隱身艦載戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)關(guān)鍵技術(shù)

富佳偉，于佳龍，劉超，王木國(guó)，王孜孜

航空工業(yè)沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110035

航空母艦艦載戰(zhàn)斗機(jī)是現(xiàn)代大國(guó)海軍的重要標(biāo)志，也是航母編隊(duì)的核心裝備與主要作戰(zhàn)力量。在全球范圍內(nèi)，美國(guó)海軍具有最完備的艦載戰(zhàn)斗機(jī)裝備體系，先后發(fā)展了以F-4J、F-14、F/A-18E/F為代表的第二代及第三代艦載戰(zhàn)斗機(jī)，截至目前發(fā)展到第四代隱身艦載戰(zhàn)斗機(jī)F-35C；蘇聯(lián)/俄羅斯從全球第1種投入服役的短距起飛/垂直降落艦載戰(zhàn)斗機(jī)雅克-38開(kāi)始，發(fā)展了以蘇-33、米格29K為代表的第三代艦載戰(zhàn)斗機(jī)；法國(guó)在研制“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī)的過(guò)程中，采用一機(jī)多型的設(shè)計(jì)策略，發(fā)展了具有三代半水平的“陣風(fēng)”M型艦載戰(zhàn)斗機(jī)。

艦載戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)力的設(shè)計(jì)與發(fā)展伴隨著不同時(shí)期的艦隊(duì)制空作戰(zhàn)需求與世界范圍內(nèi)空氣動(dòng)力學(xué)技術(shù)的進(jìn)步。與陸基戰(zhàn)斗機(jī)類似，艦載戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)從滿足高空高速作戰(zhàn)能力的大后掠翼二代機(jī)布局，發(fā)展到利用脫體渦流型增強(qiáng)空中機(jī)動(dòng)能力的邊條翼三代機(jī)布局，并隨著氣動(dòng)/隱身一體化設(shè)計(jì)技術(shù)的進(jìn)步，向具有高隱身性能、超聲速巡航能力、過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力、內(nèi)埋武器裝載能力的第四代戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)展。目前，隱身艦載戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局的設(shè)計(jì)，不僅需要在艦面短距起降與空中高機(jī)動(dòng)性之間綜合權(quán)衡匹配，更需要在隱身、性能、操穩(wěn)、重量等多專業(yè)強(qiáng)約束下的極窄設(shè)計(jì)域內(nèi)開(kāi)展尋優(yōu)設(shè)計(jì)。

本文在中國(guó)現(xiàn)役艦載戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，分析了具有隱身約束的下一代艦載戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)在起降增升、跨超聲速減阻、均衡減載等方面面臨的困難，探索了可行的解決措施，并總結(jié)了有益的設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)。

1 多目標(biāo)約束下的起降增升設(shè)計(jì)

與陸基戰(zhàn)斗機(jī)相比，艦載戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)力設(shè)計(jì)的難點(diǎn)首先是要滿足艦面短距起降的能力要求，即在離艦/著艦重量、離艦/著艦速度、飛行迎角等因素中綜合權(quán)衡獲得最優(yōu)的起降策略，其核心在于飛機(jī)在起降過(guò)程中必須有足夠的升力。飛機(jī)起降階段升力特性越好，離艦/著艦重量可以增加，離艦/著艦速度可以減小，飛行迎角可以降低，起降性能可以得到全面的提升。第三代艦載機(jī)通常使用增升裝置提供足夠的升力增量，使全機(jī)配平升力面滿足艦載機(jī)艦上起降的要求，同時(shí)也能兼顧艦載戰(zhàn)斗機(jī)的空中加減速性能[1]，甚至能夠與其他操縱面聯(lián)合使用來(lái)滿足艦載機(jī)起降過(guò)程中對(duì)橫航向的操縱控制。艦載戰(zhàn)斗機(jī)在引入隱身的約束之后，需要在機(jī)翼設(shè)計(jì)、增升裝置、使用策略及彎扭優(yōu)化之間進(jìn)行綜合權(quán)衡與優(yōu)化匹配。

1.1 機(jī)翼與起降增升匹配設(shè)計(jì)

機(jī)翼是全機(jī)產(chǎn)生升力的主要部件，在隱身與氣動(dòng)效率的強(qiáng)約束下，機(jī)翼平面參數(shù)可選擇的設(shè)計(jì)域很小。在極窄的設(shè)計(jì)域范圍內(nèi)，需要綜合優(yōu)化機(jī)翼的前緣后掠角、后緣前掠角、機(jī)翼面積、展長(zhǎng)、根梢比、展弦比等關(guān)鍵參數(shù)，同時(shí)在選定平面參數(shù)的基礎(chǔ)上，探索高升力的三維扭轉(zhuǎn)機(jī)翼設(shè)計(jì)。

圖1 基準(zhǔn)翼型與后緣修型Fig.1 Basic and improved airfoil profile

艦載機(jī)艦面起降需要在低速狀態(tài)下具有高升力特性的同時(shí)，仍然保持較好的縱向及航向飛行控制能力[2]。高效能的增升裝置是兼顧低速升力特性與高速機(jī)動(dòng)性能的有效措施，可以通過(guò)高效能的增升裝置來(lái)縮減機(jī)翼面積，達(dá)到低速高升力、高速高機(jī)動(dòng)性的目的，但增升裝置也必須具備良好的起降升力、起降滾轉(zhuǎn)品質(zhì)、橫航向穩(wěn)定性、陸基抬前輪能力、低速最大低頭能力等多方面的要求[3-4]。目前國(guó)內(nèi)外艦載機(jī)增升裝置多采用開(kāi)縫襟翼和簡(jiǎn)單襟翼，圖2給出了開(kāi)縫襟翼和簡(jiǎn)單襟翼的示意圖。第三代艦載機(jī)通常采用開(kāi)縫襟翼，開(kāi)縫襟翼增升能力強(qiáng)，但隱身效果差。隱身艦載機(jī)更傾向于采用簡(jiǎn)單襟翼設(shè)計(jì)，需要權(quán)衡多目標(biāo)的設(shè)計(jì)約束。筆者通過(guò)對(duì)增升裝置流動(dòng)特性與增升效果的研究表明，采用簡(jiǎn)單襟副翼設(shè)計(jì)的增升裝置，與前緣襟翼使用策略進(jìn)行協(xié)同優(yōu)化設(shè)計(jì)，可以滿足起降升力的需求。

圖2 增升裝置設(shè)計(jì)Fig.2 Design of high lift devices

1.2 舵面使用策略優(yōu)化

在起降構(gòu)型下，為了使得升力面最優(yōu)，同時(shí)保證俯仰力矩變化和緩、增強(qiáng)陸基起降時(shí)的抬頭能力，在考慮舵面偏轉(zhuǎn)對(duì)航向安定性影響的設(shè)計(jì)思路基礎(chǔ)上，對(duì)前緣襟翼使用策略進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。圖3中給出了起降狀態(tài)下不同前襟偏度時(shí)配平升力系數(shù)的變化，CL為升力系數(shù)，δtf和δlf分別代表后緣襟翼偏度與前緣襟翼偏度。從圖中可以看出，采用適當(dāng)?shù)钠鸾禈?gòu)型舵面使用策略，能夠使配平升力系數(shù)得到較大提升。

圖3 起降狀態(tài)下不同前襟配平升力系數(shù)分布Fig.3 Distributions of trim lift coefficient at take-off and landing status

1.3 三維型面數(shù)值優(yōu)化

采用基于先進(jìn)數(shù)值優(yōu)化算法的三維型面優(yōu)化設(shè)計(jì)可以大幅減少氣動(dòng)外形的迭代設(shè)計(jì)時(shí)間[5-7]。數(shù)值優(yōu)化算法選取目標(biāo)函數(shù)非常靈活，可直接根據(jù)某種氣動(dòng)設(shè)計(jì)指標(biāo)，如低阻力、高升力等進(jìn)行優(yōu)化，不依賴氣動(dòng)外形的細(xì)節(jié)特性。筆者選取的伴隨優(yōu)化算法是一種基于梯度的間接優(yōu)化算法，該算法的計(jì)算時(shí)間不隨設(shè)計(jì)參數(shù)的增加而增加，適用于工程計(jì)算。圖4給出了通過(guò)伴隨優(yōu)化算法計(jì)算出的機(jī)身局部升力關(guān)于空間位置的敏感度分布示意圖。

圖4 機(jī)身表面升力的空間敏感度Fig.4 Space sensitivity of lift of aircraft surface

2 跨超聲速精細(xì)化減阻設(shè)計(jì)

隱身艦載戰(zhàn)斗機(jī)攔阻鉤及武器內(nèi)埋等要求導(dǎo)致機(jī)身橫截面積增加，為了滿足加速性等指標(biāo)要求，布局方案在跨聲速范圍內(nèi)面臨較大減阻需求。由于艦載飛機(jī)的機(jī)翼面積較大，同時(shí)機(jī)翼的設(shè)計(jì)受到結(jié)構(gòu)高度、油箱容積等約束，通過(guò)翼型彎扭配置減阻的設(shè)計(jì)空間較小[7-9]。機(jī)身的外形曲面受到總體布置、結(jié)構(gòu)高度、飛行員視野、進(jìn)發(fā)排系統(tǒng)設(shè)計(jì)、幾何外形隱身等多因素的強(qiáng)約束，全機(jī)外形可調(diào)整裕度也非常有限。

基于上述減阻需求及面臨的諸多困難，筆者在綜合考慮總體、隱身、結(jié)構(gòu)和推進(jìn)系統(tǒng)等專業(yè)設(shè)計(jì)要求的基礎(chǔ)上，提出了跨聲速精細(xì)化減阻設(shè)計(jì)方法。通過(guò)精細(xì)化的數(shù)值仿真計(jì)算，獲得飛機(jī)表面壓力分布及空間流場(chǎng)特征，在此基礎(chǔ)上深入分析局部表面壓力與激波/膨脹波/溢流等空間流場(chǎng)流動(dòng)的關(guān)系，進(jìn)而提出了減小激波壓縮角、降低膨脹波強(qiáng)度、合理匹配壓縮/膨脹波系、優(yōu)化溢流吸力矢量方向等多方面體系化的減阻措施，通過(guò)優(yōu)化調(diào)整局部外形曲面，進(jìn)行機(jī)身精細(xì)化減阻設(shè)計(jì)。相應(yīng)的風(fēng)洞試驗(yàn)表明，通過(guò)上述減阻措施，全機(jī)可以獲得10%左右的減阻收益，滿足了水平加速性指標(biāo)。圖5給出了減阻收益隨馬赫數(shù)的變化，其中Ma代表馬赫數(shù)，ΔCD0代表零升阻力。

圖5 超聲速減阻收益Fig.5 Profits of drag reduction for supersonic flows

2.1 座艙位置激波壓縮/膨脹波系優(yōu)化

跨超聲速阻力主要貢獻(xiàn)量是激波產(chǎn)生的波阻，正向迎風(fēng)面積越大、激波壓縮角度越大，所產(chǎn)生的局部波阻越大。通過(guò)對(duì)全機(jī)的流場(chǎng)分析發(fā)現(xiàn)，前機(jī)身及座艙處激波強(qiáng)度最大，對(duì)全機(jī)的跨聲速阻力具有明顯影響。由于前機(jī)身的構(gòu)型受到總體和隱身的約束，前機(jī)身外形的調(diào)整重點(diǎn)在于優(yōu)化前機(jī)頭型面。在保證視角不變基礎(chǔ)上，對(duì)前機(jī)頭上表面和風(fēng)擋過(guò)渡區(qū)型面進(jìn)行均勻過(guò)渡，可以減小前機(jī)身及座艙處激波壓縮角，降低局部激波強(qiáng)度。圖6給出了座艙處激波壓縮角設(shè)計(jì)圖，相應(yīng)的數(shù)值仿真結(jié)果表明，減小前機(jī)身及座艙處激波壓縮角，可以在一定程度上降低局部激波強(qiáng)度，進(jìn)而減小跨聲速阻力。

圖6 座艙處壓縮角設(shè)計(jì)Fig.6 Design of compression angle at cockpit

在戰(zhàn)斗機(jī)巡航的過(guò)程中，座艙等正向迎風(fēng)部件處會(huì)產(chǎn)生強(qiáng)激波，在激波之后通過(guò)膨脹波使壓力逐漸恢復(fù)，在激波后方會(huì)出現(xiàn)逆壓梯度區(qū)域，導(dǎo)致全機(jī)阻力增加。數(shù)值模擬局部流場(chǎng)分析表明，前機(jī)身處座艙后的膨脹波強(qiáng)度較大，對(duì)阻力影響大。將座艙脊線曲面進(jìn)行適當(dāng)加高設(shè)計(jì)，可以減緩表面氣流膨脹強(qiáng)度，實(shí)現(xiàn)逆壓梯度的優(yōu)化。

圖7給出了座艙優(yōu)化前后構(gòu)型的對(duì)比，其中紅色代表原方案，綠色代表優(yōu)化后的方案。圖8給出了脊線優(yōu)化前后數(shù)值仿真的對(duì)比圖，從圖中可以看出，經(jīng)過(guò)該優(yōu)化后，前機(jī)身座艙之后膨脹波強(qiáng)度降低，進(jìn)而導(dǎo)致跨聲速阻力下降。

圖7 座艙優(yōu)化前后構(gòu)型對(duì)比Fig.7 Comparison of configurations of cockpit before and after optimization

圖8 背部脊線優(yōu)化壓力系數(shù)云圖對(duì)比Fig.8 Comparison of contours of pressure coefficient at ridge lines

2.2 進(jìn)氣道溢流吸力矢量方向優(yōu)化

由于進(jìn)氣道的溢流作用，膨脹氣流流經(jīng)唇口邊緣處會(huì)產(chǎn)生垂直于局部型面的吸力峰。通過(guò)局部流場(chǎng)分析發(fā)現(xiàn)，跨聲速零迎角時(shí)，上唇口處的溢流較明顯，進(jìn)而產(chǎn)生較強(qiáng)的吸力膨脹區(qū)。傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機(jī)外形設(shè)計(jì)中唇口相對(duì)平坦，主吸力峰的貢獻(xiàn)主要集中在升力方向。基于此特征，可以對(duì)唇口上方型面進(jìn)行優(yōu)化，將前緣吸力調(diào)整到阻力的反方向，達(dá)到利用溢流吸力進(jìn)行減阻的目的。

圖9給出了進(jìn)氣道唇口優(yōu)化前后構(gòu)型的對(duì)比圖，紅色代表原方案，青色代表優(yōu)化后的方案。圖10給出了優(yōu)化前后唇口吸力的對(duì)比圖，原升力方向的吸力變小，并改變方向到阻力的反方向。

圖9 進(jìn)氣道唇口處優(yōu)化前后構(gòu)型對(duì)比Fig.9 Comparison of configuration of inlet lips before and after optimization

圖10 優(yōu)化前后進(jìn)氣道唇口吸力對(duì)比Fig.10 Comparison of suction of inlet lips before and after optimization

2.3 后機(jī)身激波壓縮/膨脹波系優(yōu)化

由于后機(jī)身存在平尾、垂尾等尾翼面以及適應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝而產(chǎn)生的曲面凸起，其對(duì)阻力的貢獻(xiàn)比較顯著。采用精細(xì)化仿真手段，對(duì)垂尾、發(fā)動(dòng)機(jī)艙、噴管、平尾等多部件耦合流動(dòng)局部流場(chǎng)分析發(fā)現(xiàn)，在垂尾根部前緣位置，將后機(jī)身上表面局部加高，可以利用垂尾激波在發(fā)動(dòng)機(jī)艙凸起曲面的背風(fēng)面產(chǎn)生高壓，從而產(chǎn)生減阻效果。圖11給出了后體與噴管的優(yōu)化前后構(gòu)型對(duì)比，紅色代表原方案，綠色代表優(yōu)化后的方案。

圖11 后體優(yōu)化前后構(gòu)型對(duì)比Fig.11 Comparison of configuration of afterbody before and after optimization

3 均衡減載設(shè)計(jì)

艦載機(jī)為滿足攔阻著艦、機(jī)翼折疊等使用需求，會(huì)付出較大的重量代價(jià)。為保證空中作戰(zhàn)效能，需要對(duì)空機(jī)的重量進(jìn)行嚴(yán)格控制。飛行載荷作為作戰(zhàn)使用與機(jī)體受載之間的紐帶，對(duì)飛機(jī)減重設(shè)計(jì)非常重要[10]。

在隱身艦載戰(zhàn)斗機(jī)的減載設(shè)計(jì)過(guò)程中，需要應(yīng)用全包線飛行載荷均衡設(shè)計(jì)技術(shù)來(lái)進(jìn)行減載設(shè)計(jì)。這里面需要綜合考慮總體、氣動(dòng)、性能、操穩(wěn)、飛控、強(qiáng)度等多專業(yè)的設(shè)計(jì)約束，全面評(píng)估亞、跨、超聲速機(jī)動(dòng)飛行要求和機(jī)動(dòng)飛行情況研究減載設(shè)計(jì)流程，進(jìn)而形成全機(jī)飛行載荷均衡設(shè)計(jì)方案，建立精準(zhǔn)合理的載荷計(jì)算分析模型，解決減載設(shè)計(jì)與作戰(zhàn)使用之間的設(shè)計(jì)矛盾，實(shí)現(xiàn)全機(jī)飛行載荷減載設(shè)計(jì)，支撐飛機(jī)實(shí)現(xiàn)重量目標(biāo)的效果。

3.1 平尾配平載荷均衡設(shè)計(jì)

針對(duì)艦載戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)中存在的平尾負(fù)向載荷過(guò)大的問(wèn)題，開(kāi)展布局與載荷聯(lián)合迭代設(shè)計(jì)，考慮到平尾承載能力對(duì)稱的特點(diǎn)，均衡平尾正負(fù)載荷實(shí)現(xiàn)減載。圖12給出了布局與載荷迭代設(shè)計(jì)的流程圖。以平尾減載為目標(biāo)方向，利用機(jī)身下表面曲面修型進(jìn)行機(jī)身反彎設(shè)計(jì)，可以實(shí)現(xiàn)嚴(yán)重載荷狀態(tài)下平尾減載，圖13給出了后機(jī)身反彎設(shè)計(jì)示意圖。

圖12 布局載荷聯(lián)合迭代設(shè)計(jì)示意圖Fig.12 Schematic of joint iteration design of layout and payload

圖13 后體反彎設(shè)計(jì)圖Fig.13 Schematic of negative bowed afterbody

研究表明，縱向力矩系數(shù)每增加0.005，跨聲速配平阻力大約可以減小1%，進(jìn)而使得平尾平衡載荷減小約5%。

3.2 全機(jī)載荷均衡設(shè)計(jì)

艦載戰(zhàn)斗機(jī)在機(jī)翼/平尾緊耦合的條件下進(jìn)行縱橫向機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，襟副翼與平尾之間存在較強(qiáng)干擾關(guān)系。在保證氣動(dòng)效能和鉸矩可實(shí)現(xiàn)的基礎(chǔ)上，對(duì)于同樣的過(guò)載與滾轉(zhuǎn)角速度指標(biāo)，通過(guò)全機(jī)載荷均衡設(shè)計(jì)來(lái)尋求載荷最優(yōu)配比區(qū)間，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)全機(jī)綜合減載。

圖14給出了不同操縱面組合使用對(duì)機(jī)翼/平尾翼面載荷的影響。通過(guò)數(shù)值仿真計(jì)算表明，載荷最優(yōu)的全機(jī)載荷均衡設(shè)計(jì)的收益明顯，在此基礎(chǔ)上進(jìn)一步開(kāi)展了載荷最優(yōu)比例區(qū)間設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼和平尾的綜合減載。

圖14 負(fù)過(guò)載與滾轉(zhuǎn)作用下的機(jī)翼載荷工況分布Fig.14 Distributions of payloads on wing under the condition of rolling and negative overloads

4 結(jié) 論

1) 采用機(jī)翼后緣簡(jiǎn)單襟翼的設(shè)計(jì)方式，結(jié)合機(jī)翼型面彎扭數(shù)值優(yōu)化以及舵面使用策略匹配，能夠滿足強(qiáng)隱身約束下艦載戰(zhàn)斗機(jī)的起降升力需求。

2) 合理配置座艙位置以及后機(jī)身上表面的激波壓縮/膨脹波系、優(yōu)化進(jìn)氣道溢流吸力矢量方向等，能夠在不降低機(jī)身容積的前提下，實(shí)現(xiàn)全機(jī)10%左右的減阻收益。

3) 利用機(jī)身下表面與攔阻鉤艙門區(qū)的修型進(jìn)行機(jī)身反彎設(shè)計(jì)，能夠?qū)崿F(xiàn)平尾負(fù)向載荷的有效減載。