鴨式飛機(jī)矢量噴流對(duì)大迎角氣動(dòng)特性的影響

魏中成，王海峰，袁兵，李盈盈

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(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091

為了實(shí)現(xiàn)大迎角可控機(jī)動(dòng)飛行能力，各國(guó)都在現(xiàn)有高性能戰(zhàn)斗機(jī)上應(yīng)用推力矢量技術(shù)[1-2]，利用發(fā)動(dòng)機(jī)噴管矢量偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生附加的直接力和力矩，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的姿態(tài)控制。美國(guó)在F-15、F-16和F-18戰(zhàn)斗機(jī)上進(jìn)行推力矢量技術(shù)應(yīng)用驗(yàn)證，F(xiàn)-15STOL/MTD 推力矢量技術(shù)驗(yàn)證機(jī)比常規(guī)F-15C 飛機(jī)的最大升力系數(shù)增加78%[3]，F(xiàn)-18HARV 驗(yàn)證機(jī)穩(wěn)定機(jī)動(dòng)的迎角可以達(dá)到70°[4]。美國(guó)與德國(guó)合作研究的X-31增強(qiáng)機(jī)動(dòng)性能試驗(yàn)機(jī)，其飛行試驗(yàn)[1]表明，推力矢量的最大技術(shù)潛力是能顯著改善飛機(jī)的過失速機(jī)動(dòng)能力。俄羅斯也在其蘇-27和米格-29戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行推力矢量技術(shù)應(yīng)用驗(yàn)證，如蘇-27戰(zhàn)斗機(jī)使用推力矢量控制技術(shù)完成了可控的“普加喬夫眼鏡蛇”、小半徑360°翻轉(zhuǎn)的空中筋斗(Kulbit)和“鐘”形等大迎角機(jī)動(dòng)飛行動(dòng)作。大量的技術(shù)驗(yàn)證研究使得推力矢量技術(shù)走向成熟，并成功應(yīng)用到第四代先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)F-22、F-35和蘇-57型號(hào)上。F-22戰(zhàn)斗機(jī)[5]可以在60°大迎角進(jìn)行可控飛行，在迎角超過40°時(shí)還可以提供20～30(°)/s的穩(wěn)定轉(zhuǎn)彎速度，這些飛行能力在沒有推力矢量技術(shù)時(shí)是無法做到的。

飛機(jī)在進(jìn)行推力矢量偏轉(zhuǎn)時(shí)，矢量噴流與飛機(jī)繞流之間會(huì)產(chǎn)生相互干擾影響。國(guó)內(nèi)外研究人員利用數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)開展了大量的矢量噴流與飛機(jī)氣動(dòng)特性相互干擾影響研究工作[6-16]，但這些研究主要集中在單獨(dú)翼面[6-7]、翼身組合體[8-9]和正常式布局飛機(jī)[10-15]上，對(duì)鴨式布局飛機(jī)矢量噴流與飛機(jī)主流之間干擾影響研究相對(duì)較少[16-18]。鴨式布局飛機(jī)去掉了平尾，其機(jī)翼布置更靠后，距離尾噴口更近，機(jī)翼受矢量噴流干擾也更大，而機(jī)翼又是飛機(jī)主要升力部件，在大迎角飛行時(shí)，機(jī)翼表面氣流嚴(yán)重分離和旋渦破裂，此時(shí)飛機(jī)的氣動(dòng)特性具有較強(qiáng)的非線性和非定常特征，這勢(shì)必會(huì)加劇矢量噴流與大迎角繞流干擾的復(fù)雜性。因此很有必要研究矢量噴流對(duì)鴨式布局戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)特性干擾影響。

本文主要目的是利用低速風(fēng)洞試驗(yàn)[19-21]和數(shù)值模擬手段[16]研究單發(fā)鴨式布局戰(zhàn)斗機(jī)矢量噴流對(duì)大迎角繞流的影響特性，獲得矢量噴流對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，為鴨式布局戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)大迎角機(jī)動(dòng)飛行推力矢量偏轉(zhuǎn)方案提供技術(shù)支撐。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

本試驗(yàn)在中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的FL-8風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座單回流連續(xù)式閉口低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面為2.5 m×3.5 m的扁八角形，試驗(yàn)最高風(fēng)速為70 m/s，風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)良好。

試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑閱伟l(fā)鴨式布局飛機(jī)(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(jī)外形，獲得外部氣動(dòng)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(huì)影響到外部氣動(dòng)力的測(cè)量。試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诘退亠L(fēng)洞中根據(jù)迎角范圍不同采用兩種支撐方式[19]：一是在迎角30°以下，采用腹部單支桿支撐，模型正裝；二是在迎角30°以上，采用背部單支桿支撐，模型正裝。支桿內(nèi)部掏空形成壓縮空氣內(nèi)流通道，飛機(jī)尾部與矢量噴管連接，見圖2。

試驗(yàn)研究了單發(fā)鴨式布局飛機(jī)矢量噴流對(duì)大迎角氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。飛機(jī)模型的尾噴口外形有兩種狀態(tài)，即大噴口狀態(tài)和小噴口狀態(tài)(見圖3)，分別模擬發(fā)動(dòng)機(jī)最大和中間工作狀態(tài)。噴流模擬了3個(gè)落壓比：NPR0、NPR1和NPR2(其中NPR0為無噴流狀態(tài)，NPR1對(duì)應(yīng)大噴口狀態(tài)，NPR2對(duì)應(yīng)小噴口狀態(tài))。推力矢量噴管偏轉(zhuǎn)模擬了3個(gè)角度，即δT=-20°，0°， 20°，噴管向下偏轉(zhuǎn)為正。

圖1 單發(fā)鴨式布局飛機(jī)示意圖Fig.1 Sketch of single-engine canard configuration aircraft

試驗(yàn)中，迎角范圍為0°～90°，風(fēng)速60 m/s，模型機(jī)翼參考面積Sref=0.265 m2，機(jī)翼理論根弦長(zhǎng)Cr=0.61 m，力矩參考中心位于48%Cr，基于單發(fā)鴨式布局飛機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼理論根弦長(zhǎng)Cr的雷諾數(shù)為2.6×106。

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

圖3 飛機(jī)尾噴口狀態(tài)示意圖Fig.3 Sketch of aircraft nozzle geometries

2 計(jì)算方法和驗(yàn)證

數(shù)值模擬采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，求解Navier-Stokes方程，計(jì)算模型與風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽缫恢拢捎冒肽７椒?。?shù)值模擬計(jì)算網(wǎng)格如圖4所示，圖4(a)是無噴流狀態(tài)計(jì)算網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量為1 494萬，模型尾噴口設(shè)計(jì)有整流尾椎，用于模擬風(fēng)洞試驗(yàn)中尾部流動(dòng)狀態(tài)；圖4(b)是噴流狀態(tài)計(jì)算網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量為1 596萬，對(duì)噴流區(qū)域進(jìn)行了局部加密；圖4(c)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；圖4(d)是飛機(jī)數(shù)值模擬典型部件劃分示意圖。數(shù)值模擬采用的湍流模型為SST(Shear Stress Transport)模型。

圖5給出了來流風(fēng)速為V=60 m/s、有/無噴流時(shí)的風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬結(jié)果對(duì)比。從圖中可以看出，對(duì)于升力系數(shù)CL特性，中小迎角下的數(shù)值模擬結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果比較接近，大迎角下的數(shù)值模擬結(jié)果偏大，但有/無噴流的差量基本相當(dāng)，隨迎角變化規(guī)律也一致，如圖5(a)所示。而對(duì)于阻力系數(shù)CD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(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果稍小一些，大迎角下的數(shù)值模擬阻力系數(shù)偏大，但是隨著迎角的變化，噴流對(duì)阻力的影響趨勢(shì)及其影響量和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果還是比較接近的，如圖5(b)所示。對(duì)于俯仰力矩系數(shù)Cm特性，中小迎角下的數(shù)值模擬結(jié)果偏大，大迎角下的數(shù)值模擬結(jié)果偏小，但同樣無論有/無噴流，隨著迎角的變化，噴流對(duì)俯仰力矩的影響趨勢(shì)及其影響量和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果也是比較接近的，如圖5(c)所示。從上述數(shù)值模擬結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比可以看出，一方面，由于噴流和飛機(jī)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(fēng)洞試驗(yàn)中模型采用了腹部/背部支撐方式，支撐機(jī)構(gòu)仍然會(huì)影響飛機(jī)下/上部的繞流進(jìn)而影響尾噴流和飛機(jī)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(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果之間的偏差，但是從噴流干擾特性及物理機(jī)制上看，數(shù)值模擬結(jié)果也具有很高的可信度。

圖4 數(shù)值模擬計(jì)算網(wǎng)格示意圖Fig.4 Grid sketch of numerical simulation

圖5 數(shù)值模擬結(jié)果驗(yàn)證(V=60 m/s)Fig.5 Validation of CFD simulation (V=60 m/s)

3 結(jié)果和分析

首先分析單發(fā)鴨式飛機(jī)尾噴管外形變化對(duì)大迎角氣動(dòng)特性的影響，然后研究噴流及其矢量偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性的影響規(guī)律。

3.1 無噴流、無偏轉(zhuǎn)時(shí)尾噴管外形變化對(duì)鴨式飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性影響

飛機(jī)在飛行過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)的噴管外形面會(huì)隨其工作狀態(tài)的不同而適時(shí)進(jìn)行調(diào)節(jié)，以產(chǎn)生所需要的推力。發(fā)動(dòng)機(jī)在最大工作狀態(tài)工作時(shí)，加力燃燒室全部打開，噴管處于大噴口狀態(tài)(Full Afterburning Power，簡(jiǎn)稱AB)，此時(shí)噴口直徑較大；發(fā)動(dòng)機(jī)在中間工作狀態(tài)工作時(shí)，加力燃燒室關(guān)閉，噴管處于小噴口狀態(tài)(Millitary Power，MP)，此時(shí)噴口直徑較小，如圖3所示。圖6是噴管0°偏角、無噴流、來流風(fēng)速60 m/s時(shí)飛機(jī)噴管AB狀態(tài)相比MP狀態(tài)氣動(dòng)力影響試驗(yàn)分析結(jié)果。噴管外形面的變化對(duì)飛機(jī)的影響情況如下：

1) 如圖6(a)所示，尾噴管由小噴口狀態(tài)變到大噴口狀態(tài)，噴口直徑增大使得飛機(jī)升力系數(shù)增加，中小迎角升力系數(shù)增加0.005左右，隨迎角繼續(xù)增大，升力系數(shù)增量增大，迎角50°時(shí)升力系數(shù)增加0.023，迎角65°時(shí)升力系數(shù)增幅最大，增加0.03。

2) 如圖6(b)所示，尾噴管由小噴口狀態(tài)變到大噴口狀態(tài)，噴口直徑增大使得飛機(jī)阻力系數(shù)也是增加的，中小迎角升力系數(shù)增加0.006左右，隨迎角繼續(xù)增大，阻力系數(shù)增量先減小后增大，迎角50°時(shí)阻力系數(shù)增加0.015 8，迎角70°時(shí)阻力系數(shù)增幅最大，增加0.045 6。

3) 如圖6(c)所示，尾噴管由小噴口狀態(tài)變到大噴口狀態(tài)，噴口直徑增大使得飛機(jī)俯仰力矩系數(shù)在迎角45°以前變化不大，但隨迎角繼續(xù)增大，俯仰力矩系數(shù)開始降低，在迎角50°時(shí)俯仰力矩系數(shù)降低0.009，在迎角70°時(shí)俯仰力矩系數(shù)降幅達(dá)到最大，降低0.015。

圖6 無噴流、無偏轉(zhuǎn)時(shí)噴管外形面變化對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力特性影響(大噴口狀態(tài)相比小噴口狀態(tài))Fig.6 Effect on aerodynamic characteristics of aircraft nozzle geometries (jet off, jet angle 0°, AB to MP)

下面利用數(shù)值模擬方法從流場(chǎng)壓力變化上分析飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管外形的影響機(jī)理。圖7是單發(fā)鴨式布局飛機(jī)幾何外形沿軸向y和展向x分布示意圖，其中x為飛機(jī)展向位置/半展長(zhǎng)，y為飛機(jī)軸向位置/機(jī)長(zhǎng)。圖8～圖11是無噴流、無偏轉(zhuǎn)時(shí)飛機(jī)噴管外形對(duì)機(jī)身和機(jī)翼剖面壓力系數(shù)Cp影響分析結(jié)果，圖12是無噴流、無偏轉(zhuǎn)和迎角50°時(shí)噴管外形對(duì)飛機(jī)典型部件氣動(dòng)力影響分析結(jié)果，噴管外形主要對(duì)機(jī)身尾段和發(fā)動(dòng)機(jī)噴管外表面壓力系數(shù)產(chǎn)生影響，對(duì)飛機(jī)其他部件沒有影響(見圖8～圖10)。如圖8(a)、圖8(b)和圖11(a)所示，在迎角15°時(shí)，相比小噴口狀態(tài)，大噴口狀態(tài)的機(jī)身尾段(x>0.8)和噴口的上下表面壓力系數(shù)均增大，且下表面壓力系數(shù)增幅更大些，導(dǎo)致機(jī)身尾段和噴口升力系數(shù)增加；機(jī)身尾段和噴口外形面有曲率，表面壓力系數(shù)增加會(huì)引起阻力增加；從全機(jī)來看，由于機(jī)身尾段和噴口表面的面積較小，且表面壓力系數(shù)的增量不大，所以升力系數(shù)和阻力系數(shù)的增加量不大，對(duì)全機(jī)俯仰力矩系數(shù)影響也小。如圖8(c)、圖8(d)、圖11(b)所示，在迎角50°時(shí)，相比小噴口狀態(tài)，大噴口狀態(tài)的機(jī)身尾段(x>0.8)和噴口的上下表面壓力系數(shù)均大幅增大，且下表面壓力系數(shù)增幅更大些，導(dǎo)致機(jī)身尾段和噴口升力系數(shù)大幅增加，增幅約10%，見圖12(a)；機(jī)身尾段和噴口外形面有曲率，表面壓力系數(shù)增加會(huì)引起阻力小幅增加，增幅約6%，見圖12(b)；由于飛機(jī)后段的升力系數(shù)增加，產(chǎn)生低頭力矩，低頭力矩增加10%左右，見圖12(c)，從而降低了全機(jī)俯仰力矩系數(shù)。從部件力影響結(jié)果也可以看出噴管外形變化主要影響后機(jī)身和噴管上的氣動(dòng)力，對(duì)鴨翼、機(jī)翼部件影響小。

圖7 飛機(jī)幾何外形沿軸向y和展向x分布Fig.7 Geometric distribution of aircraft along body axis y and spanwise x

圖8 無噴流、無偏轉(zhuǎn)時(shí)噴管外形對(duì)機(jī)身軸向表面壓力系數(shù)影響(NPR0,x=0.04)Fig.8 Nozzle geometries on pressure coelficient distribution over body along longitudinal axis (jet off, jet angle 0°,NPR0,x=0.04)

圖9 無噴流、無偏轉(zhuǎn)時(shí)噴管外形對(duì)機(jī)翼軸向表面壓力系數(shù)影響(NPR0,x=0.4)Fig.9 Nozzle geometries on pressure distribution over wing along longitudinal axis (jet off, jet angle 0°,NPR0,x=0.4)

圖10 無噴流、無偏轉(zhuǎn)時(shí)噴管外形對(duì)機(jī)身和機(jī)翼展向表面壓力系數(shù)影響(NPR0,y=0.83)Fig.10 Nozzle geometries on pressure distribution over Body and wing along spanwise axis (jet off, jet angle 0°,NPR0,y=0.83)

圖11 無噴流、無偏轉(zhuǎn)時(shí)噴管外形對(duì)尾噴口展向表面壓力系數(shù)影響(NPR0,y=0.95)Fig.11 Nozzle geometries on pressure distribution over nozzle along spanwise axis (jet off, jet angle 0°,NPR0,y=0.95)

圖12 無噴流、無偏轉(zhuǎn)時(shí)噴管外形對(duì)飛機(jī)典型部件氣動(dòng)力影響(NPR0,迎角50°)Fig.12 Influence of nozzle geometries on aerodynamics of aircraft typical components (jet off, jet angle 0°, NPR0,α=50°)

3.2 無偏轉(zhuǎn)噴流對(duì)鴨式飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性影響

圖13給出了無偏轉(zhuǎn)噴流對(duì)飛機(jī)不同噴口狀態(tài)大迎角氣動(dòng)特性影響試驗(yàn)分析結(jié)果。具體影響情況如下：

1) 如圖13(a)所示，噴流使得飛機(jī)中小迎角升力系數(shù)有所降低，使得大迎角升力系數(shù)急劇非線性增加，且隨迎角增加升力系數(shù)增幅增大，在迎角45°時(shí)升力系數(shù)增量達(dá)到最大：大噴口狀態(tài)升力系數(shù)增加0.091，小噴口狀態(tài)升力系數(shù)增加0.061。

2) 如圖13(b)所示，噴流使得飛機(jī)中小迎角阻力力系數(shù)略有增加，使得大迎角阻力系數(shù)急劇非線性增加，且隨迎角增加阻力系數(shù)增幅增大，大噴口狀態(tài)在迎角55°時(shí)阻力系數(shù)增量達(dá)到最大，增加0.126 7，小噴口狀態(tài)在迎角60°時(shí)阻力系數(shù)增量達(dá)到最大，增加0.074 2。

3) 如圖13(c)所示，噴流對(duì)飛機(jī)中小迎角俯仰力矩系數(shù)影響很小，使得大迎角俯仰力矩系數(shù)先增加后降低，在迎角40°時(shí)俯仰力矩系數(shù)增量達(dá)到最大：大噴口狀態(tài)俯仰力矩系數(shù)增加0.01，小噴口狀態(tài)俯仰力矩系數(shù)增加0.005 5；然后隨迎角繼續(xù)增加，俯仰力矩系數(shù)增量急劇非線性減小，大噴口狀態(tài)俯仰力矩系數(shù)增量在迎角42°以后變?yōu)樨?fù)值，在迎角55°時(shí)俯仰力矩系數(shù)減小0.012 9，小噴口狀態(tài)俯仰力矩系數(shù)增量在迎角52°以后變?yōu)樨?fù)值，在迎角55°時(shí)俯仰力矩系數(shù)減小0.006 7。

4) 噴流對(duì)飛機(jī)大噴口狀態(tài)大迎角升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)影響比小噴口狀態(tài)高50%左右。

圖13 無偏轉(zhuǎn)噴流對(duì)飛機(jī)不同噴口狀態(tài)大迎角氣動(dòng)特性影響Fig.13 Jet influence on high angle of attack aerodynamics of aircraft with different nozzles (jet angle 0°)

下面利用數(shù)值模擬方法從流場(chǎng)壓力變化上分析飛機(jī)無偏轉(zhuǎn)噴流對(duì)大迎角氣動(dòng)特性的影響機(jī)理。圖14～圖17是飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)全加力狀態(tài)有/無噴流時(shí)機(jī)身、機(jī)翼和噴口附近剖面壓力系數(shù)的對(duì)比分析，圖18是迎角50°時(shí)無偏轉(zhuǎn)噴流對(duì)飛機(jī)典型部件氣動(dòng)力影響分析結(jié)果。飛機(jī)噴流會(huì)對(duì)其周圍氣流起到引射作用，誘導(dǎo)機(jī)身后段和機(jī)翼上的氣流加速，從而降低其表面壓力系數(shù)。如圖14(a)、圖14(b)、圖15(a)、圖16(a)和圖17(a)所示，在迎角15°時(shí)，飛機(jī)噴流對(duì)機(jī)身中前段和鴨翼表面壓力系數(shù)影響很小，使得機(jī)身后段和機(jī)翼上下表面壓力系數(shù)均降低，但降低量較小，因此對(duì)升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)影響較小。如圖14(c)、圖14(d)、圖15(b)和圖16(b)所示，在迎角50°時(shí)，飛機(jī)噴流使得其機(jī)身、鴨翼和機(jī)翼上表面壓力系數(shù)明顯降低，對(duì)其下表面壓力系數(shù)影響較??；如圖17(b)所示，噴流使得飛機(jī)尾噴口上表面壓力系數(shù)明顯降低，下表面壓力系數(shù)明顯增加。如圖18所示，噴流使得鴨翼的升力、阻力和抬頭力矩系數(shù)增加13%左右，使得機(jī)翼的升力、阻力系數(shù)和低頭力矩系數(shù)增加約17%，使得后機(jī)身(含噴管)的升力、阻力和低頭力矩系數(shù)增加18%左右，從而大幅增加了飛機(jī)升力系數(shù)、阻力系數(shù)，由于鴨翼產(chǎn)生的抬頭力矩系數(shù)比機(jī)翼和后機(jī)身(含噴管)產(chǎn)生的低頭力矩系數(shù)小，進(jìn)而使得全機(jī)產(chǎn)生低頭力矩。

圖14 無偏轉(zhuǎn)噴流對(duì)機(jī)身軸向表面壓力系數(shù)影響(AB,x=0.04)Fig.14 Jet effect on pressure distribution over body along longitudinal axis (jet angle 0°,AB,x=0.04)

圖15 無偏轉(zhuǎn)噴流對(duì)機(jī)翼軸向表面壓力系數(shù)影響(AB,x=0.4)Fig.15 Jet effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis (jet angle 0°,AB,x=0.4)

圖16 無偏轉(zhuǎn)噴流對(duì)機(jī)身和機(jī)翼展向表面壓力系數(shù)影響(AB,y=0.83)Fig.16 Jet effect on pressure distribution over body and wing along spanwise axis (jet angle 0°,AB,y=0.83)

圖17 無偏轉(zhuǎn)噴流對(duì)尾噴口展向表面壓力系數(shù)影響(AB,y=0.95)Fig.17 Jet effect on pressure distribution over nozzle along spanwise axis (jet angle 0°,AB,y=0.95)

圖18 無偏轉(zhuǎn)噴流對(duì)飛機(jī)典型部件氣動(dòng)力影響(迎角50°,AB)Fig.18 Jet effect on aerodynamics of aircraft typical components (jet angle 0°, α=50°,AB)

3.3 噴流矢量偏轉(zhuǎn)對(duì)鴨式飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性影響

安裝了推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的單發(fā)鴨式布局飛機(jī)在大迎角飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管通過上/下矢量偏轉(zhuǎn)進(jìn)行俯仰控制，矢量噴流對(duì)飛機(jī)上下表面氣流誘導(dǎo)不對(duì)稱，會(huì)對(duì)飛機(jī)的大迎角氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響。圖19 給出了發(fā)動(dòng)機(jī)噴流上/下偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)分析結(jié)果。

從圖19(a)中可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流上偏轉(zhuǎn)減小升力系數(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流下偏轉(zhuǎn)增加升力系數(shù)；隨迎角增大，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流上/下偏轉(zhuǎn)對(duì)升力系數(shù)的影響量是非線性增加的；噴流上偏轉(zhuǎn)使升力系數(shù)減小量在迎角35°時(shí)達(dá)到最大，減小0.035 3，然后隨迎角繼續(xù)增大升力系數(shù)降幅開始降低，在迎角50°時(shí)減小0.009 8；噴流下偏轉(zhuǎn)使升力系數(shù)增加量在迎角50°時(shí)達(dá)到最大，增加0.077 5，然后隨迎角繼續(xù)增大升力系數(shù)增幅開始降低；發(fā)動(dòng)機(jī)噴流下偏轉(zhuǎn)對(duì)大迎角升力系數(shù)影響量大于噴流上偏轉(zhuǎn)。

從圖19(b)中可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流上偏轉(zhuǎn)減小阻力系數(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流下偏轉(zhuǎn)增加阻力系數(shù)；隨迎角增大，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流上/下偏轉(zhuǎn)對(duì)阻力系數(shù)的影響量也是非線性增加的；噴流上偏轉(zhuǎn)使阻力系數(shù)一直緩慢減小，在迎角55°時(shí)減小0.023 6；噴流下偏轉(zhuǎn)使阻力系數(shù)快速增大，在迎角50°時(shí)增加0.088 6， 在迎角70°時(shí)增量達(dá)到最大，增加0.134 6，然后隨迎角繼續(xù)增大阻力系數(shù)增幅開始快速降低。

從圖19(c)中可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流上偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生抬頭力矩系數(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流下偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生低頭力矩系數(shù)；隨迎角增大，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流上偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的抬頭力矩系數(shù)影響量是緩慢增加的，在迎角55°時(shí)抬頭力矩增量為0.013 1；發(fā)動(dòng)機(jī)噴流下偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的低頭力矩系數(shù)影響量先增加后快速減小，在迎角60°時(shí)低頭力矩系數(shù)增量達(dá)到最大，為-0.017 3。發(fā)動(dòng)機(jī)噴流上/下偏影響量的對(duì)稱性較差。

圖19 矢量噴流對(duì)飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性影響(大噴口狀態(tài))Fig.19 Vectoring jet influence on high angle of attack aerodynamics of aircraft with full afterburning power

下面利用數(shù)值模擬方法從流場(chǎng)壓力變化上分析飛機(jī)噴流矢量偏轉(zhuǎn)的影響機(jī)理。圖20～圖23是飛機(jī)矢量噴流對(duì)機(jī)身和機(jī)翼剖面壓力系數(shù)影響對(duì)比。飛機(jī)噴流向下偏轉(zhuǎn)主要是誘導(dǎo)減緩機(jī)身中后段和機(jī)翼的下表面氣流速度，提高其表面壓力系數(shù)，同時(shí)加速機(jī)身中后段和機(jī)翼的上表面氣流，降低其表面壓力系數(shù)，從而增加全機(jī)升力。由于增加升力的區(qū)域主要在飛機(jī)重心后面，從而產(chǎn)生低頭力矩系數(shù)。飛機(jī)噴流向上偏轉(zhuǎn)主要是誘導(dǎo)加速機(jī)身后段的下表面氣流，降低其表面壓力系數(shù)，同時(shí)減緩機(jī)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(jī)升力，進(jìn)而產(chǎn)生抬頭力矩系數(shù)。在迎角15°時(shí)，矢量噴流的誘導(dǎo)作用要弱一些，影響區(qū)域也要小一些，見圖20(a)、圖20(b)、圖21(a)和圖22(a)；在迎角50°時(shí)，矢量噴流的誘導(dǎo)作用比較強(qiáng)，影響區(qū)域也向前延伸，對(duì)中機(jī)身甚至鴨翼都有較強(qiáng)影響，見圖20(c)、圖20(d)、圖21(b)和圖22(b)。

圖20 矢量噴流對(duì)機(jī)身軸向表面壓力系數(shù)影響(AB,NPR1,x=0.04)Fig.20 Vectoring jet effect on pressure distribution over body along longitudinal axis (AB,NPR1,x=0.04)

如圖23所示，矢量噴流對(duì)尾噴管上/下表面流動(dòng)影響最大，噴流下偏轉(zhuǎn)使得噴管上表面負(fù)壓大幅減小、下表面正壓大幅增加，從而增加升力系數(shù)、產(chǎn)生低頭力矩；噴流上偏轉(zhuǎn)使得噴管下表面正壓大幅降低至負(fù)壓，上表面負(fù)壓在迎角15°時(shí)增加至正壓范圍、在迎角50°時(shí)變化不大。這是因?yàn)槭艿酱刮灿绊懯沟檬噶繃娏鲗?duì)機(jī)身后段上表面誘導(dǎo)作用比對(duì)其下表面誘導(dǎo)作用要小些。

圖21 矢量噴流對(duì)機(jī)翼軸向表面壓力系數(shù)影響(AB,NPR1,x=0.4)Fig.21 Vectoring jet effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis(AB,NPR1,x=0.4)

圖24是迎角50°時(shí)矢量噴流對(duì)飛機(jī)典型部件氣動(dòng)力影響分析結(jié)果，飛機(jī)噴流向下偏轉(zhuǎn)使得鴨翼的升力、阻力和抬頭力矩系數(shù)增加6%，機(jī)翼的升力、阻力和低頭力矩系數(shù)增加8%，后機(jī)身(含噴管)的升力、阻力和低頭力矩系數(shù)增加15%左右，從而使得全機(jī)升力和阻力系數(shù)增大、產(chǎn)生低頭力矩；飛機(jī)噴流向上偏轉(zhuǎn)使得鴨翼的升力、阻力和抬頭力矩系數(shù)減小5%，機(jī)翼的升力、阻力和低頭力矩系數(shù)減小7%，使得后機(jī)身(含噴管)的升力、阻力和低頭力矩系數(shù)減小12%左右，從而使得全機(jī)升力和阻力系數(shù)減小、產(chǎn)生抬頭力矩。因此噴流下偏轉(zhuǎn)對(duì)大迎角氣動(dòng)力影響比上偏轉(zhuǎn)大一些。

圖22 矢量噴流對(duì)機(jī)身和機(jī)翼展向表面壓力系數(shù)影響(AB,NPR1,y=0.83)Fig.22 Vectoring jet effect on pressure distribution over body and wing along spanwise axis (AB,NPR1,y=0.83)

圖23 矢量噴流對(duì)尾噴口展向表面壓力系數(shù)影響(AB,NPR1,y=0.95)Fig.23 Vectoring jet effect on pressure distribution over nozzle along spanwise axis (AB,NPR1,y=0.83)

圖24 矢量噴流對(duì)飛機(jī)典型部件氣動(dòng)力影響(AB,NPR1,迎角50°)Fig.24 Vectoring jet effect on aerodynamics of aircraft typical components (AB,NPR1,α=50°)

4 結(jié) 論

本文利用單發(fā)鴨式布局全機(jī)模型在FL-8風(fēng)洞中進(jìn)行了低速推力矢量風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴流對(duì)飛機(jī)大迎角氣動(dòng)力影響特性，并用數(shù)值模擬方法對(duì)流場(chǎng)影響機(jī)理進(jìn)行了分析，結(jié)果表明：

1) 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管外形、噴流及其矢量偏轉(zhuǎn)對(duì)飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性影響相比中小迎角時(shí)大得多，導(dǎo)致對(duì)升力、阻力和俯仰力矩系數(shù)影響出現(xiàn)急劇非線性增大現(xiàn)象。

2) 無噴流、無偏轉(zhuǎn)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管由小噴口狀態(tài)變到大噴口狀態(tài)，噴口直徑增大使得大迎角升力和阻力系數(shù)明顯增加，產(chǎn)生較大的大迎角低頭力矩，升力系數(shù)最大增加0.03、阻力系數(shù)最大增加0.045 6、俯仰力矩系數(shù)最大降低0.015。

3) 發(fā)動(dòng)機(jī)無偏轉(zhuǎn)噴流使得飛機(jī)大迎角升力和阻力系數(shù)急劇非線性增加，并產(chǎn)生較大的大迎角低頭力矩，噴流對(duì)大噴口狀態(tài)大迎角氣動(dòng)力影響比小噴口狀態(tài)高50%左右，大噴口狀態(tài)噴流使得飛機(jī)在大迎角區(qū)域升力系數(shù)最大增加0.091、阻力系數(shù)最大增加0.126 7、俯仰力矩系數(shù)最大降低0.012 9。

4) 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上/下偏轉(zhuǎn)時(shí)，矢量噴流會(huì)對(duì)飛機(jī)上下表面氣流誘導(dǎo)不對(duì)稱，進(jìn)而對(duì)飛機(jī)大迎角氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流上偏減小升力和阻力系數(shù)、產(chǎn)生抬頭力矩，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流下偏增加升力和阻力系數(shù)、產(chǎn)生低頭力矩；由于受垂尾影響，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流下偏對(duì)大迎角氣動(dòng)力影響量明顯高于上偏狀態(tài)。

綜上所述，單發(fā)鴨式布局飛機(jī)矢量噴流對(duì)大迎角氣動(dòng)特性存在較大非線性干擾影響，在大迎角區(qū)域飛行使用推力矢量時(shí)需要考慮這些氣動(dòng)力干擾影響，以設(shè)計(jì)更優(yōu)的推力矢量偏轉(zhuǎn)方案來改善大迎角機(jī)動(dòng)性能。