战斗机大迎角/过失速机动下的进气道气动特性

2020-07-08 08:10向欢杨应凯谢锦睿吴永胜

航空学报 2020年6期

向欢，杨应凯，谢锦睿，吴永胜

中国航空工业成都飞机设计研究所，成都 610091

超机动性是第4代战斗机的基本特征之一，而过失速机动是战斗机具有超强机动能力的重要标志。过失速机动能力的具备可使战斗机机头指向速度大幅提高，近距格斗能力显著改善，同时可突破传统飞行禁区，最大限度地挖掘战机潜能。要实现过失速机动和全包线无忧虑飞行能力，优异的进发匹配特性至关重要，因为大迎角和过失速机动状态下进气畸变特性急剧恶化，带来巨大的发动机稳定裕度损失，极易引起发动机喘振停车，给飞行安全带来严重威胁。因此战斗机要想获得过失速机动能力，必须摸清大迎角及过失速机动飞行状态下进气道的气动特性。

常见的过失速机动包括眼镜蛇机动、赫伯斯特机动、榔头机动、轮盘机动等多种，具有飞行迎角大、速度低、三轴角速率大以及速度/方向/高度大幅变化等特点，同时进气道内部流动存在强烈的非定常和非线性特征，因此给理论研究、计算仿真、试验技术、验证手段等方面都提出了巨大挑战。

20世纪90年代，美国先后通过F-15 S/MTD、F-16 MATV、F-15 ACTIVE、F/A-18A HARV等计划开展了大量的大迎角进气道特性研究工作。其中在F/A-18A HARV项目中开展了大迎角进发相容性飞行试验，主要研究了大迎角稳定飞行时进气道气动特性[1]、快速机动等动态飞行过程与稳定飞行条件下进发匹配特性的差异[2-4]、大迎角大偏航速率快速脱离机动飞行过程中进气道流动特性及发动机失速原因[5]、CFD计算仿真对大迎角进气道特性的预测能力[6-11]、极端复杂工况下发动机换算流量的测量方法[12-13]等问题，取得了丰硕的成果。研究发现，稳定飞行时随着迎角和侧滑角增大，进气道总压恢复系数降低、峰值周向畸变和紊流度均增大，且迎角30°以上时此影响显著加剧[1]。快速俯仰机动飞行时，进气道总压恢复系数与对应稳定飞行状态差异不大，而周向畸变指数则普遍低于稳定飞行状态的[3-4]。而大迎角下大偏航速率快速脱离机动飞行时出现了12次发动机失速现象[14]，进一步研究表明除了进气畸变指数、压气机稳定裕度损失以外，飞机三轴运动角速率是发动机失速的重要影响因素[15]。

而中国在大迎角/过失速机动下气动特性研究方面起步较晚。近年来，中国空气动力研究与发展中心巫朝君等[16]采用双力矩电机同步驱动研制了快速俯仰机动进气道试验装置，建立了战斗机进气道非定常性能试验方法。成都飞机设计研究所杨应凯[17]对某型飞机进气道在快速俯仰机动条件下的动态特性进行了试验研究，获得了一定迎角变化范围内进气道气动特性，发现进气道总压恢复系数和畸变指数都出现了很强的非定常迟滞效应，与相同迎角下的稳态结果存在明显差异。在计算仿真方面，南京航空航天大学胡铃心等[18]采用基于非结构嵌套网格的算法对一种鸭式布局战斗机眼镜蛇机动下的外部气动力特性进行了研究，分析了非定常流动机理；而成都飞机设计研究所向欢[19-21]则应用动态嵌套网格对战斗机在快速俯仰机动下的进气道动态气动特性进行了研究，同样捕捉了非定常迟滞效应，并分析了其影响因素与机理。但目前国内开展的研究都仅限于地面仿真与试验，而大迎角/过失速机动飞行试验尚处空白，天地相关性问题的研究也无从谈起。

因此，有必要通过大迎角风洞试验和计算仿真相结合的地面验证以及飞行试验等手段，系统完备地研究进气道在大迎角稳态/过失速机动下的气动特性及其天地相关性，解决过失速机动下的非定常非线性研究难题。

1 大迎角稳态特性

1.1 计算仿真和风洞试验

以某战斗机为研究对象，首先通过计算仿真和风洞试验相结合的地面验证手段研究进气道在大迎角稳定飞行状态下的气动特性。

计算仿真采用基于有限体积法求解三维可压缩Navier-Stokes方程的InHouse计算程序，其中无黏对流通量的空间离散采用具有较高间断分辨率的二阶迎风Roe格式，黏性扩散通量的离散则采用二阶中心差分格式，湍流模型采用Realizablek-ε模型，近壁面采用标准壁面函数，时间推进采用定常隐式算法。通过ICEM商业软件生成全结构化网格(Structural Gird)以提高计算精度，流场计算域网格结点数约2 000万，壁面第1层网格法向高度取1.0×10-5m。

采用全金属缩尺模型开展大迎角稳态风洞试验，试验方法和测试手段不再赘述，试验状态面向过失速机动任务。如图1所示，根据大迎角滚转、赫伯斯特、榔头、眼镜蛇、直升机等5个过失速机动动作在不同进入条件下的控制律仿真结果，确保马赫数Ma、迎角α、侧滑角β等进气道风洞试验条件范围对飞行试验的全覆盖。

运用上述计算仿真和风洞试验方法，建立了包含高度、马赫数、迎角、侧滑角、发动机状态等影响因素在内的全包线进气道气动特性数据库。图2为不同迎角下进气道稳态气动性能，图中φ为流量系数，σ为总压恢复系数。可以看到，迎角为0°时进气道总压恢复性能最高，随着迎角的不断增大，特别是大于30°以后，进气道唇口分离愈发严重，导致进气道性能显著降低，同时不同迎角下计算仿真与风洞试验结果吻合良好。

图1 典型过失速机动仿真曲线

图2 进气道大迎角稳态气动性能

为了更好地揭示进气道内部流动形成发展机理，图3列举了不同迎角下进气道内部主要流动特征。可以看到，小迎角时进气道出口图谱中存在3个低压区，分别位于左上、右上和正下方3个方位，其中左上、右上2个低压区是由气流绕过机头两侧进入进气口发展成S弯管道对转旋涡形成的，而唇口绕流进入内管道后一直沿着壁面发展最终附面层越积越厚形成正下方低压区。随着迎角增大，气流不再绕机头流动而是直接冲入进气口发展成S弯管道对转旋涡，而下唇口绕流的一部分分支沿侧壁面向上与对涡汇合，另一分支则继续沿下壁面发展，因此左上、右上2个低压区势力范围加大，并有向下运动的趋势。当迎角继续增大，对涡气流在管道后段下甩，形成与唇口绕流进一步合拢的发展态势，因此出口截面上对涡低压区也与唇口绕流低压区汇合。此后，迎角进一步增大，对涡气流与唇口绕流的汇合作用更加强烈，进气道出口最终呈现出高压区在上、低压区在下的图谱形态。

图3 不同迎角下进气道流动特性

1.2 飞行试验

通过在发动机进口截面处加装进气道测量耙开展大迎角稳态进发匹配特性的飞行试验研究，测量系统由稳态和动态2部分组成，与风洞试验一致。此处研究的大迎角稳态，是指飞行高度、马赫数、迎角、侧滑角、发动机油门杆等主要影响参数均稳定保持1 s时间以上的飞行状态。

图4为不同迎角下飞行试验所得进气道出口总压恢复系数、综合畸变指数(W)与风洞试验结果的对比。可以看到，与风洞试验趋势一致，随着迎角的增大进气道气动性能持续下降，表现为总压恢复的降低与综合畸变指数的增大。总体来讲，风洞试验和飞行试验的各参数天地一致性良好。总压恢复系数在中等迎角处存在最大约0.02的差异，而小迎角和大迎角下差异均小于0.01，风洞试验结果线性度高于飞行试验；综合畸变指数在小迎角范围内存在小于1%的差异，而大迎角时吻合度高。

图5为某大迎角下飞行试验测得进气道出口截面总压分布云图与风洞试验结果的对比，可见二者高低压区分布一致，均呈现出高压区在上、低压区在下的总体形态，与图3进气道流动发展机理分析结论相吻合。

因此，不管是总体气动特征参数还是内管道流动形态，天地相关性均吻合良好。表明本文采用的研究手段和方法是合理正确的，可有效支撑大迎角进气道气动特性的研究。

图4 进气道大迎角稳态气动性能飞行试验与风洞试验的结果对比

图5 进气道大迎角总压分布云图飞行试验与风洞试验的结果对比

2 过失速机动非定常非线性特性

2.1 计算仿真

为掌握过失速机动下进气道非定常非线性气动特性与规律，揭示进气道动态特性机理，采用基于动态嵌套网格的URANS算法进行仿真。计算程序中时间推进采用双时间步非定常隐式算法，物理时间步长Δt取5.0×10-6s。

建立图6所示包含2个同心球体的计算域，分别为飞行空域的外部流场和包含飞机在内的内部流场，采用ICEM软件生成全结构嵌套网格，内外流场边界相互交叉。在模拟过失速机动的计算过程中外部流场域静止不动，而包含飞机机体在内的内部流场网格随着飞机一起绕重心作三轴旋转运动，飞机每运动一步都需要搜寻内、外流场间的嵌套边界和宿主单元，并交换流场信息。

为简化问题只考虑战斗机快速俯仰机动过程，即只通过迎角变化近似模拟眼镜蛇机动。给定内部流场网格随着飞机一起绕重心作单轴旋转运动的规律为正弦函数，同时研究俯仰速率对进气道动态特性的影响，给定图7所示的4种运动规律。需要指出的是，因正弦函数的特点，运动过程中不同迎角下的角速度(即俯仰速率)不同，表现为中间高、两端低，因此图中F1、F2、F3、F4均为平均俯仰速率。

计算得到的进气道非定常非线性特性如图8所示。从图8(a)中可以看到，进气道总压恢复动态特性总体上随迎角增大而降低，与稳态特性一致，但在俯仰机动周期内形成一个“∞”形的交叉闭合环路。正迎角部分，上仰过程性能高于下俯过程，呈现出明显的迟滞现象，且20°～80°迎角范围内差异最大，而最大迎角附近二者差异不大，表明瞬时俯仰速率越大迟滞现象越严重。这是由于飞机姿态改变所引起的进气道内部流场重新建立需要一定时间，进气道出口流场的瞬时反应始终滞后于飞机姿态的实时变化。而飞机俯仰速率越大，进气道出口流场反应相对于飞机姿态变化的滞后作用也就越大。此现象在图8(b)中得到印证，平均俯仰速率越大，“∞”形交叉闭合环路呈现出向外扩张一环套一环、愈加饱满的趋势。此外，整个机动历程中进气道性能最差状态点出现在迎角最大处。