雙垂尾不利影響改善措施研究

鄭 遂，李桂生，蔡廣平，昂海松

（1.南京航空航天大學航空宇航學院，南京 210016；2.成都飛機設計研究所，成都 610041）

0 引 言

高機動戰(zhàn)斗機常常采用雙垂尾布局，以改善大迎角航向穩(wěn)定性，同時緩解大速壓下靜氣動彈性效應問題，例如F－14、F－15、F－18、Su－27和Mig－29等飛機。隱身戰(zhàn)斗機為了減小側向扇區(qū)雷達回波，要么采用無垂尾布局，例如B－2，要么采用傾斜雙垂尾，例如F－117、F－22、F－35和T－50等。

與此同時，為了提高機動性，拓寬飛行包線、尤其是飛行包線的左邊界，希望飛機具有良好的大迎角特性，因此常常在飛機前體配置渦升力裝置，例如機翼前邊條、鴨翼和前機身側棱等。

在小迎角范圍內，傾斜雙垂尾在俯視平面的投影面積相當于升力面面積，對升力有一定貢獻。但是，當迎角增大到一定程度后，情況會發(fā)生根本性的變化：雙垂尾導致大迎角升力明顯降低，伴隨產生抬頭力矩。呂志詠和李建強等人［1－2］對一個三翼面雙垂尾布局進行了風洞流場觀測試驗，認為雙垂尾的存在增加了逆壓梯度，使機翼渦更容易破裂，且加深了破裂的程度，從而致使最大升力下降。而逆壓梯度的產生，是因為雙垂尾正處在機翼主渦渦核的跡線上。鄭遂、李桂生等人［3］針對一個典型的正常式布局研究進行了CFD研究，發(fā)現(xiàn)脫體渦對雙垂尾的吸力和誘導作用，使得垂尾壓力內高外低，內側高壓也傳遞到垂尾之間的機身上表面，使得大迎角升力降低、抬頭力矩增大。

筆者采用一個典型的雙垂尾鴨式布局進行CFD研究，擴展了文獻［3］的機理研究工作，并設計了若干改善措施，進行了風洞試驗驗證。

1 研究方法

在類YF－22戰(zhàn)斗機外形基礎上，將平尾縮比后前移作為鴨翼，減小垂尾面積，構成雙垂尾鴨式布局，形成幾何外形數(shù)模；生成空間網格，進行CFD計算，分析部件和全機壓力積分結果和流場細節(jié)，確認現(xiàn)象，找出原因；在此基礎上提出改進措施，采用激光快速成型方法加工風洞試驗模型，進行風洞試驗驗證。

1.1 布局模型

研究模型如圖1所示，其主要參數(shù)如下：

機翼面積： 78m2

機翼展弦比： 2.36

機翼前緣后掠角： 48°

機翼尖削比： 0.17

機翼平均氣動力弦長度：7.02m

鴨翼相對面積： 10%

垂尾相對面積： 15%

垂尾外傾角： 30°

機身長： 17.7m

參考重心位置： 距機頭11m

1.2 CFD軟件

CFD分析采用ANSYS CFX軟件。該軟件應用有限體積法和全隱式多網格耦合求解技術，對N－S方程進行離散求解，能有效、精確地表達復雜幾何形狀，穩(wěn)健、快速地收斂到穩(wěn)態(tài)解。CFX引進了各種公認的湍流模型，例如k－ε模型、低雷諾數(shù)k－ε模型、RNGk－ε模型、代數(shù)雷諾應力模型、微分雷諾應力模型、微分雷諾通量模型、SST模型和大渦模型等。

計算采用SST湍流模型，半模網格單元數(shù)為500萬。

1.3 試驗模型和風洞

風洞試驗模型為1∶26的光敏樹脂加金屬骨架模型，其主要受力部件（機身內筒、翼身接頭等）為金屬材料，其余部分為易于快速成型加工的光敏樹脂。樹脂與金屬件之間采用粘合連接。模型支撐形式為尾撐，氣動力測量采用內式六分量應變天平。

試驗在北航D4風洞中進行。該風洞是回流式低速風洞，有開口和閉口兩個實驗段，該試驗在開口段中完成。開口試驗段入口形狀為直徑1.5m的圓形。試驗風速為30m／s，以模型機翼平均氣動力弦長度為參考長度的雷諾數(shù)為5.7×105。

2 研究結果

2.1 垂尾影響

對模型全狀態(tài)和垂尾缺裝狀態(tài)進行了CFD分析，垂尾對全機升力特性和俯仰力矩特性影響見圖2。在迎角15°～55°范圍內，垂尾使得升力系數(shù)下降；無垂尾狀態(tài)在迎角33°達到最大升力系數(shù)，此時垂尾使得全機升力系數(shù)下降0.26，占17%。在迎角15°～33°范圍內，垂尾使得俯仰力矩系數(shù)增大；此后垂尾基本上不影響全機俯仰力矩特性。

圖2 垂尾對升力和俯仰力矩特性影響Fig.2 Vertical tails'influence on lift and pitching moment characteristics

2.2 流動機理

圖3給出了兩個水平剖面的速度矢量圖，一個位于垂尾根部，另一個位于垂尾三分之二翼展處。盡管前方來流是無側滑的，兩個剖面內的速度矢量在垂尾前緣處都具有指向外側的分量，這主要是前體渦的誘導結果。垂尾處于這種流場中，內側壓力升高，外側壓力降低，產生指向外側的法向力。因垂尾外傾，該法向力的投影貢獻負升力。這個現(xiàn)象與文獻［3］在正常式布局上的發(fā)現(xiàn)相似。

為了深入分析垂尾影響，將CFD模型劃分成不同的部件（見圖4），按部件進行壓力積分，求出作用在垂尾上的升力和俯仰力矩系數(shù)，以及各部件在有垂尾和無垂尾時的升力、俯仰力矩系數(shù)增量。

圖3 速度矢量Fig.3 Velocity vector

圖4 CFD模型部件劃分Fig 4 Parts of CFD model

圖5是作用在垂尾上的升力和俯仰力矩系數(shù)。在迎角5°～55°范圍內，升力為負，俯仰力矩為正。但是，總的來說升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的絕對值都很小，例如在迎角33°，垂尾使得全機升力系數(shù)下降0.26，但作用在垂尾上的升力系數(shù)僅為－0.02。因此，必然還存在其他的負升力貢獻部件。事實上，在模型上增裝垂尾時，其他各部件都產生負升力增量。圖6是迎角33°時升力損失分解。由圖6可見，升力損失最大的貢獻者是機翼，其次是中后機身。機翼、中后機身和垂尾三者的升力損失占了總量的80%，即升力損失主要分布在模型后部，所以伴隨產生抬頭力矩。

圖5 作用在垂尾上的升力和俯仰力矩系數(shù)Fig.5 Lift and pitching moment coefficients on vertical tails

圖6 升力損失分解Fig.6 Lift lose breakdown

圖7是垂尾處垂直機身軸線剖面上的靜壓云圖，有垂尾狀態(tài)與無垂尾狀態(tài)對比。該圖表明：垂尾的存在，使得機翼上方旋渦導致的低壓區(qū)內壓力增高；垂尾外側表面處于低壓區(qū)內，內側表面處于高壓區(qū)內；有垂尾時，垂尾間機身上表面壓力明顯高于無垂尾時的值。在該例中，垂尾本身并沒有處在前體脫體渦渦核的跡線上，但的確削弱了脫體渦強度，這是因為垂尾在產生側力時伴隨產生的逆壓梯度，削弱了脫體渦強度，降低了脫體渦穩(wěn)定性。

圖7 垂尾處剖面靜壓云圖Fig.7 Pressure contours at ST16400

2.3 改善措施

如前所述，垂尾與當?shù)貧饬髦g有夾角，從而產生逆壓梯度，是垂尾不利影響的根源。為此，以減小垂尾產生的逆壓梯度為指導思想，設計了減小垂尾面積、垂尾前緣內偏、改變垂尾外傾角等改善措施，并通過風洞試驗檢驗效果。

圖8是兩種不同面積垂尾的升力和俯仰力矩系數(shù)對比，垂尾面積從23%減小到10%，最大升力系數(shù)增加了5%。

圖8 不同面積垂尾對應的升力和俯仰力矩特性Fig.8 Lift and pitching moment characteristics of vertical tails with two sizes

圖9是垂尾前緣內偏對垂尾導致的升力系數(shù)增量和俯仰力矩系數(shù)增量的影響。該圖表明，隨著垂尾前緣從外偏15°到內偏30°，垂尾導致的升力系數(shù)損失有規(guī)律地減小，抬頭力矩系數(shù)增量有規(guī)律地下降；當垂尾前緣內偏30°時，垂尾導致的升力損失下降到0°的10%量級。

圖9 垂尾前緣內偏對升力和俯仰力矩特性的影響Fig.9 Tail toe－in angles'influence on lift and pitching moment characteristics

圖10給出了垂尾外傾角的影響。該圖表明，垂尾外傾角從0°變化到37°，對垂尾導致的升力和俯仰力矩系數(shù)增量沒有本質影響。這里未列出的結果表明，如果垂尾內傾，它導致的不利影響可以明顯減小，但對偏航穩(wěn)定性不利。

圖10 垂尾外傾角對升力和俯仰力矩特性的影響Fig.10 Tail incline－out angles'influence on lift and pitching moment characteristics

3 結 論

對于雙垂尾鴨式布局方案，垂尾處于前體渦誘導的局部側滑流場中，內側壓力增高，從而產生逆壓梯度，削弱前體渦強度并降低其穩(wěn)定性，是垂尾導致大迎角升力特性惡化的主要原因。減小垂尾面積和垂尾前緣內偏，都可以有效地減小垂尾產生的不利影響，垂尾外傾角變化則基本無效。

［1］ 呂志詠，李建強，秦燕華.鴨翼布局中雙立尾對全機氣動及流場特性影響［J］.北京航空航天大學學報，2001，27（6）：677－680.

［2］ 李建強.三翼面氣動特性研究及雙立尾對全機氣動特性的影響［D］.北京航空航天大學碩士學位論文，2001.

［3］ 鄭遂，李桂生，蔡廣平，等.雙垂尾對邊條翼布局大迎角升力影響機理研究［J］.空氣動力學學報，2011，29（2）：248－251.