飛行器棱形前體氣動特性研究

肖 恒，顧蘊松

（1.中國飛行試驗研究院飛機所，陜西 西安710089；2.南京航空航天大學(xué)航空學(xué)院，江蘇 南京210016）

旋渦運動是自然界和工程中一種常見的流動現(xiàn)象，它廣泛存在于各種物體繞流[1-3]中。在現(xiàn)代高性能的戰(zhàn)斗機，也會出現(xiàn)各種復(fù)雜的旋渦流動，如F-16、Su-27、Su-30等，采用邊條或者鴨翼設(shè)計來產(chǎn)生前體渦與下游的舵面相互作用，提升飛機的飛行機動特性和大迎角飛行能力。F-16、Su-30飛機上的前體渦結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 F-16、Su-30飛機上的前體渦結(jié)構(gòu)

但如果設(shè)計不當，不利的旋渦也可能導(dǎo)致飛機出現(xiàn)非指令的運動。如F-18[4]等戰(zhàn)斗機的頭部均采用細長旋成體設(shè)計，這類具有細長旋成體頭部的飛機在進行大迎角機動的過程中，在迎角達到一定值后，即使在零側(cè)滑條件下，飛機的背風(fēng)區(qū)也會產(chǎn)生左右非對稱的背渦區(qū)結(jié)構(gòu)，誘導(dǎo)機體表面產(chǎn)生非對稱的壓力分布，從而形成較大的側(cè)向力，同時產(chǎn)生較強的偏航力矩，且這種側(cè)向力的大小和風(fēng)向具有隨機性，導(dǎo)致飛機出現(xiàn)“魔鬼側(cè)滑”的非指令運動[5]。

而在這種大迎角飛行狀態(tài)下，位于飛機背風(fēng)區(qū)流動的控制舵面效率較低、甚至失效，已經(jīng)無法為飛機提供必要的飛行控制的側(cè)向力和力矩，也導(dǎo)致飛機在這種情況下飛機的橫側(cè)向運動難以控制，可能導(dǎo)致嚴重的飛行事故。

為避免這種非固定邊界層分離導(dǎo)致非對稱渦結(jié)構(gòu)，在四代機的設(shè)計過程中，F(xiàn)-22等四代機均在前體采用棱形結(jié)構(gòu)，使得飛機左右兩側(cè)具有對稱的固定分離點，使得避免產(chǎn)生由于非對稱的分離產(chǎn)生的非對稱旋渦結(jié)構(gòu)，如圖2所示。

圖2 四代機上棱形前體設(shè)計

但是這種棱形結(jié)構(gòu)在大迎角下，左右兩側(cè)的旋渦的分離特性以及旋渦在向下游發(fā)展過程中，是否會出現(xiàn)這非對稱旋渦，或者發(fā)生非對稱的研究較少。本次研究主要是通過風(fēng)洞實驗研究飛行器棱形前體的大迎角分離特性。

1 試驗設(shè)備和方法

為開展大迎角條件下的飛行器棱形前體的分離特性研究，構(gòu)建實驗平臺如圖3所示，利用攻角機構(gòu)改變棱形前體的迎角和側(cè)滑角，主要的試驗手段為天平測量試驗技術(shù)和模型表面壓力。

圖3 試驗平臺示意圖

1.1 試驗?zāi)Ｐ?/h3>

圖4為飛行器模型的前體，對模型單獨研究的過程中，模型頭部長為350mm，而模型的后掠角采用80°，并且在距離模型頭部250mm位置，設(shè)置有一排測壓點，為后續(xù)研究模型表面壓力以及滾轉(zhuǎn)力矩特性提供數(shù)據(jù)。該模型采用3D打印成型加工，共加工兩套模型，其中一套模型作為基準模型，另一套可以安裝控制擾動片。

圖4 棱形前體模型示意圖

為了給實驗?zāi)Ｐ皖^部區(qū)域施加必要的控制擾動，以便實現(xiàn)對模型的氣動特性的控制，設(shè)計在模型的頭部區(qū)域安裝有控制擾動片。該控制擾動片總長為8mm，厚度僅為1.2mm，頂角為20°，如圖5所示。在模型的內(nèi)部布置有轉(zhuǎn)軸，并將轉(zhuǎn)軸和模型尾部的步進電機相連，能夠?qū)崿F(xiàn)控制擾動片進行360°旋轉(zhuǎn)。

圖5 擾動控制片示意圖

1.2 試驗設(shè)備

1.2.1 1m低湍流低噪聲低速回流式風(fēng)洞

本次實驗研究在南京航空航天大學(xué)完成，使用的風(fēng)洞是1m低速回流風(fēng)洞，該風(fēng)洞位于南京航空航天大學(xué)空氣動力學(xué)實驗室，該風(fēng)洞的特點為：低湍流度（實驗段核心區(qū)湍流度0.08%）、低噪聲（＜65dB），實驗段截面為1.5m×1m的矩形，實驗段長度1.7m，收縮比6.25，穩(wěn)定風(fēng)速范圍為5～40m/s。風(fēng)洞布局如圖6所示。

圖6 1m低湍流風(fēng)洞示意圖

1.2.2 五分量天平測力系統(tǒng)

五分量天平測量系統(tǒng)由五分量氣動天平、信號采集器、信號采集器和數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)共同組成，系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖7所示。該測量系統(tǒng)的核心是五分量桿式天平，該天平能夠同時測量升力、側(cè)向力、滾裝力矩、俯仰力矩和偏航力矩，且具有良好的測量精度，測量范圍較大，各個分量的量程如表1所示。天平的整體重復(fù)性加載誤差小于2.5%FS；在受力的情況下，該天平會受到的力信號轉(zhuǎn)化為電信號輸出；為了方便采集，通過放大器將該電信號放大，并將放大后的電信號連接到端子板上，最終通過采集卡和采集電腦進行采集；根據(jù)天平的相關(guān)校準數(shù)據(jù)即可獲得天平的受力情況。

圖7 五分量氣動天平示意圖

表1 天平各力分量的量程

2 試驗結(jié)果與分析

圖8和圖9給出了不同來流速度條件下、無擾動控制時、飛行器前體在攻角變化（0°～60°）過程中，模型的滾轉(zhuǎn)、側(cè)向力系數(shù)變化曲線。從圖中可以看到，在不同風(fēng)速條件下，除在個別點數(shù)據(jù)有所細微差別，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)曲線變化趨勢基本是一致的。這說明，在實驗的風(fēng)速范圍內(nèi)，來流風(fēng)速對模型的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、側(cè)向力矩系數(shù)影響甚微。

圖8 棱形前體滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)變化

圖9 棱形前體偏航力矩系數(shù)變化

根據(jù)曲線的變化，整個曲線變化可以分為3個階段：第一階段（小迎角階段），這個階段的攻角范圍從0°一直延續(xù)到25°，在此階段，隨著攻角的變化，側(cè)向力系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)很小，說明此時模型的側(cè)向力和滾轉(zhuǎn)力矩都極??；第二階段（中等迎角階段），這個階段的攻角范圍從25°一直延續(xù)到50°，在此階段，隨著模型的迎角增加，側(cè)向力系數(shù)和滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)逐漸增加，并且此時滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)向力變化基本同步，此時模型不僅受到了較大的滾轉(zhuǎn)力矩，而且產(chǎn)生了很強的側(cè)向力；第三階段（大迎角階段），在試驗范圍內(nèi)，此狀態(tài)從攻角50°一直發(fā)展到60°，在此階段，隨著攻角逐漸增加，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)、側(cè)向力系數(shù)從最大值開始同步向下降。

在實驗研究過程觀察到，該飛行器的力學(xué)特性對于模型的滾轉(zhuǎn)角度非常敏感，為厘清不同迎角下，小滾轉(zhuǎn)角擾動對模型前體氣動特性的影響，完成不同攻角下，飛機模型連續(xù)變滾轉(zhuǎn)角的測力試驗研究，研究結(jié)果如圖10、圖11所示。

圖10 15m/s條件下，小滾轉(zhuǎn)角下的模型的滾轉(zhuǎn)力矩特性

圖11 15m/s條件下，不同攻角下模型滾轉(zhuǎn)力矩特性

從圖10中可以看到，在小攻角的條件下，模型滾轉(zhuǎn)角的變化對模型受到的滾轉(zhuǎn)力矩影響較小，改變模型的擾動控制片僅僅能夠輕微改變模型的滾轉(zhuǎn)力矩；從圖10中可以明確看出，在攻角15°、20°、25°時，模型的滾轉(zhuǎn)角變化導(dǎo)致導(dǎo)彈滾轉(zhuǎn)力矩維持在較低水平，并且在該階段，模型滾轉(zhuǎn)力矩變化和模型攻角呈現(xiàn)著線性關(guān)系；當模型到達大攻角階段（45°、50°），模型的滾轉(zhuǎn)角變化對滾轉(zhuǎn)力矩有著十分重要的影響。此時，模型受到的滾轉(zhuǎn)力矩激增，如圖9所示，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)較大，但是滾轉(zhuǎn)力矩對模型滾轉(zhuǎn)角變化非常敏感。如圖11所示，當模型攻角為45°，模型滾轉(zhuǎn)角在±0.6°變化時，模型滾轉(zhuǎn)力矩出現(xiàn)了陡變；滾轉(zhuǎn)角為﹣0.6°時，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為-0.05左右，但模型滾轉(zhuǎn)角為0.6°時，滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)達到0.12左右。模型攻角為50°時，該結(jié)果基本相同，只是滾轉(zhuǎn)力矩陡變的位置有所差異。

利用安裝在飛行器前體頭部的擾動片對模型前體施加擾動，以便控制模型前體的分離特性，圖12為控制條件下，飛行器模型前體的滾轉(zhuǎn)力矩特性。可以看到，控制條件下，飛行器前體的側(cè)向力特性和滾轉(zhuǎn)力矩特性變化趨勢基本相同：當攻角小于25°時，模型受到的力和力矩都在0附近波動，也說明了此時模型兩側(cè)的流動基本是對稱的。從25°起始，模型受到的滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)向力出現(xiàn)了極大的變化。

圖12 擾動片控制模型滾轉(zhuǎn)力矩結(jié)果

當擾動片的滾轉(zhuǎn)角為45°、90°、225°（﹣135°）時，在25°～35°之間，模型受到的滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)向力均為負，并且隨著攻角的增加，受到的力和力矩大小迅速增加；在35°～45°之間，力和力矩大小基本維持不變；但是，當攻角進一步增加時，模型受到的滾轉(zhuǎn)力矩、側(cè)向力開始逐漸減小，當?shù)?0°時，模型前體受到的力和力矩基本回到0。對于擾動片的滾轉(zhuǎn)角為135°、270°（﹣90°）、315°（﹣45°）時，在25°～60°之間，模型受到的滾轉(zhuǎn)力矩和側(cè)向力均為正，變化趨勢于擾動片的滾轉(zhuǎn)角為45°、90°、225°（﹣135°）時基本一致。