飞行器棱形前体气动特性研究

肖 恒，顾蕴松

（1.中国飞行试验研究院飞机所，陕西 西安710089；2.南京航空航天大学航空学院，江苏 南京210016）

旋涡运动是自然界和工程中一种常见的流动现象，它广泛存在于各种物体绕流[1-3]中。在现代高性能的战斗机，也会出现各种复杂的旋涡流动，如F-16、Su-27、Su-30等，采用边条或者鸭翼设计来产生前体涡与下游的舵面相互作用，提升飞机的飞行机动特性和大迎角飞行能力。F-16、Su-30飞机上的前体涡结构如图1所示。

图1 F-16、Su-30飞机上的前体涡结构

但如果设计不当，不利的旋涡也可能导致飞机出现非指令的运动。如F-18[4]等战斗机的头部均采用细长旋成体设计，这类具有细长旋成体头部的飞机在进行大迎角机动的过程中，在迎角达到一定值后，即使在零侧滑条件下，飞机的背风区也会产生左右非对称的背涡区结构，诱导机体表面产生非对称的压力分布，从而形成较大的侧向力，同时产生较强的偏航力矩，且这种侧向力的大小和风向具有随机性，导致飞机出现“魔鬼侧滑”的非指令运动[5]。

而在这种大迎角飞行状态下，位于飞机背风区流动的控制舵面效率较低、甚至失效，已经无法为飞机提供必要的飞行控制的侧向力和力矩，也导致飞机在这种情况下飞机的横侧向运动难以控制，可能导致严重的飞行事故。

为避免这种非固定边界层分离导致非对称涡结构，在四代机的设计过程中，F-22等四代机均在前体采用棱形结构，使得飞机左右两侧具有对称的固定分离点，使得避免产生由于非对称的分离产生的非对称旋涡结构，如图2所示。

图2 四代机上棱形前体设计

但是这种棱形结构在大迎角下，左右两侧的旋涡的分离特性以及旋涡在向下游发展过程中，是否会出现这非对称旋涡，或者发生非对称的研究较少。本次研究主要是通过风洞实验研究飞行器棱形前体的大迎角分离特性。

1 试验设备和方法

为开展大迎角条件下的飞行器棱形前体的分离特性研究，构建实验平台如图3所示，利用攻角机构改变棱形前体的迎角和侧滑角，主要的试验手段为天平测量试验技术和模型表面压力。

图3 试验平台示意图

1.1 试验模型

图4为飞行器模型的前体，对模型单独研究的过程中，模型头部长为350mm，而模型的后掠角采用80°，并且在距离模型头部250mm位置，设置有一排测压点，为后续研究模型表面压力以及滚转力矩特性提供数据。该模型采用3D打印成型加工，共加工两套模型，其中一套模型作为基准模型，另一套可以安装控制扰动片。

图4 棱形前体模型示意图

为了给实验模型头部区域施加必要的控制扰动，以便实现对模型的气动特性的控制，设计在模型的头部区域安装有控制扰动片。该控制扰动片总长为8mm，厚度仅为1.2mm，顶角为20°，如图5所示。在模型的内部布置有转轴，并将转轴和模型尾部的步进电机相连，能够实现控制扰动片进行360°旋转。

图5 扰动控制片示意图

1.2 试验设备

1.2.1 1m低湍流低噪声低速回流式风洞

本次实验研究在南京航空航天大学完成，使用的风洞是1m低速回流风洞，该风洞位于南京航空航天大学空气动力学实验室，该风洞的特点为：低湍流度（实验段核心区湍流度0.08%）、低噪声（＜65dB），实验段截面为1.5m×1m的矩形，实验段长度1.7m，收缩比6.25，稳定风速范围为5～40m/s。风洞布局如图6所示。

图6 1m低湍流风洞示意图

1.2.2 五分量天平测力系统

五分量天平测量系统由五分量气动天平、信号采集器、信号采集器和数据采集处理系统共同组成，系统结构如图7所示。该测量系统的核心是五分量杆式天平，该天平能够同时测量升力、侧向力、滚装力矩、俯仰力矩和偏航力矩，且具有良好的测量精度，测量范围较大，各个分量的量程如表1所示。天平的整体重复性加载误差小于2.5%FS；在受力的情况下，该天平会受到的力信号转化为电信号输出；为了方便采集，通过放大器将该电信号放大，并将放大后的电信号连接到端子板上，最终通过采集卡和采集电脑进行采集；根据天平的相关校准数据即可获得天平的受力情况。

图7 五分量气动天平示意图

表1 天平各力分量的量程

2 试验结果与分析

图8和图9给出了不同来流速度条件下、无扰动控制时、飞行器前体在攻角变化（0°～60°）过程中，模型的滚转、侧向力系数变化曲线。从图中可以看到，在不同风速条件下，除在个别点数据有所细微差别，滚转力矩系数、侧向力系数曲线变化趋势基本是一致的。这说明，在实验的风速范围内，来流风速对模型的滚转力矩系数、侧向力矩系数影响甚微。

图8 棱形前体滚转力矩系数变化

图9 棱形前体偏航力矩系数变化

根据曲线的变化，整个曲线变化可以分为3个阶段：第一阶段（小迎角阶段），这个阶段的攻角范围从0°一直延续到25°，在此阶段，随着攻角的变化，侧向力系数和滚转力矩系数很小，说明此时模型的侧向力和滚转力矩都极小；第二阶段（中等迎角阶段），这个阶段的攻角范围从25°一直延续到50°，在此阶段，随着模型的迎角增加，侧向力系数和滚转力矩系数逐渐增加，并且此时滚转力矩和侧向力变化基本同步，此时模型不仅受到了较大的滚转力矩，而且产生了很强的侧向力；第三阶段（大迎角阶段），在试验范围内，此状态从攻角50°一直发展到60°，在此阶段，随着攻角逐渐增加，滚转力矩系数、侧向力系数从最大值开始同步向下降。

在实验研究过程观察到，该飞行器的力学特性对于模型的滚转角度非常敏感，为厘清不同迎角下，小滚转角扰动对模型前体气动特性的影响，完成不同攻角下，飞机模型连续变滚转角的测力试验研究，研究结果如图10、图11所示。

图10 15m/s条件下，小滚转角下的模型的滚转力矩特性

图11 15m/s条件下，不同攻角下模型滚转力矩特性

从图10中可以看到，在小攻角的条件下，模型滚转角的变化对模型受到的滚转力矩影响较小，改变模型的扰动控制片仅仅能够轻微改变模型的滚转力矩；从图10中可以明确看出，在攻角15°、20°、25°时，模型的滚转角变化导致导弹滚转力矩维持在较低水平，并且在该阶段，模型滚转力矩变化和模型攻角呈现着线性关系；当模型到达大攻角阶段（45°、50°），模型的滚转角变化对滚转力矩有着十分重要的影响。此时，模型受到的滚转力矩激增，如图9所示，滚转力矩系数较大，但是滚转力矩对模型滚转角变化非常敏感。如图11所示，当模型攻角为45°，模型滚转角在±0.6°变化时，模型滚转力矩出现了陡变；滚转角为﹣0.6°时，滚转力矩系数为-0.05左右，但模型滚转角为0.6°时，滚转力矩系数达到0.12左右。模型攻角为50°时，该结果基本相同，只是滚转力矩陡变的位置有所差异。

利用安装在飞行器前体头部的扰动片对模型前体施加扰动，以便控制模型前体的分离特性，图12为控制条件下，飞行器模型前体的滚转力矩特性。可以看到，控制条件下，飞行器前体的侧向力特性和滚转力矩特性变化趋势基本相同：当攻角小于25°时，模型受到的力和力矩都在0附近波动，也说明了此时模型两侧的流动基本是对称的。从25°起始，模型受到的滚转力矩和侧向力出现了极大的变化。

图12 扰动片控制模型滚转力矩结果

当扰动片的滚转角为45°、90°、225°（﹣135°）时，在25°～35°之间，模型受到的滚转力矩和侧向力均为负，并且随着攻角的增加，受到的力和力矩大小迅速增加；在35°～45°之间，力和力矩大小基本维持不变；但是，当攻角进一步增加时，模型受到的滚转力矩、侧向力开始逐渐减小，当到60°时，模型前体受到的力和力矩基本回到0。对于扰动片的滚转角为135°、270°（﹣90°）、315°（﹣45°）时，在25°～60°之间，模型受到的滚转力矩和侧向力均为正，变化趋势于扰动片的滚转角为45°、90°、225°（﹣135°）时基本一致。