尖側(cè)緣機(jī)身布局的俯仰力矩特性及擾流板控制

李乾，董超，齊中陽，王延奎,*

1. 北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100083 2. 北京航天長征飛行器研究所，北京 100076

不同于圓形或橢圓形截面形狀的常規(guī)機(jī)身，截面形狀帶尖側(cè)緣的機(jī)身，具有提高升力[1-5]，推遲機(jī)翼失速[6-8]，提高大迎角下橫向穩(wěn)定性和降低雷達(dá)散射面積[9-12]等優(yōu)點(diǎn)。因此，新型戰(zhàn)斗機(jī)普遍采用尖側(cè)緣機(jī)身，如美國F-22、F-35和俄羅斯T-50等。尖側(cè)緣機(jī)身繞流在側(cè)緣處發(fā)生分離，形成的旋渦結(jié)構(gòu)與大后掠三角翼前緣渦類似[5]。在大迎角時(shí)，尖側(cè)緣機(jī)身可形成比常規(guī)機(jī)身更強(qiáng)的旋渦流動(dòng)[2,4-8]，進(jìn)而誘導(dǎo)產(chǎn)生更強(qiáng)的法向力[1-3,9-10]。顯然，這種流動(dòng)特點(diǎn)會(huì)影響尖側(cè)緣機(jī)身布局的氣動(dòng)特性。單獨(dú)尖側(cè)緣機(jī)身具有一定的橫向穩(wěn)定性，該橫向穩(wěn)定性與機(jī)身上表面截面形狀有關(guān)[11-12]；對(duì)于加機(jī)翼的布局，由于機(jī)身旋渦與機(jī)翼流動(dòng)之間的有利誘導(dǎo)，布局橫向穩(wěn)定性得到了增強(qiáng)，但縱向穩(wěn)定性上存在一定程度的減弱[13-17]。研究表明[18-19]，采用尖側(cè)緣機(jī)身的戰(zhàn)斗機(jī)，即使采用極限低頭舵偏，在大迎角時(shí)仍存在較大和較難控制的抬頭力矩，表現(xiàn)出很強(qiáng)的縱向靜不穩(wěn)定性。但是，目前關(guān)于縱向靜不穩(wěn)定研究多集中在常規(guī)機(jī)身布局，較少關(guān)注尖側(cè)緣機(jī)身布局，對(duì)其抬頭力矩產(chǎn)生原因及流動(dòng)現(xiàn)象，文獻(xiàn)中并沒有較明確的解釋。

縱向靜不穩(wěn)定性是新型戰(zhàn)斗機(jī)放寬靜穩(wěn)定裕度設(shè)計(jì)思想的體現(xiàn)[20-21]。放寬要求有一定的邊界[21]，并且采取有效的控制技術(shù)使其在大迎角下仍然可控。俯仰力矩的控制技術(shù)主要包括2類：一類是推力矢量噴管，另一類是常規(guī)氣動(dòng)舵面。推力矢量噴管通過發(fā)動(dòng)機(jī)推力提供偏轉(zhuǎn)分量來控制飛機(jī)姿態(tài)[22]，技術(shù)實(shí)現(xiàn)難度大，不能過分依賴。實(shí)際中常采用常規(guī)氣動(dòng)舵面，因此縱向氣動(dòng)特性往往取決于飛機(jī)的氣動(dòng)布局。正常式布局戰(zhàn)斗機(jī)可采取增大平尾面積，平尾外移和下反，也可采取機(jī)翼翼刀和機(jī)翼前緣襟翼下偏等來增強(qiáng)縱向靜穩(wěn)定性[23]。鴨式布局戰(zhàn)斗機(jī)可通過調(diào)整鴨翼面積及站位來改善縱向氣動(dòng)特性。但是，戰(zhàn)斗機(jī)大迎角下繞流結(jié)構(gòu)復(fù)雜，常規(guī)氣動(dòng)舵面常處在分離尾流中，控制效率降低，需要結(jié)合大迎角的流動(dòng)特性，針對(duì)性地提出流動(dòng)控制技術(shù)。

針對(duì)以上問題，本文設(shè)計(jì)了典型尖側(cè)緣機(jī)身布局模型，通過測(cè)力試驗(yàn)，得到了俯仰力矩的迎角分區(qū)特性；在不同分區(qū)中，借助測(cè)壓和空間流場(chǎng)測(cè)量手段，揭示全機(jī)流動(dòng)的演化規(guī)律；由于風(fēng)洞試驗(yàn)較難獲取不同部件對(duì)全機(jī)俯仰力矩的貢獻(xiàn)數(shù)據(jù)，本文結(jié)合計(jì)算流體力學(xué)(CFD)研究了不同部件對(duì)全機(jī)俯仰力矩的貢獻(xiàn)，找到了產(chǎn)生正俯仰力矩的主要部件和關(guān)鍵位置，研究了大迎角正俯仰力矩產(chǎn)生的主控流動(dòng)；基于流動(dòng)機(jī)理，提出大迎角機(jī)身擾流板控制技術(shù)，取得了較好的控制效果。

1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ团c試驗(yàn)方法

試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀杉鈧?cè)緣機(jī)身、進(jìn)氣道、邊條和中等后掠機(jī)翼構(gòu)成，如圖1所示。機(jī)身截面形狀滿足拋物線方程，沿體軸采用融合設(shè)計(jì)，機(jī)身長900 mm，尖側(cè)緣機(jī)身參考寬度D=94 mm。進(jìn)氣道位于機(jī)身兩側(cè)，進(jìn)氣道為未通氣狀態(tài)。機(jī)翼為上單翼布置，翼展為680 mm。全機(jī)采用融合設(shè)計(jì)，機(jī)翼翼根與進(jìn)氣道部位安裝邊條。模型縱向參考中心距飛機(jī)頭尖部570 mm。模型共有11個(gè)測(cè)壓截面，170個(gè)測(cè)壓孔。位于機(jī)身前體S1～S7截面，在迎風(fēng)面和背風(fēng)面均布置測(cè)壓孔；位于機(jī)翼S8～S11截面，只有背風(fēng)面布置測(cè)壓孔。圖2給出了部分截面測(cè)壓孔的分布情況。為便于展示壓力分布曲線，規(guī)定背風(fēng)側(cè)對(duì)稱面處為0，背風(fēng)側(cè)各測(cè)壓點(diǎn)y軸坐標(biāo)與當(dāng)?shù)亟孛孀畲蟀雽抌sec之比y/bsec作為該測(cè)壓點(diǎn)橫坐標(biāo)。各截面左右尖側(cè)緣(后視)為迎風(fēng)側(cè)和背風(fēng)側(cè)分界點(diǎn)分別為-1與+1。在迎風(fēng)側(cè)，為保證整個(gè)壓力分布曲線的連續(xù)性，左側(cè)迎風(fēng)側(cè)橫坐標(biāo)采用-2-y/bsec，而右側(cè)迎風(fēng)側(cè)橫坐標(biāo)采用2-y/bsec，迎風(fēng)側(cè)對(duì)稱面測(cè)壓點(diǎn)左(右)為-2(+2)。

圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ虵ig.1 Experimental model

試驗(yàn)在北京航空航天大學(xué)D4低速風(fēng)洞完成，來流湍流度為0.08%。采用開口試驗(yàn)段，試驗(yàn)段截面為1.5 m×1.5 m，長度為2.5 m。風(fēng)速為40 m/s，迎角區(qū)間為0°～65°，基于尖側(cè)緣機(jī)身參考寬度的雷諾數(shù)ReD為2.59×105。

試驗(yàn)方法包括測(cè)力、測(cè)壓和粒子圖像測(cè)速(Particle Image Velocimetry，PIV)試驗(yàn)。靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)的天平是內(nèi)置式六分量天平，開風(fēng)狀態(tài)下測(cè)力試驗(yàn)基本流程為：模型到達(dá)指定迎角，待流場(chǎng)穩(wěn)定后，測(cè)力系統(tǒng)以512 Hz采集各天平分量512個(gè)數(shù)據(jù)，然后分別取平均值作為該迎角各分量的開風(fēng)測(cè)量數(shù)據(jù)。經(jīng)過驗(yàn)證，采集頻率512 Hz和采集512個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)是合適的。7次重復(fù)試驗(yàn)的俯仰力矩測(cè)量相對(duì)誤差為1.37%。測(cè)壓采用PSI9816壓力掃描閥系統(tǒng)，單通道量程為1 PSI=6 895 Pa,測(cè)量精度為±3 Pa。測(cè)壓試驗(yàn)基本流程是：模型到達(dá)指定迎角，待流場(chǎng)穩(wěn)定后，壓力掃描閥以50 Hz 采集各測(cè)壓孔100個(gè)靜壓值，再分別取平均值作為各測(cè)壓孔的靜壓值。按照多點(diǎn)等精度誤差估計(jì)，測(cè)壓相對(duì)誤差為0.25%。PIV試驗(yàn)采用Dantec公司的Digital PIV系統(tǒng)。該系統(tǒng)由雙脈沖Nd:YAG激光器，跨幀相機(jī)，粒子發(fā)生器，同步盒和圖像處理卡組成。PIV試驗(yàn)布置如圖3所示，示蹤粒子為食用油顆粒，拍攝截面垂直于模型體軸。PIV試驗(yàn)基本流程為：在選定的拍攝截面，采集系統(tǒng)以最高頻率3.15 Hz拍攝100組圖像，每組包括用于互相關(guān)運(yùn)算的2幅照片，2幅照片的拍攝時(shí)間差根據(jù)激光厚度和所拍攝截面法向速度設(shè)定。每組圖像先通過互相關(guān)運(yùn)算得到速度矢量場(chǎng)和渦量場(chǎng)，再通過100組數(shù)據(jù)平均得到時(shí)均速度矢量場(chǎng)和時(shí)均渦量場(chǎng)作為該截面的PIV結(jié)果。相機(jī)像素為2 048 pixels×2 048 pixels，互相關(guān)運(yùn)算的詢問區(qū)為32 pixels×32 pixels，重疊25%。模型前體視場(chǎng)大小為200 mm×200 mm，空間分辨率為2.35 mm；后體視場(chǎng)大小為560 mm×560 mm，空間分辨率為6.59 mm。

圖2 截面測(cè)壓孔分布Fig.2 Distribution of pressure taps

圖3 PIV試驗(yàn)布置俯視圖Fig.3 Top view of PIV experiment setup

2 計(jì)算方法與驗(yàn)證

計(jì)算采用Fluent商用軟件，利用有限體積法對(duì)控制方程進(jìn)行離散化，耦合求解連續(xù)性方程、動(dòng)量方程和能量方程，離散格式采用二階迎風(fēng)格式，湍流模型采用Standardk-epsilon湍流模型，全機(jī)結(jié)構(gòu)網(wǎng)格為400萬。計(jì)算結(jié)果驗(yàn)證如圖4所示，升力系數(shù)CL和阻力系數(shù)CD基本吻合，當(dāng)迎角大于50°時(shí)，計(jì)算得到的升力和阻力均比試驗(yàn)值略大。總體上，計(jì)算結(jié)果基本滿足要求。

圖4 CFD結(jié)果驗(yàn)證Fig.4 Validation of CFD results

3 結(jié)果與分析

3.1 俯仰力矩的迎角分區(qū)特性及流動(dòng)演化規(guī)律

圖5 Cm隨迎角的變化及流動(dòng)分區(qū)(試驗(yàn))Fig.5 Variation of Cm with angles of attack and flow stages (Experiment)

3.1.1 線性增長區(qū)

圖6 截面壓力系數(shù)分布(α=0°～15°，試驗(yàn))Fig.6 Distributions of sectional pressure coefficients (α=0°-15°, Experiment)

圖7 背風(fēng)側(cè)壓力系數(shù)云圖(α=0°～15°，試驗(yàn))Fig.7 Contours of pressure coefficients (α=0°-15°, Experiment)

當(dāng)α≤ 5.0°時(shí)(即圖5中A區(qū))，背風(fēng)側(cè)流動(dòng)為附著流。當(dāng)α= 7.5°～15.0°時(shí)(即圖5中B區(qū))，進(jìn)氣道前緣渦和機(jī)翼渦開始形成。進(jìn)氣道前緣渦和機(jī)翼渦處在發(fā)展壯大階段，分別位于參考中心前后，兩者共同作用下使俯仰力矩基本保持線性增加。

3.1.2 非線性增長區(qū)

當(dāng)α=17.5°～32.5°時(shí)，Cm呈現(xiàn)非線性增長。背風(fēng)側(cè)流動(dòng)可分為機(jī)身前體流動(dòng)和機(jī)翼流動(dòng)。圖8為α=17.5°～32.5°時(shí)機(jī)身前體S2、S4、邊條S7和機(jī)翼S10截面的壓力系數(shù)分布隨迎角的變化曲線。

圖8 截面壓力系數(shù)分布(α=17.5°～32.5°，試驗(yàn))Fig.8 Distributions of sectional pressure coefficients (α=17.5°-32.5°，Experiment)

對(duì)于機(jī)身前體流動(dòng)，當(dāng)α= 17.5°時(shí)，S2截面壓力分布出現(xiàn)較強(qiáng)的吸力峰，形成較大尺度的機(jī)頭渦。隨迎角增加，該吸力峰值不斷變大并向內(nèi)移動(dòng)，說明機(jī)頭渦不斷增強(qiáng)，并向模型對(duì)稱面移動(dòng)。與圖6相比，進(jìn)氣道S4截面壓力分布吸力峰值持續(xù)增大，在α=27.5°達(dá)到最大，在α=32.5°時(shí)吸力峰值不變，此時(shí)進(jìn)氣道前緣渦最強(qiáng)。邊條S7截面壓力分布在迎角大于17.5°時(shí)也開始出現(xiàn)吸力峰值。圖9給出了α=30.0°時(shí)機(jī)身前體背風(fēng)側(cè)渦系結(jié)構(gòu)。無量綱渦量ω*=ωxD/V∞，ωx為PIV試驗(yàn)測(cè)得的渦量?？煽闯?，S2截面出現(xiàn)了清晰的機(jī)頭渦，機(jī)頭渦沿軸向發(fā)展渦位逐漸向模型對(duì)稱面移動(dòng)。S4截面除機(jī)頭渦外，還存在進(jìn)氣道前緣渦。沿軸向發(fā)展，同側(cè)的機(jī)頭渦和進(jìn)氣道前緣渦逐漸卷繞并融合，S7截面僅存在一對(duì)尺度較大的融合前體渦，產(chǎn)生了S7截面的吸力峰。

對(duì)于機(jī)翼流動(dòng)，S10截面壓力分布的吸力峰值在α=22.5°時(shí)最大，之后開始減小，說明機(jī)翼渦強(qiáng)度在增強(qiáng)后減弱。圖10給出α=17.5°、22.5°、27.5° 和32.5°的機(jī)翼背風(fēng)側(cè)壓力系數(shù)云圖?？芍瑱C(jī)翼前緣低壓區(qū)在α= 22.5°時(shí)面積最大，之后縮小且低壓值減小。因此，當(dāng)α=22.5°～32.5°時(shí)，機(jī)翼渦進(jìn)入衰減發(fā)展階段。在α=32.5°時(shí)壓力分布基本變平坦，說明在S10截面機(jī)翼渦已經(jīng)破裂，但在S10截面之前仍存在低壓區(qū)。

在α=17.5°～32.5°時(shí)(即圖5中C區(qū))，機(jī)頭渦出現(xiàn)，進(jìn)氣道前緣渦充分發(fā)展，機(jī)翼渦充分發(fā)展后開始破裂。雖然進(jìn)氣道前緣和機(jī)翼前緣后掠角相同，但兩處旋渦破裂起始迎角明顯不同，進(jìn)氣道前緣渦為32.5°，而機(jī)翼前緣渦為22.5°，這是由于機(jī)頭渦靠近進(jìn)氣道前緣，對(duì)進(jìn)氣道前緣渦產(chǎn)生了有利誘導(dǎo)，推遲了進(jìn)氣道前緣渦的破裂。在該區(qū)域，不斷增強(qiáng)的機(jī)頭渦和進(jìn)氣道前緣渦與先增強(qiáng)后衰減的機(jī)翼渦使得該區(qū)域俯仰力矩呈現(xiàn)非線性增長趨勢(shì)。

圖9 α=30.0°時(shí)機(jī)身渦量及流線圖(后視,試驗(yàn))Fig.9 Vorticity contours and streamlines over forebody at α=30.0° (rear view, Experiment)

圖10 機(jī)翼壓力系數(shù)云圖(α=17.5°～32.5°，試驗(yàn))Fig.10 Contours of pressure coefficients over the wing (α=17.5°-32.5°, Experiment)

3.1.3 衰減區(qū)

當(dāng)α= 35°～65°時(shí)，Cm呈現(xiàn)衰減趨勢(shì)。對(duì)機(jī)身前體流動(dòng)，S3截面位于機(jī)頭最靠后的位置。圖11 為S3和S4截面空間流場(chǎng)隨迎角的變化規(guī)律。圖12為S3和S4截面壓力系數(shù)分布隨迎角的變化規(guī)律。

當(dāng)α= 35°～ 42.5°時(shí)，S3截面機(jī)頭渦展向渦位移向模型對(duì)稱面，隨迎角變化位置保持不變，渦量增加。S3截面壓力分布吸力峰位置基本不變，幅值增加。當(dāng)α= 42.5°，S3截面機(jī)頭渦吸力峰值最大，此時(shí)機(jī)頭渦最強(qiáng)。機(jī)頭渦發(fā)展到S4，其誘導(dǎo)的吸力峰隨迎角增加也在增強(qiáng)，機(jī)頭渦處在發(fā)展壯大中；但是，由于機(jī)頭渦位置遠(yuǎn)離進(jìn)氣道前緣，對(duì)進(jìn)氣道前緣渦的有利誘導(dǎo)減弱，S4處的進(jìn)氣道前緣渦隨迎角增加渦核擴(kuò)散，渦量減小。S4截面由進(jìn)氣道前緣渦誘導(dǎo)產(chǎn)生的吸力峰不斷減少，進(jìn)氣道前緣渦處在破裂中。

圖13為α= 42.5°和47.5°時(shí)機(jī)身前體背風(fēng)側(cè)壓力云圖。當(dāng)α= 47.5°時(shí)，機(jī)頭渦渦位靠近縱向?qū)ΨQ面，渦量減小，S3截面壓力分布吸力峰也移向?qū)ΨQ面，吸力峰值減小，說明此時(shí)機(jī)頭渦進(jìn)入衰減。

圖11 S3和S4截面渦量及流線圖(α= 32.5°～47.5°，后視，試驗(yàn))Fig.11 Vorticity contours and streamlines of S3 and S4 sections (α=32.5°-47.5°, rear view, Experiment)

圖12 S3和S4截面壓力系數(shù)分布(α=35°～ 65°，試驗(yàn))Fig.12 Distributions of S3 and S4 pressure coefficients (α=35°-65°, Experiment)

進(jìn)氣道前緣負(fù)壓區(qū)面積及壓力值出現(xiàn)顯著減小，進(jìn)氣道前緣渦已經(jīng)完全破裂。S4截面壓力分布上，進(jìn)氣道前緣渦和機(jī)頭渦所誘導(dǎo)吸力峰值同時(shí)消失。

當(dāng)α= 35.0°～47.5°時(shí)(即圖5中D迎角區(qū))，機(jī)頭渦充分發(fā)展，進(jìn)氣道前緣渦從開始破裂到完全破裂。當(dāng)α= 47.5°～65°時(shí)(即圖5中E迎角區(qū))，機(jī)頭渦進(jìn)入破裂發(fā)展階段。

對(duì)于機(jī)翼流動(dòng)，圖14為α= 42.5°和47.5°時(shí)機(jī)翼的壓力云圖。圖15為S8截面壓力系數(shù)分布隨迎角的變化曲線。S8截面位于機(jī)翼最靠前截面。當(dāng)α= 35.0°～ 42.5°時(shí)，機(jī)翼前緣存在低壓區(qū)。融合機(jī)身渦在S8截面內(nèi)側(cè)誘導(dǎo)產(chǎn)生了吸力峰，機(jī)翼渦在S8截面外側(cè)誘導(dǎo)產(chǎn)生了吸力峰。當(dāng)α=40.0°時(shí)，內(nèi)外側(cè)的吸力峰均到達(dá)最大值，隨迎角繼續(xù)增加，內(nèi)外側(cè)的吸力峰均減弱。當(dāng)α= 47.5°時(shí)，機(jī)翼前緣低壓區(qū)消失，S8截面的吸力峰消失，壓力分布變平坦，此時(shí)機(jī)翼渦完全破裂。

圖13 機(jī)身壓力系數(shù)云圖(α=42.5°，47.5°，試驗(yàn))Fig.13 Contours of pressure coefficients over the forebody (α=42.5°，47.5°, Experiment)

圖14 機(jī)翼壓力系數(shù)云圖(α=42.5°，47.5°，試驗(yàn))Fig.14 Contours of pressure coefficients over the wing (α=42.5°，47.5°, Experiment)

圖15 S8截面壓力系數(shù)分布(α=35.0°～52.5°，試驗(yàn))Fig.15 Distributions of S8 section pressure coefficients (α=35.0°-52.5°, Experiment)

3.2 俯仰力矩的部件貢獻(xiàn)特性

圖16為數(shù)值計(jì)算得到的全機(jī)俯仰力矩Cm_cfd(虛線)和不同部件俯仰力矩分量隨迎角的變化規(guī)律。為了驗(yàn)證計(jì)算結(jié)果，圖16也給出了風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果Cm_exp(實(shí)線)。計(jì)算結(jié)果Cm_cfd與試驗(yàn)結(jié)果Cm_exp變化趨勢(shì)基本一致，幅值基本吻合。計(jì)算劃分的部件為機(jī)身前體、機(jī)身后體、邊條和機(jī)翼等，相應(yīng)的部件俯仰力矩分別為Cm_fore、Cm_aft、Cm_strake和Cm_wing?？梢钥闯?，機(jī)身前體提供了大部分的正俯仰力矩即抬頭力矩。當(dāng)α= 40.0°時(shí)，機(jī)身前體提供的抬頭力矩最大。邊條產(chǎn)生了微弱的抬頭

圖16 全機(jī)俯仰力矩及分部件俯仰力矩 隨迎角變化Fig.16 Variation of overall pitching moments and its components with angles of attack

力矩。機(jī)身后體和機(jī)翼提供了負(fù)俯仰力矩即低頭力矩。隨迎角變化，機(jī)身前體的抬頭力矩始終大于機(jī)身后體和機(jī)翼的低頭力矩，因此，機(jī)身前體是產(chǎn)生抬頭力矩的主要部件。結(jié)合流動(dòng)特性，在中大迎角，機(jī)頭渦的演化規(guī)律與抬頭力矩的非線性增長和衰減密切相關(guān)，盡管進(jìn)氣道前緣渦同樣與產(chǎn)生抬頭力矩有關(guān)，但其作用沒有機(jī)頭渦顯著，且在中大迎角機(jī)頭渦對(duì)進(jìn)氣道前緣渦存在有利誘導(dǎo)。因此，機(jī)頭渦是抬頭力矩產(chǎn)生的主控流動(dòng)。

圖17為α=40°時(shí)機(jī)身前體S1～S7單個(gè)截面法向力CN_sec和截面俯仰力矩Cm_sec沿模型體軸的變化規(guī)律。其中CN_sec和Cm_sec計(jì)算公式分別為

(1)

Cm_sec=CN_sec(L-xsec)b

(2)

式中：θi為測(cè)壓點(diǎn)法向量在縱向?qū)ΨQ面的投影角；φi為測(cè)壓點(diǎn)法向量在橫截面的投影角；Δsi為積分弧長；L為參考中心與機(jī)頭頂點(diǎn)的距離；xsec為測(cè)壓截面與機(jī)頭頂點(diǎn)的距離;S為機(jī)翼面積;b為平均氣動(dòng)弦長。

可知，CN_sec和Cm_sec均在進(jìn)氣道前緣S4截面到達(dá)最大。S4截面之前的CN_sec較小，距參考中心遠(yuǎn)；S4截面之后的CN_sec較大，距參考中心近。因此，在進(jìn)氣道前緣S4截面，Cm_sec最大。對(duì)α= 40.0°，進(jìn)氣道前緣處是抬頭力矩產(chǎn)生的關(guān)鍵位置。

當(dāng)α= 40.0°時(shí)，機(jī)頭渦充分發(fā)展，進(jìn)氣道渦開始破裂，而機(jī)翼渦完全破裂。圖18為α= 40.0°時(shí)機(jī)身前體空間流場(chǎng)沿體軸的演化規(guī)律。S2截面可清晰看到機(jī)頭渦，它是由側(cè)緣分離的自由剪切層卷起而形成的，沿軸向逐漸遠(yuǎn)離物面。S4截面除機(jī)頭渦外，還存在破裂中的進(jìn)氣道前緣渦。S6截面為融合機(jī)身渦。圖19為機(jī)頭渦和進(jìn)氣道前緣渦渦核渦量沿軸向的變化。機(jī)頭渦在S3截面渦量最大，進(jìn)氣道前緣渦在S4截面渦量最大，但其最大渦量遠(yuǎn)小于此處機(jī)頭渦。圖20為α= 40.0°機(jī)身前體的壓力系數(shù)云圖，進(jìn)氣道前緣附近存在較大面積的負(fù)壓區(qū)，負(fù)壓區(qū)靠近機(jī)身對(duì)稱面，與機(jī)身負(fù)壓區(qū)相連，主要是由于機(jī)頭渦導(dǎo)致的。因此，進(jìn)氣道前緣成為關(guān)鍵位置的原因是此處存在較強(qiáng)的機(jī)頭渦。

圖17 α=40.0°時(shí)截面法向力和俯仰力矩 沿軸向變化(試驗(yàn))Fig.17 Evolution of sectional normal force and sectional pitching moment along the body axis at α=40.0° (Experiment)

圖18 α=40.0°時(shí)機(jī)身前體渦量及流線圖(試驗(yàn))Fig.18 Vorticity of forebody vortex and streamlines at α=40.0° (Experiment)

圖19 α=40.0°時(shí)前體截面渦量沿軸向變化(試驗(yàn))Fig.19 Variation of vorticity of forebody vortex along the body axis at α=40.0° (Experiment)

圖20 α=40.0°時(shí)機(jī)身前體壓力系數(shù)云圖(試驗(yàn))Fig.20 Contour of pressure coefficient over the forebody at α=40.0° (Experiment)

3.3 大迎角機(jī)身擾流板控制技術(shù)

全機(jī)正俯仰力矩主要來源于機(jī)身前體，機(jī)頭渦是大迎角下產(chǎn)生抬頭力矩的主控流動(dòng)。小迎角下，抬頭力矩常通過氣動(dòng)舵面進(jìn)行控制。為了解決大迎角下舵面效率降低的問題，需要發(fā)展大迎角下俯仰力矩控制技術(shù)。機(jī)身擾流板采用主動(dòng)控制的設(shè)計(jì)思路，將擾流板放置在抬頭力矩產(chǎn)生的關(guān)鍵位置進(jìn)氣道前緣處，在大迎角時(shí)開啟擾流板用來實(shí)現(xiàn)對(duì)抬頭力矩的控制。

圖21為機(jī)身擾流板示意圖及對(duì)俯仰力矩的控制效果，其中擾流板的位置和形狀參數(shù)xs= 3.4D,hs= 0.55D,ws=0.55D,δs= 60°。在線性增長區(qū)，擾流板對(duì)俯仰力矩幾乎沒有影響。在非線性增長區(qū)末段，擾流板對(duì)俯仰力矩開始發(fā)揮控制效果。在衰減區(qū)即大迎角區(qū)域，擾流板的控制效果較好。當(dāng)α=40°時(shí)，擾流板能使正俯仰力矩下降了62%。根據(jù)流動(dòng)演化規(guī)律，在線性增長區(qū)，機(jī)頭渦并未出現(xiàn)，因此，擾流板對(duì)俯仰力矩幾乎沒有控制作用。在非線性增長區(qū)，機(jī)頭渦處在生成到發(fā)展過程中，機(jī)頭渦遠(yuǎn)離模型對(duì)稱面，擾流板發(fā)揮作用有限。在大迎角區(qū)，機(jī)頭渦靠近對(duì)稱面，擾流板產(chǎn)生控制效果。

圖21 擾流板安裝示意圖及控制效果(試驗(yàn))Fig.21 Schematic of spoiler and control effect (Experiment)

圖22為測(cè)壓試驗(yàn)得到的機(jī)身前體S1～S7測(cè)壓截面總和∑Cm_sec隨迎角的變化規(guī)律及擾流板效果，通過前體測(cè)壓積分得到前體∑Cm_sec與圖16 中計(jì)算得到的機(jī)身前體俯仰力矩Cm_fore在幅值上有所差異，但是變化趨勢(shì)基本一致。前體截面積分力矩也沒有反映出圖21測(cè)力結(jié)果中俯仰力矩的非線性增長特點(diǎn)。但是，擾流板的控制效果與圖21中測(cè)力結(jié)果相同，即在大迎角時(shí)能減少前體貢獻(xiàn)的正俯仰力矩。

圖23為α= 40.0°時(shí)截面俯仰力矩Cm_sec和截面法向力CN_sec沿體軸的變化。在擾流板作用下，各截面Cm_sec和CN_sec均表現(xiàn)減小趨勢(shì)，在擾流板附近減小最顯著。擾流板對(duì)機(jī)頭渦渦位基本沒有影響，圖24為α= 40.0°時(shí)擾流板對(duì)機(jī)頭渦渦量的影響。在擾流板位置之前，擾流板使機(jī)頭渦渦量出現(xiàn)較大的降低，減弱了機(jī)頭渦強(qiáng)度。在擾流板位置之后，根據(jù)渦破裂判定方法[24]，未開啟擾流板，機(jī)頭渦在S6之后破裂。開啟擾流板能使機(jī)頭渦破裂點(diǎn)提前至S5。圖25為擾流板對(duì)S2和S4截面壓力分布的影響。從圖中可以看出，擾流板使S2和S4的吸力值降低，這是由于機(jī)頭渦的減弱導(dǎo)致的。S2距擾流板較遠(yuǎn)，降低僅發(fā)生在吸力峰值處；S4靠近擾流板，整個(gè)背風(fēng)側(cè)吸力值均減小，擾流板對(duì)進(jìn)氣道前緣渦產(chǎn)生了一定的影響，但主要是對(duì)機(jī)頭渦的抑制。因此，大迎角下，擾流板通過減弱機(jī)頭渦渦量來減小前體截面的吸力值，從而減少了機(jī)身前體貢獻(xiàn)的法向力和俯仰力矩，實(shí)現(xiàn)了抬頭力矩的控制。

圖22 擾流板對(duì)機(jī)身俯仰力矩的影響(試驗(yàn))Fig.22 Effect of spoiler on forebody pitching moment (Experiment)

圖23 α=40.0°擾流板對(duì)前體各截面俯仰力矩和 法向力的影響(試驗(yàn))Fig.23 Effect of spoiler on sectional pitching moment and normal force over the forebody at α=40.0°(Experiment)

圖24 α=40.0°擾流板對(duì)機(jī)頭渦渦量的影響(試驗(yàn))Fig.24 Effect of spoiler on vorticity of nose vortex at α=40.0° (Experiment)

圖25 α=40.0°時(shí)擾流板對(duì)S2和S4壓力系數(shù) 分布的影響(試驗(yàn))Fig.25 Effect of forebody spoiler on the S2 and S4 pressure coefficient distributions at α=40.0° (Experiment)

另外，在小迎角時(shí)，擾流板的作用類似于阻力，在大迎角時(shí)，擾流板可使機(jī)頭渦強(qiáng)度降低，因此，擾流板不可避免地會(huì)帶來一些升力損失和附加阻力，該控制技術(shù)存在不足之處。但是，擾流板僅在大迎角區(qū)發(fā)揮控制效果的特點(diǎn)，使其具有一定的應(yīng)用前景，下一步研究可考慮優(yōu)化擾流板位形參數(shù)或擾流板開孔等，在減小負(fù)面作用的同時(shí)提高控制效果。

4 結(jié) 論

本文研究了尖側(cè)緣機(jī)身布局的正俯仰力矩(抬頭力矩)問題，得到了俯仰力矩的迎角分區(qū)特性及流動(dòng)演化規(guī)律；找到了正俯仰力矩產(chǎn)生的主要部件和主控流動(dòng)；基于主控流動(dòng)，發(fā)展了大迎角機(jī)身擾流板的控制技術(shù)；得到了以下結(jié)論：

1) 根據(jù)全機(jī)俯仰力矩隨迎角的變化規(guī)律，可分為3個(gè)區(qū)域：線性增長區(qū)α= 0°～15°，非線性增長區(qū)α= 17.5°～32.5°，衰減區(qū)α= 35°～65°。

2) 全機(jī)流動(dòng)狀態(tài)演化規(guī)律如下：在線性增長區(qū)，α= 0°～5° 附著流，α= 5°～15° 進(jìn)氣道前緣渦和機(jī)翼渦形成；在非線性增長區(qū)α= 17.5°～32.5°，機(jī)頭渦形成，進(jìn)氣道前緣渦逐漸增強(qiáng)，機(jī)翼渦增強(qiáng)后出現(xiàn)破裂；在衰減區(qū)，α=35.0°～42.5°機(jī)頭渦增強(qiáng)后出現(xiàn)破裂，進(jìn)氣道前緣渦破裂發(fā)展，機(jī)翼渦完全破裂；α=47.5°～65.0°，機(jī)頭渦破裂發(fā)展，進(jìn)氣道前緣渦和機(jī)翼渦完全破裂。

3) 機(jī)身前體是產(chǎn)生正俯仰力矩的主要來源，機(jī)頭渦是大迎角下正俯仰力矩的主控流動(dòng)。當(dāng)α=40.0° 時(shí)，機(jī)身前體截面正俯仰力矩在進(jìn)氣道前緣處達(dá)到最大，因?yàn)樵撎帣C(jī)頭渦誘導(dǎo)產(chǎn)生了較強(qiáng)的法向力。

4) 提出了大迎角機(jī)身擾流板控制技術(shù)，產(chǎn)生了較好的控制效果。在線性增長區(qū)，模型未出現(xiàn)較大尺度的機(jī)頭渦；在非線性增長區(qū)，模型出現(xiàn)了機(jī)頭渦，但其展向渦位遠(yuǎn)離模型對(duì)稱面，在這2個(gè)迎角區(qū)域，擾流板幾乎不產(chǎn)生控制效果。在衰減區(qū)即大迎角時(shí)，機(jī)頭渦展向渦位靠近模型對(duì)稱面，擾流板發(fā)揮控制作用。當(dāng)α= 40.0°時(shí)，擾流板可使正俯仰力矩減少62%。擾流板通過減弱機(jī)頭渦渦量來減少了機(jī)身前體貢獻(xiàn)的法向力和正俯仰力矩，實(shí)現(xiàn)了抬頭力矩的控制。該控制技術(shù)的不足之處是擾流板會(huì)帶來一些升力損失和附加阻力，進(jìn)一步研究可考慮優(yōu)化擾流板位形參數(shù)。