雙垂尾不利影響改善措施研究

鄭 遂，李桂生，蔡廣平，昂海松

（1.南京航空航天大學航空宇航學院，南京 210016；2.成都飛機設計研究所，成都 610041）

0 引 言

高機動戰斗機常常采用雙垂尾布局，以改善大迎角航向穩定性，同時緩解大速壓下靜氣動彈性效應問題，例如F－14、F－15、F－18、Su－27和Mig－29等飛機。隱身戰斗機為了減小側向扇區雷達回波，要么采用無垂尾布局，例如B－2，要么采用傾斜雙垂尾，例如F－117、F－22、F－35和T－50等。

與此同時，為了提高機動性，拓寬飛行包線、尤其是飛行包線的左邊界，希望飛機具有良好的大迎角特性，因此常常在飛機前體配置渦升力裝置，例如機翼前邊條、鴨翼和前機身側棱等。

在小迎角范圍內，傾斜雙垂尾在俯視平面的投影面積相當于升力面面積，對升力有一定貢獻。但是，當迎角增大到一定程度后，情況會發生根本性的變化：雙垂尾導致大迎角升力明顯降低，伴隨產生抬頭力矩。呂志詠和李建強等人［1－2］對一個三翼面雙垂尾布局進行了風洞流場觀測試驗，認為雙垂尾的存在增加了逆壓梯度，使機翼渦更容易破裂，且加深了破裂的程度，從而致使最大升力下降。而逆壓梯度的產生，是因為雙垂尾正處在機翼主渦渦核的跡線上。鄭遂、李桂生等人［3］針對一個典型的正常式布局研究進行了CFD研究，發現脫體渦對雙垂尾的吸力和誘導作用，使得垂尾壓力內高外低，內側高壓也傳遞到垂尾之間的機身上表面，使得大迎角升力降低、抬頭力矩增大。

筆者采用一個典型的雙垂尾鴨式布局進行CFD研究，擴展了文獻［3］的機理研究工作，并設計了若干改善措施，進行了風洞試驗驗證。

1 研究方法

在類YF－22戰斗機外形基礎上，將平尾縮比后前移作為鴨翼，減小垂尾面積，構成雙垂尾鴨式布局，形成幾何外形數模；生成空間網格，進行CFD計算，分析部件和全機壓力積分結果和流場細節，確認現象，找出原因；在此基礎上提出改進措施，采用激光快速成型方法加工風洞試驗模型，進行風洞試驗驗證。

1.1 布局模型

研究模型如圖1所示，其主要參數如下：

機翼面積： 78m2

機翼展弦比： 2.36

機翼前緣后掠角： 48°

機翼尖削比： 0.17

機翼平均氣動力弦長度：7.02m

鴨翼相對面積： 10%

垂尾相對面積： 15%

垂尾外傾角： 30°

機身長： 17.7m

參考重心位置： 距機頭11m

1.2 CFD軟件

CFD分析采用ANSYS CFX軟件。該軟件應用有限體積法和全隱式多網格耦合求解技術，對N－S方程進行離散求解，能有效、精確地表達復雜幾何形狀，穩健、快速地收斂到穩態解。CFX引進了各種公認的湍流模型，例如k－ε模型、低雷諾數k－ε模型、RNGk－ε模型、代數雷諾應力模型、微分雷諾應力模型、微分雷諾通量模型、SST模型和大渦模型等。

計算采用SST湍流模型，半模網格單元數為500萬。

1.3 試驗模型和風洞

風洞試驗模型為1∶26的光敏樹脂加金屬骨架模型，其主要受力部件（機身內筒、翼身接頭等）為金屬材料，其余部分為易于快速成型加工的光敏樹脂。樹脂與金屬件之間采用粘合連接。模型支撐形式為尾撐，氣動力測量采用內式六分量應變天平。

試驗在北航D4風洞中進行。該風洞是回流式低速風洞，有開口和閉口兩個實驗段，該試驗在開口段中完成。開口試驗段入口形狀為直徑1.5m的圓形。試驗風速為30m／s，以模型機翼平均氣動力弦長度為參考長度的雷諾數為5.7×105。

2 研究結果

2.1 垂尾影響

對模型全狀態和垂尾缺裝狀態進行了CFD分析，垂尾對全機升力特性和俯仰力矩特性影響見圖2。在迎角15°～55°范圍內，垂尾使得升力系數下降；無垂尾狀態在迎角33°達到最大升力系數，此時垂尾使得全機升力系數下降0.26，占17%。在迎角15°～33°范圍內，垂尾使得俯仰力矩系數增大；此后垂尾基本上不影響全機俯仰力矩特性。

圖2 垂尾對升力和俯仰力矩特性影響Fig.2 Vertical tails'influence on lift and pitching moment characteristics

2.2 流動機理

圖3給出了兩個水平剖面的速度矢量圖，一個位于垂尾根部，另一個位于垂尾三分之二翼展處。盡管前方來流是無側滑的，兩個剖面內的速度矢量在垂尾前緣處都具有指向外側的分量，這主要是前體渦的誘導結果。垂尾處于這種流場中，內側壓力升高，外側壓力降低，產生指向外側的法向力。因垂尾外傾，該法向力的投影貢獻負升力。這個現象與文獻［3］在正常式布局上的發現相似。

為了深入分析垂尾影響，將CFD模型劃分成不同的部件（見圖4），按部件進行壓力積分，求出作用在垂尾上的升力和俯仰力矩系數，以及各部件在有垂尾和無垂尾時的升力、俯仰力矩系數增量。

圖3 速度矢量Fig.3 Velocity vector

圖4 CFD模型部件劃分Fig 4 Parts of CFD model

圖5是作用在垂尾上的升力和俯仰力矩系數。在迎角5°～55°范圍內，升力為負，俯仰力矩為正。但是，總的來說升力系數和俯仰力矩系數的絕對值都很小，例如在迎角33°，垂尾使得全機升力系數下降0.26，但作用在垂尾上的升力系數僅為－0.02。因此，必然還存在其他的負升力貢獻部件。事實上，在模型上增裝垂尾時，其他各部件都產生負升力增量。圖6是迎角33°時升力損失分解。由圖6可見，升力損失最大的貢獻者是機翼，其次是中后機身。機翼、中后機身和垂尾三者的升力損失占了總量的80%，即升力損失主要分布在模型后部，所以伴隨產生抬頭力矩。

圖5 作用在垂尾上的升力和俯仰力矩系數Fig.5 Lift and pitching moment coefficients on vertical tails

圖6 升力損失分解Fig.6 Lift lose breakdown

圖7是垂尾處垂直機身軸線剖面上的靜壓云圖，有垂尾狀態與無垂尾狀態對比。該圖表明：垂尾的存在，使得機翼上方旋渦導致的低壓區內壓力增高；垂尾外側表面處于低壓區內，內側表面處于高壓區內；有垂尾時，垂尾間機身上表面壓力明顯高于無垂尾時的值。在該例中，垂尾本身并沒有處在前體脫體渦渦核的跡線上，但的確削弱了脫體渦強度，這是因為垂尾在產生側力時伴隨產生的逆壓梯度，削弱了脫體渦強度，降低了脫體渦穩定性。

圖7 垂尾處剖面靜壓云圖Fig.7 Pressure contours at ST16400

2.3 改善措施

如前所述，垂尾與當地氣流之間有夾角，從而產生逆壓梯度，是垂尾不利影響的根源。為此，以減小垂尾產生的逆壓梯度為指導思想，設計了減小垂尾面積、垂尾前緣內偏、改變垂尾外傾角等改善措施，并通過風洞試驗檢驗效果。

圖8是兩種不同面積垂尾的升力和俯仰力矩系數對比，垂尾面積從23%減小到10%，最大升力系數增加了5%。

圖8 不同面積垂尾對應的升力和俯仰力矩特性Fig.8 Lift and pitching moment characteristics of vertical tails with two sizes

圖9是垂尾前緣內偏對垂尾導致的升力系數增量和俯仰力矩系數增量的影響。該圖表明，隨著垂尾前緣從外偏15°到內偏30°，垂尾導致的升力系數損失有規律地減小，抬頭力矩系數增量有規律地下降；當垂尾前緣內偏30°時，垂尾導致的升力損失下降到0°的10%量級。

圖9 垂尾前緣內偏對升力和俯仰力矩特性的影響Fig.9 Tail toe－in angles'influence on lift and pitching moment characteristics

圖10給出了垂尾外傾角的影響。該圖表明，垂尾外傾角從0°變化到37°，對垂尾導致的升力和俯仰力矩系數增量沒有本質影響。這里未列出的結果表明，如果垂尾內傾，它導致的不利影響可以明顯減小，但對偏航穩定性不利。

圖10 垂尾外傾角對升力和俯仰力矩特性的影響Fig.10 Tail incline－out angles'influence on lift and pitching moment characteristics

3 結 論

對于雙垂尾鴨式布局方案，垂尾處于前體渦誘導的局部側滑流場中，內側壓力增高，從而產生逆壓梯度，削弱前體渦強度并降低其穩定性，是垂尾導致大迎角升力特性惡化的主要原因。減小垂尾面積和垂尾前緣內偏，都可以有效地減小垂尾產生的不利影響，垂尾外傾角變化則基本無效。

［1］ 呂志詠，李建強，秦燕華.鴨翼布局中雙立尾對全機氣動及流場特性影響［J］.北京航空航天大學學報，2001，27（6）：677－680.

［2］ 李建強.三翼面氣動特性研究及雙立尾對全機氣動特性的影響［D］.北京航空航天大學碩士學位論文，2001.

［3］ 鄭遂，李桂生，蔡廣平，等.雙垂尾對邊條翼布局大迎角升力影響機理研究［J］.空氣動力學學報，2011，29（2）：248－251.