雙發布局短距/垂直起降飛機外流氣動特性研究

沈家立，廖華琳，何天喜，朱 川

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500)

1 引言

隨著時代的發展，現代化的軍事斗爭更加多樣化，部隊對各種惡劣條件下和非理想戰場狀況下的軍事打擊能力的需求越來越迫切。短距/垂直起降(S/VTOL)飛機[1-2]憑借其短距/垂直起飛和降落能力，逐漸受到各國軍方的青睞，成為當前航空技術研究的重點。

目前，較為先進的短距/垂直起降飛機的推進系統有兩種技術方案：一是美國的F-35B 推進系統構型[3]——轉向噴管發動機匹配升力風扇構型；二是蘇聯的YAK-141 推進系統構型[4]——轉向噴管發動機匹配升力發動機構型。國內外學者以F-35B 推進系統構型為基礎，對短距/垂直起降飛機在起飛/降落狀態的流動特征進行了大量研究。研究發現，短距/垂直起降飛機發動機噴出的高溫燃氣，會被進氣道吸入，引起溫度畸變，造成發動機性能下降，明顯降低發動機穩定性，進而導致失速、喘振或熄火[5]。短距/垂直起降飛機在近地區域起飛/降落時，由于升力風扇向下噴出氣流、主發動機尾噴管氣流、飛機下機身、地面的相互作用，形成了復雜的地面效應，這不僅會造成機身高溫，還會產生巨大的升力損失[6-8]。此外，發動機向下噴出的熱射流還會造成地面高溫燒蝕問題[9-10]，對地勤人員也有影響。

YAK-141 和F-35B 兩型飛機都采用了單發布局，但考慮到雙發布局飛機相較于單發布局飛機具有更大的作戰載荷、更高的推力性能及更好的安全性，在短距/垂直起降飛機上采用雙發布局無疑能顯著提升其作戰能力。本文針對采用升力發動機+轉向噴管、升力風扇+轉向噴管兩種不同推進系統構型(以下分別簡稱升力發動機構型和升力風扇構型)的雙發布局短距/垂直起降飛機，通過模擬飛機在短距/垂直起降狀態下復雜多變的外流場，研究了此狀態下飛機高溫燃氣回吸、對地面/甲板和人員等影響以及地面效應等現象，可為相關研究的深入探索和實際應用提供一定的參考。

2 模型構建及仿真設置

2.1 模型構建及網格劃分

為盡可能模擬真實情況下短距/垂直起降飛機的起飛/降落過程，以某型戰斗機為原型，對兩種不同短距/垂直起降推進系統進行設計布局，建立了升力發動機構型和升力風扇構型飛機的外流場計算模型。結合研究內容，同時考慮到計算資源限制，不考慮滾轉噴管噴流，并對飛機模型進行簡化處理。圖1為YAK-141 和F-35B 兩款飛機的推進系統構型，圖2為采用這兩種推進系統構型構建的雙發布局短距/垂直起降飛機外流氣動仿真計算模型。

圖1 YAK-141 和F-35B 的推進系統Fig.1 Propulsion systems of YAK-141 and F-35B

圖2 氣動仿真計算模型Fig.2 Aerodynamic simulation calculation model

飛機外流氣動仿真計算模型主要由飛機機身、升力發動機/升力風扇進氣道及噴口、主發動機進氣道和轉向噴管組成。飛機在起飛/降落狀態，升力發動機/升力風扇和主發動機轉向噴管均向下噴射氣流提供升力，同時主發動機和升力發動機/升力風扇通過進氣道吸入氣流。

采用非結構化網格對計算模型進行網格劃分，并對升力發動機/升力風扇和主發動機等部位進行局部加密，附面層第一層網格設置為0.1 mm，網格總量為3 650 萬。外流場尺寸設置為30 m×24 m，以滿足對外部流動作用及影響分析的需求；外流場高度取決于飛機的離地高度。圖3 為飛機機身網格。

圖3 飛機機身網格Fig.3 Fuselage grid of aircraft

2.2 求解器及邊界條件設置

利用商業軟件Fluent 對飛機外流場進行數值模擬分析，采用基于有限體積法的N-S 方程求解器，無黏對流通量選用Roe 格式，湍流模型使用RNG k ?ε模型，采用標準壁面函數，并使用具有二階精度的迎風格式對控制方程進行離散，流體的導熱系數和動力黏性系數定義為隨溫度變化的函數，采用密度求解器。

對于整個飛機外部流場的計算域，各類邊界條件描述如下。

(1)三軸承轉向噴管進口：采用壓力進口邊界條件，假定來流參數均勻分布，總溫、總壓參數由發動機工況確定，氣流流動方向垂直于進口截面。

(2)升力風扇/升力發動機進口：采用壓力出口邊界條件模擬進氣，壓力參數通過理論計算和仿真驗證確定，使進口流量與理論流量保持平衡。

(3)升力風扇/升力發動機出口：采用壓力進口邊界條件模擬噴流，總溫、總壓參數根據升力風扇/升力發動機設計性能參數給定。

(4)進氣道進口：采用壓力出口邊界條件模擬進氣，壓力參數通過理論計算和仿真驗證確定，使進氣流量與噴管流量保持平衡。

(5)外流場邊界：采用壓力出口邊界條件，壓力及回流溫度給定為環境參數。

(6)飛機壁面、噴管壁面及地面：均設置為絕熱無滑移壁面。

3 計算結果分析

為模擬真實情況下飛機的短距/垂直起降過程，在不同飛機離地高度 H (0 m，5 m，10 m)下，對升力發動機構型和升力風扇構型兩種不同的飛機模型進行了仿真，得到了不同離地高度下兩種推進系統構型飛機機身及外流場的溫度、壓力及流線等數據，并對高溫燃氣回吸、地面效應以及對環境(地面/甲板、人員等)的影響進行了相應分析。

3.1 高溫燃氣回吸

為研究高溫燃氣回吸問題，主要對飛機噴口射流和進氣道來流流線以及進氣道溫度畸變進行分析。圖4、圖5 分別為不同飛機離地高度下，升力發動機構型飛機和升力風扇構型飛機噴口射流和進氣道來流靜溫沿流線的分布。由圖可知，在起飛/降落過程中，兩種構型飛機噴口射流流動相似——升力發動機/升力風扇與主發動機射流向下噴射沖擊地面，經地面阻擋/反射作用向沖擊點四周擴散，兩股氣流分別在飛機前向、后向自由擴散，但在機身中部互相擠壓，形成螺旋狀的卷吸流且向展向擴散。從進氣來流流線看，兩種構型飛機在0 m、10 m 處均未吸入主發動機和升力發動機/升力風扇的廢氣，而在5 m 處均有廢氣吸入。在0 m 處，噴口射流經地面作用快速向四周擴散，氣流流動速度過大導致進氣道未能吸入；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，一部分射流被進氣道吸入；當離地高度升高到一定高度后，地面反射射流距機身過遠，不會再被進氣道吸入。

圖4 升力發動機構型飛機噴口射流和進氣道來流流線圖Fig.4 Streamline diagram of nozzle jet and inlet flow of aircraft with lift engine configuration

圖5 升力風扇構型飛機噴口射流和進氣道來流流線圖Fig.5 Streamline diagram of nozzle jet and inlet flow of aircraft with lift fan configuration

圖6為不同飛機離地高度下，升力發動機構型和升力風扇構型飛機進氣道進口截面靜溫分布云圖。可以看出，兩種構型飛機進氣道進口截面在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。升力發動機構型飛機的溫度畸變均在進氣道內側；升力風扇構型飛機0 m處溫度畸變在下側，5 m 處溫度畸變在外側，且均比升力發動機構型的小。原因是升力風扇射流溫度較低，主發動機熱射流與其摻混，降低了射流溫度，因此進氣溫度畸變較小。

圖6 升力發動機構型(左)和升力風扇構型(右)飛機進氣道進口截面溫度云圖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

地面效應對短距/垂直起降飛機的影響，主要體現在飛機向下射流對氣流的引射作用，及噴泉效應引起的下機身局部高溫和壓力變化導致的升力損失等。本文主要分析飛機近地面處的地面效應。

圖7、圖8 分別為升力發動機構型和升力風扇構型飛機在0 m 處，機身下表面的溫度、無量綱壓力分布云圖及主發動機軸線截面的流線圖。圖中，無量綱壓力定義為 (ps? p0)p0，ps為飛機壁面靜壓，p0為環境壓力。可以看出，升力發動機構型飛機整個機身下方都存在高溫區，升力風扇構型飛機主要在機腹后側存在高溫區。其原因是升力風扇射流溫度低，與主發動機熱射流在機身中部相互作用，形成了噴泉效應，阻礙了熱氣流的前移，導致高溫區在其機身后方；而升力發動機構型飛機前后均為熱射流，因此整個機身都存在高溫區。兩種構型飛機均存在高壓區和低壓區，低壓區的形成主要是由于射流對空氣的引流作用，高壓區的形成則是機身對噴泉流的滯止作用。低壓區范圍主要在升力發動機/升力風扇與主發動機噴口周圍，而高壓區主要分布于機身中部及飛機中心線位置。機身中部的高壓區是前后射流形成的噴泉流造成的，由于兩種構型飛機的噴泉流位置不同，因此其高壓區位置有差異。升力發動機構型飛機的升力發動機之間以及主發動機之間，均存在噴泉流，因此中心線前后方均存在高壓區；而升力風扇構型飛機僅主發動機之間存在噴泉流，因此只有中心線后方存在高壓區。

圖7 升力發動機構型飛機地面效應分析Fig.7 Ground effect analysis of lift engine aircraft

圖8 升力風扇構型飛機地面效應分析Fig.8 Ground effect analysis of lift fan aircraft

3.3 環境影響

為研究短距/垂直起降飛機對地面/甲板的燒蝕問題，對其起飛/降落過程中地面的溫度分布進行了分析。圖9、圖10 分別為不同飛機離地高度下，升力發動機構型和升力風扇構型飛機地面的靜溫云圖。可以看出，兩種構型飛機在起飛/降落過程中，隨著飛機離地高度的增加，地面最高溫度逐漸降低，高溫范圍逐漸減小。這一變化規律與文獻[11]的結果相似，但與單發布局飛機不同的是，雙發布局飛機在正后向有一個高溫條帶，是2 個主發動機的射流經地面阻擋/反射后在飛機中心線位置相互擠壓擴散形成的。與升力發動機構型飛機相比，升力風扇構型飛機前半部分溫度明顯降低。這是因為升力風扇噴出的主要是被壓縮的空氣，其溫度遠低于升力發動機噴出的燃氣溫度，符合實際情況。

圖9 升力發動機構型飛機地面溫度云圖Fig.9 Ground temperature cloud diagram of lift engine aircraft

圖10 升力風扇構型飛機地面溫度云圖Fig.10 Ground temperature cloud diagram of lift fan aircraft

為研究短距/垂直起降飛機在起飛/降落過程中對地勤人員的影響，采用17 m/s(7 級風)的速度作為劃界邊界，對離地高度1 m 處(人體重心位置)的速度分布進行了分析。圖11、圖12 分別為不同離地高度下，升力發動機構型和升力風扇構型飛機離地1 m 高度截面的高速區分布圖。圖中，紅色區域代表速度高于17 m/s 的高速氣流，藍色區域代表速度低于17 m/s 的低速氣流。可見，不同離地高度下，兩種構型飛機機身周圍均有高速氣流。在0 m、5 m 處飛機展向和后向均有高速氣流，在10 m 處飛機僅展向存在高速氣流。展向高速氣流為飛機前后兩股射流擠壓形成，后向高速氣流為2個主發動機射流擠壓形成。升力發動機構型飛機展向的高速氣流范圍明顯比升力風扇構型飛機的寬，原因是升力發動機射流速度明顯比升力風扇的高，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 升力發動機構型飛機離地1 m 高度截面的高速區分布Fig.11 High velocity zone distribution with lift engine configuration aircraft of H=1 m

圖12 升力風扇構型飛機離地1 m 高度截面的高速區分布Fig.12 High velocity zone distribution with lift fan configuration aircraft of H=1 m

4 結論

(1)升力發動機+轉向噴管、升力風扇+轉向噴管兩種不同推進系統構型的雙發布局短距/垂直起降飛機，在起飛/降落過程中離地5 m 高度下均存在高溫燃氣回吸現象，其中升力風扇構型飛機在起飛/降落過程進氣道的溫度畸變較小。

(2)兩種構型飛機距離地面越近，其地面效應越強。在近地面處，地面效應對機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，機身下方的溫度和壓力分布也不同。在設計過程中，應根據實際情況對機身高溫區域和地面吸附效應做針對性的分析和處理。

(3)升力風扇構型飛機起飛/降落過程中，地面的高溫區域范圍明顯比升力發動機構型飛機的小；兩種構型飛機起飛/降落過程中除機身周圍外，在飛機展向和后向均存在高速氣流區，對地勤人員有影響，但升力風扇構型飛機的高速氣流區較窄。