舵面矢量喷流对现代战斗机气动特性的影响
邓学蓥 王延奎（北京航空航天大学流体力学研究所，北京，100083）
EFFECTS OF VANE VECTORING JET ON AERODYNAMIC
BEHAVIOR OF MODERN FIGHTERS
Deng Xueying, Wang Yankui
Institute of Fluid Mechanics,Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Beijing,100083）（
摘 要 在双xxx、椭圆机身的先进战斗机气动布局中配置舵面矢量推力装置，系统研究了该舵面矢量推力装置引起的纵向矢量喷流和横向矢量喷流对机翼绕流及其气动特性的影响，同时还研究了舵面矢量喷流的落压比NPR、舵面的纵向和横向偏角δp、δy以及纵向舵面的宽度Wp和舵面的配置等因素对喷流干扰效应的影响。
关键词 喷流 矢量推力 气动特性
中图分类号 V211.43, V211.7
Abstract An experimental investigation was carried out in the BUAA D-1 low speed wind tunnel to determine
the vane thrust vectoring jet effects on aerodynamic characteristics of the modern fighter model.Based on the
advanced fighter configuration with double delta wing and elliptic body,the three-vane thrust vectoring system is
installed in it.The effects of longitudinal and lateral vectoring jet on the flow patterns around the fighter model and
its aerodynamic behavior are studied in detail.The vectoring jet interactive effects from parameters including
vectoring jet pressure ratio p0j/p∞, longitudinal and lateral deflection angles of vanes δp and δy, the width
Wp of longitudinal vane are also studied.
Key words jet, thrust vector, aerodynamic characteristics
世界各国研制和发展的新一代战斗机通常都要求兼有战斗、突防和地面攻击的能力。特别是现代战斗机为了获取空中优势,军方往往将战斗机的高机动性和敏捷性放在十分突出的重要地位，这就要求战斗机具有良好的大迎角气动特性。然而，在足够大的迎角下，全机的流态，特别是升力面的流态已进入xx分离流状态，尽管在优良的气动布局下，飞机还能继续保持姿态而不发生偏离或摇滚，然而由于操纵面绕流的分离，使得控制飞机的操纵效率大大下降甚至失效，结果降低了战斗机的敏捷性。为此，配置矢量推力装置，在气动操纵失效的情况下利用矢量推力进行战斗机的动力操纵是增强战斗机敏捷性的重要措施［1～4］。舵面矢量推力技术是在喷管出口附近加装可转向的舵面来实现可控的推力转向。然而，由舵面偏转引起的矢量喷流将和飞机的主流绕流之间形成十分复杂的强干扰流动，从而对飞机气动特性带来严重的干扰效应。本文将研究由于舵面偏转引起的不同参数下矢量喷流对战斗机气动特性的干扰影响。
1 模型、实验设备与实验方法
(1)风洞 实验是在北京航空航天大学的D-1风洞中进行的，该风洞是回流式开口风洞，实验段截面为椭圆形,长、短轴分别为1.02m和0.76m,长轴沿水平方向。本实验的常用风速约为25m/s，对应的实验雷诺数为1.7×106/m。
(2) 模型 实验模型是典型的先进战斗机布局形式，如图1所示。在二元收扩双喷管出口处安装纵向舵面，每个喷管出口处各安装一对，舵面的长度为20mm，宽度Wp为15mm和29mm两种，纵向舵面的偏角δp =0°，±20°。在双喷管出口的两侧安装一对横向舵面，其长度为20mm，宽度Wy 为15mm。横向舵面的偏角δy=0°，±20°。 二元喷管出口位置离机翼后缘L=20mm。专门设计的迎角机构，其迎角变化范围为－13°≤α≤48°。
图1 实验模型图
(a)战斗机喷流模型； (b)舵面矢量推力装置； (c)上翼面测压孔分布图
(3) 喷流的供气系统与喷流压力比的控制 本设备的供气系统是利用G-1小超音速风洞的气源系统。气瓶内气压的{zd0}值可达3.65MPa。气流经密闭阀和调压阀进入模型，{zh1}经过模型内的过渡段、等直段和收扩喷管以及出口处的舵面而排入主流。通过改变供气系统中调压阀开度可直接控制喷流总压的大小，从而达到改变喷流落压比NPR的目的。
(4) 机翼翼面测压孔位和测压系统 机翼翼面共开设72个测压孔，测压孔沿弦向剖面设置，按10%当地弦长的间隔均布，共设置8个展向位置。测压孔位的具体位置如图1(c)所示。在整理和分析测压数据时，为了便于显示翼面上沿展向的压力分布形态，本文所给的压力分布曲线是在x/b=0.45，0.72，0.83和0.94 4个弦向位置的横向截面上的上翼面压力分布,b为机翼根弦长度，s为机翼的半翼展长度。翼面压力分布是利用由微机控制的DGMS-5-48型压力扫描阀测压系统进行测量的，其实验系统的压力测量精度为±1.5%。
2 实验结果和分析讨论
在图1所示的气动布局形式下，舵面矢量喷流对机翼的绕流特性和气动特性的影响可划分为3种类型：矢量喷流对翼面附着流动的干扰，矢量喷流对翼面稳定集中涡绕流的干扰以及对翼面破裂涡系绕流的干扰。
(1)舵面矢量喷流对翼面附着流动的干扰效应 在α=5°的迎角下，机翼上翼面呈现为附着流型。图2给出了舵面矢量喷流和无喷流时翼面压力分布的比较,可以看到矢量喷流的干扰效应主要表现为喷流的引射作用，使翼面压力负值提高。其干扰引射区域集中在喷口附近的翼面上，随着离喷口距离（弦向的和展向的）的增加，压力负值的增加逐渐减小。图2(a)和图2(b)给出了纵向舵面分别偏转δp =20°和0°时的喷流干扰效应。通过比较可看到舵面的正偏度（向下偏转）能增加对上翼面的引射效应，使压力负值增加。舵面的负偏角使得矢量喷流对上翼面涡流引起阻塞效应，进一步减弱稳定涡的稳定性，从而使相应的压力峰值下降，如图4所示。
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图2 舵面矢量喷流对附着流的干扰(α=5°)
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(a) δp=20°, Wp=29;
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(b) δp=0°, Wp=29 |
| JET091 |
α |
NPR |
δp |
δy |
Wp |
Wy |
测试号 |
JET331 |
α |
NPR |
δp |
δy |
Wp |
Wy |
测试号 |
| —— |
5° |
1 |
20° |
0° |
29 |
15 |
W08 |
—— |
5° |
1 |
0° |
0° |
29 |
15 |
W31 |
 |
5° |
2 |
20° |
0° |
29 |
15 |
P09 |
 |
5° |
2 |
0° |
0° |
29 |
15 |
P33 |
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(2) 舵面矢量喷流对翼面稳定集中涡流动的干扰效应 在迎角增加到10°以上时，翼面上方形成了稳定的前缘分离集中涡。在α=17°时,尽管外翼涡已经破裂，相应的外翼压力峰值消失，但是边条的内翼涡仍处于稳定状态，对应的内翼压力峰值依然存在如图3(a)所示。
在图中比较有、无喷流的压力分布曲线，可以看到内翼的压力峰值变化不大，这表明舵面的矢量喷流对稳定的内翼涡绕流的影响甚小，这是由于矢量喷流并不能增加或减小稳定涡的涡量。在图3中，通过比较喷流各种参数变化对内翼压力峰值的影响，可以看到其影响量值很小，这表明舵面矢量喷流的各种参数的变化对稳定集中涡的干扰效应的影响均是很弱的：
*通过比较图3(a) NPR=2与图3(b) NPR=4，可以看到喷流落压比NPR对内翼压力峰值的影响不大；
*通过比较图3(a) Wp=29mm和图3(d) Wp=15mm，可以看到纵向舵面宽度Wp对内翼压力峰值的影响也不大。
*通过比较图3(b) δp =20° 与图3(c) δp=0°，可以看到舵面纵向偏角δp对内翼压力峰值稍有影响，δp的减小使喷流的引射效应减弱，从而使内翼涡的稳定性减弱，结果使相应的压力峰值下降。
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图3 舵面矢量喷流对涡流的干扰(α=17°)
| (a)NPR=2, δP=20°, Wp=29; |
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(b)NPR=4, δP=20°, Wp=29; |
| JET031 |
α |
NPR |
δp |
δy |
Wp |
Wy |
测试号 |
JET011 |
α |
NPR |
δp |
δy |
Wp |
Wy |
测试号 |
| —— |
17° |
1 |
20° |
0° |
29 |
15 |
W02 |
—— |
17° |
1 |
20° |
0° |
29 |
15 |
W02 |
 |
17° |
2 |
20° |
0° |
29 |
15 |
P03 |
 |
17° |
4 |
20° |
0° |
29 |
15 |
P01 |
| (c)NPR=4, δP=0°, Wp=29; |
(d)NPR=2, δP=20°, Wp=15 |
| JET191 |
α |
NPR |
δp |
δy |
Wp |
Wy |
测试号 |
JET121 |
α |
NPR |
δp |
δy |
Wp |
Wy |
测试号 |
| —— |
17° |
1 |
0° |
0° |
29 |
15 |
W15 |
—— |
17° |
1 |
20° |
0° |
15 |
15 |
W10 |
 |
17° |
4 |
0° |
0° |
29 |
15 |
P19 |
 |
17° |
2 |
20° |
0° |
15 |
15 |
P12 |
图4 纵向舵面负偏角的阻塞干扰效应
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(NPR=4, δp=-20°, Wp=29)
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| JET271 |
α |
NPR |
δp |
δy |
Wp |
Wy |
测试号 |
| —— |
17° |
1 |
-20° |
0° |
29 |
15 |
W25 |
 |
17° |
4 |
-20° |
0° |
29 |
15 |
P27 |
|
(3) 舵面矢量喷流对翼面破裂涡流动的干扰效应 在迎角α=17°且无矢量喷流时，外翼前缘涡已xx破裂，对应的外翼面压力峰值已消失，如图3(a)所示。在一定的舵面偏角δp和落压比NPR下，矢量喷流能改善破裂涡的稳定性,使其对应的压力峰值重新恢复。图3(b)中,在δp=20°、NPR=4时，x/b=0.83截面上的外翼压力峰值在矢量喷流干扰下得到恢复。如果降低喷流压力比NPR=2，则外翼的压力峰值也降低如图3(a)所示。如果将舵面偏角减小到δp =0°,尽管NPR=4,外翼涡的压力峰值仍然得不到xx恢复,如图3(c)所示。如果将纵向舵面的宽度Wp减小(Wp=15mm)，其矢量喷流对破裂涡稳定性影响的作用也将减弱，以至外翼压力分布几乎不受矢量喷流的影响，如图3(d)所示。当舵面偏角为负值时，例如δp=-20°，则此时的矢量喷流对上翼面涡流具有阻塞作用，使外翼涡破裂点进一步前移，从而使外翼面压力峰值继续下降，如图4所示。如果将图4与图3(b)进行比较，可以看到不同的偏舵方向,其矢量喷流对上翼面流动的干扰作用是xx不同的。正偏舵的喷流干扰是引射作用，使旋涡稳定；负偏舵的喷流干扰是阻塞作用，减弱旋涡的稳定性。
当迎角进一步增加到α=30°或α=35°,翼面上前缘涡破裂点已前移到接近机翼顶点的位置，使翼面上方的流动处于破裂涡控制下的分离流态,翼面绕流结构颇为复杂。在本实验中，对舵面偏角δp,喷流压力比NPR和舵面宽度Wp等参数作了变化(δp=0°～20°，NPR=2～4,Wp=29mm或15mm)，实验结果表明舵面矢量喷流及其参数变化对上翼面绕流的干扰效应和对上翼面的压力分布几乎无多大影响。图5给出了在α=30°时舵面矢量喷流的干扰效应，清楚地反映了舵面矢量喷流的微弱干扰影响。
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