沈家立，廖華琳，何天喜，朱 川

(中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

1 引言

隨著時(shí)代的發(fā)展，現(xiàn)代化的軍事斗爭(zhēng)更加多樣化，部隊(duì)對(duì)各種惡劣條件下和非理想戰(zhàn)場(chǎng)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(jī)[1-2]憑借其短距/垂直起飛和降落能力，逐漸受到各國(guó)軍方的青睞，成為當(dāng)前航空技術(shù)研究的重點(diǎn)。

目前，較為先進(jìn)的短距/垂直起降飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)有兩種技術(shù)方案：一是美國(guó)的F-35B 推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型[3]——轉(zhuǎn)向噴管發(fā)動(dòng)機(jī)匹配升力風(fēng)扇構(gòu)型；二是蘇聯(lián)的YAK-141 推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型[4]——轉(zhuǎn)向噴管發(fā)動(dòng)機(jī)匹配升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型。國(guó)內(nèi)外學(xué)者以F-35B 推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型為基礎(chǔ)，對(duì)短距/垂直起降飛機(jī)在起飛/降落狀態(tài)的流動(dòng)特征進(jìn)行了大量研究。研究發(fā)現(xiàn)，短距/垂直起降飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的高溫燃?xì)?，?huì)被進(jìn)氣道吸入，引起溫度畸變，造成發(fā)動(dòng)機(jī)性能下降，明顯降低發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性，進(jìn)而導(dǎo)致失速、喘振或熄火[5]。短距/垂直起降飛機(jī)在近地區(qū)域起飛/降落時(shí)，由于升力風(fēng)扇向下噴出氣流、主發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管氣流、飛機(jī)下機(jī)身、地面的相互作用，形成了復(fù)雜的地面效應(yīng)，這不僅會(huì)造成機(jī)身高溫，還會(huì)產(chǎn)生巨大的升力損失[6-8]。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)向下噴出的熱射流還會(huì)造成地面高溫?zé)g問題[9-10]，對(duì)地勤人員也有影響。

YAK-141 和F-35B 兩型飛機(jī)都采用了單發(fā)布局，但考慮到雙發(fā)布局飛機(jī)相較于單發(fā)布局飛機(jī)具有更大的作戰(zhàn)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(jī)上采用雙發(fā)布局無疑能顯著提升其作戰(zhàn)能力。本文針對(duì)采用升力發(fā)動(dòng)機(jī)+轉(zhuǎn)向噴管、升力風(fēng)扇+轉(zhuǎn)向噴管兩種不同推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型(以下分別簡(jiǎn)稱升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型)的雙發(fā)布局短距/垂直起降飛機(jī)，通過模擬飛機(jī)在短距/垂直起降狀態(tài)下復(fù)雜多變的外流場(chǎng)，研究了此狀態(tài)下飛機(jī)高溫燃?xì)饣匚?duì)地面/甲板和人員等影響以及地面效應(yīng)等現(xiàn)象，可為相關(guān)研究的深入探索和實(shí)際應(yīng)用提供一定的參考。

2 模型構(gòu)建及仿真設(shè)置

2.1 模型構(gòu)建及網(wǎng)格劃分

為盡可能模擬真實(shí)情況下短距/垂直起降飛機(jī)的起飛/降落過程，以某型戰(zhàn)斗機(jī)為原型，對(duì)兩種不同短距/垂直起降推進(jìn)系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)布局，建立了升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)的外流場(chǎng)計(jì)算模型。結(jié)合研究?jī)?nèi)容，同時(shí)考慮到計(jì)算資源限制，不考慮滾轉(zhuǎn)噴管噴流，并對(duì)飛機(jī)模型進(jìn)行簡(jiǎn)化處理。圖1為YAK-141 和F-35B 兩款飛機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型，圖2為采用這兩種推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型構(gòu)建的雙發(fā)布局短距/垂直起降飛機(jī)外流氣動(dòng)仿真計(jì)算模型。

圖1 YAK-141 和F-35B 的推進(jìn)系統(tǒng)Fig.1 Propulsion systems of YAK-141 and F-35B

圖2 氣動(dòng)仿真計(jì)算模型Fig.2 Aerodynamic simulation calculation model

飛機(jī)外流氣動(dòng)仿真計(jì)算模型主要由飛機(jī)機(jī)身、升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇進(jìn)氣道及噴口、主發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道和轉(zhuǎn)向噴管組成。飛機(jī)在起飛/降落狀態(tài)，升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇和主發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)向噴管均向下噴射氣流提供升力，同時(shí)主發(fā)動(dòng)機(jī)和升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇通過進(jìn)氣道吸入氣流。

采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格對(duì)計(jì)算模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，并對(duì)升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇和主發(fā)動(dòng)機(jī)等部位進(jìn)行局部加密，附面層第一層網(wǎng)格設(shè)置為0.1 mm，網(wǎng)格總量為3 650 萬。外流場(chǎng)尺寸設(shè)置為30 m×24 m，以滿足對(duì)外部流動(dòng)作用及影響分析的需求；外流場(chǎng)高度取決于飛機(jī)的離地高度。圖3 為飛機(jī)機(jī)身網(wǎng)格。

圖3 飛機(jī)機(jī)身網(wǎng)格Fig.3 Fuselage grid of aircraft

2.2 求解器及邊界條件設(shè)置

利用商業(yè)軟件Fluent 對(duì)飛機(jī)外流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)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(duì)流通量選用Roe 格式，湍流模型使用RNG k ?ε模型，采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，并使用具有二階精度的迎風(fēng)格式對(duì)控制方程進(jìn)行離散，流體的導(dǎo)熱系數(shù)和動(dòng)力黏性系數(shù)定義為隨溫度變化的函數(shù)，采用密度求解器。

對(duì)于整個(gè)飛機(jī)外部流場(chǎng)的計(jì)算域，各類邊界條件描述如下。

(1)三軸承轉(zhuǎn)向噴管進(jìn)口：采用壓力進(jìn)口邊界條件，假定來流參數(shù)均勻分布，總溫、總壓參數(shù)由發(fā)動(dòng)機(jī)工況確定，氣流流動(dòng)方向垂直于進(jìn)口截面。

(2)升力風(fēng)扇/升力發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口：采用壓力出口邊界條件模擬進(jìn)氣，壓力參數(shù)通過理論計(jì)算和仿真驗(yàn)證確定，使進(jìn)口流量與理論流量保持平衡。

(3)升力風(fēng)扇/升力發(fā)動(dòng)機(jī)出口：采用壓力進(jìn)口邊界條件模擬噴流，總溫、總壓參數(shù)根據(jù)升力風(fēng)扇/升力發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)性能參數(shù)給定。

(4)進(jìn)氣道進(jìn)口：采用壓力出口邊界條件模擬進(jìn)氣，壓力參數(shù)通過理論計(jì)算和仿真驗(yàn)證確定，使進(jìn)氣流量與噴管流量保持平衡。

(5)外流場(chǎng)邊界：采用壓力出口邊界條件，壓力及回流溫度給定為環(huán)境參數(shù)。

(6)飛機(jī)壁面、噴管壁面及地面：均設(shè)置為絕熱無滑移壁面。

3 計(jì)算結(jié)果分析

為模擬真實(shí)情況下飛機(jī)的短距/垂直起降過程，在不同飛機(jī)離地高度 H (0 m，5 m，10 m)下，對(duì)升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型兩種不同的飛機(jī)模型進(jìn)行了仿真，得到了不同離地高度下兩種推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型飛機(jī)機(jī)身及外流場(chǎng)的溫度、壓力及流線等數(shù)據(jù)，并對(duì)高溫燃?xì)饣匚?、地面效?yīng)以及對(duì)環(huán)境(地面/甲板、人員等)的影響進(jìn)行了相應(yīng)分析。

3.1 高溫燃?xì)饣匚?/h3>

為研究高溫燃?xì)饣匚鼏栴}，主要對(duì)飛機(jī)噴口射流和進(jìn)氣道來流流線以及進(jìn)氣道溫度畸變進(jìn)行分析。圖4、圖5 分別為不同飛機(jī)離地高度下，升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)噴口射流和進(jìn)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(gòu)型飛機(jī)噴口射流流動(dòng)相似——升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇與主發(fā)動(dòng)機(jī)射流向下噴射沖擊地面，經(jīng)地面阻擋/反射作用向沖擊點(diǎn)四周擴(kuò)散，兩股氣流分別在飛機(jī)前向、后向自由擴(kuò)散，但在機(jī)身中部互相擠壓，形成螺旋狀的卷吸流且向展向擴(kuò)散。從進(jìn)氣來流流線看，兩種構(gòu)型飛機(jī)在0 m、10 m 處均未吸入主發(fā)動(dòng)機(jī)和升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇的廢氣，而在5 m 處均有廢氣吸入。在0 m 處，噴口射流經(jīng)地面作用快速向四周擴(kuò)散，氣流流動(dòng)速度過大導(dǎo)致進(jìn)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(jìn)氣道吸入；當(dāng)離地高度升高到一定高度后，地面反射射流距機(jī)身過遠(yuǎn)，不會(huì)再被進(jìn)氣道吸入。

圖4 升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)噴口射流和進(jìn)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(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)噴口射流和進(jìn)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(jī)離地高度下，升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)口截面靜溫分布云圖?？梢钥闯觯瑑煞N構(gòu)型飛機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)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(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)的溫度畸變均在進(jìn)氣道內(nèi)側(cè)；升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)0 m處溫度畸變?cè)谙聜?cè)，5 m 處溫度畸變?cè)谕鈧?cè)，且均比升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型的小。原因是升力風(fēng)扇射流溫度較低，主發(fā)動(dòng)機(jī)熱射流與其摻混，降低了射流溫度，因此進(jìn)氣溫度畸變較小。

圖6 升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型(左)和升力風(fēng)扇構(gòu)型(右)飛機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)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(yīng)

地面效應(yīng)對(duì)短距/垂直起降飛機(jī)的影響，主要體現(xiàn)在飛機(jī)向下射流對(duì)氣流的引射作用，及噴泉效應(yīng)引起的下機(jī)身局部高溫和壓力變化導(dǎo)致的升力損失等。本文主要分析飛機(jī)近地面處的地面效應(yīng)。

圖7、圖8 分別為升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)在0 m 處，機(jī)身下表面的溫度、無量綱壓力分布云圖及主發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)壁面靜壓，p0為環(huán)境壓力?？梢钥闯觯Πl(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)整個(gè)機(jī)身下方都存在高溫區(qū)，升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)主要在機(jī)腹后側(cè)存在高溫區(qū)。其原因是升力風(fēng)扇射流溫度低，與主發(fā)動(dòng)機(jī)熱射流在機(jī)身中部相互作用，形成了噴泉效應(yīng)，阻礙了熱氣流的前移，導(dǎo)致高溫區(qū)在其機(jī)身后方；而升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)前后均為熱射流，因此整個(gè)機(jī)身都存在高溫區(qū)。兩種構(gòu)型飛機(jī)均存在高壓區(qū)和低壓區(qū)，低壓區(qū)的形成主要是由于射流對(duì)空氣的引流作用，高壓區(qū)的形成則是機(jī)身對(duì)噴泉流的滯止作用。低壓區(qū)范圍主要在升力發(fā)動(dòng)機(jī)/升力風(fēng)扇與主發(fā)動(dòng)機(jī)噴口周圍，而高壓區(qū)主要分布于機(jī)身中部及飛機(jī)中心線位置。機(jī)身中部的高壓區(qū)是前后射流形成的噴泉流造成的，由于兩種構(gòu)型飛機(jī)的噴泉流位置不同，因此其高壓區(qū)位置有差異。升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)的升力發(fā)動(dòng)機(jī)之間以及主發(fā)動(dòng)機(jī)之間，均存在噴泉流，因此中心線前后方均存在高壓區(qū)；而升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)僅主發(fā)動(dòng)機(jī)之間存在噴泉流，因此只有中心線后方存在高壓區(qū)。

圖7 升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)地面效應(yīng)分析Fig.7 Ground effect analysis of lift engine aircraft

圖8 升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)地面效應(yīng)分析Fig.8 Ground effect analysis of lift fan aircraft

3.3 環(huán)境影響

為研究短距/垂直起降飛機(jī)對(duì)地面/甲板的燒蝕問題，對(duì)其起飛/降落過程中地面的溫度分布進(jìn)行了分析。圖9、圖10 分別為不同飛機(jī)離地高度下，升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)地面的靜溫云圖?？梢钥闯?，兩種構(gòu)型飛機(jī)在起飛/降落過程中，隨著飛機(jī)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(guī)律與文獻(xiàn)[11]的結(jié)果相似，但與單發(fā)布局飛機(jī)不同的是，雙發(fā)布局飛機(jī)在正后向有一個(gè)高溫條帶，是2 個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)的射流經(jīng)地面阻擋/反射后在飛機(jī)中心線位置相互擠壓擴(kuò)散形成的。與升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)相比，升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)前半部分溫度明顯降低。這是因?yàn)樯︼L(fēng)扇噴出的主要是被壓縮的空氣，其溫度遠(yuǎn)低于升力發(fā)動(dòng)機(jī)噴出的燃?xì)鉁囟?，符合?shí)際情況。

圖9 升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)地面溫度云圖Fig.9 Ground temperature cloud diagram of lift engine aircraft

圖10 升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)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(jī)在起飛/降落過程中對(duì)地勤人員的影響，采用17 m/s(7 級(jí)風(fēng))的速度作為劃界邊界，對(duì)離地高度1 m 處(人體重心位置)的速度分布進(jìn)行了分析。圖11、圖12 分別為不同離地高度下，升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型和升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)離地1 m 高度截面的高速區(qū)分布圖。圖中，紅色區(qū)域代表速度高于17 m/s 的高速氣流，藍(lán)色區(qū)域代表速度低于17 m/s 的低速氣流?？梢?，不同離地高度下，兩種構(gòu)型飛機(jī)機(jī)身周圍均有高速氣流。在0 m、5 m 處飛機(jī)展向和后向均有高速氣流，在10 m 處飛機(jī)僅展向存在高速氣流。展向高速氣流為飛機(jī)前后兩股射流擠壓形成，后向高速氣流為2個(gè)主發(fā)動(dòng)機(jī)射流擠壓形成。升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)展向的高速氣流范圍明顯比升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)的寬，原因是升力發(fā)動(dòng)機(jī)射流速度明顯比升力風(fēng)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(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)離地1 m 高度截面的高速區(qū)分布Fig.11 High velocity zone distribution with lift engine configuration aircraft of H=1 m

圖12 升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)離地1 m 高度截面的高速區(qū)分布Fig.12 High velocity zone distribution with lift fan configuration aircraft of H=1 m

4 結(jié)論

(1)升力發(fā)動(dòng)機(jī)+轉(zhuǎn)向噴管、升力風(fēng)扇+轉(zhuǎn)向噴管兩種不同推進(jìn)系統(tǒng)構(gòu)型的雙發(fā)布局短距/垂直起降飛機(jī)，在起飛/降落過程中離地5 m 高度下均存在高溫燃?xì)饣匚F(xiàn)象，其中升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)在起飛/降落過程進(jìn)氣道的溫度畸變較小。

(2)兩種構(gòu)型飛機(jī)距離地面越近，其地面效應(yīng)越強(qiáng)。在近地面處，地面效應(yīng)對(duì)機(jī)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(jī)身下方的溫度和壓力分布也不同。在設(shè)計(jì)過程中，應(yīng)根據(jù)實(shí)際情況對(duì)機(jī)身高溫區(qū)域和地面吸附效應(yīng)做針對(duì)性的分析和處理。

(3)升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)起飛/降落過程中，地面的高溫區(qū)域范圍明顯比升力發(fā)動(dòng)機(jī)構(gòu)型飛機(jī)的小；兩種構(gòu)型飛機(jī)起飛/降落過程中除機(jī)身周圍外，在飛機(jī)展向和后向均存在高速氣流區(qū)，對(duì)地勤人員有影響，但升力風(fēng)扇構(gòu)型飛機(jī)的高速氣流區(qū)較窄。