鴨式布局飛機矢量噴流對地面效應(yīng)影響的風洞試驗

魏中成，王晉軍，袁兵

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.航空工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所，成都 610091

對于現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機，為了改善機動能力，推力矢量技術(shù)已經(jīng)變得不可或缺。推力矢量技術(shù)是通過噴管偏轉(zhuǎn)改變發(fā)動機噴流方向以產(chǎn)生操縱飛機所需的直接力控制技術(shù)。它不僅可以改善飛機低速性能，擴展飛行包線，提高飛機機動性、敏捷性，而且矢量噴管還可作為常規(guī)操縱舵面的有效補充，大大提高飛機的生存力[1-2]。在飛機起降階段，通過發(fā)動機推力轉(zhuǎn)向來增加升力和抬頭力矩，可以縮短起降距離，降低對機場跑道的要求。F-15STOL/MTD驗證機的試飛[3-4]比常規(guī)F-15C的起飛滑跑距離縮短29%，著陸滑跑距離縮短72%。采用二元推力矢量技術(shù)的F-22戰(zhàn)斗機具備短距起降特點[5]，F(xiàn)-35飛機也是采用推力轉(zhuǎn)向和升力風扇技術(shù)，實現(xiàn)短距/垂直起降能力。

飛機在起降階段進行推力矢量偏轉(zhuǎn)時，矢量噴流與地面效應(yīng)之間會產(chǎn)生相互干擾影響。國內(nèi)外科研人員利用數(shù)值模擬和風洞試驗技術(shù)開展了大量的矢量噴流與飛機氣動特性相互干擾影響研究工作[6-18]，但主要集中在飛機低速大迎角飛行[14]和高速飛行狀態(tài)[15-18]，對飛機起降狀態(tài)時矢量噴流與地面效應(yīng)之間干擾影響研究較少。EADS數(shù)值流動仿真中心的Hitzel等[11]在2002年通過數(shù)值模擬研究了X-31驗證機矢量噴流對起降階段氣動特性的影響，表明矢量噴流對有/無地面效應(yīng)狀態(tài)的氣動力影響規(guī)律是不同的。飛機在起降階段使用推力矢量進行精確控制，必須要獲取準確的氣動特性，這就需要研究矢量噴流與地面效應(yīng)之間相互干擾影響規(guī)律。此外，矢量噴流對飛機氣動特性的影響與飛機空氣動力學(xué)布局緊密相關(guān)，目前只針對鴨式布局飛機的推力矢量技術(shù)研究較少。

本文主要目的是利用低速風洞試驗[19-20]和數(shù)值模擬手段研究單發(fā)鴨式布局戰(zhàn)斗機矢量噴流對地面效應(yīng)的影響特性，獲得矢量噴流對戰(zhàn)斗機起降階段氣動特性的影響規(guī)律，為鴨式布局戰(zhàn)斗機設(shè)計起降階段推力矢量偏轉(zhuǎn)方案提供技術(shù)支撐。

1 試驗設(shè)備和模型

本試驗在航空工業(yè)空氣動力研究院的FL-8風洞中進行。該風洞是一座單回流連續(xù)式閉口低速風洞，試驗段截面為2.5 m×3.5 m的扁八角形，試驗最高風速為70 m/s，風洞流場品質(zhì)良好。

本試驗的模型為單發(fā)鴨式布局飛機(見圖1)，模型采用全金屬材料加工而成，整套模型分為內(nèi)外兩層結(jié)構(gòu)，外層模擬飛機外形，獲得外部氣動力；內(nèi)層用于構(gòu)成壓縮氣流通道。外層模型通過六分量天平安裝于內(nèi)層結(jié)構(gòu)上，內(nèi)層結(jié)構(gòu)所受的力不會影響到外部氣動力的測量。試驗?zāi)Ｐ驮诘退亠L洞中采用反裝、背撐方式支撐于地板下面[19]，支桿內(nèi)部掏空形成壓縮空氣內(nèi)流通道，飛機尾部與矢量噴管連接，見圖2。

圖2 試驗?zāi)Ｐ驮陲L洞中支撐示意圖Fig.2 Sketch of experiment model in wind tunnel

本試驗研究了單發(fā)鴨式布局飛機矢量噴流對地面效應(yīng)的影響規(guī)律。飛機地面效應(yīng)模擬了5個高度，即H=0，1，2，3，4 m(接近空中狀態(tài)，即H=∞)，對應(yīng)試驗?zāi)Ｐ途嚯x地板高度分別為0.02、0.098、0.182、0.265、0.348 m。噴流模擬了2個落壓比：NPR=1和2.7(其中NPR=1即為無噴流狀態(tài))。推力矢量噴管偏轉(zhuǎn)模擬了3個角度，即δT=-10°，0°，10°，噴管向下偏轉(zhuǎn)為正。

本試驗中，迎角范圍為0°～15°，風速為60 m/s，模型機翼參考面積Sref=0.265 m2，機翼理論根弦長cr=0.61 m，力矩參考中心位于48%cr處，基于單發(fā)鴨式布局飛機試驗?zāi)Ｐ蜋C翼理論根弦長cr的雷諾數(shù)為2.6×106。

2 計算方法驗證

本文數(shù)值模擬采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，求解Navier-Stokes方程，計算模型與風洞試驗?zāi)Ｐ统叽缫恢?，采用半模方法。?shù)值模擬計算網(wǎng)格如圖3所示，圖3(a)是空中無噴流狀態(tài)計算網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量為1 494萬，模型尾噴口設(shè)計有整流尾椎，用于模擬風洞試驗中尾部流動狀態(tài)；圖3(b)是空中噴流狀態(tài)計算網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量為1 596萬，對噴流區(qū)域進行了局部加密；圖3(c)是地面0 m高度噴流狀態(tài)計算網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量為2 050萬，對噴流和地面效應(yīng)影響區(qū)域進行了局部加密；圖3(d)是尾噴管部件網(wǎng)格示意圖，噴流邊界條件是在噴管入口位置設(shè)置入口壓力條件。數(shù)值模擬采用的湍流模型為SST(Shear Stress Transport)模型。

圖3 數(shù)值模擬網(wǎng)格示意圖Fig.3 Grid sketch of numerical simulation

圖4給出了來流風速為V=60 m/s、空中有/無噴流時的風洞試驗和數(shù)值模擬結(jié)果對比。從圖中可以看出，對于升力特性，數(shù)值模擬結(jié)果和風洞試驗結(jié)果比較接近，如圖4(a)所示。而對于阻力特性，無論有/無噴流，中小迎角下的數(shù)值模擬結(jié)果均比風洞試驗結(jié)果小，但是隨著迎角的變化，噴流對阻力的影響趨勢及其影響量和風洞試驗結(jié)果還是比較接近的，如圖4(b)所示。同樣地，對于俯仰力矩特性，無論有/無噴流，數(shù)值模擬結(jié)果均比風洞試驗結(jié)果大，但是隨著迎角的變化，噴流對俯仰力矩的影響趨勢及其影響量和風洞試驗結(jié)果也是比較接近的，如圖4(c)所示。從上述數(shù)值模擬結(jié)果和風洞試驗結(jié)果的對比可以看出，一方面，由于噴流和飛機繞流之間干擾的復(fù)雜性，給數(shù)值模擬帶來了一定的困難。另一方面，風洞試驗中模型采用了背部支撐方式，盡管背部支撐比腹部支撐要好一些，但是模型的背部支撐仍然會影響飛機上部的繞流進而影響尾噴流和飛機繞流之間的干擾特性，這些差異導(dǎo)致了數(shù)值模擬結(jié)果和風洞試驗結(jié)果之間的偏差，但是從噴流干擾特性及物理機制上看，數(shù)值模擬結(jié)果也具有很高的可信度。

圖4 數(shù)值模擬結(jié)果驗證(V=60 m/s)Fig.4 Validation of numerical simulation results (V=60 m/s)

3 結(jié)果和分析

本試驗首先分析單發(fā)鴨式布局飛機無噴流時的地面效應(yīng)特性，然后研究矢量噴流對飛機地面效應(yīng)的影響規(guī)律。

3.1 鴨式布局飛機的地面效應(yīng)特性

飛機在地面滑跑時，為地面0 m高度狀態(tài)，此時飛機的地面效應(yīng)是最強的，圖5是噴管0°偏角、來流風速60 m/s時飛機地面效應(yīng)影響試驗分析結(jié)果。地面效應(yīng)對飛機的影響情況如下：

1) 如圖5(a)所示，地面效應(yīng)使得飛機零迎角升力系數(shù)降低，但隨迎角增加，地面效應(yīng)使得升力系數(shù)增大，即飛機升力線斜率增加，從0.049增大到0.059，增加20%。

2) 如圖5(b)所示，地面效應(yīng)使得阻力系數(shù)增加，而且在迎角10°以后，地面效應(yīng)引起的阻力系數(shù)增幅增大。

3) 如圖5(c)所示，地面效應(yīng)使得小迎角俯仰力矩系數(shù)增加，但隨迎角增大，到了迎角6°以后，地面效應(yīng)使得俯仰力矩系數(shù)降低。因此地面效應(yīng)導(dǎo)致零升力矩系數(shù)增加、氣動焦點后移，縱向靜穩(wěn)定性增加。

下面利用數(shù)值模擬方法從流場壓力變化上分析了飛機地面效應(yīng)的影響機理。圖6是單發(fā)鴨式布局飛機幾何外形沿軸向y和展向x分布示意圖，其中x為飛機展向位置/半展長，y為飛機軸向位置/機長。圖7是飛機地面效應(yīng)對其表面壓力系數(shù)Cp云圖影響，如圖中箭頭所示，每幅圖上半部分為有地面效應(yīng)(H=0 m)的流場壓力云圖，下半部分為無地面效應(yīng)(H=∞)的流場壓力云圖。圖8～圖11是飛機地面效應(yīng)對機身和機翼剖面壓力系數(shù)影響分析結(jié)果。在迎角0°時，地面效應(yīng)使得飛機中后段的機身和機翼下表面壓力系數(shù)減小，尾噴口上表面壓力增加，從而降低了零迎角升力系數(shù)，即俯仰力矩參考中心后的升力系數(shù)降低，進而增加了零升力矩系數(shù)。在迎角10°時，地面效應(yīng)使得飛機中后段的機身和機翼下表面壓力系數(shù)大幅增加，還使得機翼外段(x>0.4)上表面的壓力系數(shù)大幅降低，從而增加了迎角10°時的升力系數(shù)，降低了迎角10°時的俯仰力矩系數(shù)，因此引起飛機的升力線斜率增大、氣動焦點后移和縱向靜穩(wěn)定性提高。

圖5 飛機氣動特性地面效應(yīng)影響(V=60 m/s，噴管偏角0°)Fig.5 Ground effect on aerodynamic characteristics of aircraft (V=60 m/s，jet angle=0°)

圖6 飛機幾何外形沿軸向y和展向x分布Fig.6 Geometric distribution of aircraft along the body axis x and y

圖7 地面效應(yīng)對飛機表面壓力云圖影響(NPR=1)Fig.7 Ground effect on pressure contour over aircraft (NPR=1)

圖8 飛機地面效應(yīng)對機身軸向表面壓力系數(shù)影響Fig.8 Ground effect on pressure distribution over body along longitudinal axis

圖9 飛機地面效應(yīng)對機翼軸向表面壓力系數(shù)影響Fig.9 Ground effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis

圖10 地面效應(yīng)對機身和機翼展向表面壓力系數(shù)影響Fig.10 Ground effect on pressure distribution over body and wing along span axis

圖11 飛機地面效應(yīng)對尾噴口展向表面壓力系數(shù)影響Fig.11 Ground effect on pressure distribution over nozzle along span axis

3.2 噴流對鴨式布局飛機地面效應(yīng)的影響規(guī)律

圖12給出了噴流對地面0 m高度飛機地面效應(yīng)影響試驗分析結(jié)果。噴流使得地面效應(yīng)增強，具體影響情況如下：

1) 地面效應(yīng)引起的升力系數(shù)增量增加，且隨迎角增加增幅變大。

2) 地面效應(yīng)引起阻力系數(shù)增量增加。

3) 小迎角時地面效應(yīng)俯仰力矩系數(shù)抬頭量增加，中等迎角時地面效應(yīng)俯仰力矩系數(shù)低頭量也增加(這個規(guī)律與地面效應(yīng)對俯仰力矩系數(shù)影響規(guī)律一致，即小迎角時地面效應(yīng)產(chǎn)生抬頭力矩，中等迎角以后產(chǎn)生低頭力矩)。飛機地面效應(yīng)增強，導(dǎo)致起降迎角附近的升力增加，從而改善飛機起降性能。

圖13是噴流對飛機縱向特征值影響隨地面效應(yīng)高度變化規(guī)律。噴流使得零迎角升力系數(shù)增加0.006～0.008，零升阻力系數(shù)增加0.007～0.01，零升力矩系數(shù)增加0.001～0.002；在地面效應(yīng)0 m高度時，噴流使得升力線斜率增加1.5%，氣動焦點后移0.2%cr；噴流對縱向特征值影響量隨地面效應(yīng)高度增加而減小。

一般情況下，戰(zhàn)斗機的起飛/降落在迎角10°左右。圖14給出了迎角10°時噴流對飛機縱向氣動力和力矩影響隨地面效應(yīng)高度的變化規(guī)律。從圖中可以看出，迎角10°時，地面效應(yīng)0 m高度使得升力系數(shù)增加0.136、阻力系數(shù)增加0.011 8、俯仰力矩系數(shù)增加0.001 1。地面效應(yīng)其他高度對縱向氣動力和力矩影響量值比地面效應(yīng)0 m高度略有減小。

圖12 噴流對飛機地面0 m高度地面效應(yīng)影響Fig.12 Jet influence of aircraft on ground effect at 0 m altitude

圖13 噴流對飛機縱向特征量影響隨地面效應(yīng)高度變化Fig.13 Jet effect on longitudinal characteristics of aircraft at different ground effect altitudes

圖14 噴流對飛機縱向氣動特性影響隨地面效應(yīng)高度變化(α=10°)Fig.14 Jet effect on longitudinal aerodynamic characteristics of aircraft at different ground effect altitudes (α=10°)

下面利用數(shù)值模擬方法從流場壓力變化上分析了飛機在地面0 m高度時噴流對地面效應(yīng)的影響機理。圖15是飛機有/無噴流時全機壓力云圖對比，如圖中箭頭所示，每幅圖上半部分為無噴流(NPR=1)的流場壓力云圖，下半部分為有噴流(NPR=2.7)的流場壓力云圖。

圖16～圖19是飛機有/無噴流時機身、機翼和噴口附近剖面壓力系數(shù)的對比分析。飛機噴流會對其周圍氣流起到引射作用，誘導(dǎo)機身后段和機翼上的氣流加速，從而降低其表面壓力系數(shù)。在迎角0°時，飛機噴流使得其機身后段和機翼下表面壓力降低的幅度比上表面多，從而降低飛機升力系數(shù)。在迎角10°時，飛機噴流使得其機身后段和機翼上表面壓力降低的幅度比下表面多，從而增加飛機升力系數(shù)。

圖15 噴流對飛機表面壓力云圖影響(H=0 m)Fig.15 Jet effect on pressure contour over aircraft (H=0 m)

圖16 飛機噴流對機身軸向表面壓力系數(shù)影響(H=0 m)Fig.16 Jet effect on pressure distribution over body along longitudinal axis(H=0 m)

圖17 飛機噴流對機翼軸向表面壓力系數(shù)影響(H=0 m)Fig.17 Jet effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis (H=0 m)

圖18 飛機噴流對機身和機翼展向表面壓力系數(shù)影響(H=0 m)Fig.18 Jet effect on pressure distribution over body and wing along span axis (H=0 m)

圖19 飛機噴流對尾噴口展向表面壓力系數(shù)影響(H=0 m)Fig.19 Jet effect on pressure distribution over nozzle along span axis (H=0 m)

3.3 噴流矢量偏轉(zhuǎn)對鴨式布局飛機地面效應(yīng)的影響規(guī)律

安裝了推力矢量發(fā)動機的單發(fā)鴨式布局飛機在地面滑跑時，發(fā)動機噴管進行上/下矢量偏轉(zhuǎn)時，矢量噴流對飛機上下表面氣流誘導(dǎo)不對稱，會對飛機的地面效應(yīng)產(chǎn)生影響。圖20給出了發(fā)動機噴管上/下偏轉(zhuǎn)時噴流對飛機地面0 m高度地面效應(yīng)影響的分析結(jié)果。從圖中可以看出，小迎角時，矢量噴流對地面效應(yīng)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)增量影響不大。在迎角10°附近，噴管上偏轉(zhuǎn)使地面效應(yīng)升力系數(shù)增量增加0.003、俯仰力矩系數(shù)增量增加0.000 8，噴管下偏轉(zhuǎn)使地面效應(yīng)升力系數(shù)增量減小0.002、俯仰力矩系數(shù)增量減小0.001，但是在迎角15°時，噴管下偏轉(zhuǎn)卻使地面效應(yīng)俯仰力矩系數(shù)增量減小0.005。

圖21給出了迎角10°時矢量噴流對飛機縱向氣動力和力矩影響隨地面效應(yīng)高度的變化規(guī)律。從圖中可以看出，當迎角10°和地面效應(yīng)高度0 m時，噴管上偏轉(zhuǎn)使得升力系數(shù)減小0.008、阻力系數(shù)降低0.002、俯仰力矩系數(shù)增加0.004，噴管下偏轉(zhuǎn)使得升力系數(shù)增加0.007 5、阻力系數(shù)降低0.002、俯仰力矩系數(shù)增加0.004 5。此外，當迎角10°時，在地面效應(yīng)高度H=0～4 m范圍內(nèi)，隨著地面效應(yīng)高度的增加，噴管上/下偏轉(zhuǎn)對縱向氣動力和力矩影響隨地面效應(yīng)高度的變化規(guī)律是一致的。

圖20 矢量噴流對飛機地面0 m高度地面效應(yīng)影響曲線Fig.20 Vectoring jet influence on ground effect of aircraft at 0 m altitude

圖21 矢量噴流對飛機縱向氣動特性影響隨地面效應(yīng)高度變化(α=10°)Fig.21 Vectoring jet effect on longitudinal aerodynamic characteristics of aircraft at different ground effect altitudes (α=10°)

下面利用數(shù)值模擬方法從流場壓力變化上分析了飛機在地面0 m高度時噴流矢量偏轉(zhuǎn)的影響機理。圖22是飛機矢量噴流對全機壓力云圖影響，圖23～圖26是飛機矢量噴流對機身和機翼剖面壓力系數(shù)影響對比情況。飛機噴流向下偏轉(zhuǎn)主要是誘導(dǎo)減緩機身中后段和機翼的下表面氣流速度，提高其表面壓力系數(shù)，同時加速機身中后段和機翼的上表面氣流，降低其表面壓力系數(shù)，從而增加全機升力。由于增加升力的區(qū)域主要在飛機重心后面，從而產(chǎn)生低頭力矩系數(shù)。飛機噴流向上偏轉(zhuǎn)主要是誘導(dǎo)加速機身后段的下表面氣流，降低其表面壓力系數(shù)，同時減緩機身后段的上表面氣流速度，增加其表面壓力系數(shù)，從而降低全機升力，進而產(chǎn)生抬頭力矩系數(shù)。另外，矢量噴流對機身后段上表面誘導(dǎo)作用由于受到垂尾影響比對其下表面誘導(dǎo)作用要小些。

圖22 矢量噴流對飛機表面壓力云圖影響(α=10°)Fig.22 Vectoring jet effect on pressure contour over aircraft (α=10°)

圖25 矢量噴流對機身和機翼展向表面壓力 系數(shù)影響(H=0 m)Fig.25 Vectoring jet effect on pressure distribution over body and wing along span axis (H=0 m)

圖26 矢量噴流對尾噴口展向表面壓力系數(shù)影響(H=0 m)Fig.26 Vectoring jet effect on pressure distribution over nozzle along span axis(H=0 m)

4 結(jié) 論

本文利用單發(fā)鴨式布局全機模型在FL-8風洞中進行了低速推力矢量風洞試驗，研究了發(fā)動機矢量噴流對飛機地面效應(yīng)干擾氣動力影響，并用數(shù)值模擬方法對流場影響機理進行了分析，結(jié)果表明：

1) 飛機地面效應(yīng)會使得升力線斜率提高20%，阻力系數(shù)增加，零升力矩系數(shù)提高，氣動焦點后移和縱向靜穩(wěn)定性增大。

2) 發(fā)動機噴流使得飛機的地面效應(yīng)增強,地面0 m高度時升力線斜率增加1.5%，在迎角10°時地面效應(yīng)0 m高度使得升力系數(shù)增加0.136、阻力系數(shù)增加0.011 8、俯仰力矩系數(shù)增加0.001 1；地面效應(yīng)增強可以增加起降升力，降低飛機起飛/降落時的飛行速度，縮短起降距離，從而改善飛機的起降性能[21]。

3) 發(fā)動機噴管上/下偏轉(zhuǎn)時，矢量噴流會對飛機上下表面氣流誘導(dǎo)不對稱，進而對飛機的地面效應(yīng)產(chǎn)生影響。在迎角10°附近，噴管上偏轉(zhuǎn)使地面效應(yīng)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)增量分別增加0.003和0.000 8，噴管下偏轉(zhuǎn)使地面效應(yīng)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)增量分別減小0.002和0.001，噴管上/下偏轉(zhuǎn)均會減小地面效應(yīng)阻力系數(shù)增量，且噴管下偏轉(zhuǎn)減阻幅度更大。

綜上所述，單發(fā)鴨式布局飛機矢量噴流對其地面效應(yīng)存在較大干擾影響，在起降階段使用推力矢量時需要考慮這些氣動力干擾影響，以設(shè)計更優(yōu)的推失偏轉(zhuǎn)方案來改善起降性能。