推力矢量对飞机大迎角动态气动特性的影响

汤伟，黄勇，傅澔

1.西北工业大学 航空学院，西安 710072 2.中国空气动力研究与发展中心 低速空气动力研究所，绵阳 621000

动态特性是衡量战斗机气动性能的重要参数。随着航空航天技术的迅速发展，现代战斗机在速度、迎角、角速度和加速度变化能力上比以往有很大提高。但是要正确表达和研究战斗机非线性惯性运动形态中的气动与运动变量之间的关系，尤其把握大迎角动稳定性变化规律，仍然是需要突破的关键技术难题之一。在战斗机的研制过程中，大迎角动态气动特性直接影响其过失速机动能力并进而影响其飞行性能[1-6]。

推力矢量是提高战斗机大迎角动态气动特性，提升其过失速机动能力和飞行品质的重要手段。推力矢量在提供动力的同时，还能单独在战斗机俯仰、偏航、滚转和反推力方向提供发动机推力，用以部分或全部取代由战斗机舵面或其他装置产生的气动力对战斗机进行操纵控制。在飞行控制和飞行力学领域，对推力矢量的研究获得了大量成果[7-9]。因此，在过失速机动过程的传统控制设计方法中，当气动舵面不足以提供所需的控制力矩时，一般都会引入推力矢量控制。但是，新一代战斗机在研制过程中被赋予了更高的机动性要求，也将更多地依赖推力矢量，致使气动和推力矢量的融合控制研究日益重要[10]。推力矢量更多地介入飞行控制，必然带来更大的非线性气动耦合。因此，在过失速机动的研究中，开展推力矢量对大迎角动态气动特性影响的试验研究对于设计更加先进的战斗机控制律，综合控制气动和推力矢量控制面，保证大迎角下的稳定性和过失速机动的实现有着重要意义。

当前，风洞试验模拟仍然是开展战斗机动态气动特性研究的主要手段。国内外低速、高速风洞已经开发了形式多样的动态试验技术，战斗机模型大迎角非定常气动力风洞试验方法和非定常气动力研究均取得了重大进展[11-14]。通常情况下，推力矢量影响的风洞试验和大迎角动态气动特性风洞试验是分开进行的，单独考察推力矢量对气动力的影响和大迎角时的动态气动特性[15-20]。如何将推力矢量试验和非定常大迎角动态试验融合起来开展风洞试验对于深入研究推力矢量对大迎角动态气动特性影响是需要解决的关键技术问题。在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所∅3.2 m开口风洞中，研制了一套可以接通高压空气的动态试验装置，结合推力矢量喷流模拟系统，设计了开展推力矢量对大迎角动态气动特性影响的试验技术。利用战斗机模型开展了不同减缩频率、不同落压比、不同喷管偏角下的大迎角俯仰振荡运动特性试验研究，验证了试验技术的可行性，初步获得了推力矢量对战斗机动态非定常气动力的影响规律。

1 主要试验装置

1.1 通气动态试验装置

图1 大迎角通气动态试验装置Fig.1 Ventilated dynamic test device for high angle of attack

大迎角通气动态试验装置总体布局见图1,装置由运动控制机构、碳纤维支杆和动力控制系统等部分组成。运动控制机构是该装置的主要部分，它由蜗轮和齿轮二级减速机构、凸轮顶杆机构、端面齿环预置机构和主轴支承组件等部分组成。该装置总减速比可以通过滑动齿轮进行调节，总减速比有3种，分别为12、25、640，以适应不同试验运动频率的要求。设计最高频率为4 Hz，可满足静态和动态试验要求。试验模型的运动规律由凸轮的型面来控制。高压空气通过摇臂、支杆，最后引入模型。

1.2 喷流模拟系统

常规大迎角非定常气动力试验研究的模型都是静态模型，不带进排气装置。此次试验研究模型的重要部件就是安装在模型内部的高压喷流模拟系统。

喷流系统结构主要由固定部分和浮动部分组成，如图2所示。固定部分由气室、喷嘴和波纹管组成。浮动部分包括环室、中心锥、总压耙、内尾喷管和外尾喷管等部分。在浮动部分和固定部分之间安装有专用天平，用于测量内尾喷管推力。

喷管机构主要包括内喷管和外喷管两个部分。内尾喷管与环室相连，外尾喷管与全机模型尾部相连，内、外尾喷管都可以更换或改变角度以模拟矢量推力。内喷管的设计兼顾最大流量和最大落压比的模拟要求。为此，内喷管被设计为收敛扩张型文丘利管。根据气体动力学，当文丘利管喉道达到声速时，通过文丘利管的流量与下游的背压无关，流量仅和上游总压、总温和喉道面积相关，对于理想气体，有

(1)

式中：po为来流总压；σ*为喉道面积；To为来流总温。

图2 喷流模拟器结构Fig.2 Structure of jet simulator

为了能够更加真实地模拟发动机工作状况，发动机喷气模拟装置的出口流场应该比较均匀，才能获得更加准确的喷管推力和矢量角。因此，对设计的发动机喷气模拟装置内部流场进行了模拟，湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)模型。计算的出口总压分布如图3所示。从图中可以看出，出口总压分布比较均匀，中心位置总压略小。畸变指数为

(2)

可见S-A模型可以比较准确地模拟发动机工况。

图3 喷流模拟器出口总压分布Fig.3 Outlet total pressure distribution of jet simulator

1.3 风洞试验系统

试验采用某战斗机动导数试验模型，模型比例为1∶13，平均气动力弦长为0.391 4 m。该模型为金属骨架外敷玻璃钢模型。模型采用背部支撑形式。模型内部主要由通气支杆、喷流模拟器、主天平、喷管天平、推力喷管等组成。试验在中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所∅3.2 m风洞进行。该风洞是一座开闭口两用的回流式风洞，试验段截面为圆形，直径为3.2 m。开口试验段最高风速可达116 m/s。

2 试验结果和分析

试验主要研究不同减缩频率、不同落压比、不同喷管偏角下的大迎角俯仰振荡运动特性。试验风速为30 m/s，喷管落压比为1.5～2.5，模型迎角范围为20°～60°，俯仰动态试验装置运动频率为0.1～0.3 Hz。

2.1 试验数据处理

首先测量没有来流情况下模型的质量、惯性力和力矩，作为原始数据。再测量有来流情况下的试验数据。选取模型运动频率的6倍作为截止频率，将原始数据和试验数据均采用全相位数字滤波方法去除测量信号中的噪声。由于采集到的原始数据和试验数据会有一个相位差，因此采用移相位法对齐试验数据和原始数据中的角位移信号和力信号，相减才能获得模型相应姿态角下准确的气动力[21]。

模型主天平和喷管专用天平测量的数据经过以上方法处理后分别获得了主天平的气动力数据和喷管天平的推力数据，再进行叠加可转换为带矢量推力的气动力和力矩系数。

2.2 不同减缩频率的影响

由于减缩频率的选择对动导数辨识的影响起到关键作用，因此风洞试验选择了3种减缩频率，分别为k=0.008 193、0.016 387、0.024 580。开展了初始迎角α0=40°，振荡幅度Δα=20°，风洞来流风速v=30 m/s时，有/无喷流下的俯仰振动试验。图4是喷流落压比为2.5时模型升力系数CL的动态气动特性曲线，其喷管状态为巡航状态，喷管偏角为0°。从图中可以看出，动态曲线迟滞特性比较明显。

图4 喷管偏角为0°时减缩频率对模型动态特性的影响 Fig.4 Influence of reduction frequency on dynamic characteristics of model when nozzle angle is 0°

根据图4的升力系数试验结果，可见随着减缩频率增大，升力系数曲线的迟滞环也随之扩大，模型上仰过程中升力系数增大，下行过程中升力系数减小，并随着迎角增大减缩频率的影响也增大。试验中，阻力系数和升力系数有相同的变化规律，俯仰力矩的变化则相反。大迎角下，受喷流推力的影响，减缩频率对升力和力矩的影响比小迎角时更为明显。图5是相应状态无喷流时的升力特性曲线。图4和图5显示的基本规律是一致的，即随着减缩频率增加，迟滞环线均扩大。但是，在有喷流的情况下，减缩频率对模型动态特性的影响变小。

图5 无喷流时减缩频率对模型动态特性的影响 Fig.5 Influence of reduction frequency on dynamic characteristics of model without jet

2.3 有/无喷流的影响

图6是k=0.008 193、α0=40°、Δα=20°，无喷流和喷流落压比为2.5时模型升力系数特性对比，其喷管状态为巡航状态，喷管偏角为0°。有喷流时，模型上仰过程升力系数明显增大，下行过程亦有所增加，随迎角增大影响逐渐增大,阻力与升力规律相似。试验中，有喷流后模型的俯仰力矩均负向增长，上仰过程受影响程度同样高于下行过程，并随迎角增大更为明显。在迟滞特性上，有喷流的时候升力系数、阻力系数及俯仰力矩系数的迟滞环线面积略微增大。对于k=0.016 387,0.024 580时，有/无喷流的动态气动特性曲线也具有同样的规律，且喷流的影响量随着减缩频率的增加而增加。

图6 喷管偏角为0°时有/无喷流对模型动态特性的影响Fig.6 Influence on dynamic characteristics of model with/without jet when nozzle angle is 0°

2.4 喷流落压比的影响

由于随着减缩频率增加，喷流对模型动态特性的影响也是增加的。因此，在开展落压比试验时，选择最大减缩频率k=0.024 580,目的是为了更好地观察落压比变化对动态气动特性的影响。图7给出了在此减缩频率下不同落压比(试验时的落压比分别为1.5、2.0、2.5)时模型在v=30 m/s风速下的升力系数曲线变化，其喷管状态仍为巡航状态，喷管偏角为0°。从图中可以看出，随着落压比增大，上仰过程中升力系数略有增加，下行过程中略有减小，迟滞环面积略微增大。试验中，阻力系数和升力系数有同样的变化规律；俯仰力矩系数迟滞环面积亦随着落压比的增加而略有增大，上仰过程力矩呈现正增长，下行过程力矩负增长。

图7 喷管偏角为0°时落压比对模型动态特性的影响 Fig.7 Influence of drop pressure ratio on dynamic characteristics of model when nozzle angle is 0°

2.5 推力转向的影响

为了获得推力转向的影响规律，分别开展了喷管上偏、下偏和左偏3种状态的试验研究，落压比取为2.5。3种偏转状态的偏转角度都设定为0°、5°、15°。图8给出了喷口向上偏转时模型升力系数和俯仰力矩系数Cm的变化。从试验结果得知，升力系数受喷管偏转的影响较小，俯仰力矩曲线随喷管上偏角度增大，以失速迎角附近为中心逆时针旋转。喷管上偏对迟滞环面积影响较小。

图9给出喷口向下偏转时模型升力系数和俯仰力矩的变化，与上偏情况相似，升力系数受影响较小。俯仰力矩曲线随偏转角从下偏15°到上偏15°变化呈逆时针旋转趋势，旋转中心在失速迎角附近。图10给出了喷口向左偏转时模型侧力系数CY和偏航力矩系数Cn的变化。随喷管左偏角度增大，升力系数整体增大，侧力系数随偏角增大而减小，偏航力矩系数及滚转力矩系数整体上偏。从上述力及力矩的变化趋势可以看出，喷管左偏对机体左侧流场产生引射作用。同前面喷管上下纵向偏转情况类似，喷管左右横向偏转的角度改变对迟滞效应影响较小。

图8 尾喷口上偏对模型动态特性的影响 Fig.8 Influence of upward deflection of tail nozzle on dynamic characteristics of model

图9 尾喷口下偏对模型动态特性的影响 Fig.9 Influence of downward deflection of tail nozzle on dynamic characteristics of model

图10 尾喷口左偏对模型动态特性的影响 Fig.10 Influence of left deflection of tail nozzle on dynamic characteristics of model

3 结 论

通过设计研制的通气动态试验装置结合推力矢量喷流模拟器，在∅3.2 m低速风洞的开口试验段开展了推力矢量对战斗机动态气动特性影响的试验。

1) 验证了在动态试验装置中引入带喷流模拟器开展推力矢量影响试验的技术可行性。该试验技术既可用于研究推力矢量的影响，也可用于飞行控制率设计中气动和推力矢量控制权限分配的验证。

2) 引入推力矢量后，战斗机大迎角动态气动特性的基本变化规律和无喷流时一致。推力矢量的影响也随着减缩频率、落压比和喷流偏角的变化呈现出规律性的变化。

3) 喷流落压比的增加反映了推力矢量大小的增加，由此导致模型升力、阻力系数上升，俯仰力矩负增长以及迟滞环面积增加。

4) 尾喷口的偏转反映了推力矢量方向的变化。无论是纵向偏转还是横向偏转都引起力和力矩系数随着偏角呈现规律性变化，并且迟滞环的面积均随着偏角的增加而增大。

本次试验研究初步获得了推力矢量对大迎角俯仰动态特性的影响规律，为下一步深入开展大迎角俯仰、滚转、偏航时推力矢量的影响规律研究积累了技术手段和经验。

[1] 史志伟, 范本根, 吴根兴. 飞机大迎角俯仰运动下的横侧向气动特性及被动控制[J]. 实验力学, 2009, 24(5): 439-444.

SHI Z W, FAN B G, WU G X. Lateral-direction aerodynamic characteristics and forebody strake control of an aircraft undergoing pitching oscillation on high attack angle[J]. Journal of Experimental Mechanics, 2009, 24(5): 439-444 (in Chinese).

[2] 胡朝江. 飞机纵向飞行品质对大迎角气动导数的敏感性研究[J]. 西北工业大学学报, 2000, 18(3): 442-445.

HU C J. On the sensitivity of aircraft longitudinal flying qualities to aerodynamic derivatives at high angle of attack[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2000, 18(3): 442-445 (in Chinese).

[3] 范晶晶, 阎超, 李跃军. 飞行器大迎角下俯仰静、动导数的数值计算[J]. 航空学报, 2009, 30(10): 1846-1850.

FAN J J, YAN C, LI Y J. Computation of vehicle pitching static and dynamic derivatives at high angles of attack[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2009, 30(10): 1846-1850 (in Chinese).

[4] 黄达, 李志强, 吴根兴.飞机平尾偏转对大迎角动态气动特性的影响[J]. 航空学报, 2001, 22(3): 198-201.

HUANG D, LI Z Q, WU G X. Effects of tail-plane turn on the unsteady aerodynamic of the aircraft pitching in very large amplitude[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2001, 22(3): 198-201 (in Chinese).

[5] 孙海生, 张海酉, 刘志涛. 大迎角非定常气动力建模方法研究[J]. 空气动力学学报, 2011, 29(6): 733-737.

SUN H S, ZHANG H Y, LIU Z T. Comparative evaluation of unsteady aerodynamics modeling approaches at high angle of attack[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2011, 29(6): 733-737 (in Chinese).

[6] 姜裕标, 黄勇, 孙海生, 等. 展向吹气对非定常气动特性影响试验研究[J]. 流体力学实验与测量, 2004, 18(3): 50-54.

JIANG Y B, HUANG Y, SUN H S, et al. An investigation on the effect of spanwise blowing on unsteady aerodynamic characteristics[J]. Experiments and Measurements in Fluid Mechanics, 2004, 18(3): 50-54 (in Chinese).

[7] 胡孟权. 推力矢量飞机非线性飞行控制率设计研究[D]. 西安: 西北工业大学, 2002.

HU M Q. Research on nonlinear flight control law design of aircraft with vectoring thrust[D]. Xi’an: Northwestern Polytechnical University, 2002 (in Chinese).

[8] 王海涛, 万小朋, 侯明善. 推力矢量对飞机机动性能的影响[J]. 弹箭与制导学报, 2005, 25(4): 450-452.

WANG H T, WAN X P, HOU M S. The affection of thrust vector on aircraft’s maneuver performance[J]. Journal of Projectiles, Rockets, Missiles and Guidance, 2005, 25(4): 450-452 (in Chinese).

[9] 高彦玺, 王衍洋, 金长江. 推力矢量控制与飞机过失速机动仿真研究[J]. 飞行力学, 1997, 15(1): 23-29.

GAO Y X, WANG Y Y, JIN C J. A study on the thrust vectoring control and aircraft’s post stall maneuver[J]. Flight Dynamics, 1997, 15(1): 23-29 (in Chinese).

[10] 艾尔, 王衍洋, 屈香菊. 气动/推力矢量控制面融合方式研究[J]. 飞行力学, 2005, 23(4): 20-24.

AI E, WANG Y Y, QU X J. An analysis on the combination of aero/thrust vector control surfaces[J]. Flight Dynamics, 2005, 23(4): 20-24 (in Chinese).

[11] 李周复. 风洞特种试验技术[M]. 北京: 航空工业出版社, 2010: 50-57.

LI Z F. Special wind tunnel test technology[M]. Beijing: Aviaton Industrial Publishing House, 2010: 50-57 (in Chinese).

[12] 李其畅, 赵忠良, 杨海泳, 等. 模型大迎角高速动态特性与数据精度分析[J]. 航空学报, 2016, 37(8): 2594-2602.

LI Q C, ZHAO Z L, YANG H Y, et al. Analysis of dynamic performance and test data precision of models with high angle of attack[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(8): 2594-2602 (in Chinese).

[13] 赵忠良, 李其畅, 余立, 等. SDM标模大迎角动态特性试验研究[J]. 空气动力学学报, 2008, 26(增刊): 66-77.

ZHAO Z L, LI Q C, YU L, et al. Dynamic test investigation of SDM standard model in high speed wind tunnel[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2008, 26(s): 66-77(in Chinese).

[14] 孔鹏, 王克逸, 巫朝君, 等. 大迎角机动进气道试验装置有限元分析与优化[J]. 实验流体力学, 2012, 26(5): 79-83.

KONG P, WANG K Y, WU C J, et al. Finite element analysis and optimization of the inlet test installation for aircraft with high AOA maneuver[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2012, 26(5): 79-83 (in Chinese).

[15] 朱俊强, 黄国平, 雷志军. 航空发动机进排气系统气动热力学[M]. 上海: 上海交通大学出版社, 2014.

ZHU J Q, HUANG G P, LEI Z J. Aerothermodynamics of aeroengine intake and exhaust system[M]. Shanghai: Shanghai Jiao Tong University Press, 2014 (in Chinese).

[16] THOMAS M B. Thrust vector behavior of highly integrated asymmetric nozzles for advanced fighter aircraft: AIAA-1998-0948[R]. Reston, VA: AIAA, 1998.

[17] WANG Y K, DENG X Y. Effects of vectoring jet on aerodynamic characteristics of aircraft[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 1998, 11(2): 2-8.

[18] FRANCIS J C. The effects on propulsion-induced aerodynamic forces of vectoring a partial-span rectangular jet at Mach numbers from 0.4 to 1.2: NASA-TN D-8039[R]. Washington, D.C.: NASA, 1976.

[19] SCOTT C A, FRANCIS J C. Thrust vectoring characteristics of the F-18 high alpha research vehicle at angles of attack from 0° to 70°: AIAA-1992-3095[R]. Reston, VA: AIAA, 1992.

[20] 金钻, 张曙光, 孙金标. 现代战斗机空战能力评估及敏感性分析[J]. 北京航空航天大学学报, 2009, 35(1): 82-86.

JIN Z, ZHANG S G, SUN J B. Air-combat ability and sensitivity analysis of modern fighter aircraft[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2009， 35(1): 82-86 (in Chinese).

[21] 蒋永, 孙海生, 沈志宏, 等. 非定常大振幅振荡试验数据处理研究[J]. 实验流体力学, 2015, 29(1): 97-102.

JIANG Y, SUN H S, SHEN Z H, et al. Research on the data processing of unsteady large-amplitude-oscillation experiment[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2015, 29(1): 97-102 (in Chinese).