鸭式飞机矢量喷流对大迎角气动特性的影响

2020-12-28魏中成王海峰袁兵李盈盈

航空学报 2020年12期

魏中成，王海峰，袁兵，李盈盈

1. 北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100083 2. 航空工业成都飞机设计研究所，成都 610091

为了实现大迎角可控机动飞行能力，各国都在现有高性能战斗机上应用推力矢量技术[1-2]，利用发动机喷管矢量偏转产生附加的直接力和力矩，实现对飞机的姿态控制。美国在F-15、F-16和F-18战斗机上进行推力矢量技术应用验证，F-15STOL/MTD 推力矢量技术验证机比常规F-15C 飞机的最大升力系数增加78%[3]，F-18HARV 验证机稳定机动的迎角可以达到70°[4]。美国与德国合作研究的X-31增强机动性能试验机，其飞行试验[1]表明，推力矢量的最大技术潜力是能显著改善飞机的过失速机动能力。俄罗斯也在其苏-27和米格-29战斗机进行推力矢量技术应用验证，如苏-27战斗机使用推力矢量控制技术完成了可控的“普加乔夫眼镜蛇”、小半径360°翻转的空中筋斗(Kulbit)和“钟”形等大迎角机动飞行动作。大量的技术验证研究使得推力矢量技术走向成熟，并成功应用到第四代先进战斗机F-22、F-35和苏-57型号上。F-22战斗机[5]可以在60°大迎角进行可控飞行，在迎角超过40°时还可以提供20～30(°)/s的稳定转弯速度，这些飞行能力在没有推力矢量技术时是无法做到的。

飞机在进行推力矢量偏转时，矢量喷流与飞机绕流之间会产生相互干扰影响。国内外研究人员利用数值模拟和风洞试验技术开展了大量的矢量喷流与飞机气动特性相互干扰影响研究工作[6-16]，但这些研究主要集中在单独翼面[6-7]、翼身组合体[8-9]和正常式布局飞机[10-15]上，对鸭式布局飞机矢量喷流与飞机主流之间干扰影响研究相对较少[16-18]。鸭式布局飞机去掉了平尾，其机翼布置更靠后，距离尾喷口更近，机翼受矢量喷流干扰也更大，而机翼又是飞机主要升力部件，在大迎角飞行时，机翼表面气流严重分离和旋涡破裂，此时飞机的气动特性具有较强的非线性和非定常特征，这势必会加剧矢量喷流与大迎角绕流干扰的复杂性。因此很有必要研究矢量喷流对鸭式布局战斗机大迎角气动特性干扰影响。

本文主要目的是利用低速风洞试验[19-21]和数值模拟手段[16]研究单发鸭式布局战斗机矢量喷流对大迎角绕流的影响特性，获得矢量喷流对战斗机大迎角气动特性的影响规律，为鸭式布局战斗机设计大迎角机动飞行推力矢量偏转方案提供技术支撑。

1 试验设备和模型

本试验在中航工业空气动力研究院的FL-8风洞中进行。该风洞是一座单回流连续式闭口低速风洞，试验段截面为2.5 m×3.5 m的扁八角形，试验最高风速为70 m/s，风洞流场品质良好。

试验模型为单发鸭式布局飞机(见图1)，模型采用全金属材料加工而成，整套模型分为内外两层结构，外层模拟飞机外形，获得外部气动力；内层用于构成压缩气流通道。外层模型通过六分量天平安装于内层结构上，内层结构所受的力不会影响到外部气动力的测量。试验模型在低速风洞中根据迎角范围不同采用两种支撑方式[19]：一是在迎角30°以下，采用腹部单支杆支撑，模型正装；二是在迎角30°以上，采用背部单支杆支撑，模型正装。支杆内部掏空形成压缩空气内流通道，飞机尾部与矢量喷管连接，见图2。

试验研究了单发鸭式布局飞机矢量喷流对大迎角气动特性的影响规律。飞机模型的尾喷口外形有两种状态，即大喷口状态和小喷口状态(见图3)，分别模拟发动机最大和中间工作状态。喷流模拟了3个落压比：NPR0、NPR1和NPR2(其中NPR0为无喷流状态，NPR1对应大喷口状态，NPR2对应小喷口状态)。推力矢量喷管偏转模拟了3个角度，即δT=-20°，0°， 20°，喷管向下偏转为正。

图1 单发鸭式布局飞机示意图Fig.1 Sketch of single-engine canard configuration aircraft

试验中，迎角范围为0°～90°，风速60 m/s，模型机翼参考面积Sref=0.265 m2，机翼理论根弦长Cr=0.61 m，力矩参考中心位于48%Cr，基于单发鸭式布局飞机试验模型机翼理论根弦长Cr的雷诺数为2.6×106。

图2 试验模型在风洞中支撑示意图Fig.2 Sketch of experiment model in wind tunnel

图3 飞机尾喷口状态示意图Fig.3 Sketch of aircraft nozzle geometries

2 计算方法和验证

数值模拟采用非结构网格，求解Navier-Stokes方程，计算模型与风洞试验模型尺寸一致，采用半模方法。数值模拟计算网格如图4所示，图4(a)是无喷流状态计算网格，网格单元数量为1 494万，模型尾喷口设计有整流尾椎，用于模拟风洞试验中尾部流动状态；图4(b)是喷流状态计算网格，网格单元数量为1 596万，对喷流区域进行了局部加密；图4(c)是尾喷管部件网格示意图，喷流边界条件是在喷管入口位置设置入口压力条件；图4(d)是飞机数值模拟典型部件划分示意图。数值模拟采用的湍流模型为SST(Shear Stress Transport)模型。

图5给出了来流风速为V=60 m/s、有/无喷流时的风洞试验和数值模拟结果对比。从图中可以看出，对于升力系数CL特性，中小迎角下的数值模拟结果和风洞试验结果比较接近，大迎角下的数值模拟结果偏大，但有/无喷流的差量基本相当，随迎角变化规律也一致，如图5(a)所示。而对于阻力系数CD特性，无论有/无喷流，中小迎角下的数值模拟结果均比风洞试验结果稍小一些，大迎角下的数值模拟阻力系数偏大，但是随着迎角的变化，喷流对阻力的影响趋势及其影响量和风洞试验结果还是比较接近的，如图5(b)所示。对于俯仰力矩系数Cm特性，中小迎角下的数值模拟结果偏大，大迎角下的数值模拟结果偏小，但同样无论有/无喷流，随着迎角的变化，喷流对俯仰力矩的影响趋势及其影响量和风洞试验结果也是比较接近的，如图5(c)所示。从上述数值模拟结果和风洞试验结果的对比可以看出，一方面，由于喷流和飞机绕流之间干扰的复杂性，给数值模拟带来了一定的困难。另一方面，风洞试验中模型采用了腹部/背部支撑方式，支撑机构仍然会影响飞机下/上部的绕流进而影响尾喷流和飞机绕流之间的干扰特性，这些差异导致了数值模拟结果和风洞试验结果之间的偏差，但是从喷流干扰特性及物理机制上看，数值模拟结果也具有很高的可信度。

图4 数值模拟计算网格示意图Fig.4 Grid sketch of numerical simulation

图5 数值模拟结果验证(V=60 m/s)Fig.5 Validation of CFD simulation (V=60 m/s)

3 结果和分析

首先分析单发鸭式飞机尾喷管外形变化对大迎角气动特性的影响，然后研究喷流及其矢量偏转对飞机大迎角气动特性的影响规律。

3.1 无喷流、无偏转时尾喷管外形变化对鸭式飞机大迎角气动特性影响

飞机在飞行过程中，发动机的喷管外形面会随其工作状态的不同而适时进行调节，以产生所需要的推力。发动机在最大工作状态工作时，加力燃烧室全部打开，喷管处于大喷口状态(Full Afterburning Power，简称AB)，此时喷口直径较大；发动机在中间工作状态工作时，加力燃烧室关闭，喷管处于小喷口状态(Millitary Power，MP)，此时喷口直径较小，如图3所示。图6是喷管0°偏角、无喷流、来流风速60 m/s时飞机喷管AB状态相比MP状态气动力影响试验分析结果。喷管外形面的变化对飞机的影响情况如下：

1) 如图6(a)所示，尾喷管由小喷口状态变到大喷口状态，喷口直径增大使得飞机升力系数增加，中小迎角升力系数增加0.005左右，随迎角继续增大，升力系数增量增大，迎角50°时升力系数增加0.023，迎角65°时升力系数增幅最大，增加0.03。

2) 如图6(b)所示，尾喷管由小喷口状态变到大喷口状态，喷口直径增大使得飞机阻力系数也是增加的，中小迎角升力系数增加0.006左右，随迎角继续增大，阻力系数增量先减小后增大，迎角50°时阻力系数增加0.015 8，迎角70°时阻力系数增幅最大，增加0.045 6。

3) 如图6(c)所示，尾喷管由小喷口状态变到大喷口状态，喷口直径增大使得飞机俯仰力矩系数在迎角45°以前变化不大，但随迎角继续增大，俯仰力矩系数开始降低，在迎角50°时俯仰力矩系数降低0.009，在迎角70°时俯仰力矩系数降幅达到最大，降低0.015。

图6 无喷流、无偏转时喷管外形面变化对飞机气动力特性影响(大喷口状态相比小喷口状态)Fig.6 Effect on aerodynamic characteristics of aircraft nozzle geometries (jet off, jet angle 0°, AB to MP)

下面利用数值模拟方法从流场压力变化上分析飞机发动机喷管外形的影响机理。图7是单发鸭式布局飞机几何外形沿轴向y和展向x分布示意图，其中x为飞机展向位置/半展长，y为飞机轴向位置/机长。图8～图11是无喷流、无偏转时飞机喷管外形对机身和机翼剖面压力系数Cp影响分析结果，图12是无喷流、无偏转和迎角50°时喷管外形对飞机典型部件气动力影响分析结果，喷管外形主要对机身尾段和发动机喷管外表面压力系数产生影响，对飞机其他部件没有影响(见图8～图10)。如图8(a)、图8(b)和图11(a)所示，在迎角15°时，相比小喷口状态，大喷口状态的机身尾段(x>0.8)和喷口的上下表面压力系数均增大，且下表面压力系数增幅更大些，导致机身尾段和喷口升力系数增加；机身尾段和喷口外形面有曲率，表面压力系数增加会引起阻力增加；从全机来看，由于机身尾段和喷口表面的面积较小，且表面压力系数的增量不大，所以升力系数和阻力系数的增加量不大，对全机俯仰力矩系数影响也小。如图8(c)、图8(d)、图11(b)所示，在迎角50°时，相比小喷口状态，大喷口状态的机身尾段(x>0.8)和喷口的上下表面压力系数均大幅增大，且下表面压力系数增幅更大些，导致机身尾段和喷口升力系数大幅增加，增幅约10%，见图12(a)；机身尾段和喷口外形面有曲率，表面压力系数增加会引起阻力小幅增加，增幅约6%，见图12(b)；由于飞机后段的升力系数增加，产生低头力矩，低头力矩增加10%左右，见图12(c)，从而降低了全机俯仰力矩系数。从部件力影响结果也可以看出喷管外形变化主要影响后机身和喷管上的气动力，对鸭翼、机翼部件影响小。

图7 飞机几何外形沿轴向y和展向x分布Fig.7 Geometric distribution of aircraft along body axis y and spanwise x

图8 无喷流、无偏转时喷管外形对机身轴向表面压力系数影响(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)

图9 无喷流、无偏转时喷管外形对机翼轴向表面压力系数影响(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)

图10 无喷流、无偏转时喷管外形对机身和机翼展向表面压力系数影响(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)

图11 无喷流、无偏转时喷管外形对尾喷口展向表面压力系数影响(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)

图12 无喷流、无偏转时喷管外形对飞机典型部件气动力影响(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 无偏转喷流对鸭式飞机大迎角气动特性影响

图13给出了无偏转喷流对飞机不同喷口状态大迎角气动特性影响试验分析结果。具体影响情况如下：

1) 如图13(a)所示，喷流使得飞机中小迎角升力系数有所降低，使得大迎角升力系数急剧非线性增加，且随迎角增加升力系数增幅增大，在迎角45°时升力系数增量达到最大：大喷口状态升力系数增加0.091，小喷口状态升力系数增加0.061。

2) 如图13(b)所示，喷流使得飞机中小迎角阻力力系数略有增加，使得大迎角阻力系数急剧非线性增加，且随迎角增加阻力系数增幅增大，大喷口状态在迎角55°时阻力系数增量达到最大，增加0.126 7，小喷口状态在迎角60°时阻力系数增量达到最大，增加0.074 2。

3) 如图13(c)所示，喷流对飞机中小迎角俯仰力矩系数影响很小，使得大迎角俯仰力矩系数先增加后降低，在迎角40°时俯仰力矩系数增量达到最大：大喷口状态俯仰力矩系数增加0.01，小喷口状态俯仰力矩系数增加0.005 5；然后随迎角继续增加，俯仰力矩系数增量急剧非线性减小，大喷口状态俯仰力矩系数增量在迎角42°以后变为负值，在迎角55°时俯仰力矩系数减小0.012 9，小喷口状态俯仰力矩系数增量在迎角52°以后变为负值，在迎角55°时俯仰力矩系数减小0.006 7。

4) 喷流对飞机大喷口状态大迎角升力、阻力和俯仰力矩系数影响比小喷口状态高50%左右。

图13 无偏转喷流对飞机不同喷口状态大迎角气动特性影响Fig.13 Jet influence on high angle of attack aerodynamics of aircraft with different nozzles (jet angle 0°)

下面利用数值模拟方法从流场压力变化上分析飞机无偏转喷流对大迎角气动特性的影响机理。图14～图17是飞机发动机全加力状态有/无喷流时机身、机翼和喷口附近剖面压力系数的对比分析，图18是迎角50°时无偏转喷流对飞机典型部件气动力影响分析结果。飞机喷流会对其周围气流起到引射作用，诱导机身后段和机翼上的气流加速，从而降低其表面压力系数。如图14(a)、图14(b)、图15(a)、图16(a)和图17(a)所示，在迎角15°时，飞机喷流对机身中前段和鸭翼表面压力系数影响很小，使得机身后段和机翼上下表面压力系数均降低，但降低量较小，因此对升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小。如图14(c)、图14(d)、图15(b)和图16(b)所示，在迎角50°时，飞机喷流使得其机身、鸭翼和机翼上表面压力系数明显降低，对其下表面压力系数影响较小；如图17(b)所示，喷流使得飞机尾喷口上表面压力系数明显降低，下表面压力系数明显增加。如图18所示，喷流使得鸭翼的升力、阻力和抬头力矩系数增加13%左右，使得机翼的升力、阻力系数和低头力矩系数增加约17%，使得后机身(含喷管)的升力、阻力和低头力矩系数增加18%左右，从而大幅增加了飞机升力系数、阻力系数，由于鸭翼产生的抬头力矩系数比机翼和后机身(含喷管)产生的低头力矩系数小，进而使得全机产生低头力矩。

图14 无偏转喷流对机身轴向表面压力系数影响(AB,x=0.04)Fig.14 Jet effect on pressure distribution over body along longitudinal axis (jet angle 0°,AB,x=0.04)

图15 无偏转喷流对机翼轴向表面压力系数影响(AB,x=0.4)Fig.15 Jet effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis (jet angle 0°,AB,x=0.4)

图16 无偏转喷流对机身和机翼展向表面压力系数影响(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)

图17 无偏转喷流对尾喷口展向表面压力系数影响(AB,y=0.95)Fig.17 Jet effect on pressure distribution over nozzle along spanwise axis (jet angle 0°,AB,y=0.95)

图18 无偏转喷流对飞机典型部件气动力影响(迎角50°,AB)Fig.18 Jet effect on aerodynamics of aircraft typical components (jet angle 0°, α=50°,AB)

3.3 喷流矢量偏转对鸭式飞机大迎角气动特性影响

安装了推力矢量发动机的单发鸭式布局飞机在大迎角飞行时，发动机喷管通过上/下矢量偏转进行俯仰控制，矢量喷流对飞机上下表面气流诱导不对称，会对飞机的大迎角气动特性产生影响。图19 给出了发动机喷流上/下偏转对飞机大迎角气动特性影响的实验分析结果。

从图19(a)中可以看出，发动机喷流上偏转减小升力系数，发动机喷流下偏转增加升力系数；随迎角增大，发动机喷流上/下偏转对升力系数的影响量是非线性增加的；喷流上偏转使升力系数减小量在迎角35°时达到最大，减小0.035 3，然后随迎角继续增大升力系数降幅开始降低，在迎角50°时减小0.009 8；喷流下偏转使升力系数增加量在迎角50°时达到最大，增加0.077 5，然后随迎角继续增大升力系数增幅开始降低；发动机喷流下偏转对大迎角升力系数影响量大于喷流上偏转。

从图19(b)中可以看出，发动机喷流上偏转减小阻力系数，发动机喷流下偏转增加阻力系数；随迎角增大，发动机喷流上/下偏转对阻力系数的影响量也是非线性增加的；喷流上偏转使阻力系数一直缓慢减小，在迎角55°时减小0.023 6；喷流下偏转使阻力系数快速增大，在迎角50°时增加0.088 6，在迎角70°时增量达到最大，增加0.134 6，然后随迎角继续增大阻力系数增幅开始快速降低。

从图19(c)中可以看出，发动机喷流上偏转产生抬头力矩系数，发动机喷流下偏转产生低头力矩系数；随迎角增大，发动机喷流上偏转产生的抬头力矩系数影响量是缓慢增加的，在迎角55°时抬头力矩增量为0.013 1；发动机喷流下偏转产生的低头力矩系数影响量先增加后快速减小，在迎角60°时低头力矩系数增量达到最大，为-0.017 3。发动机喷流上/下偏影响量的对称性较差。

图19 矢量喷流对飞机大迎角气动特性影响(大喷口状态)Fig.19 Vectoring jet influence on high angle of attack aerodynamics of aircraft with full afterburning power

下面利用数值模拟方法从流场压力变化上分析飞机喷流矢量偏转的影响机理。图20～图23是飞机矢量喷流对机身和机翼剖面压力系数影响对比。飞机喷流向下偏转主要是诱导减缓机身中后段和机翼的下表面气流速度，提高其表面压力系数，同时加速机身中后段和机翼的上表面气流，降低其表面压力系数，从而增加全机升力。由于增加升力的区域主要在飞机重心后面，从而产生低头力矩系数。飞机喷流向上偏转主要是诱导加速机身后段的下表面气流，降低其表面压力系数，同时减缓机身后段的上表面气流速度，增加其表面压力系数，从而降低全机升力，进而产生抬头力矩系数。在迎角15°时，矢量喷流的诱导作用要弱一些，影响区域也要小一些，见图20(a)、图20(b)、图21(a)和图22(a)；在迎角50°时，矢量喷流的诱导作用比较强，影响区域也向前延伸，对中机身甚至鸭翼都有较强影响，见图20(c)、图20(d)、图21(b)和图22(b)。

图20 矢量喷流对机身轴向表面压力系数影响(AB,NPR1,x=0.04)Fig.20 Vectoring jet effect on pressure distribution over body along longitudinal axis (AB,NPR1,x=0.04)

如图23所示，矢量喷流对尾喷管上/下表面流动影响最大，喷流下偏转使得喷管上表面负压大幅减小、下表面正压大幅增加，从而增加升力系数、产生低头力矩；喷流上偏转使得喷管下表面正压大幅降低至负压，上表面负压在迎角15°时增加至正压范围、在迎角50°时变化不大。这是因为受到垂尾影响使得矢量喷流对机身后段上表面诱导作用比对其下表面诱导作用要小些。

图21 矢量喷流对机翼轴向表面压力系数影响(AB,NPR1,x=0.4)Fig.21 Vectoring jet effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis(AB,NPR1,x=0.4)

图24是迎角50°时矢量喷流对飞机典型部件气动力影响分析结果，飞机喷流向下偏转使得鸭翼的升力、阻力和抬头力矩系数增加6%，机翼的升力、阻力和低头力矩系数增加8%，后机身(含喷管)的升力、阻力和低头力矩系数增加15%左右，从而使得全机升力和阻力系数增大、产生低头力矩；飞机喷流向上偏转使得鸭翼的升力、阻力和抬头力矩系数减小5%，机翼的升力、阻力和低头力矩系数减小7%，使得后机身(含喷管)的升力、阻力和低头力矩系数减小12%左右，从而使得全机升力和阻力系数减小、产生抬头力矩。因此喷流下偏转对大迎角气动力影响比上偏转大一些。