推力轉(zhuǎn)向噴流與高速主流干擾參數(shù)影響規(guī)律的數(shù)值模擬研究

司芳芳，袁先旭，李建強，陳 琦

（中國空氣動力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000）

0 引 言

新一代戰(zhàn)斗機要求具有良好的機動性和短距離起降性能。在進(jìn)行大迎角機動飛行時，飛機繞流現(xiàn)象復(fù)雜，流動分離嚴(yán)重，垂尾等操縱面浸沒在尾跡流動之中，操縱面效率急劇降低甚至完全失效，通過操縱面偏轉(zhuǎn)獲得所需控制力和力矩的方法，已經(jīng)很難滿足大迎角機動的要求，必須采用推力矢量控制技術(shù)。推力矢量技術(shù)作為第四代戰(zhàn)斗機設(shè)計的一項關(guān)鍵技術(shù)，從上個世紀(jì)八十年代開始，美國就開展了廣泛的研究，包括理論與計算分析、縮比模型試驗、飛行模擬器仿真和飛行演示驗證等多種手段，并已成功應(yīng)用于F－22、F－35等第四代主力戰(zhàn)機中。

現(xiàn)代戰(zhàn)斗機的大后掠角、尖前緣的機翼氣動布局在較大迎角下會產(chǎn)生前緣渦，在加裝推力轉(zhuǎn)向噴管后，矢量噴流的引射作用，使前緣渦的位置向內(nèi)和向下移動，即向機身方向移動；再加上渦對的誘導(dǎo)作用，會減少機翼后緣的逆壓梯度，使前緣渦渦核軸向速度增加，前緣渦旋緊，渦強增強，對翼面流動的誘導(dǎo)能力增強；在破裂渦流動狀態(tài)，矢量噴流對主流影響最大，可能使前緣破裂渦恢復(fù)，從而引起超環(huán)量效應(yīng)。在實際飛行中，推力轉(zhuǎn)向尾噴流和主流之間，特別是在飛行攻角較大或來流馬赫數(shù)較高時，噴流和外流之間產(chǎn)生強干擾，從而形成復(fù)雜的渦系，波系和分離流，同時改變了噴管內(nèi)流狀態(tài)，使激波、分離波系產(chǎn)生位置發(fā)生變化，并使機身壓力分布發(fā)生變化，影響飛機的整體氣動特性。我們知道，后機身流場是縱向力矩系數(shù)的主要影響因素，它對噴管內(nèi)流壓力變化很敏感，因此，必須考慮矢量噴管推力及控制力矩對整個機身的壓力分布的影響，將矢量噴管與飛機外形的氣動布局型式結(jié)合起來研究，以提高矢量噴管的推力效率及飛機性能。值得注意的是，推力矢量尾噴流干擾效應(yīng)與傳統(tǒng)噴管的噴流干擾效應(yīng)是相當(dāng)不同的［1］，傳統(tǒng)噴管的噴流干擾效應(yīng)是一種局部的弱擾動，僅集中在噴管出口附近的區(qū)域；而推力矢量尾噴流干擾效應(yīng)則是一種強擾動，對戰(zhàn)斗機的整體氣動特性有相當(dāng)大的影響，這種影響并強烈依賴于機身／推進(jìn)系統(tǒng)的集成設(shè)計，如F－22戰(zhàn)斗機就細(xì)致設(shè)計了雙發(fā)噴管的間距（小間距設(shè)計），并通過加長尾錐來隔離雙發(fā)噴流的干擾。無疑，研究主流與推力矢量尾噴流的干擾效應(yīng)規(guī)律和機理將是機身／推進(jìn)系統(tǒng)優(yōu)化集成設(shè)計的基礎(chǔ)。

為此，針對推力轉(zhuǎn)向噴管開展尾噴流／主流干擾對全機氣動特性影響研究，具有較高的學(xué)術(shù)價值和重要的應(yīng)用價值，可為推力矢量技術(shù)的工程應(yīng)用乃至先進(jìn)飛行器的研制奠定技術(shù)基礎(chǔ)。

1 計算方法

當(dāng)戰(zhàn)斗機利用推力矢量技術(shù)進(jìn)行大迎角過失速機動時，推力轉(zhuǎn)向噴流與高速主流干擾流場極為復(fù)雜，真實的物理過程包括大范圍湍流分離流、多相流、高低溫氣體摻混流動、內(nèi)外流干擾、激波／膨脹波／剪切層／旋渦干擾等。要想完全真實模擬，對數(shù)值計算模型和計算方法有很高的要求。這里與擬開展的高速風(fēng)洞試驗研究相同，采用了冷噴模擬方法，對數(shù)值模擬方法的要求主要是精細(xì)的網(wǎng)格、高精度的計算格式和適用的湍流模型。

1.1 數(shù)值方法

控制方程為可壓縮的N－S方程?？臻g離散采用Steger－warming通量差分，采用 minmod限制器，MUSCL插值采用二階插值，時間離散采用LU－SGS方法。鑒于目前DNS、LES和RANS存在的問題，本文選用課題組自主研發(fā)的一種基于分區(qū)混合和基于湍流尺度混合的雙重RANS／LES混合模型，該模型經(jīng)過典型算例的驗證，計算結(jié)果均與試驗和文獻(xiàn)計算結(jié)果符合較好，表明該RANS／LES混合模型能給出較合理的湍流宏觀平均量，值得探索用于推力轉(zhuǎn)向噴流與高速主流干擾效應(yīng)的數(shù)值模擬研究的實際工程問題中。方法細(xì)節(jié)可參見文獻(xiàn)［2］。

1.2 邊界條件

遠(yuǎn)場采用無反射邊界條件；壁面采用無滑移、絕熱壁邊界條件；計算需要進(jìn)行全流場計算，對稱子午面為塊邊界，采用一一對接邊界條件。可以證明，上述邊界條件處理方法不引入非對稱誤差。矢量噴管出口設(shè)為噴流入口邊界，給定參數(shù)有噴流的壓強pj，密度ρj，速度Vj和噴流偏轉(zhuǎn)角δj。入口邊界條件是由已知的噴流總壓Ptj、總溫Ttj和噴流馬赫數(shù)Mj按一維等熵流公式計算得到：

本文使用的噴流入口條件，未考慮矢量噴管內(nèi)流與主流干擾情況，并不符合實際噴流情況。實際情況下，外流將影響噴管內(nèi)流場的建立，下一步將對噴管內(nèi)流和主流的干擾進(jìn)行深一步研究。

1.3 計算模型和網(wǎng)格

首先依據(jù)圖紙，生成本文的計算用數(shù)模，按計劃分別計算了矢量噴管無偏轉(zhuǎn)（δj＝0°）、向下偏轉(zhuǎn)10°（δj＝－10°）、向下偏轉(zhuǎn)20°（δj＝－20°）和向下偏轉(zhuǎn)30°（δj＝－30°）的情況。

在進(jìn)行數(shù)值模擬時，首先要盡量減小網(wǎng)格對計算結(jié)果的影響。為了保證計算的精度和效率，采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格生成技術(shù)，由于研究對象幾何形體的復(fù)雜性，采用了多塊搭接網(wǎng)格，且只計算半流場。為準(zhǔn)確模擬噴流干擾區(qū)的尺度，應(yīng)保證足夠的干擾區(qū)附近流向的網(wǎng)格密度，所以在模型的頭部、翼尖、壁面和尾部噴口附近局部加密。圖1為噴管偏轉(zhuǎn)不同角度時網(wǎng)格的空間分布，網(wǎng)格數(shù)量都約為709.19萬，在空間分為6塊，上游距飛機頭部3.0L，下游距尾噴管4.0L，遠(yuǎn)場邊界距中心線3.0L。

圖1 局部放大的計算網(wǎng)格Fig.1 The computation grid with local zoom

1.4 計算條件

噴流對全機氣動干擾是由內(nèi)、外流的相互作用所引起的。通常情況下，噴流與主流氣體的理化特性并不完全相同，噴流介質(zhì)的組分、分子量、化學(xué)反應(yīng)和熱力學(xué)特性等因素都會對干擾流場的動力學(xué)和熱力學(xué)輸運特性及內(nèi)、外流摻混過程產(chǎn)生影響，使流動復(fù)雜化。為了與后續(xù)風(fēng)洞試驗研究保持一致，本文從噴流、主流均為完全氣體的簡單情況入手，數(shù)值模擬推力轉(zhuǎn)向尾噴流與高速主流干擾的復(fù)雜流場。主流和尾噴流條件的主要參數(shù)見表1，主流條件由標(biāo)準(zhǔn)大氣表計算。

表1 主流、噴流計算條件Table 1 The computation condition of main flow and jet flow

2 計算結(jié)果和分析

2.1 來流馬赫數(shù)影響

以攻角為15°，噴口總壓為300kPa，噴口總溫為300K，噴流馬赫數(shù)為1.0為例，對不同來流馬赫數(shù)的計算結(jié)果進(jìn)行對比和分析。

圖2（a～f）分別給出了不同來流馬赫數(shù)時馬赫數(shù)等值線分布，從圖中可以看出，本文計算結(jié)果顯示了非常清晰的流場，刻畫出了噴口附近復(fù)雜的波系結(jié)構(gòu)?？梢缘贸鋈缦陆Y(jié)論：

圖2 馬赫數(shù)等值線Fig.2 Mach number contours

（1）隨來流馬赫數(shù)數(shù)增大，主流與尾噴流干擾效應(yīng)明顯增強。M＝0.4、δj＝0°時，主流雖有15°攻角，但對尾噴流幾乎沒有影響，壓力標(biāo)識的噴流尾跡幾乎成一條直線向后傳播，清晰尾跡區(qū)達(dá)約全機長的一半；M＝0.6的情況與 M＝0.4基本相似；M＝1.5時，情況則有明顯變化，主流遭遇尾噴流膨脹波包，迎風(fēng)側(cè)緊臨噴管出口截面，產(chǎn)生一道斜激波，導(dǎo)致噴流尾跡向上傾斜，實際推力矢量角發(fā)生損失；隨著主流M進(jìn)一步增大，這一現(xiàn)象愈發(fā)明顯。造成這一現(xiàn)象的主要原因在于隨M增大，主流動壓增大，對噴流尾跡吹拂能力加強。

（2）隨來流M數(shù)增大，噴流波系結(jié)構(gòu)發(fā)生明顯變化。M＝0.4時，噴流出口膨脹后形成馬赫盤（從二維對稱面來看，為正激波），隨M增大，馬赫盤不斷縮小，到M＝1.5時，幾為斜激波相交的魚尾波系形態(tài)。隨著M進(jìn)一步增大，斜激波相交的魚尾波系形態(tài)愈發(fā)明顯。造成這一現(xiàn)象的主要原因在于隨M增大，噴管出口環(huán)境壓力降低，噴流出口后的繼續(xù)膨脹增強。

（3）當(dāng)δj增大時，噴流干擾流場結(jié)構(gòu)與噴流／主流干擾效應(yīng)隨M的變化規(guī)律與δj＝0°的情況基本一致。但當(dāng)δj＞0°后，基于現(xiàn)模型設(shè)計方案，噴管與機身之間的彎折角對主流有明顯影響，特別是當(dāng)M＞1后，此處產(chǎn)生一道強壓縮激波，明顯改變主流和噴流的流場結(jié)構(gòu)。但實際情況下，噴管偏轉(zhuǎn)時不可能有這樣明顯的彎折角，模型設(shè)計的失真有何影響，需進(jìn)一步深入研究。

圖3（a～e）給出了δj＝0°、δj＝－20°、δj＝－30°時飛機氣動力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化，圖3（f）給出了δj＝0°、δj＝－10°、δj＝－30°時推力矢量角損失隨來流馬赫數(shù)的變化?？梢钥吹剑?/p>

（1）推力矢量噴管偏轉(zhuǎn)不同角度時，對升力系數(shù)和法向力系數(shù)影響很小，對軸向力和俯仰力矩的影響稍大。表明在高速主流條件下，攻角不大時，推力轉(zhuǎn)向噴流對主流的干擾局限于尾部局部區(qū)域，不明顯。這與文獻(xiàn)中低速推力矢量試驗研究的結(jié)論一致。

圖3 氣動力系數(shù)隨M變化Fig.3 Aerodynamic coefficient variation with M

（2）推力矢量角損失量隨噴管偏轉(zhuǎn)角度的增大而增大，隨來流馬赫數(shù)的增大而急劇增大。當(dāng)來流馬赫數(shù)為0.4和0.6時，推力矢量角的損失較小，表明推力轉(zhuǎn)向控制效率很高。但當(dāng)來流馬赫數(shù)超過聲速時，推力矢量角損失嚴(yán)重，在 M＝2.0、δj＝－30°情況，推力矢量角損失最大接近18°，表明此時噴管雖下偏30°，但實際俯仰方向的推力矢量只有下偏12°，效率很低。這說明推力矢量技術(shù)有一定的適用范圍，超過某個臨界M后，推力矢量技術(shù)代價較高，效率降低。

2.2 飛行攻角影響

顯而易見，飛行攻角也是一個重要的主流影響參數(shù)。實際上，推力矢量技術(shù)的一個重要考核即在大攻角操縱面效率降低時提供操縱力矩。這里，以噴口總壓為300kPa，噴口總溫為300K，噴流馬赫數(shù)為1.0為例，對來流馬赫數(shù)為0.6時飛行攻角在－10°～40°之間和來流馬赫數(shù)為2.0時飛行攻角在－10°～15°之間時的計算結(jié)果進(jìn)行對比。

圖4（a～f）、圖5（a～c）給出了不同條件下用壓強著色的空間流線圖。通過對主翼背風(fēng)渦流形態(tài)的比較分析，可以認(rèn)為：

（1）M＝0.6、無噴流時，隨攻角增大，背風(fēng)集中渦逐漸增強，低壓區(qū)范圍逐漸覆蓋幾乎整個上翼面，當(dāng)攻角達(dá)40°，背風(fēng)集中渦破裂，上翼面為破裂后的隨機尾跡流動覆蓋，流線壓力也明顯升高。這一演化過程符合眾所周知的三角翼背風(fēng)渦流演化規(guī)律，表明本文基本流場計算是可靠的。

（2）對比δj＝0°和δj＝－20°與無噴流時的流場結(jié)構(gòu)，攻角為20°和30°情況下，三者并無明顯區(qū)別，表明在中等攻角下，主翼上表面背風(fēng)集中渦較強，此時，尾噴流對主流的干擾（引射效應(yīng)）較弱。當(dāng)攻角為40°時，情況則明顯不同，無噴流時主翼上表面背風(fēng)集中渦已破裂，無明顯集中渦形態(tài)和低壓區(qū)，但有噴流時，機翼上流動又恢復(fù)出現(xiàn)明顯集中渦形態(tài)和低壓區(qū)（有噴流流場是以無噴流流場為初場繼續(xù)計算得到），表明在40°攻角情況下，推力轉(zhuǎn)向噴流的后緣引射效應(yīng)比較明顯，使得已破裂的背風(fēng)集中渦恢復(fù)，在外形上呈現(xiàn)出超環(huán)量效應(yīng)。文獻(xiàn)中低速風(fēng)洞試驗研究表明在低速大攻角情況下，推力轉(zhuǎn)向噴流的引射效應(yīng)可使破裂的主翼集中渦重新恢復(fù)成集中渦形態(tài)，誘導(dǎo)出超環(huán)量效應(yīng)，對全機氣動特性影響很大。但從圖6可以看出，攻角對氣動力系數(shù)的影響較小，這說明對于該簡化模型，在高速主流情況下，推力轉(zhuǎn)向噴流的影響相對較小，從定量上不足以說明產(chǎn)生了超環(huán)量效應(yīng)?？赡茉蚴呛喕Ｐ偷闹饕肀容^靠前，尾噴流對其影響較??；或主流M較高時，推力轉(zhuǎn)向噴流的影響減弱。

圖4 δj＝0°，M＝0.6時用壓強著色的流線圖Fig.4 Streamlines colored by pressure forδj＝0°，M＝0.6

圖5 δj＝－20°，M＝0.6時用壓強著色的流線圖Fig.5 Streamlines colored by pressure forδj＝－20°，M＝0.6

圖6（a～e）分別給出了M＝0.6和M＝2.0在推力轉(zhuǎn)向噴流影響下的氣動力系數(shù)隨攻角的變化。圖6（f）給出了M＝0.6和M＝2.0時推力矢量角損失隨攻角的變化。

經(jīng)分析，可得出以下結(jié)論：

（1）推力轉(zhuǎn)向噴流對軸向力的影響較大，這與軸向力系數(shù)的積分方式有關(guān)，這里在無噴流情況下，將噴管側(cè)面和底部都進(jìn)行了積分，與試驗天平受力不一致。但不同噴流偏轉(zhuǎn)角有相互之間的比較意義。M＝0.6時，在攻角大于20°以后，不同噴流偏轉(zhuǎn)角對氣動力特性的影響才比較明顯，這與上面的流場結(jié)構(gòu)分析基本一致。M＝2.0時，不同噴流偏轉(zhuǎn)角導(dǎo)致的尾部激波形態(tài)與強度明顯不同，因而在計算的攻角范圍內(nèi)，噴流偏轉(zhuǎn)角對軸向力系數(shù)都有明顯影響，并隨攻角增大而增大，但對其他氣動力分量則幾乎沒有影響，表明超聲速情況下，噴流與主流干擾局限在尾部局部區(qū)域，沒有亞聲速條件下出現(xiàn)的超環(huán)量效應(yīng)。究其機理，這與超聲速情況下，機翼的流動形態(tài)是相關(guān)的，M＝2.0時，三角翼背風(fēng)區(qū)并無明顯集中渦形態(tài)，也與擾動在超聲速條件下只向后傳播有關(guān)。

（2）推力矢量角損失隨攻角增大而增大，除此以外，也與矢量噴管偏轉(zhuǎn)角、來流主流M 高度相關(guān)，推力矢量噴管偏轉(zhuǎn)角越大、來流馬赫數(shù)越高，推力矢量角的損失就越大，即實際推力矢量角與原推力矢量角的差別越大。但推力矢量角的損失程度在M＝0.6與M＝2.0時差別極為顯著，M＝0.6時，推力矢量角總的來說損失不大，在計算范圍內(nèi)最大不超過4°，但M＝2.0時，推力矢量角損失相當(dāng)大，最大可達(dá)18°，再次驗證了在超聲速條件下使用推力矢量技術(shù)代價高，實際上不可行。

圖6 氣動力系數(shù)隨α變化Fig.6 Aerodynamic coefficient variation withα

2.3 噴流總壓

為考察噴流總壓的影響，以來流馬赫數(shù)為0.6和2.0，攻角為15°，噴口總溫為300K，噴流馬赫數(shù)為1.0為例，比較和分析噴口總壓分別取300kPa、400kPa、500kPa時對飛機氣動力系數(shù)的影響。

圖7（a～d）分別給出了噴口總壓分別取400kPa和500kPa時流場的馬赫數(shù)等值線分布。圖8分別給出來流馬赫數(shù)為0.6和2.0，δj＝0°，－10°，－20°，－30°時，氣動力系數(shù)隨噴流總壓的變化?？偟膩砜?，可有如下結(jié)論：

（1）噴流總壓對尾噴流流場結(jié)構(gòu)有所影響，但并不改變流場結(jié)構(gòu)的拓?fù)湫螒B(tài)，只是強度有所不同。噴流總壓增大時，由于噴流馬赫數(shù)固定，則噴管出口靜壓增大，噴流出噴口后，進(jìn)一步膨脹的能力加強，即噴流的穿透力增強。因此，M＝0.6時，總壓增大，噴流馬赫盤增大；M＝2.0時，總壓增大，斜激波相交點后移。

（2）由于總壓對流場結(jié)構(gòu)沒有明顯改變，因此，總壓變化對全機氣動力特性的影響甚小，幾乎可忽略不計。

圖7 δj＝－10°時馬赫數(shù)等值線分布圖Fig.7 Mach number contours forδj＝－10°

圖8 氣動力系數(shù)隨P0變化Fig.8 Aerodynamic coefficient variation with P0

2.4 噴流馬赫數(shù)

為考察噴流馬赫數(shù)的影響，以來流馬赫數(shù)為0.6和2.0，攻角為15°，噴口總壓為300kPa，噴口總溫為300K為例，比較噴流馬赫數(shù)在1.0～2.8之間取值時對飛機氣動力系數(shù)的影響。

圖9（a～d）分別給出了噴流馬赫數(shù)為1.2和2.0時流場的馬赫數(shù)等值線分布。圖10分別給出了來流馬赫數(shù)為0.6和2.0，δj＝0°，－10°，－20°時，氣動力系數(shù)隨噴流馬赫數(shù)的變化?？偟膩砜?，可有如下結(jié)論：

（1）噴流馬赫數(shù)對尾噴流流場結(jié)構(gòu)有明顯影響，甚至改變流場結(jié)構(gòu)的拓?fù)湫螒B(tài)。噴流馬赫數(shù)增大時，由于噴流總壓固定，則噴管出口靜壓減小，噴流出噴口后，進(jìn)一步膨脹的能力減弱，即噴流的穿透力減弱。因此，M＝0.6時，噴流馬赫數(shù)增大，噴流馬赫盤減小，Mj＝1.2時，馬赫盤即已消失，成為斜激波相交形態(tài)，Mj進(jìn)一步增大，則斜激波相交點前移；M＝2.0時，噴流馬赫數(shù)增大，斜激波相交點前移。

（2）噴流馬赫數(shù)雖對流場結(jié)構(gòu)有明顯改變，但局限于噴管以后的噴流尾跡區(qū)域，因此，噴流馬赫數(shù)變化對全機氣動力特性的影響甚小，幾乎可忽略不計。

圖9 δj＝－20°時馬赫數(shù)等值線分布圖Fig.9 Mach number contours forδj＝－20°

圖10 氣動力系數(shù)隨Mj變化Fig.10 Aerodynamic coefficient variation with Mj

2.5 噴流總溫

為考察噴流總溫的影響，以來流馬赫數(shù)為0.6和2.0，攻角為15°，噴口總壓為300kPa，噴流馬赫數(shù)為1.0為例，對噴口總溫分別取300K、900K、1200K、1800K時的計算結(jié)果進(jìn)行比較和分析。

圖11（a～f）給出了不同噴口總溫時流場的溫度等值線分布。圖12分別給出了來流馬赫數(shù)為0.6和2.0時氣動力系數(shù)隨噴流總溫的變化?？偟膩砜矗捎腥缦陆Y(jié)論：

（1）噴流總溫對尾噴流流場結(jié)構(gòu)有一定影響，甚至改變流場結(jié)構(gòu)的拓?fù)湫螒B(tài)。噴流總溫增高時，噴管出口靜溫增高，由于噴流總壓固定，噴管出口靜壓不變，根據(jù)狀態(tài)方程，則噴管出口密度降低，噴流噴出后，進(jìn)一步膨脹的能力減弱，即噴流的穿透力減弱。因此，M＝0.6時，噴流總溫增高，噴流馬赫盤減小，噴流總溫達(dá)900K時，馬赫盤即已消失，成為斜激波相交形態(tài)，噴流總溫進(jìn)一步增大，則斜激波相交點前移；M＝2.0時，噴流總溫增大，斜激波相交點前移。

（2）噴流總溫雖對流場結(jié)構(gòu)有一定改變，但局限于噴管以后的噴流尾跡區(qū)域，因此，噴流總溫變化對全機氣動力特性的影響甚小，幾乎可忽略不計。

圖11 δj＝－10°時溫度等值線分布圖Fig.11 Temperature contours forδj＝－10°

圖12 氣動力系數(shù)隨Tj變化Fig.12 Aerodynamic coefficient variation with Tj

3 結(jié) 論

本章針對一種簡化戰(zhàn)斗機風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ?，開展了推力轉(zhuǎn)向噴流與高速主流干擾的數(shù)值模擬研究，較為系統(tǒng)地研究了來流馬赫數(shù)、飛行攻角、噴流總壓、噴流馬赫數(shù)、噴流總溫、推力轉(zhuǎn)向噴管偏轉(zhuǎn)角等參數(shù)對流場結(jié)構(gòu)和全機氣動特性的影響規(guī)律。根據(jù)研究結(jié)果和研究體會，可小結(jié)如下：

（1）主要的影響參數(shù)是來流馬赫數(shù)、飛行攻角、推力轉(zhuǎn)向噴管偏轉(zhuǎn)角和噴流落壓比，其它參數(shù)的影響較小。

（2）對流場結(jié)構(gòu)影響最大的參數(shù)是來流馬赫數(shù)，其次是攻角和推力轉(zhuǎn)向噴管偏轉(zhuǎn)角。在來流馬赫數(shù)為0.6時，在大攻角下，推力轉(zhuǎn)向噴流的引射效應(yīng)誘導(dǎo)出一定的超環(huán)量效應(yīng)，但還需要進(jìn)一步的驗證。

（3）對推力矢量角損失影響最大的參數(shù)也是來流馬赫數(shù)，其次是推力轉(zhuǎn)向噴管偏轉(zhuǎn)角和攻角。推力矢量角損失隨馬赫數(shù)、噴管偏轉(zhuǎn)角和攻角的增大而增大。在超聲速情況下，推力矢量角損失可超過噴管偏轉(zhuǎn)角的一半以上，使得推力矢量技術(shù)效率降低。因此，在超聲速條件下，推力矢量技術(shù)實際上并不可行。

（4）對全機氣動特性影響最大的參數(shù)是攻角，其次是來流馬赫數(shù)和推力轉(zhuǎn)向噴管偏轉(zhuǎn)角。但總的來說，由于簡化戰(zhàn)斗機的主翼為平板翼、尾噴管離主翼距離偏大，導(dǎo)致推力轉(zhuǎn)向噴流／高速主流干擾效應(yīng)對全機氣動力系數(shù)的影響較小，對試驗測量提出了很高的挑戰(zhàn)。

以上結(jié)論對后續(xù)風(fēng)洞試驗有一定的指導(dǎo)意義，本文計算研究也需要進(jìn)一步與試驗研究相結(jié)合，相互校核，以提高計算結(jié)果的置信度。

［1］HILEY P E，WALLACE H W，BOOZ D E.Study of nonaxisymmetric nozzles installed in advanced fighter aircraft［J］.J.of Aircraft，1976，13（12）：1000－1006.

［2］司芳芳.推力轉(zhuǎn)向噴流與高速主流干擾的數(shù)值模擬研究［D］.［碩士學(xué)位論文］.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，2010.

［3］FRED K，HARVEY S.X－31flight test update［R］.AIAA－92－1035.

［4］BOWERS A H，PAHLE J W.Thrust vectoring on the NASA F－18high alpha research vehicle［R］.NASA TM 4771，1996.

［5］CAPONE F，SMERECZNIAK P，SPETNAGEL D.Comparative investigation of multiplane thrust vectoring nozzles［R］.AIAA－92－3263.

［6］DEERE K A.Summary of fluidic thrust vectoring research conducted at NASA langley research center［R］.AIAA 2003－3800.

［7］連永久.射流推力矢量控制技術(shù)研究［J］.飛機設(shè)計，2008，28（2）：19－24.

［8］張群鋒，呂志詠.軸對稱矢量噴管外流對內(nèi)流干擾研究［J］.航空動力學(xué)報，2003，18（3）：322－326.

［9］李棟，焦予秦，宋科.噴流－外流干擾流場數(shù)值模擬［J］.航空動力學(xué)報，2008，29（2）：292－296.

［10］王延奎，張永生.矢量噴流對細(xì)長體大迎角非對稱流動影響研究［J］.力學(xué)學(xué)報，2007，39（3）：289－296.