雙發(fā)布局短距/垂直起降飛機(jī)外流氣動(dòng)特性研究

沈家立，廖華琳，何天喜，朱 川

(中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

1 引言

隨著時(shí)代的發(fā)展，現(xiàn)代化的軍事斗爭(zhēng)更加多樣化，部隊(duì)對(duì)各種惡劣條件下和非理想戰(zhàn)場(chǎng)狀況下的軍事打擊能力的需求越來(lái)越迫切。短距/垂直起降(S/VTOL)飛機(jī)[1-2]憑借其短距/垂直起飛和降落能力，逐漸受到各國(guó)軍方的青睞，成為當(dāng)前航空技術(shù)研究的重點(diǎn)。

目前，較為先進(jìn)的短距/垂直起降飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)有兩種技術(shù)方案：一是美國(guó)的F-35B 推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型[3]——轉(zhuǎn)向噴管發(fā)動(dòng)機(jī)匹配升力風(fēng)扇構(gòu)型；二是蘇聯(lián)的YAK-141 推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型[4]——轉(zhuǎn)向噴管發(fā)動(dòng)機(jī)匹配升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型。國(guó)內(nèi)外學(xué)者以F-35B 推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型為基礎(chǔ)，對(duì)短距/垂直起降飛機(jī)在起飛/降落狀態(tài)的流動(dòng)特征進(jìn)行了大量研究。研究發(fā)現(xiàn)，短距/垂直起降飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的高溫燃?xì)?，?huì)被進(jìn)氣道吸入，引起溫度畸變，造成發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降，明顯降低發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性，進(jìn)而導(dǎo)致失速、喘振或熄火[5]。短距/垂直起降飛機(jī)在近地區(qū)域起飛/降落時(shí)，由于升力風(fēng)扇向下噴出氣流、主發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管氣流、飛機(jī)下機(jī)身、地面的相互作用，形成了復(fù)雜的地面效應(yīng)，這不僅會(huì)造成機(jī)身高溫，還會(huì)產(chǎn)生巨大的升力損失[6-8]。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)向下噴出的熱射流還會(huì)造成地面高溫?zé)g問(wèn)題[9-10]，對(duì)地勤人員也有影響。

YAK-141 和F-35B 兩型飛機(jī)都采用了單發(fā)布局，但考慮到雙發(fā)布局飛機(jī)相較于單發(fā)布局飛機(jī)具有更大的作戰(zhàn)載荷、更高的推力性能及更好的安全性，在短距/垂直起降飛機(jī)上采用雙發(fā)布局無(wú)疑能顯著提升其作戰(zhàn)能力。本文針對(duì)采用升力發(fā)動(dòng)機(jī)+轉(zhuǎn)向噴管、升力風(fēng)扇+轉(zhuǎn)向噴管兩種不同推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型(以下分別簡(jiǎn)稱升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型)的雙發(fā)布局短距/垂直起降飛機(jī)，通過(guò)模擬飛機(jī)在短距/垂直起降狀態(tài)下復(fù)雜多變的外流場(chǎng)，研究了此狀態(tài)下飛機(jī)高溫燃?xì)饣匚?duì)地面/甲板和人員等影響以及地面效應(yīng)等現(xiàn)象，可為相關(guān)研究的深入探索和實(shí)際應(yīng)用提供一定的參考。

2 模型構(gòu)建及仿真設(shè)置

2.1 模型構(gòu)建及網(wǎng)格劃分

為盡可能模擬真實(shí)情況下短距/垂直起降飛機(jī)的起飛/降落過(guò)程，以某型戰(zhàn)斗機(jī)為原型，對(duì)兩種不同短距/垂直起降推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)布局，建立了升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)的外流場(chǎng)計(jì)算模型。結(jié)合研究?jī)?nèi)容，同時(shí)考慮到計(jì)算資源限制，不考慮滾轉(zhuǎn)噴管噴流，并對(duì)飛機(jī)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化處理。圖1為YAK-141 和F-35B 兩款飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型，圖2為采用這兩種推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型構(gòu)建的雙發(fā)布局短距/垂直起降飛機(jī)外流氣動(dòng)仿真計(jì)算模型。

圖1 YAK-141 和F-35B 的推進(jìn)系統(tǒng)Fig.1 Propulsion systems of YAK-141 and F-35B

圖2 氣動(dòng)仿真計(jì)算模型Fig.2 Aerodynamic simulation calculation model

飛機(jī)外流氣動(dòng)仿真計(jì)算模型主要由飛機(jī)機(jī)身、升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇進(jìn)氣道及噴口、主發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道和轉(zhuǎn)向噴管組成。飛機(jī)在起飛/降落狀態(tài)，升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇和主發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)向噴管均向下噴射氣流提供升力，同時(shí)主發(fā)動(dòng)機(jī)和升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇通過(guò)進(jìn)氣道吸入氣流。

采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并對(duì)升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇和主發(fā)動(dòng)機(jī)等部位進(jìn)行局部加密，附面層第一層網(wǎng)格設(shè)置為0.1 mm，網(wǎng)格總量為3 650 萬(wàn)。外流場(chǎng)尺寸設(shè)置為30 m×24 m，以滿足對(duì)外部流動(dòng)作用及影響分析的需求；外流場(chǎng)高度取決于飛機(jī)的離地高度。圖3 為飛機(jī)機(jī)身網(wǎng)格。

圖3 飛機(jī)機(jī)身網(wǎng)格Fig.3 Fuselage grid of aircraft

2.2 求解器及邊界條件設(shè)置

利用商業(yè)軟件Fluent 對(duì)飛機(jī)外流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬分析，采用基于有限體積法的N-S 方程求解器，無(wú)黏對(duì)流通量選用Roe 格式，湍流模型使用RNG k ?ε模型，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，并使用具有二階精度的迎風(fēng)格式對(duì)控制方程進(jìn)行離散，流體的導(dǎo)熱系數(shù)和動(dòng)力黏性系數(shù)定義為隨溫度變化的函數(shù)，采用密度求解器。

對(duì)于整個(gè)飛機(jī)外部流場(chǎng)的計(jì)算域，各類邊界條件描述如下。

(1)三軸承轉(zhuǎn)向噴管進(jìn)口：采用壓力進(jìn)口邊界條件，假定來(lái)流參數(shù)均勻分布，總溫、總壓參數(shù)由發(fā)動(dòng)機(jī)工況確定，氣流流動(dòng)方向垂直于進(jìn)口截面。

(2)升力風(fēng)扇/升力發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口：采用壓力出口邊界條件模擬進(jìn)氣，壓力參數(shù)通過(guò)理論計(jì)算和仿真驗(yàn)證確定，使進(jìn)口流量與理論流量保持平衡。

(3)升力風(fēng)扇/升力發(fā)動(dòng)機(jī)出口：采用壓力進(jìn)口邊界條件模擬噴流，總溫、總壓參數(shù)根據(jù)升力風(fēng)扇/升力發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)性能參數(shù)給定。

(4)進(jìn)氣道進(jìn)口：采用壓力出口邊界條件模擬進(jìn)氣，壓力參數(shù)通過(guò)理論計(jì)算和仿真驗(yàn)證確定，使進(jìn)氣流量與噴管流量保持平衡。

(5)外流場(chǎng)邊界：采用壓力出口邊界條件，壓力及回流溫度給定為環(huán)境參數(shù)。

(6)飛機(jī)壁面、噴管壁面及地面：均設(shè)置為絕熱無(wú)滑移壁面。

3 計(jì)算結(jié)果分析

為模擬真實(shí)情況下飛機(jī)的短距/垂直起降過(guò)程，在不同飛機(jī)離地高度 H (0 m，5 m，10 m)下，對(duì)升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型兩種不同的飛機(jī)模型進(jìn)行了仿真，得到了不同離地高度下兩種推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型飛機(jī)機(jī)身及外流場(chǎng)的溫度、壓力及流線等數(shù)據(jù)，并對(duì)高溫燃?xì)饣匚?、地面效?yīng)以及對(duì)環(huán)境(地面/甲板、人員等)的影響進(jìn)行了相應(yīng)分析。

3.1 高溫燃?xì)饣匚?/h3>

為研究高溫燃?xì)饣匚鼏?wèn)題，主要對(duì)飛機(jī)噴口射流和進(jìn)氣道來(lái)流流線以及進(jìn)氣道溫度畸變進(jìn)行分析。圖4、圖5 分別為不同飛機(jī)離地高度下，升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)噴口射流和進(jìn)氣道來(lái)流靜溫沿流線的分布。由圖可知，在起飛/降落過(guò)程中，兩種構(gòu)型飛機(jī)噴口射流流動(dòng)相似——升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇與主發(fā)動(dòng)機(jī)射流向下噴射沖擊地面，經(jīng)地面阻擋/反射作用向沖擊點(diǎn)四周擴(kuò)散，兩股氣流分別在飛機(jī)前向、后向自由擴(kuò)散，但在機(jī)身中部互相擠壓，形成螺旋狀的卷吸流且向展向擴(kuò)散。從進(jìn)氣來(lái)流流線看，兩種構(gòu)型飛機(jī)在0 m、10 m 處均未吸入主發(fā)動(dòng)機(jī)和升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇的廢氣，而在5 m 處均有廢氣吸入。在0 m 處，噴口射流經(jīng)地面作用快速向四周擴(kuò)散，氣流流動(dòng)速度過(guò)大導(dǎo)致進(jìn)氣道未能吸入；隨著離地高度的逐漸升高，噴口射流至地面的速度逐漸降低，一部分射流被進(jìn)氣道吸入；當(dāng)離地高度升高到一定高度后，地面反射射流距機(jī)身過(guò)遠(yuǎn)，不會(huì)再被進(jìn)氣道吸入。

圖4 升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)噴口射流和進(jìn)氣道來(lái)流流線圖Fig.4 Streamline diagram of nozzle jet and inlet flow of aircraft with lift engine configuration

圖5 升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)噴口射流和進(jìn)氣道來(lái)流流線圖Fig.5 Streamline diagram of nozzle jet and inlet flow of aircraft with lift fan configuration

圖6為不同飛機(jī)離地高度下，升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)口截面靜溫分布云圖?？梢钥闯?，兩種構(gòu)型飛機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)口截面在0 m 和5 m處均有一定的溫度畸變，且5 m處溫度畸變更大；10 m 處溫度畸變不明顯。升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)的溫度畸變均在進(jìn)氣道內(nèi)側(cè)；升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)0 m處溫度畸變?cè)谙聜?cè)，5 m 處溫度畸變?cè)谕鈧?cè)，且均比升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型的小。原因是升力風(fēng)扇射流溫度較低，主發(fā)動(dòng)機(jī)熱射流與其摻混，降低了射流溫度，因此進(jìn)氣溫度畸變較小。

圖6 升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型(左)和升力風(fēng)扇構(gòu)型(右)飛機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)口截面溫度云圖Fig.6 Section temperature cloud diagram of aircraft inlet with lift engine configuration (left)and lift fan configuration (right)

3.2 地面效應(yīng)

地面效應(yīng)對(duì)短距/垂直起降飛機(jī)的影響，主要體現(xiàn)在飛機(jī)向下射流對(duì)氣流的引射作用，及噴泉效應(yīng)引起的下機(jī)身局部高溫和壓力變化導(dǎo)致的升力損失等。本文主要分析飛機(jī)近地面處的地面效應(yīng)。

圖7、圖8 分別為升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)在0 m 處，機(jī)身下表面的溫度、無(wú)量綱壓力分布云圖及主發(fā)動(dòng)機(jī)軸線截面的流線圖。圖中，無(wú)量綱壓力定義為 (ps? p0)p0，ps為飛機(jī)壁面靜壓，p0為環(huán)境壓力?？梢钥闯?，升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)整個(gè)機(jī)身下方都存在高溫區(qū)，升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)主要在機(jī)腹后側(cè)存在高溫區(qū)。其原因是升力風(fēng)扇射流溫度低，與主發(fā)動(dòng)機(jī)熱射流在機(jī)身中部相互作用，形成了噴泉效應(yīng)，阻礙了熱氣流的前移，導(dǎo)致高溫區(qū)在其機(jī)身后方；而升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)前后均為熱射流，因此整個(gè)機(jī)身都存在高溫區(qū)。兩種構(gòu)型飛機(jī)均存在高壓區(qū)和低壓區(qū)，低壓區(qū)的形成主要是由于射流對(duì)空氣的引流作用，高壓區(qū)的形成則是機(jī)身對(duì)噴泉流的滯止作用。低壓區(qū)范圍主要在升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇與主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口周圍，而高壓區(qū)主要分布于機(jī)身中部及飛機(jī)中心線位置。機(jī)身中部的高壓區(qū)是前后射流形成的噴泉流造成的，由于兩種構(gòu)型飛機(jī)的噴泉流位置不同，因此其高壓區(qū)位置有差異。升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)的升力發(fā)動(dòng)機(jī)之間以及主發(fā)動(dòng)機(jī)之間，均存在噴泉流，因此中心線前后方均存在高壓區(qū)；而升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)僅主發(fā)動(dòng)機(jī)之間存在噴泉流，因此只有中心線后方存在高壓區(qū)。

圖7 升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)地面效應(yīng)分析Fig.7 Ground effect analysis of lift engine aircraft

圖8 升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)地面效應(yīng)分析Fig.8 Ground effect analysis of lift fan aircraft

3.3 環(huán)境影響

為研究短距/垂直起降飛機(jī)對(duì)地面/甲板的燒蝕問(wèn)題，對(duì)其起飛/降落過(guò)程中地面的溫度分布進(jìn)行了分析。圖9、圖10 分別為不同飛機(jī)離地高度下，升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)地面的靜溫云圖?？梢钥闯?，兩種構(gòu)型飛機(jī)在起飛/降落過(guò)程中，隨著飛機(jī)離地高度的增加，地面最高溫度逐漸降低，高溫范圍逐漸減小。這一變化規(guī)律與文獻(xiàn)[11]的結(jié)果相似，但與單發(fā)布局飛機(jī)不同的是，雙發(fā)布局飛機(jī)在正后向有一個(gè)高溫條帶，是2 個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)的射流經(jīng)地面阻擋/反射后在飛機(jī)中心線位置相互擠壓擴(kuò)散形成的。與升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)相比，升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)前半部分溫度明顯降低。這是因?yàn)樯︼L(fēng)扇噴出的主要是被壓縮的空氣，其溫度遠(yuǎn)低于升力發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的燃?xì)鉁囟?，符合?shí)際情況。

圖9 升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)地面溫度云圖Fig.9 Ground temperature cloud diagram of lift engine aircraft

圖10 升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)地面溫度云圖Fig.10 Ground temperature cloud diagram of lift fan aircraft

為研究短距/垂直起降飛機(jī)在起飛/降落過(guò)程中對(duì)地勤人員的影響，采用17 m/s(7 級(jí)風(fēng))的速度作為劃界邊界，對(duì)離地高度1 m 處(人體重心位置)的速度分布進(jìn)行了分析。圖11、圖12 分別為不同離地高度下，升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)離地1 m 高度截面的高速區(qū)分布圖。圖中，紅色區(qū)域代表速度高于17 m/s 的高速氣流，藍(lán)色區(qū)域代表速度低于17 m/s 的低速氣流。可見(jiàn)，不同離地高度下，兩種構(gòu)型飛機(jī)機(jī)身周圍均有高速氣流。在0 m、5 m 處飛機(jī)展向和后向均有高速氣流，在10 m 處飛機(jī)僅展向存在高速氣流。展向高速氣流為飛機(jī)前后兩股射流擠壓形成，后向高速氣流為2個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)射流擠壓形成。升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)展向的高速氣流范圍明顯比升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)的寬，原因是升力發(fā)動(dòng)機(jī)射流速度明顯比升力風(fēng)扇的高，因此前后兩股射流擠壓形成的卷吸流更加明顯，故而高速氣流范圍較大。

圖11 升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)離地1 m 高度截面的高速區(qū)分布Fig.11 High velocity zone distribution with lift engine configuration aircraft of H=1 m

圖12 升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)離地1 m 高度截面的高速區(qū)分布Fig.12 High velocity zone distribution with lift fan configuration aircraft of H=1 m

4 結(jié)論

(1)升力發(fā)動(dòng)機(jī)+轉(zhuǎn)向噴管、升力風(fēng)扇+轉(zhuǎn)向噴管兩種不同推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型的雙發(fā)布局短距/垂直起降飛機(jī)，在起飛/降落過(guò)程中離地5 m 高度下均存在高溫燃?xì)饣匚F(xiàn)象，其中升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)在起飛/降落過(guò)程進(jìn)氣道的溫度畸變較小。

(2)兩種構(gòu)型飛機(jī)距離地面越近，其地面效應(yīng)越強(qiáng)。在近地面處，地面效應(yīng)對(duì)機(jī)身下方溫度和壓力分布都有較大的影響，噴泉流位置及特性不同，機(jī)身下方的溫度和壓力分布也不同。在設(shè)計(jì)過(guò)程中，應(yīng)根據(jù)實(shí)際情況對(duì)機(jī)身高溫區(qū)域和地面吸附效應(yīng)做針對(duì)性的分析和處理。

(3)升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)起飛/降落過(guò)程中，地面的高溫區(qū)域范圍明顯比升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)的??；兩種構(gòu)型飛機(jī)起飛/降落過(guò)程中除機(jī)身周圍外，在飛機(jī)展向和后向均存在高速氣流區(qū)，對(duì)地勤人員有影響，但升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)的高速氣流區(qū)較窄。