戰斗機大迎角/過失速機動下的進氣道氣動特性

2020-07-08 08:10:02向歡楊應凱謝錦睿吳永勝

航空學報 2020年6期

向歡，楊應凱，謝錦睿，吳永勝

中國航空工業成都飛機設計研究所，成都 610091

超機動性是第4代戰斗機的基本特征之一，而過失速機動是戰斗機具有超強機動能力的重要標志。過失速機動能力的具備可使戰斗機機頭指向速度大幅提高，近距格斗能力顯著改善，同時可突破傳統飛行禁區，最大限度地挖掘戰機潛能。要實現過失速機動和全包線無憂慮飛行能力，優異的進發匹配特性至關重要，因為大迎角和過失速機動狀態下進氣畸變特性急劇惡化，帶來巨大的發動機穩定裕度損失，極易引起發動機喘振停車，給飛行安全帶來嚴重威脅。因此戰斗機要想獲得過失速機動能力，必須摸清大迎角及過失速機動飛行狀態下進氣道的氣動特性。

常見的過失速機動包括眼鏡蛇機動、赫伯斯特機動、榔頭機動、輪盤機動等多種，具有飛行迎角大、速度低、三軸角速率大以及速度/方向/高度大幅變化等特點，同時進氣道內部流動存在強烈的非定常和非線性特征，因此給理論研究、計算仿真、試驗技術、驗證手段等方面都提出了巨大挑戰。

20世紀90年代，美國先后通過F-15 S/MTD、F-16 MATV、F-15 ACTIVE、F/A-18A HARV等計劃開展了大量的大迎角進氣道特性研究工作。其中在F/A-18A HARV項目中開展了大迎角進發相容性飛行試驗，主要研究了大迎角穩定飛行時進氣道氣動特性[1]、快速機動等動態飛行過程與穩定飛行條件下進發匹配特性的差異[2-4]、大迎角大偏航速率快速脫離機動飛行過程中進氣道流動特性及發動機失速原因[5]、CFD計算仿真對大迎角進氣道特性的預測能力[6-11]、極端復雜工況下發動機換算流量的測量方法[12-13]等問題，取得了豐碩的成果。研究發現，穩定飛行時隨著迎角和側滑角增大，進氣道總壓恢復系數降低、峰值周向畸變和紊流度均增大，且迎角30°以上時此影響顯著加劇[1]。快速俯仰機動飛行時，進氣道總壓恢復系數與對應穩定飛行狀態差異不大，而周向畸變指數則普遍低于穩定飛行狀態的[3-4]。而大迎角下大偏航速率快速脫離機動飛行時出現了12次發動機失速現象[14]，進一步研究表明除了進氣畸變指數、壓氣機穩定裕度損失以外，飛機三軸運動角速率是發動機失速的重要影響因素[15]。

而中國在大迎角/過失速機動下氣動特性研究方面起步較晚。近年來，中國空氣動力研究與發展中心巫朝君等[16]采用雙力矩電機同步驅動研制了快速俯仰機動進氣道試驗裝置，建立了戰斗機進氣道非定常性能試驗方法。成都飛機設計研究所楊應凱[17]對某型飛機進氣道在快速俯仰機動條件下的動態特性進行了試驗研究，獲得了一定迎角變化范圍內進氣道氣動特性，發現進氣道總壓恢復系數和畸變指數都出現了很強的非定常遲滯效應，與相同迎角下的穩態結果存在明顯差異。在計算仿真方面，南京航空航天大學胡鈴心等[18]采用基于非結構嵌套網格的算法對一種鴨式布局戰斗機眼鏡蛇機動下的外部氣動力特性進行了研究，分析了非定常流動機理；而成都飛機設計研究所向歡[19-21]則應用動態嵌套網格對戰斗機在快速俯仰機動下的進氣道動態氣動特性進行了研究，同樣捕捉了非定常遲滯效應，并分析了其影響因素與機理。但目前國內開展的研究都僅限于地面仿真與試驗，而大迎角/過失速機動飛行試驗尚處空白，天地相關性問題的研究也無從談起。

因此，有必要通過大迎角風洞試驗和計算仿真相結合的地面驗證以及飛行試驗等手段，系統完備地研究進氣道在大迎角穩態/過失速機動下的氣動特性及其天地相關性，解決過失速機動下的非定常非線性研究難題。

1 大迎角穩態特性

1.1 計算仿真和風洞試驗

以某戰斗機為研究對象，首先通過計算仿真和風洞試驗相結合的地面驗證手段研究進氣道在大迎角穩定飛行狀態下的氣動特性。

計算仿真采用基于有限體積法求解三維可壓縮Navier-Stokes方程的InHouse計算程序，其中無黏對流通量的空間離散采用具有較高間斷分辨率的二階迎風Roe格式，黏性擴散通量的離散則采用二階中心差分格式，湍流模型采用Realizablek-ε模型，近壁面采用標準壁面函數，時間推進采用定常隱式算法。通過ICEM商業軟件生成全結構化網格(Structural Gird)以提高計算精度，流場計算域網格結點數約2 000萬，壁面第1層網格法向高度取1.0×10-5m。

采用全金屬縮尺模型開展大迎角穩態風洞試驗，試驗方法和測試手段不再贅述，試驗狀態面向過失速機動任務。如圖1所示，根據大迎角滾轉、赫伯斯特、榔頭、眼鏡蛇、直升機等5個過失速機動動作在不同進入條件下的控制律仿真結果，確保馬赫數Ma、迎角α、側滑角β等進氣道風洞試驗條件范圍對飛行試驗的全覆蓋。

運用上述計算仿真和風洞試驗方法，建立了包含高度、馬赫數、迎角、側滑角、發動機狀態等影響因素在內的全包線進氣道氣動特性數據庫。圖2為不同迎角下進氣道穩態氣動性能，圖中φ為流量系數，σ為總壓恢復系數。可以看到，迎角為0°時進氣道總壓恢復性能最高，隨著迎角的不斷增大，特別是大于30°以后，進氣道唇口分離愈發嚴重，導致進氣道性能顯著降低，同時不同迎角下計算仿真與風洞試驗結果吻合良好。

圖1 典型過失速機動仿真曲線

圖2 進氣道大迎角穩態氣動性能

為了更好地揭示進氣道內部流動形成發展機理，圖3列舉了不同迎角下進氣道內部主要流動特征。可以看到，小迎角時進氣道出口圖譜中存在3個低壓區，分別位于左上、右上和正下方3個方位，其中左上、右上2個低壓區是由氣流繞過機頭兩側進入進氣口發展成S彎管道對轉旋渦形成的，而唇口繞流進入內管道后一直沿著壁面發展最終附面層越積越厚形成正下方低壓區。隨著迎角增大，氣流不再繞機頭流動而是直接沖入進氣口發展成S彎管道對轉旋渦，而下唇口繞流的一部分分支沿側壁面向上與對渦匯合，另一分支則繼續沿下壁面發展，因此左上、右上2個低壓區勢力范圍加大，并有向下運動的趨勢。當迎角繼續增大，對渦氣流在管道后段下甩，形成與唇口繞流進一步合攏的發展態勢，因此出口截面上對渦低壓區也與唇口繞流低壓區匯合。此后，迎角進一步增大，對渦氣流與唇口繞流的匯合作用更加強烈，進氣道出口最終呈現出高壓區在上、低壓區在下的圖譜形態。

圖3 不同迎角下進氣道流動特性

1.2 飛行試驗

通過在發動機進口截面處加裝進氣道測量耙開展大迎角穩態進發匹配特性的飛行試驗研究，測量系統由穩態和動態2部分組成，與風洞試驗一致。此處研究的大迎角穩態，是指飛行高度、馬赫數、迎角、側滑角、發動機油門桿等主要影響參數均穩定保持1 s時間以上的飛行狀態。

圖4為不同迎角下飛行試驗所得進氣道出口總壓恢復系數、綜合畸變指數(W)與風洞試驗結果的對比。可以看到，與風洞試驗趨勢一致，隨著迎角的增大進氣道氣動性能持續下降，表現為總壓恢復的降低與綜合畸變指數的增大。總體來講，風洞試驗和飛行試驗的各參數天地一致性良好。總壓恢復系數在中等迎角處存在最大約0.02的差異，而小迎角和大迎角下差異均小于0.01，風洞試驗結果線性度高于飛行試驗；綜合畸變指數在小迎角范圍內存在小于1%的差異，而大迎角時吻合度高。

圖5為某大迎角下飛行試驗測得進氣道出口截面總壓分布云圖與風洞試驗結果的對比，可見二者高低壓區分布一致，均呈現出高壓區在上、低壓區在下的總體形態，與圖3進氣道流動發展機理分析結論相吻合。

因此，不管是總體氣動特征參數還是內管道流動形態，天地相關性均吻合良好。表明本文采用的研究手段和方法是合理正確的，可有效支撐大迎角進氣道氣動特性的研究。

圖4 進氣道大迎角穩態氣動性能飛行試驗與風洞試驗的結果對比

圖5 進氣道大迎角總壓分布云圖飛行試驗與風洞試驗的結果對比

2 過失速機動非定常非線性特性

2.1 計算仿真

為掌握過失速機動下進氣道非定常非線性氣動特性與規律，揭示進氣道動態特性機理，采用基于動態嵌套網格的URANS算法進行仿真。計算程序中時間推進采用雙時間步非定常隱式算法，物理時間步長Δt取5.0×10-6s。

建立圖6所示包含2個同心球體的計算域，分別為飛行空域的外部流場和包含飛機在內的內部流場，采用ICEM軟件生成全結構嵌套網格，內外流場邊界相互交叉。在模擬過失速機動的計算過程中外部流場域靜止不動，而包含飛機機體在內的內部流場網格隨著飛機一起繞重心作三軸旋轉運動，飛機每運動一步都需要搜尋內、外流場間的嵌套邊界和宿主單元，并交換流場信息。

為簡化問題只考慮戰斗機快速俯仰機動過程，即只通過迎角變化近似模擬眼鏡蛇機動。給定內部流場網格隨著飛機一起繞重心作單軸旋轉運動的規律為正弦函數，同時研究俯仰速率對進氣道動態特性的影響，給定圖7所示的4種運動規律。需要指出的是，因正弦函數的特點，運動過程中不同迎角下的角速度(即俯仰速率)不同，表現為中間高、兩端低，因此圖中F1、F2、F3、F4均為平均俯仰速率。

計算得到的進氣道非定常非線性特性如圖8所示。從圖8(a)中可以看到，進氣道總壓恢復動態特性總體上隨迎角增大而降低，與穩態特性一致，但在俯仰機動周期內形成一個“∞”形的交叉閉合環路。正迎角部分，上仰過程性能高于下俯過程，呈現出明顯的遲滯現象，且20°～80°迎角范圍內差異最大，而最大迎角附近二者差異不大，表明瞬時俯仰速率越大遲滯現象越嚴重。這是由于飛機姿態改變所引起的進氣道內部流場重新建立需要一定時間，進氣道出口流場的瞬時反應始終滯后于飛機姿態的實時變化。而飛機俯仰速率越大，進氣道出口流場反應相對于飛機姿態變化的滯后作用也就越大。此現象在圖8(b)中得到印證，平均俯仰速率越大，“∞”形交叉閉合環路呈現出向外擴張一環套一環、愈加飽滿的趨勢。此外，整個機動歷程中進氣道性能最差狀態點出現在迎角最大處。