推力矢量對飛機大迎角動態氣動特性的影響

湯偉，黃勇，傅澔

1.西北工業大學 航空學院，西安 710072 2.中國空氣動力研究與發展中心 低速空氣動力研究所，綿陽 621000

動態特性是衡量戰斗機氣動性能的重要參數。隨著航空航天技術的迅速發展，現代戰斗機在速度、迎角、角速度和加速度變化能力上比以往有很大提高。但是要正確表達和研究戰斗機非線性慣性運動形態中的氣動與運動變量之間的關系，尤其把握大迎角動穩定性變化規律，仍然是需要突破的關鍵技術難題之一。在戰斗機的研制過程中，大迎角動態氣動特性直接影響其過失速機動能力并進而影響其飛行性能[1-6]。

推力矢量是提高戰斗機大迎角動態氣動特性，提升其過失速機動能力和飛行品質的重要手段。推力矢量在提供動力的同時，還能單獨在戰斗機俯仰、偏航、滾轉和反推力方向提供發動機推力，用以部分或全部取代由戰斗機舵面或其他裝置產生的氣動力對戰斗機進行操縱控制。在飛行控制和飛行力學領域，對推力矢量的研究獲得了大量成果[7-9]。因此，在過失速機動過程的傳統控制設計方法中，當氣動舵面不足以提供所需的控制力矩時，一般都會引入推力矢量控制。但是，新一代戰斗機在研制過程中被賦予了更高的機動性要求，也將更多地依賴推力矢量，致使氣動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飛行控制，必然帶來更大的非線性氣動耦合。因此，在過失速機動的研究中，開展推力矢量對大迎角動態氣動特性影響的試驗研究對于設計更加先進的戰斗機控制律，綜合控制氣動和推力矢量控制面，保證大迎角下的穩定性和過失速機動的實現有著重要意義。

當前，風洞試驗模擬仍然是開展戰斗機動態氣動特性研究的主要手段。國內外低速、高速風洞已經開發了形式多樣的動態試驗技術，戰斗機模型大迎角非定常氣動力風洞試驗方法和非定常氣動力研究均取得了重大進展[11-14]。通常情況下，推力矢量影響的風洞試驗和大迎角動態氣動特性風洞試驗是分開進行的，單獨考察推力矢量對氣動力的影響和大迎角時的動態氣動特性[15-20]。如何將推力矢量試驗和非定常大迎角動態試驗融合起來開展風洞試驗對于深入研究推力矢量對大迎角動態氣動特性影響是需要解決的關鍵技術問題。在中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所?3.2 m開口風洞中，研制了一套可以接通高壓空氣的動態試驗裝置，結合推力矢量噴流模擬系統，設計了開展推力矢量對大迎角動態氣動特性影響的試驗技術。利用戰斗機模型開展了不同減縮頻率、不同落壓比、不同噴管偏角下的大迎角俯仰振蕩運動特性試驗研究，驗證了試驗技術的可行性，初步獲得了推力矢量對戰斗機動態非定常氣動力的影響規律。

1 主要試驗裝置

1.1 通氣動態試驗裝置

圖1 大迎角通氣動態試驗裝置Fig.1 Ventilated dynamic test device for high angle of attack

大迎角通氣動態試驗裝置總體布局見圖1,裝置由運動控制機構、碳纖維支桿和動力控制系統等部分組成。運動控制機構是該裝置的主要部分，它由蝸輪和齒輪二級減速機構、凸輪頂桿機構、端面齒環預置機構和主軸支承組件等部分組成。該裝置總減速比可以通過滑動齒輪進行調節，總減速比有3種，分別為12、25、640，以適應不同試驗運動頻率的要求。設計最高頻率為4 Hz，可滿足靜態和動態試驗要求。試驗模型的運動規律由凸輪的型面來控制。高壓空氣通過搖臂、支桿，最后引入模型。

1.2 噴流模擬系統

常規大迎角非定常氣動力試驗研究的模型都是靜態模型，不帶進排氣裝置。此次試驗研究模型的重要部件就是安裝在模型內部的高壓噴流模擬系統。

噴流系統結構主要由固定部分和浮動部分組成，如圖2所示。固定部分由氣室、噴嘴和波紋管組成。浮動部分包括環室、中心錐、總壓耙、內尾噴管和外尾噴管等部分。在浮動部分和固定部分之間安裝有專用天平，用于測量內尾噴管推力。

噴管機構主要包括內噴管和外噴管兩個部分。內尾噴管與環室相連，外尾噴管與全機模型尾部相連，內、外尾噴管都可以更換或改變角度以模擬矢量推力。內噴管的設計兼顧最大流量和最大落壓比的模擬要求。為此，內噴管被設計為收斂擴張型文丘利管。根據氣體動力學，當文丘利管喉道達到聲速時，通過文丘利管的流量與下游的背壓無關，流量僅和上游總壓、總溫和喉道面積相關，對于理想氣體，有

(1)

式中：po為來流總壓；σ*為喉道面積；To為來流總溫。

圖2 噴流模擬器結構Fig.2 Structure of jet simulator

為了能夠更加真實地模擬發動機工作狀況，發動機噴氣模擬裝置的出口流場應該比較均勻，才能獲得更加準確的噴管推力和矢量角。因此，對設計的發動機噴氣模擬裝置內部流場進行了模擬，湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)模型。計算的出口總壓分布如圖3所示。從圖中可以看出，出口總壓分布比較均勻，中心位置總壓略小。畸變指數為

(2)

可見S-A模型可以比較準確地模擬發動機工況。

圖3 噴流模擬器出口總壓分布Fig.3 Outlet total pressure distribution of jet simulator

1.3 風洞試驗系統

試驗采用某戰斗機動導數試驗模型，模型比例為1∶13，平均氣動力弦長為0.391 4 m。該模型為金屬骨架外敷玻璃鋼模型。模型采用背部支撐形式。模型內部主要由通氣支桿、噴流模擬器、主天平、噴管天平、推力噴管等組成。試驗在中國空氣動力研究與發展中心低速空氣動力研究所?3.2 m風洞進行。該風洞是一座開閉口兩用的回流式風洞，試驗段截面為圓形，直徑為3.2 m。開口試驗段最高風速可達116 m/s。

2 試驗結果和分析

試驗主要研究不同減縮頻率、不同落壓比、不同噴管偏角下的大迎角俯仰振蕩運動特性。試驗風速為30 m/s，噴管落壓比為1.5～2.5，模型迎角范圍為20°～60°，俯仰動態試驗裝置運動頻率為0.1～0.3 Hz。

2.1 試驗數據處理

首先測量沒有來流情況下模型的質量、慣性力和力矩，作為原始數據。再測量有來流情況下的試驗數據。選取模型運動頻率的6倍作為截止頻率，將原始數據和試驗數據均采用全相位數字濾波方法去除測量信號中的噪聲。由于采集到的原始數據和試驗數據會有一個相位差，因此采用移相位法對齊試驗數據和原始數據中的角位移信號和力信號，相減才能獲得模型相應姿態角下準確的氣動力[21]。

模型主天平和噴管專用天平測量的數據經過以上方法處理后分別獲得了主天平的氣動力數據和噴管天平的推力數據，再進行疊加可轉換為帶矢量推力的氣動力和力矩系數。

2.2 不同減縮頻率的影響

由于減縮頻率的選擇對動導數辨識的影響起到關鍵作用，因此風洞試驗選擇了3種減縮頻率，分別為k=0.008 193、0.016 387、0.024 580。開展了初始迎角α0=40°，振蕩幅度Δα=20°，風洞來流風速v=30 m/s時，有/無噴流下的俯仰振動試驗。圖4是噴流落壓比為2.5時模型升力系數CL的動態氣動特性曲線，其噴管狀態為巡航狀態，噴管偏角為0°。從圖中可以看出，動態曲線遲滯特性比較明顯。

圖4 噴管偏角為0°時減縮頻率對模型動態特性的影響 Fig.4 Influence of reduction frequency on dynamic characteristics of model when nozzle angle is 0°

根據圖4的升力系數試驗結果，可見隨著減縮頻率增大，升力系數曲線的遲滯環也隨之擴大，模型上仰過程中升力系數增大，下行過程中升力系數減小，并隨著迎角增大減縮頻率的影響也增大。試驗中，阻力系數和升力系數有相同的變化規律，俯仰力矩的變化則相反。大迎角下，受噴流推力的影響，減縮頻率對升力和力矩的影響比小迎角時更為明顯。圖5是相應狀態無噴流時的升力特性曲線。圖4和圖5顯示的基本規律是一致的，即隨著減縮頻率增加，遲滯環線均擴大。但是，在有噴流的情況下，減縮頻率對模型動態特性的影響變小。

圖5 無噴流時減縮頻率對模型動態特性的影響 Fig.5 Influence of reduction frequency on dynamic characteristics of model without jet

2.3 有/無噴流的影響

圖6是k=0.008 193、α0=40°、Δα=20°，無噴流和噴流落壓比為2.5時模型升力系數特性對比，其噴管狀態為巡航狀態，噴管偏角為0°。有噴流時，模型上仰過程升力系數明顯增大，下行過程亦有所增加，隨迎角增大影響逐漸增大,阻力與升力規律相似。試驗中，有噴流后模型的俯仰力矩均負向增長，上仰過程受影響程度同樣高于下行過程，并隨迎角增大更為明顯。在遲滯特性上，有噴流的時候升力系數、阻力系數及俯仰力矩系數的遲滯環線面積略微增大。對于k=0.016 387,0.024 580時，有/無噴流的動態氣動特性曲線也具有同樣的規律，且噴流的影響量隨著減縮頻率的增加而增加。

圖6 噴管偏角為0°時有/無噴流對模型動態特性的影響Fig.6 Influence on dynamic characteristics of model with/without jet when nozzle angle is 0°

2.4 噴流落壓比的影響

由于隨著減縮頻率增加，噴流對模型動態特性的影響也是增加的。因此，在開展落壓比試驗時，選擇最大減縮頻率k=0.024 580,目的是為了更好地觀察落壓比變化對動態氣動特性的影響。圖7給出了在此減縮頻率下不同落壓比(試驗時的落壓比分別為1.5、2.0、2.5)時模型在v=30 m/s風速下的升力系數曲線變化，其噴管狀態仍為巡航狀態，噴管偏角為0°。從圖中可以看出，隨著落壓比增大，上仰過程中升力系數略有增加，下行過程中略有減小，遲滯環面積略微增大。試驗中，阻力系數和升力系數有同樣的變化規律；俯仰力矩系數遲滯環面積亦隨著落壓比的增加而略有增大，上仰過程力矩呈現正增長，下行過程力矩負增長。

圖7 噴管偏角為0°時落壓比對模型動態特性的影響 Fig.7 Influence of drop pressure ratio on dynamic characteristics of model when nozzle angle is 0°

2.5 推力轉向的影響

為了獲得推力轉向的影響規律，分別開展了噴管上偏、下偏和左偏3種狀態的試驗研究，落壓比取為2.5。3種偏轉狀態的偏轉角度都設定為0°、5°、15°。圖8給出了噴口向上偏轉時模型升力系數和俯仰力矩系數Cm的變化。從試驗結果得知，升力系數受噴管偏轉的影響較小，俯仰力矩曲線隨噴管上偏角度增大，以失速迎角附近為中心逆時針旋轉。噴管上偏對遲滯環面積影響較小。

圖9給出噴口向下偏轉時模型升力系數和俯仰力矩的變化，與上偏情況相似，升力系數受影響較小。俯仰力矩曲線隨偏轉角從下偏15°到上偏15°變化呈逆時針旋轉趨勢，旋轉中心在失速迎角附近。圖10給出了噴口向左偏轉時模型側力系數CY和偏航力矩系數Cn的變化。隨噴管左偏角度增大，升力系數整體增大，側力系數隨偏角增大而減小，偏航力矩系數及滾轉力矩系數整體上偏。從上述力及力矩的變化趨勢可以看出，噴管左偏對機體左側流場產生引射作用。同前面噴管上下縱向偏轉情況類似，噴管左右橫向偏轉的角度改變對遲滯效應影響較小。

圖8 尾噴口上偏對模型動態特性的影響 Fig.8 Influence of upward deflection of tail nozzle on dynamic characteristics of model

圖9 尾噴口下偏對模型動態特性的影響 Fig.9 Influence of downward deflection of tail nozzle on dynamic characteristics of model

圖10 尾噴口左偏對模型動態特性的影響 Fig.10 Influence of left deflection of tail nozzle on dynamic characteristics of model

3 結 論

通過設計研制的通氣動態試驗裝置結合推力矢量噴流模擬器，在?3.2 m低速風洞的開口試驗段開展了推力矢量對戰斗機動態氣動特性影響的試驗。

1) 驗證了在動態試驗裝置中引入帶噴流模擬器開展推力矢量影響試驗的技術可行性。該試驗技術既可用于研究推力矢量的影響，也可用于飛行控制率設計中氣動和推力矢量控制權限分配的驗證。

2) 引入推力矢量后，戰斗機大迎角動態氣動特性的基本變化規律和無噴流時一致。推力矢量的影響也隨著減縮頻率、落壓比和噴流偏角的變化呈現出規律性的變化。

3) 噴流落壓比的增加反映了推力矢量大小的增加，由此導致模型升力、阻力系數上升，俯仰力矩負增長以及遲滯環面積增加。

4) 尾噴口的偏轉反映了推力矢量方向的變化。無論是縱向偏轉還是橫向偏轉都引起力和力矩系數隨著偏角呈現規律性變化，并且遲滯環的面積均隨著偏角的增加而增大。

本次試驗研究初步獲得了推力矢量對大迎角俯仰動態特性的影響規律，為下一步深入開展大迎角俯仰、滾轉、偏航時推力矢量的影響規律研究積累了技術手段和經驗。

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