双垂尾不利影响改善措施研究

2012-04-17李桂生蔡广平昂海松

实验流体力学 2012年1期

郑遂，李桂生，蔡广平，昂海松

（1.南京航空航天大学航空宇航学院，南京 210016；2.成都飞机设计研究所，成都 610041）

0 引言

高机动战斗机常常采用双垂尾布局，以改善大迎角航向稳定性，同时缓解大速压下静气动弹性效应问题，例如F－14、F－15、F－18、Su－27和Mig－29等飞机。隐身战斗机为了减小侧向扇区雷达回波，要么采用无垂尾布局，例如B－2，要么采用倾斜双垂尾，例如F－117、F－22、F－35和T－50等。

与此同时，为了提高机动性，拓宽飞行包线、尤其是飞行包线的左边界，希望飞机具有良好的大迎角特性，因此常常在飞机前体配置涡升力装置，例如机翼前边条、鸭翼和前机身侧棱等。

在小迎角范围内，倾斜双垂尾在俯视平面的投影面积相当于升力面面积，对升力有一定贡献。但是，当迎角增大到一定程度后，情况会发生根本性的变化：双垂尾导致大迎角升力明显降低，伴随产生抬头力矩。吕志咏和李建强等人［1－2］对一个三翼面双垂尾布局进行了风洞流场观测试验，认为双垂尾的存在增加了逆压梯度，使机翼涡更容易破裂，且加深了破裂的程度，从而致使最大升力下降。而逆压梯度的产生，是因为双垂尾正处在机翼主涡涡核的迹线上。郑遂、李桂生等人［3］针对一个典型的正常式布局研究进行了CFD研究，发现脱体涡对双垂尾的吸力和诱导作用，使得垂尾压力内高外低，内侧高压也传递到垂尾之间的机身上表面，使得大迎角升力降低、抬头力矩增大。

笔者采用一个典型的双垂尾鸭式布局进行CFD研究，扩展了文献［3］的机理研究工作，并设计了若干改善措施，进行了风洞试验验证。

1 研究方法

在类YF－22战斗机外形基础上，将平尾缩比后前移作为鸭翼，减小垂尾面积，构成双垂尾鸭式布局，形成几何外形数模；生成空间网格，进行CFD计算，分析部件和全机压力积分结果和流场细节，确认现象，找出原因；在此基础上提出改进措施，采用激光快速成型方法加工风洞试验模型，进行风洞试验验证。

1.1 布局模型

研究模型如图1所示，其主要参数如下：

机翼面积： 78m2

机翼展弦比： 2.36

机翼前缘后掠角： 48°

机翼尖削比： 0.17

机翼平均气动力弦长度：7.02m

鸭翼相对面积： 10%

垂尾相对面积： 15%

垂尾外倾角： 30°

机身长： 17.7m

参考重心位置：距机头11m

1.2 CFD软件

CFD分析采用ANSYS CFX软件。该软件应用有限体积法和全隐式多网格耦合求解技术，对N－S方程进行离散求解，能有效、精确地表达复杂几何形状，稳健、快速地收敛到稳态解。CFX引进了各种公认的湍流模型，例如k－ε模型、低雷诺数k－ε模型、RNGk－ε模型、代数雷诺应力模型、微分雷诺应力模型、微分雷诺通量模型、SST模型和大涡模型等。

计算采用SST湍流模型，半模网格单元数为500万。

1.3 试验模型和风洞

风洞试验模型为1∶26的光敏树脂加金属骨架模型，其主要受力部件（机身内筒、翼身接头等）为金属材料，其余部分为易于快速成型加工的光敏树脂。树脂与金属件之间采用粘合连接。模型支撑形式为尾撑，气动力测量采用内式六分量应变天平。

试验在北航D4风洞中进行。该风洞是回流式低速风洞，有开口和闭口两个实验段，该试验在开口段中完成。开口试验段入口形状为直径1.5m的圆形。试验风速为30m／s，以模型机翼平均气动力弦长度为参考长度的雷诺数为5.7×105。

2 研究结果

2.1 垂尾影响

对模型全状态和垂尾缺装状态进行了CFD分析，垂尾对全机升力特性和俯仰力矩特性影响见图2。在迎角15°～55°范围内，垂尾使得升力系数下降；无垂尾状态在迎角33°达到最大升力系数，此时垂尾使得全机升力系数下降0.26，占17%。在迎角15°～33°范围内，垂尾使得俯仰力矩系数增大；此后垂尾基本上不影响全机俯仰力矩特性。

图2 垂尾对升力和俯仰力矩特性影响Fig.2 Vertical tails'influence on lift and pitching moment characteristics

2.2 流动机理

图3给出了两个水平剖面的速度矢量图，一个位于垂尾根部，另一个位于垂尾三分之二翼展处。尽管前方来流是无侧滑的，两个剖面内的速度矢量在垂尾前缘处都具有指向外侧的分量，这主要是前体涡的诱导结果。垂尾处于这种流场中，内侧压力升高，外侧压力降低，产生指向外侧的法向力。因垂尾外倾，该法向力的投影贡献负升力。这个现象与文献［3］在正常式布局上的发现相似。

为了深入分析垂尾影响，将CFD模型划分成不同的部件（见图4），按部件进行压力积分，求出作用在垂尾上的升力和俯仰力矩系数，以及各部件在有垂尾和无垂尾时的升力、俯仰力矩系数增量。

图3 速度矢量Fig.3 Velocity vector

图4 CFD模型部件划分Fig 4 Parts of CFD model

图5是作用在垂尾上的升力和俯仰力矩系数。在迎角5°～55°范围内，升力为负，俯仰力矩为正。但是，总的来说升力系数和俯仰力矩系数的绝对值都很小，例如在迎角33°，垂尾使得全机升力系数下降0.26，但作用在垂尾上的升力系数仅为－0.02。因此，必然还存在其他的负升力贡献部件。事实上，在模型上增装垂尾时，其他各部件都产生负升力增量。图6是迎角33°时升力损失分解。由图6可见，升力损失最大的贡献者是机翼，其次是中后机身。机翼、中后机身和垂尾三者的升力损失占了总量的80%，即升力损失主要分布在模型后部，所以伴随产生抬头力矩。

图5 作用在垂尾上的升力和俯仰力矩系数Fig.5 Lift and pitching moment coefficients on vertical tails

图6 升力损失分解Fig.6 Lift lose breakdown

图7是垂尾处垂直机身轴线剖面上的静压云图，有垂尾状态与无垂尾状态对比。该图表明：垂尾的存在，使得机翼上方旋涡导致的低压区内压力增高；垂尾外侧表面处于低压区内，内侧表面处于高压区内；有垂尾时，垂尾间机身上表面压力明显高于无垂尾时的值。在该例中，垂尾本身并没有处在前体脱体涡涡核的迹线上，但的确削弱了脱体涡强度，这是因为垂尾在产生侧力时伴随产生的逆压梯度，削弱了脱体涡强度，降低了脱体涡稳定性。