推进技术的无尾鸭式先进战斗验证机。

该项目创造性地将矢量推力技术和柔性机翼理论结合，分别尝试解决无垂尾飞机的操纵性和稳定性

难题，并大胆地在鸭式战斗机上进行试飞验证。验证机将采用双涵道发动机，并加以矢量推力控制，从而实现俯仰和航向的有效控制。同时，采用可变机翼，在需要增强飞机的稳定性时改变机翼外形，从而提高飞机的航向稳定性。我们希望通过这一验证机的试飞，探索这些先进技术在鸭式战斗机上的综合使用效果，从而得到一些有价值的结论。由于取消了尾部，采用一体化设计的结果，机身机翼相互融合，机体内部空间得到了最大限度的利用，有利于各种机载设备均埋装于机体内，有利于减小雷达反射截面，提高飞机的隐身性能，同时有利于结构强度的增加和结构重量的充分利用，而且有益于承受高机动产生的过载力。

总而言之，具有矢量推力的无尾鸭式布局飞机可大大增升减阻，减少重量或翼载，对提高续航时间和机动性等飞行性能极为有效，同时可以大幅度减小雷达反射面积。

宋晓瑞: 第一视角遥控低空无人侦察机

现代化的无尾飞机采用一套新式的副翼系统来进行方向的操纵。这种副翼由上下两片组成，两片副翼可以分别向上或向下偏转，也可以两片合起来同时向下或向上偏转。当飞机需要转向时，一侧的副翼就张开，增加这一侧机翼的助力，飞机就得到了偏航力矩；如果飞机两侧副翼张开相等的角度，机翼两侧都增加助力，就起到减速板的作用；如果副翼面上下两面合起来一齐偏转，机翼两侧副翼差动，就起到副翼的作用；两侧副翼同时上下偏转，就起到升降舵的作用。这种称作开裂式副翼的设计主要用于解决飞翼飞机操纵的问题，也被称作“阻力方向舵”。但是这种操纵面并没有从根本上解决飞翼飞机的操纵问题，B—2这样的设计虽然空气动力效率高，升阻比大，隐身性能好，但机动性能差。从操纵性的观点看无尾布局有明显的缺点，因为它只能利用机翼的后缘做俯仰和横向操纵，不但面积受到限制，而且还存在力臂小，大迎角气流分离和机翼气动

弹性对操纵面的效率有很大影响等问题。 由此我们提出一种能够产生全方位操纵力矩的新型无尾飞机布局，即具有矢量推力的无尾鸭式飞机布局以解决无尾飞翼类飞机的操作性问题。这种鸭式布局既能保证足够的机动性，又能提供全方位操纵力矩以解决无尾飞机的操纵问题。

2 具有矢量推力的无尾鸭式布局飞机

具有矢量推力的无尾鸭式布局飞机的设计思路是：

一：机翼外段可以折叠，它的作用是提供附加升力和方向安定性。

当飞机在地面滑跑时，外段立起来以增加稳定性；当飞机巡航时，外段放下以减少侧面雷达散射截面积，同时增大升力以利于巡航。

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二：飞机具有两个矢量喷管。

推力矢量技术能让发动机推力的一部分变成操纵力，代替或部分代替操纵面，从而大大减少了雷达反射面积；不管迎角多大和飞行速度多低，飞机都可利用这部分操纵力进行操纵，这就增加了飞机的可操纵性。由于直接产生操纵力，并且量值和方向易变，也就增加了飞机的敏捷性，因而可适当地减小或去掉垂尾，也能替代其他一些操纵面。这对降低飞机的可探测性是有利的，也能使飞机的阻力减小，结构重减轻。

飞机没有方向舵，实现方向舵的功能一是通过开裂式副翼，另一方面就是通过矢量喷管。我们并未采用前者，而是采用了矢量喷管来代替开裂时副翼来探究矢量喷管对飞机航向的控制作用。

同时，使用矢量喷管和前翼的配合可实现直接升力控制。

3 验证机的总体和结构设计

3.1验证机的选型和初步设计

验证机采用翼身融合体的鸭式布局，取消垂尾，在机翼外段设计相应的可折叠外段，代替飞机的垂尾功能；同时加装全向矢量喷管以实现航向控制，代替了方向舵；同时采用全动鸭翼，构成飞机的主要操纵系统。

我们采用了鸭式布局，主翼采用小展弦比三角翼，翼展1570.66mm（外段立起时1150.66mm），最大有效翼面积0.44 m

2（外段立起时有效翼面积

0.35m2），展弦比3.4（外段立起时1.8）。 鸭翼同样采用小展弦比三角翼，展长850mm，翼面积0.1m2，展弦比2.5。最大起飞重量3.3kg，选用两台70mm涵道电动机。采用并通过遥控器设置，使飞

机有两种操纵模式，既正常飞机模式和采用矢量喷管进行控制模式，在验证机飞行过程中，根据飞行试验的需要，可在两种飞行模式间进行切换。

3.2结构设计

下面是机身和机翼以及鸭翼的结构图：

上图为机翼结构图。机翼采用梁架式结构，使结构重量轻，载荷分布更合理。另外机翼采用了两种翼型，机翼根部采用AG11翼型，梢部采用SD7043翼型，以此实现气动扭转。根部相对厚度小，梢部相对厚度大，失速迎角大，改善了翼尖失速现象。下图为两种翼型的对比图：

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上图为机翼外段结构图以及相应的转轴结构。

上图为鸭翼结构图。

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宋晓瑞: 第一视角遥控低空无人侦察机

上图是用CATIA制作的机身结构图。机身采用桁条式机身，采用了十根碳条贯穿机身来承受结构重量。结构强度分布合理，结构重量轻。

4 验证飞行记录及分析

验证机的验证飞行给人留下了很深的印象，在起飞过程中，滑跑距离短，离地速度低，这也从侧面验证了鸭式布局优越的气动性能。飞机稳定的向远处飞去，从录像视频可以看出飞机翼载并不大，飞的很轻松。但是当飞机转弯回来，由于某种未知的因素，飞机突然垂直俯冲掉了下来??飞机摔坏，已经没法修理，所以展示的时候已经没有办法将实物展示出来。

因此这种具有矢量推力的无尾鸭式布局飞机，预计可根据飞行任务的需要随时改变飞机的稳定性和操纵性，并能够为其提供足够的偏航或横侧控制力矩（以此代替阻力式方向舵的作用），改善飞机的纵向大迎角性能。

5 应用前景理论分析

5.1 利用矢量喷管改善飞机大迎角机动性能

对于现代战斗机，大迎角机动在进攻和防御中都是不可缺少的。高机动性和良好的大迎角机动性能是高机动性战斗机的基本设计要求，代表性的飞机有：美国的F-14、F15、F16、和F-18,俄罗斯的米格-29、苏-27等系列飞机。作为第四代战斗机的美国F-22，

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俄罗斯的S-37和1.44，在强调超声速巡航和隐身性能的同时，仍然将高机动性和良好的大迎角机动性能作为基本的设计要求。良好的大迎角性能是取得高机动性的基本条件，因此现代战斗机的设计尽量设法扩大飞机的可使用范围。现代战斗机如F-15,F-16,米格-29和苏-27机动飞行的迎角一般都限制在30°以下。在这个范围内，飞机上会出现大面积的气流分离，因此飞机在飞行中会发生抖振和失控的现象，飞机的设计任务就是要控制抖振和失控，可以用气动力或机械的方法把它们限制在可接受的范围内，或者有足够的的操纵能力去控制它。30°～70°是现代战斗机在

正常飞行状态禁止进入的范围，此时飞机上的气流发生全面的严重分离，操纵能力急剧下降甚至失效，飞机很容易进入尾旋状态。而使飞机可实现在这个范围内的可控机动飞行即为过失速机动。实现过失速机动，通常的解决办法是增大可用升力，因为可用升力是机动飞行的一个十分重要的因素，但现代战斗机大迎角时的可用升力往往达不到理论上的

CLmax，

而是

受到失控或操纵能力的限制；在过失速的迎角下，飞机的正常气动操纵面效率即使不是完全丧失也是效率很低。而采用矢量喷管后，喷管可以提供足够的操纵力矩而与飞机表面气流分离无关，因此在大迎角机动情况下可以有效地控制飞机的迎角，使其始终产生最理想的战斗姿态。

5.2 运用矢量喷管和前翼配合进行直接升力控制

常规的升力或侧力控制都是通过控制飞机的姿态来实现的。直接力控制则是在保证飞机的某些特定的自由度上不产生运动的条件下，通过一些控制面直接产生升力或侧力，从而使飞机作所需要的机动。这种控制使飞机的姿态变化和轨迹变化脱离确定的关

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系，使力和力矩的变化脱离关系，因而也叫解偶控制。直接力控制对于提高飞机的机动性和攻击瞄准精确度具有重要的意义。

在常规飞机上，飞行员要改变飞机在其对称面内的航迹时，所需的升力变化是靠改变飞机的迎角得到的，当飞机要爬升时，飞行员一方面要加油门增速，一方面拉驾驶杆使升降舵上偏一个角度

飞机迎角?不变的情况下，增大飞机的升力，加快飞机在垂直剖面内的航迹变化，提高飞机的机动性。

采用具有矢量推力的无尾鸭式布局飞机进行直接升力控制的设计方案是：在鸭翼偏转有一定迎角的同时矢量喷管向下偏转，这时鸭翼上升力增加，机头抬起；与此同时喷管给后机身一个向上的力，以此实现直接升力控制。

??z?0，

使

平尾上产生一个向下的升力增量，使全机升力减小。如果开始时飞机作水平飞行，则飞机会因为升力小于重力而有瞬间下沉的现象。与此同时，平尾产生的升

?zm力增量会对飞机重心形成抬头力矩（z??z），增

结 论

由于我们知识水平的限制，我们目前无法自行开发出飞行控制系统和自动驾驶系统，所以该飞机也只能对具有矢量推力的无尾鸭式布局飞机的性能做出初步的，较肤浅的验证。所以在中后期我们努力对其性能进行理论上的进一步研究，摸清其控制规律，发

大迎角。当迎角增大到一定程度，既

?zC?y???Cy??z时，飞机才开始上升，使飞机的

掘其再未来先进战斗机上的应用潜力。

最后，借此机会我们要向所有曾为我们提供过关心和帮助的老师和同学表示真心的感谢，尤其要感谢张云飞教授的悉心指导。在项目的进行过程中，我们的科研能力有了很大的提高，对所学专业也有了更全面的认识，也坚定了我们要航空报国的决心。

轨迹角开始增大，由此可见，在常规飞机的升力控制中，飞机对飞行员的操纵反应存在一定的滞后，并且先掉高度后上升。此外，迎角的增大造成的阻力增加还会引起速度的减小。当飞机达到预定的高度后飞行员还得进行与上述过程相反的操纵，才能回到平飞状态。而直接升力控制与此不同，改控制方式是在保持

参考文献

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