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.南京航空航天大學航空學院，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象，它廣泛存在于各種物體繞流[1-3]中。在現代高性能的戰斗機，也會出現各種復雜的旋渦流動，如F-16、Su-27、Su-30等，采用邊條或者鴨翼設計來產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飛機上的前體渦結構如圖1所示。

圖1 F-16、Su-30飛機上的前體渦結構

但如果設計不當，不利的旋渦也可能導致飛機出現非指令的運動。如F-18[4]等戰斗機的頭部均采用細長旋成體設計，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，即使在零側滑條件下，飛機的背風區也會產生左右非對稱的背渦區結構，誘導機體表面產生非對稱的壓力分布，從而形成較大的側向力，同時產生較強的偏航力矩，且這種側向力的大小和風向具有隨機性，導致飛機出現“魔鬼側滑”的非指令運動[5]。

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

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

圖2 四代機上棱形前體設計

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

1 試驗設備和方法

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

圖3 試驗平臺示意圖

1.1 試驗模型

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，設置有一排測壓點，為后續研究模型表面壓力以及滾轉力矩特性提供數據。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

為了給實驗模型頭部區域施加必要的控制擾動，以便實現對模型的氣動特性的控制，設計在模型的頭部區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。在模型的內部布置有轉軸，并將轉軸和模型尾部的步進電機相連，能夠實現控制擾動片進行360°旋轉。

圖5 擾動控制片示意圖

1.2 試驗設備

1.2.1 1m低湍流低噪聲低速回流式風洞

本次實驗研究在南京航空航天大學完成，使用的風洞是1m低速回流風洞，該風洞位于南京航空航天大學空氣動力學實驗室，該風洞的特點為：低湍流度（實驗段核心區湍流度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，穩定風速范圍為5～40m/s。風洞布局如圖6所示。

圖6 1m低湍流風洞示意圖

1.2.2 五分量天平測力系統

五分量天平測量系統由五分量氣動天平、信號采集器、信號采集器和數據采集處理系統共同組成，系統結構如圖7所示。該測量系統的核心是五分量桿式天平，該天平能夠同時測量升力、側向力、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；根據天平的相關校準數據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、側向力系數變化曲線。從圖中可以看到，在不同風速條件下，除在個別點數據有所細微差別，滾轉力矩系數、側向力系數曲線變化趨勢基本是一致的。這說明，在實驗的風速范圍內，來流風速對模型的滾轉力矩系數、側向力矩系數影響甚微。

圖8 棱形前體滾轉力矩系數變化

圖9 棱形前體偏航力矩系數變化

根據曲線的變化，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°一直延續到25°，在此階段，隨著攻角的變化，側向力系數和滾轉力矩系數很小，說明此時模型的側向力和滾轉力矩都極小；第二階段（中等迎角階段），這個階段的攻角范圍從25°一直延續到50°，在此階段，隨著模型的迎角增加，側向力系數和滾轉力矩系數逐漸增加，并且此時滾轉力矩和側向力變化基本同步，此時模型不僅受到了較大的滾轉力矩，而且產生了很強的側向力；第三階段（大迎角階段），在試驗范圍內，此狀態從攻角50°一直發展到60°，在此階段，隨著攻角逐漸增加，滾轉力矩系數、側向力系數從最大值開始同步向下降。

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

圖10 15m/s條件下，小滾轉角下的模型的滾轉力矩特性

圖11 15m/s條件下，不同攻角下模型滾轉力矩特性

從圖10中可以看到，在小攻角的條件下，模型滾轉角的變化對模型受到的滾轉力矩影響較小，改變模型的擾動控制片僅僅能夠輕微改變模型的滾轉力矩；從圖10中可以明確看出，在攻角15°、20°、25°時，模型的滾轉角變化導致導彈滾轉力矩維持在較低水平，并且在該階段，模型滾轉力矩變化和模型攻角呈現著線性關系；當模型到達大攻角階段（45°、50°），模型的滾轉角變化對滾轉力矩有著十分重要的影響。此時，模型受到的滾轉力矩激增，如圖9所示，滾轉力矩系數較大，但是滾轉力矩對模型滾轉角變化非常敏感。如圖11所示，當模型攻角為45°，模型滾轉角在±0.6°變化時，模型滾轉力矩出現了陡變；滾轉角為﹣0.6°時，滾轉力矩系數為-0.05左右，但模型滾轉角為0.6°時，滾轉力矩系數達到0.12左右。模型攻角為50°時，該結果基本相同，只是滾轉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力矩特性?？梢钥吹剑刂茥l件下，飛行器前體的側向力特性和滾轉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的流動基本是對稱的。從25°起始，模型受到的滾轉力矩和側向力出現了極大的變化。

圖12 擾動片控制模型滾轉力矩結果

當擾動片的滾轉角為45°、90°、225°（﹣135°）時，在25°～35°之間，模型受到的滾轉力矩和側向力均為負，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，模型受到的滾轉力矩、側向力開始逐漸減小，當到60°時，模型前體受到的力和力矩基本回到0。對于擾動片的滾轉角為135°、270°（﹣90°）、315°（﹣45°）時，在25°～60°之間，模型受到的滾轉力矩和側向力均為正，變化趨勢于擾動片的滾轉角為45°、90°、225°（﹣135°）時基本一致。