袁長(zhǎng)龍，弓升，于萍，韓佳

(1.中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng)110015；2.沈陽(yáng)黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)(集團(tuán))有限責(zé)任公司，沈陽(yáng)110000)

短距起飛/垂直降落飛機(jī)外流場(chǎng)特性研究

袁長(zhǎng)龍1，弓升1，于萍2，韓佳1

(1.中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng)110015；2.沈陽(yáng)黎明航空發(fā)動(dòng)機(jī)(集團(tuán))有限責(zé)任公司，沈陽(yáng)110000)

為探索和研究短距起飛/垂直降落(STOVL)飛機(jī)，在垂直降落狀態(tài)時(shí)的外流場(chǎng)特性和熱燃?xì)庠傥氲蕊w推一體化關(guān)鍵問(wèn)題，對(duì)STOVL飛機(jī)F-35B進(jìn)行了飛機(jī)機(jī)身重構(gòu)和網(wǎng)格劃分，利用Fluent軟件完成了F-35B外流場(chǎng)的三維數(shù)值模擬。研究了垂直降落狀態(tài)下飛機(jī)不同離地高度和不同噴管面積下的熱燃?xì)庠傥雴?wèn)題。同時(shí)，給出了進(jìn)氣道入口截面、地面和機(jī)身的溫度分布，直觀說(shuō)明了其升力系統(tǒng)方案的外流場(chǎng)技術(shù)特點(diǎn)。結(jié)果表明：為防止熱燃?xì)庠傥?，?yīng)合理選擇升力風(fēng)扇噴口與主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的面積相對(duì)值，并結(jié)合實(shí)際所需升力比，盡量減小兩個(gè)噴口的面積比。

短距起飛/垂直降落(STOVL)；F-35B；飛/推一體化；升力系統(tǒng)；氣動(dòng)特性；熱燃?xì)鈴?fù)吸

1 引言

短距起飛/垂直降落飛機(jī)集固定翼和旋翼飛機(jī)的優(yōu)勢(shì)于一體，受到世界航空大國(guó)的普遍重視。但在諸多型號(hào)中，最終裝備部隊(duì)服役的只有鷂式、雅克-38和F-35B[1-6]三款飛機(jī)，這足見(jiàn)短距起飛/垂直降落飛機(jī)的研制難度。其中，F(xiàn)-35B為當(dāng)代最先進(jìn)的短距起飛/垂直降落類固定翼飛機(jī)，勢(shì)必在將來(lái)較長(zhǎng)一段時(shí)期內(nèi)代表該類裝備工程實(shí)用化的最高技術(shù)水平和發(fā)展方向。

短距起飛/垂直降落飛機(jī)涉及多項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。其中，熱燃?xì)鈴?fù)吸和地面侵蝕等直接影響飛行器的使用效能，甚至研制成敗。發(fā)動(dòng)機(jī)的熱燃?xì)鈴?fù)吸將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降，明顯降低發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性，從而導(dǎo)致失速、喘振或熄火；而熱排氣向地面射流，將造成地面侵蝕和機(jī)身高溫[7-8]，F(xiàn)-35B飛機(jī)在黃蜂級(jí)兩棲攻擊艦測(cè)試過(guò)程中即發(fā)現(xiàn)了甲板燒蝕現(xiàn)象。飛機(jī)外部氣體流動(dòng)狀態(tài)是導(dǎo)致上述問(wèn)題的根本原因。對(duì)于短距起飛/垂直降落類飛機(jī)，在一些特定運(yùn)行過(guò)程中周圍氣體流動(dòng)復(fù)雜多變，局限于常規(guī)飛機(jī)開(kāi)展的起飛及巡航等狀態(tài)外流場(chǎng)特性研究無(wú)法滿足其研發(fā)需求。為此，本文結(jié)合短距起飛/垂直降落飛機(jī)特點(diǎn)，針對(duì)F-35B飛機(jī)在垂直降落狀態(tài)下的外流場(chǎng)進(jìn)行初步研究。通過(guò)模擬其外部氣體復(fù)雜流動(dòng)狀態(tài)，以探索飛機(jī)/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)中涉及的熱燃?xì)鈴?fù)吸、地面射流等關(guān)鍵問(wèn)題，并以此為相關(guān)技術(shù)的深入研究及突破提供參考。

2 模型構(gòu)建及網(wǎng)格劃分

常規(guī)起降/巡航狀態(tài)下，STOVL飛機(jī)及其發(fā)動(dòng)機(jī)與常規(guī)型飛機(jī)的一致。但在STOVL狀態(tài)時(shí)，STOVL飛機(jī)的升力風(fēng)扇進(jìn)排氣門、主發(fā)動(dòng)機(jī)輔助進(jìn)氣門、滾轉(zhuǎn)噴管排氣門、主噴管艙門等短垂功能門均打開(kāi)，升力風(fēng)扇噴管、滾轉(zhuǎn)噴管以及主噴管向下排氣(在此不考慮矢量偏離)。兩種狀態(tài)飛機(jī)外形的改變及其推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型見(jiàn)圖1和圖2。

圖1 不同狀態(tài)STOVL飛機(jī)外形對(duì)比Fig.1 The contrast of STOVL aircraft shapes under different modes

圖2 STOVL飛機(jī)及其推進(jìn)系統(tǒng)Fig.2 STOVL aircraft and propulsion system

由于本文主要針對(duì)STOVL飛機(jī)垂直降落狀態(tài)的外流場(chǎng)氣動(dòng)特性進(jìn)行研究，所以只對(duì)STOVL狀態(tài)下的飛機(jī)氣動(dòng)外形建模。通過(guò)查閱參考文獻(xiàn)[9]及公開(kāi)數(shù)據(jù)，對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)外形進(jìn)行重構(gòu)。受計(jì)算資源限制，對(duì)模型進(jìn)行了簡(jiǎn)化處理。結(jié)合研究方向和內(nèi)容，不考慮滾轉(zhuǎn)噴管的噴流，即所研究的整個(gè)飛機(jī)模型主要由飛機(jī)機(jī)身、進(jìn)氣道、主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口和升力風(fēng)扇噴口等部分組成。在垂直降落狀態(tài)，主發(fā)動(dòng)機(jī)和升力風(fēng)扇噴口向地面噴射氣體，與此同時(shí)主發(fā)動(dòng)機(jī)通過(guò)進(jìn)氣道吸入氣體。

采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并對(duì)局部網(wǎng)格進(jìn)行加密，模型具體結(jié)構(gòu)和網(wǎng)格劃分見(jiàn)圖3。同時(shí)，為滿足外流場(chǎng)模擬研究需求等，在飛機(jī)機(jī)身外建立外部空間，其大小滿足阻塞率要求[10]。由于模型結(jié)構(gòu)對(duì)稱，為提高計(jì)算效率，只對(duì)整個(gè)模型的二分之一進(jìn)行建模。

3 邊界條件設(shè)定

飛機(jī)進(jìn)氣道入口采用壓力出口邊界條件，調(diào)節(jié)壓力使流量達(dá)到要求數(shù)值；主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管出口采用質(zhì)量入口邊界條件，給定質(zhì)量流量和溫度；升力風(fēng)扇噴管出口采用質(zhì)量入口邊界條件，給定質(zhì)量流量和溫度；壁面為固壁，假設(shè)壁面絕熱，速度滿足壁面無(wú)滑移條件；外部空間采用壓力出口，取一個(gè)大氣壓；中分面為鏡像對(duì)稱內(nèi)部流面。

圖3 模型整體結(jié)構(gòu)及網(wǎng)格示意圖Fig.3 The structure of the whole model and grid

4 計(jì)算結(jié)果與分析

模擬了三種不同飛機(jī)離地高度(H=0、5、10 m)，與主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管和升力風(fēng)扇噴管面積調(diào)節(jié)形成的不同參數(shù)組合下的飛機(jī)外部氣體流動(dòng)狀態(tài)，給出了溫度、速度等相應(yīng)參數(shù)沿流線的分布以及各特征截面上相關(guān)參數(shù)的分布，直觀地顯示了該型飛機(jī)外流場(chǎng)特性，并以此為基礎(chǔ)進(jìn)行分析。下文以S1代表升力風(fēng)扇噴口面積，S2代表主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口面積，等于0表示保持原噴口面積，等于1表示噴口面積增大，等于-1表示噴口面積減小。

4.1 整體流場(chǎng)分布

以H=0 m為例，給出整體流場(chǎng)的參數(shù)分布圖，見(jiàn)圖4。由主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管射流氣體總溫沿流線的分布圖4(a)和整個(gè)流場(chǎng)總溫沿流線的整體分布圖4(b)可看出：從主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管射流出的熱燃?xì)馍淞鳑_擊至地面，經(jīng)過(guò)地面的阻擋/反射作用向四周擴(kuò)散流動(dòng)。其中，向機(jī)體后方流動(dòng)的熱燃?xì)馕词軘_動(dòng)，繼續(xù)沿地面流動(dòng)；而沿地面向機(jī)體前方流動(dòng)的熱燃?xì)猓跈C(jī)身下部附近向左右兩側(cè)發(fā)生卷吸、分離流動(dòng)現(xiàn)象。而由飛機(jī)中分面下部空間速度矢量分布圖4(c)可看出：升力風(fēng)扇射流沿地面與主發(fā)動(dòng)機(jī)熱射流相向流動(dòng)，相匯后共同向上流動(dòng)，流至機(jī)體處受到阻擋再次發(fā)生分流，并在機(jī)身下部空間形成回流。

發(fā)生上述現(xiàn)象的原因在于：兩股氣流流動(dòng)相互作用，加之非封閉空間壁面影響，導(dǎo)致流動(dòng)狀態(tài)變化。對(duì)于從主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴射出的熱燃?xì)?，升力風(fēng)扇噴管射流猶如一道空氣幕，阻滯熱燃?xì)庀驒C(jī)身前部流動(dòng)，同時(shí)也在一定程度上隔絕了進(jìn)氣道進(jìn)氣與熱燃?xì)獾穆?lián)系。以上分析說(shuō)明，此種升力系統(tǒng)方案較其他方案[8]，特別是雅克-38/雅克-141采用的主發(fā)動(dòng)機(jī)+升力發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)方案，在阻隔熱燃?xì)夥矫婢邆涿黠@的優(yōu)勢(shì)。

圖4 H=0 m時(shí)整體流場(chǎng)參數(shù)分布Fig.4 The parameter distribution of the whole flow field(H=0 m)

4.2 進(jìn)氣道燃?xì)鈴?fù)吸分析

圖5為在給定的升力風(fēng)扇噴管和主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管初始面積(S1=0，S2=0)條件，不同飛機(jī)離地高度下主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管射流氣體總溫沿流線的分布?？梢?jiàn)，飛機(jī)距離地面較近時(shí)，雖然升力風(fēng)扇的射流阻擋了大部分熱燃?xì)?，但仍有少量由主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴射的熱燃?xì)獗晃脒M(jìn)氣道。隨著飛機(jī)與地面距離的加大，進(jìn)氣道吸入的熱燃?xì)庠絹?lái)越少，最終飛機(jī)離地高度達(dá)到一定程度后不再有熱燃?xì)馕搿?/p>

圖6為不同噴口面積下主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管射流氣體總溫沿流線的分布。可見(jiàn)，主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口面積增大或升力風(fēng)扇噴口面積減小，都會(huì)使熱燃?xì)鈴?fù)吸減輕或消除。其根本原因在于兩個(gè)噴口的射流速度差，升力風(fēng)扇噴口的射流速度與主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口射流的速度差越大，對(duì)熱燃?xì)獾淖钃跄芰驮綇?qiáng)。所以射流流量一定時(shí)，增大主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口面積或減小升力風(fēng)扇噴口面積是防止熱燃?xì)鈴?fù)吸的有效途徑。但需注意的是，主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口和升力風(fēng)扇噴口面積的變化將直接影響推進(jìn)系統(tǒng)的工作狀態(tài)。因此，在飛機(jī)/推進(jìn)系統(tǒng)設(shè)計(jì)之初，應(yīng)建立與熱燃?xì)庠傥雴?wèn)題研究的迭代過(guò)程，或采取其他必要的防止燃?xì)鈴?fù)吸的措施。

圖5 不同飛機(jī)離地高度下主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管射流氣體總溫沿流線的分布(S1=0，S2=0)Fig.5 The total temperature distribution of main engine exhaust along streamline with different height(S1=0，S2=0)

圖6 不同噴口面積下主發(fā)動(dòng)機(jī)噴管射流氣體總溫沿流線的分布(H=0 m)Fig.6 The total temperature distribution of main engine exhaust along streamline with different spout area(H=0 m)

4.3 進(jìn)氣道入口溫度畸變分析

進(jìn)氣道入口總溫分布見(jiàn)圖7。圖7(a)顯示，當(dāng)飛機(jī)處于大氣中且兩個(gè)噴管無(wú)射流時(shí)，進(jìn)氣道入口截面總溫分布均勻。由圖7(b)和圖7(c)可知：存在熱燃?xì)馕脒M(jìn)氣道時(shí)，將引起進(jìn)氣道入口下部的局部總溫上升，進(jìn)而導(dǎo)致入口總溫畸變。而且飛機(jī)離地高度越小，總溫的不均勻性越大，即發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道入口的總溫畸變?cè)酱蟆Ｓ蓤D7(d)可看出：雖然存在噴管射流，但當(dāng)飛機(jī)離地達(dá)到一定高度后，進(jìn)氣道入口截面總溫分布不再受主發(fā)動(dòng)機(jī)熱射流影響，即入口截面總溫分布與飛機(jī)處于靜止大氣環(huán)境狀態(tài)下的分布相同。所以，在STOVL飛機(jī)工作包線范圍內(nèi)，在垂直起飛初始和垂直降落結(jié)束階段(不考慮武器發(fā)射和飛機(jī)之間尾流吸入等情況)最易發(fā)生總溫畸變。

4.4 地面溫度分布

由圖8中的地面總溫分布可看出：飛機(jī)后方地面的溫度較高，前方地面的溫度較低。這是因?yàn)橹靼l(fā)動(dòng)機(jī)噴管噴射熱燃?xì)?，而升力風(fēng)扇噴管噴射的是僅被壓縮的空氣，符合實(shí)際狀況。對(duì)比圖8(b)和圖8 (c)可知：升力風(fēng)扇噴口面積減小或主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口面積增加有利于減小地面高溫區(qū)的面積，這對(duì)機(jī)場(chǎng)跑道和航母或大型水面艦艇甲板的防護(hù)極為有利。對(duì)比圖8(a)、圖8(d)和圖8(e)還可看出：離地高度越小，地面的局部最高溫度越高。所以飛機(jī)垂直起飛伊始(如果存在)和垂直降落結(jié)束階段，對(duì)地面的侵蝕最為嚴(yán)重。實(shí)際應(yīng)用中，應(yīng)結(jié)合具體情況，視情采取必要的防護(hù)措施。

圖7 進(jìn)氣道入口總溫分布圖Fig.7 The total temperature distribution at the inlet of the intake

圖8 地面總溫分布Fig.8 The total temperature distribution of the ground

4.5 飛機(jī)機(jī)身溫度分布

由圖9中飛機(jī)機(jī)身溫度分布可看出：隨著飛機(jī)離地高度的減小，機(jī)身腹部的溫度明顯上升；當(dāng)離地高度為零時(shí)，機(jī)身腹部產(chǎn)生局部高溫區(qū)。因此，短距起飛/垂直降落飛機(jī)的設(shè)計(jì)過(guò)程中，應(yīng)結(jié)合飛機(jī)蒙皮、涂層等結(jié)構(gòu)/材料的耐溫程度，考慮局部熱區(qū)隔熱防護(hù)或局部隔熱材料應(yīng)用的必要性。

圖9 飛機(jī)機(jī)身溫度分布(S1=0，S2=0)Fig.9 The temperature distribution of the airframe(S1=0，S2=0)

5 結(jié)論

短距起飛/垂直降落飛機(jī)在垂直降落狀態(tài)下的外部流體流動(dòng)屬?gòu)?qiáng)射流問(wèn)題，流場(chǎng)較為復(fù)雜。利用CFD技術(shù)，對(duì)短距起飛/垂直降落飛機(jī)F-35B的外流場(chǎng)進(jìn)行了研究分析，以期為短距起飛/垂直降落飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)及飛推一體化研究提供參考。主要結(jié)論如下：

(1)升力風(fēng)扇的存在對(duì)于主發(fā)動(dòng)機(jī)熱燃?xì)獾淖韪糇饔蔑@著，采用升力風(fēng)扇+主發(fā)動(dòng)機(jī)的方案可在一定程度上或完全解決短距起飛/垂直降落類飛機(jī)的熱燃?xì)庠傥雴?wèn)題。

(2)主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口面積和升力風(fēng)扇噴口面積對(duì)短距起飛/垂直降落飛機(jī)的外部流場(chǎng)影響重大。在推進(jìn)系統(tǒng)滿足相關(guān)要求的條件下，盡量減小升力風(fēng)扇噴口面積和增大主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口面積，可有效防止熱燃?xì)鈴?fù)吸，使短距起飛/垂直降落飛機(jī)性能朝著更高的氣動(dòng)穩(wěn)定性和安全性等有利的方向發(fā)展。

(3)飛機(jī)機(jī)身靠近地面時(shí)，發(fā)生熱燃?xì)庠傥?、進(jìn)氣道溫度畸變、地面和機(jī)身產(chǎn)生局部高溫區(qū)的幾率最大，在設(shè)計(jì)、試驗(yàn)過(guò)程中應(yīng)著重考察和驗(yàn)證飛機(jī)在近地面(高度約為零)時(shí)的特性。

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External flow field performance study of STOVL aircraft

YUAN Chang-long1，GONG Sheng1，YU Ping2，HAN Jia1
(1.AECC Shenyang Aero-engine Research Institute，Shenyang 110015，China；2.Shenyang Liming Aero-engine(Group)Corporation Ltd.，Shenyang 110000，China)

To explore and research the external flow field performance and airframe/propulsion integration key problems such as resorption of hot gas etc.in short take off/vertical landing(STOVL)aircraft on vertical landing mode,the airframe reconstruction and mesh generation of F-35B which is the most advanced STOVL aircraft at present was conducted.By the 3-D numerical simulation of the F-35B's flow field in Fluent,the resorption of hot gas on different flying height and nozzle's area on vertical landing mode was investigated.And the temperature distribution in the entrance section of the engine intake,ground and airframe was given,directly illustrating the external flow field characteristic of the lift system project.The results show that the relative value of the two nozzles'area should been chosen reasonably to avoid the resorption of hot gas,decreasing the area ratio of the lifting fan's nozzle and the main engine's nozzle as far as possible according to the actual lift ratio.

short take off/vertical landing(STOVL)；F-35B；airframe/propulsion integration；lifting system；aerodynamic characteristic；hot gas resorption

V231.3

A

1672-2620(2016)06-0010-06

2016-03-23；

2016-07-14

袁長(zhǎng)龍(1987-)，男，吉林撫松人，工程師，主要從事航空發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能研究。