短距起飛/垂直降落飛機外流場特性研究

袁長龍，弓升，于萍，韓佳

(1.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015；2.沈陽黎明航空發動機(集團)有限責任公司，沈陽110000)

短距起飛/垂直降落飛機外流場特性研究

袁長龍1，弓升1，于萍2，韓佳1

(1.中國航發沈陽發動機研究所，沈陽110015；2.沈陽黎明航空發動機(集團)有限責任公司，沈陽110000)

為探索和研究短距起飛/垂直降落(STOVL)飛機，在垂直降落狀態時的外流場特性和熱燃氣再吸入等飛推一體化關鍵問題，對STOVL飛機F-35B進行了飛機機身重構和網格劃分，利用Fluent軟件完成了F-35B外流場的三維數值模擬。研究了垂直降落狀態下飛機不同離地高度和不同噴管面積下的熱燃氣再吸入問題。同時，給出了進氣道入口截面、地面和機身的溫度分布，直觀說明了其升力系統方案的外流場技術特點。結果表明：為防止熱燃氣再吸入，應合理選擇升力風扇噴口與主發動機噴口的面積相對值，并結合實際所需升力比，盡量減小兩個噴口的面積比。

短距起飛/垂直降落(STOVL)；F-35B；飛/推一體化；升力系統；氣動特性；熱燃氣復吸

1 引言

短距起飛/垂直降落飛機集固定翼和旋翼飛機的優勢于一體，受到世界航空大國的普遍重視。但在諸多型號中，最終裝備部隊服役的只有鷂式、雅克-38和F-35B[1-6]三款飛機，這足見短距起飛/垂直降落飛機的研制難度。其中，F-35B為當代最先進的短距起飛/垂直降落類固定翼飛機，勢必在將來較長一段時期內代表該類裝備工程實用化的最高技術水平和發展方向。

短距起飛/垂直降落飛機涉及多項關鍵技術。其中，熱燃氣復吸和地面侵蝕等直接影響飛行器的使用效能，甚至研制成敗。發動機的熱燃氣復吸將導致發動機性能下降，明顯降低發動機穩定性，從而導致失速、喘振或熄火；而熱排氣向地面射流，將造成地面侵蝕和機身高溫[7-8]，F-35B飛機在黃蜂級兩棲攻擊艦測試過程中即發現了甲板燒蝕現象。飛機外部氣體流動狀態是導致上述問題的根本原因。對于短距起飛/垂直降落類飛機，在一些特定運行過程中周圍氣體流動復雜多變，局限于常規飛機開展的起飛及巡航等狀態外流場特性研究無法滿足其研發需求。為此，本文結合短距起飛/垂直降落飛機特點，針對F-35B飛機在垂直降落狀態下的外流場進行初步研究。通過模擬其外部氣體復雜流動狀態，以探索飛機/推進系統一體化設計中涉及的熱燃氣復吸、地面射流等關鍵問題，并以此為相關技術的深入研究及突破提供參考。

2 模型構建及網格劃分

常規起降/巡航狀態下，STOVL飛機及其發動機與常規型飛機的一致。但在STOVL狀態時，STOVL飛機的升力風扇進排氣門、主發動機輔助進氣門、滾轉噴管排氣門、主噴管艙門等短垂功能門均打開，升力風扇噴管、滾轉噴管以及主噴管向下排氣(在此不考慮矢量偏離)。兩種狀態飛機外形的改變及其推進系統構型見圖1和圖2。

圖1 不同狀態STOVL飛機外形對比Fig.1 The contrast of STOVL aircraft shapes under different modes

圖2 STOVL飛機及其推進系統Fig.2 STOVL aircraft and propulsion system

由于本文主要針對STOVL飛機垂直降落狀態的外流場氣動特性進行研究，所以只對STOVL狀態下的飛機氣動外形建模。通過查閱參考文獻[9]及公開數據，對飛機氣動外形進行重構。受計算資源限制，對模型進行了簡化處理。結合研究方向和內容，不考慮滾轉噴管的噴流，即所研究的整個飛機模型主要由飛機機身、進氣道、主發動機噴口和升力風扇噴口等部分組成。在垂直降落狀態，主發動機和升力風扇噴口向地面噴射氣體，與此同時主發動機通過進氣道吸入氣體。

采用非結構化網格對模型進行網格劃分，并對局部網格進行加密，模型具體結構和網格劃分見圖3。同時，為滿足外流場模擬研究需求等，在飛機機身外建立外部空間，其大小滿足阻塞率要求[10]。由于模型結構對稱，為提高計算效率，只對整個模型的二分之一進行建模。

3 邊界條件設定

飛機進氣道入口采用壓力出口邊界條件，調節壓力使流量達到要求數值；主發動機噴管出口采用質量入口邊界條件，給定質量流量和溫度；升力風扇噴管出口采用質量入口邊界條件，給定質量流量和溫度；壁面為固壁，假設壁面絕熱，速度滿足壁面無滑移條件；外部空間采用壓力出口，取一個大氣壓；中分面為鏡像對稱內部流面。

圖3 模型整體結構及網格示意圖Fig.3 The structure of the whole model and grid

4 計算結果與分析

模擬了三種不同飛機離地高度(H=0、5、10 m)，與主發動機噴管和升力風扇噴管面積調節形成的不同參數組合下的飛機外部氣體流動狀態，給出了溫度、速度等相應參數沿流線的分布以及各特征截面上相關參數的分布，直觀地顯示了該型飛機外流場特性，并以此為基礎進行分析。下文以S1代表升力風扇噴口面積，S2代表主發動機噴口面積，等于0表示保持原噴口面積，等于1表示噴口面積增大，等于-1表示噴口面積減小。

4.1 整體流場分布

以H=0 m為例，給出整體流場的參數分布圖，見圖4。由主發動機噴管射流氣體總溫沿流線的分布圖4(a)和整個流場總溫沿流線的整體分布圖4(b)可看出：從主發動機噴管射流出的熱燃氣射流沖擊至地面，經過地面的阻擋/反射作用向四周擴散流動。其中，向機體后方流動的熱燃氣未受擾動，繼續沿地面流動；而沿地面向機體前方流動的熱燃氣，在機身下部附近向左右兩側發生卷吸、分離流動現象。而由飛機中分面下部空間速度矢量分布圖4(c)可看出：升力風扇射流沿地面與主發動機熱射流相向流動，相匯后共同向上流動，流至機體處受到阻擋再次發生分流，并在機身下部空間形成回流。

發生上述現象的原因在于：兩股氣流流動相互作用，加之非封閉空間壁面影響，導致流動狀態變化。對于從主發動機噴管噴射出的熱燃氣，升力風扇噴管射流猶如一道空氣幕，阻滯熱燃氣向機身前部流動，同時也在一定程度上隔絕了進氣道進氣與熱燃氣的聯系。以上分析說明，此種升力系統方案較其他方案[8]，特別是雅克-38/雅克-141采用的主發動機+升力發動機系統方案，在阻隔熱燃氣方面具備明顯的優勢。

圖4 H=0 m時整體流場參數分布Fig.4 The parameter distribution of the whole flow field(H=0 m)

4.2 進氣道燃氣復吸分析

圖5為在給定的升力風扇噴管和主發動機噴管初始面積(S1=0，S2=0)條件，不同飛機離地高度下主發動機噴管射流氣體總溫沿流線的分布。可見，飛機距離地面較近時，雖然升力風扇的射流阻擋了大部分熱燃氣，但仍有少量由主發動機噴管噴射的熱燃氣被吸入進氣道。隨著飛機與地面距離的加大，進氣道吸入的熱燃氣越來越少，最終飛機離地高度達到一定程度后不再有熱燃氣吸入。

圖6為不同噴口面積下主發動機噴管射流氣體總溫沿流線的分布。可見，主發動機噴口面積增大或升力風扇噴口面積減小，都會使熱燃氣復吸減輕或消除。其根本原因在于兩個噴口的射流速度差，升力風扇噴口的射流速度與主發動機噴口射流的速度差越大，對熱燃氣的阻擋能力就越強。所以射流流量一定時，增大主發動機噴口面積或減小升力風扇噴口面積是防止熱燃氣復吸的有效途徑。但需注意的是，主發動機噴口和升力風扇噴口面積的變化將直接影響推進系統的工作狀態。因此，在飛機/推進系統設計之初，應建立與熱燃氣再吸入問題研究的迭代過程，或采取其他必要的防止燃氣復吸的措施。

圖5 不同飛機離地高度下主發動機噴管射流氣體總溫沿流線的分布(S1=0，S2=0)Fig.5 The total temperature distribution of main engine exhaust along streamline with different height(S1=0，S2=0)

圖6 不同噴口面積下主發動機噴管射流氣體總溫沿流線的分布(H=0 m)Fig.6 The total temperature distribution of main engine exhaust along streamline with different spout area(H=0 m)

4.3 進氣道入口溫度畸變分析

進氣道入口總溫分布見圖7。圖7(a)顯示，當飛機處于大氣中且兩個噴管無射流時，進氣道入口截面總溫分布均勻。由圖7(b)和圖7(c)可知：存在熱燃氣吸入進氣道時，將引起進氣道入口下部的局部總溫上升，進而導致入口總溫畸變。而且飛機離地高度越小，總溫的不均勻性越大，即發動機進氣道入口的總溫畸變越大。由圖7(d)可看出：雖然存在噴管射流，但當飛機離地達到一定高度后，進氣道入口截面總溫分布不再受主發動機熱射流影響，即入口截面總溫分布與飛機處于靜止大氣環境狀態下的分布相同。所以，在STOVL飛機工作包線范圍內，在垂直起飛初始和垂直降落結束階段(不考慮武器發射和飛機之間尾流吸入等情況)最易發生總溫畸變。

4.4 地面溫度分布

由圖8中的地面總溫分布可看出：飛機后方地面的溫度較高，前方地面的溫度較低。這是因為主發動機噴管噴射熱燃氣，而升力風扇噴管噴射的是僅被壓縮的空氣，符合實際狀況。對比圖8(b)和圖8 (c)可知：升力風扇噴口面積減小或主發動機噴口面積增加有利于減小地面高溫區的面積，這對機場跑道和航母或大型水面艦艇甲板的防護極為有利。對比圖8(a)、圖8(d)和圖8(e)還可看出：離地高度越小，地面的局部最高溫度越高。所以飛機垂直起飛伊始(如果存在)和垂直降落結束階段，對地面的侵蝕最為嚴重。實際應用中，應結合具體情況，視情采取必要的防護措施。

圖7 進氣道入口總溫分布圖Fig.7 The total temperature distribution at the inlet of the intake

圖8 地面總溫分布Fig.8 The total temperature distribution of the ground

4.5 飛機機身溫度分布

由圖9中飛機機身溫度分布可看出：隨著飛機離地高度的減小，機身腹部的溫度明顯上升；當離地高度為零時，機身腹部產生局部高溫區。因此，短距起飛/垂直降落飛機的設計過程中，應結合飛機蒙皮、涂層等結構/材料的耐溫程度，考慮局部熱區隔熱防護或局部隔熱材料應用的必要性。

圖9 飛機機身溫度分布(S1=0，S2=0)Fig.9 The temperature distribution of the airframe(S1=0，S2=0)

5 結論

短距起飛/垂直降落飛機在垂直降落狀態下的外部流體流動屬強射流問題，流場較為復雜。利用CFD技術，對短距起飛/垂直降落飛機F-35B的外流場進行了研究分析，以期為短距起飛/垂直降落飛機發動機的設計及飛推一體化研究提供參考。主要結論如下：

(1)升力風扇的存在對于主發動機熱燃氣的阻隔作用顯著，采用升力風扇+主發動機的方案可在一定程度上或完全解決短距起飛/垂直降落類飛機的熱燃氣再吸入問題。

(2)主發動機噴口面積和升力風扇噴口面積對短距起飛/垂直降落飛機的外部流場影響重大。在推進系統滿足相關要求的條件下，盡量減小升力風扇噴口面積和增大主發動機噴口面積，可有效防止熱燃氣復吸，使短距起飛/垂直降落飛機性能朝著更高的氣動穩定性和安全性等有利的方向發展。

(3)飛機機身靠近地面時，發生熱燃氣再吸入、進氣道溫度畸變、地面和機身產生局部高溫區的幾率最大，在設計、試驗過程中應著重考察和驗證飛機在近地面(高度約為零)時的特性。

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External flow field performance study of STOVL aircraft

YUAN Chang-long1，GONG Sheng1，YU Ping2，HAN Jia1
(1.AECC Shenyang Aero-engine Research Institute，Shenyang 110015，China；2.Shenyang Liming Aero-engine(Group)Corporation Ltd.，Shenyang 110000，China)

To explore and research the external flow field performance and airframe/propulsion integration key problems such as resorption of hot gas etc.in short take off/vertical landing(STOVL)aircraft on vertical landing mode,the airframe reconstruction and mesh generation of F-35B which is the most advanced STOVL aircraft at present was conducted.By the 3-D numerical simulation of the F-35B's flow field in Fluent,the resorption of hot gas on different flying height and nozzle's area on vertical landing mode was investigated.And the temperature distribution in the entrance section of the engine intake,ground and airframe was given,directly illustrating the external flow field characteristic of the lift system project.The results show that the relative value of the two nozzles'area should been chosen reasonably to avoid the resorption of hot gas,decreasing the area ratio of the lifting fan's nozzle and the main engine's nozzle as far as possible according to the actual lift ratio.

short take off/vertical landing(STOVL)；F-35B；airframe/propulsion integration；lifting system；aerodynamic characteristic；hot gas resorption

V231.3

A

1672-2620(2016)06-0010-06

2016-03-23；

2016-07-14

袁長龍(1987-)，男，吉林撫松人，工程師，主要從事航空發動機總體性能研究。