張 超, 朱紀(jì)洪, 吳林峰, 李環(huán)宇, 李春文

(1. 航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 飛控與液壓設(shè)計(jì)研究所, 西安 710089; 2. 清華大學(xué) 計(jì)算機(jī)技術(shù)與科學(xué)系, 北京 100084; 3. 清華大學(xué) 自動(dòng)化系, 北京 100084)

發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力的影響試驗(yàn)研究

張 超1,*, 朱紀(jì)洪2, 吳林峰3, 李環(huán)宇3, 李春文3

(1. 航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院 飛控與液壓設(shè)計(jì)研究所, 西安 710089; 2. 清華大學(xué) 計(jì)算機(jī)技術(shù)與科學(xué)系, 北京 100084; 3. 清華大學(xué) 自動(dòng)化系, 北京 100084)

飛機(jī)氣動(dòng)力特性是飛機(jī)特性的基本表征。發(fā)動(dòng)機(jī)的引流對(duì)氣動(dòng)力的影響直接關(guān)系到氣動(dòng)力建模的準(zhǔn)確性、飛行品質(zhì)和飛行安全。將真實(shí)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在某縮比驗(yàn)證飛機(jī)內(nèi)，較逼真地研究了發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小、空氣流動(dòng)速度大小和方向等對(duì)氣動(dòng)力的影響。結(jié)果表明，發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)驗(yàn)證機(jī)氣動(dòng)力的影響主要體現(xiàn)在軸向力、法向力和俯仰力矩上，發(fā)動(dòng)機(jī)推力越大，引流效果越明顯，且在超過(guò)失速迎角后的某迎角處法向力和俯仰力矩的增量達(dá)到最大值；而在不同側(cè)滑角、一定風(fēng)速范圍內(nèi)以及舵面偏轉(zhuǎn)等情況下，發(fā)動(dòng)機(jī)引流引起的氣動(dòng)力增量主要表現(xiàn)在失速迎角附近。因此在進(jìn)行大迎角機(jī)動(dòng)研究時(shí)，必須考慮發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)氣動(dòng)力的影響。

風(fēng)洞試驗(yàn)；發(fā)動(dòng)機(jī)引流；引流影響；大迎角；靜態(tài)測(cè)力

0 引 言

發(fā)動(dòng)機(jī)吸入氣流和噴射氣流對(duì)氣動(dòng)力的引射作用，直接影響著飛機(jī)的氣動(dòng)力特性，進(jìn)一步影響著飛機(jī)的飛行品質(zhì)和飛行安全。當(dāng)飛機(jī)迎角較小時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的引流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力的影響并不明顯，基本可以忽略，但當(dāng)迎角較大，飛機(jī)進(jìn)行過(guò)失速飛行時(shí)，該影響則不可忽視。

目前國(guó)內(nèi)外就發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力的影響進(jìn)行了大量的研究。Zhijin Wang等[1]對(duì)推力矢量與三角翼飛機(jī)的前緣渦之間的相互關(guān)系，進(jìn)行了試驗(yàn)研究。J.W. Paulson等[2-4]對(duì)短距起降飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)氣動(dòng)力的影響進(jìn)行了分析與總結(jié)。Richard等[5]針對(duì)幾種不同的發(fā)動(dòng)機(jī)位置和飛機(jī)構(gòu)型研究了發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量和展向吹氣的影響。Scott[6]，Albion[7]，Krist[8]和Erich[9]等則通過(guò)大量的風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了F/A-18戰(zhàn)斗機(jī)在不同的噴管落壓比下推力矢量特性對(duì)氣動(dòng)力的影響。隨著仿真技術(shù)的提高，Capone[10-11]通過(guò)數(shù)值建模與仿真研究了發(fā)動(dòng)機(jī)引流的影響。Ryan[12]和Francis[13]則主要通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)或仿真技術(shù)研究了推力矢量噴管的動(dòng)態(tài)和靜態(tài)特性。國(guó)內(nèi)馬建[14]通過(guò)數(shù)值分析，研究了噴流對(duì)無(wú)人機(jī)氣動(dòng)特性的影響。譚獻(xiàn)忠[15]則主要研究了彈丸的前體噴流對(duì)氣動(dòng)力的干擾作用。中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心則在對(duì)國(guó)外低速風(fēng)洞推力轉(zhuǎn)向試驗(yàn)的調(diào)研的基礎(chǔ)上[16]，針對(duì)噴流對(duì)氣動(dòng)力的影響，提出了利用氣源提供高壓空氣，通過(guò)管路將其噴出的方式對(duì)噴流影響進(jìn)行模擬的方法[16-18]。可見(jiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)引流與氣動(dòng)力之間的耦合作用，一直是風(fēng)洞試驗(yàn)研究的重點(diǎn)內(nèi)容之一。

一般而言，發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力的影響關(guān)系主要體現(xiàn)在以下4方面：(1) 發(fā)動(dòng)機(jī)推力大小的影響；(2) 空氣流動(dòng)速度的影響；(3) 發(fā)動(dòng)機(jī)推力方向的影響；(4) 空氣流動(dòng)方向的影響。

其中發(fā)動(dòng)機(jī)推力方向可以通過(guò)矢量推力來(lái)實(shí)現(xiàn)(本文暫未考慮)，而空氣流動(dòng)方向則包括無(wú)窮遠(yuǎn)處的來(lái)流速度方向(通過(guò)迎角和側(cè)滑角體現(xiàn))和飛機(jī)舵面偏轉(zhuǎn)引起的尾流方向偏轉(zhuǎn)等2種情況。目前國(guó)內(nèi)外就發(fā)動(dòng)機(jī)推力對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力的影響提出了通氣模型、噴流影響模型、引射器模擬器(EPES)和渦輪風(fēng)扇推進(jìn)模擬器(TPS)等，其往往忽略了發(fā)動(dòng)機(jī)入口氣流對(duì)氣動(dòng)力的影響。

為了更逼真地反映飛機(jī)受力情況，模擬真實(shí)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理，本文選用某微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，并將其直接安裝在某縮比驗(yàn)證飛機(jī)內(nèi)，通過(guò)設(shè)定不同的發(fā)動(dòng)機(jī)推力和無(wú)窮遠(yuǎn)處來(lái)流速度(簡(jiǎn)稱(chēng)風(fēng)速)，在不同的來(lái)流方向和舵面偏度下進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，較為完整地模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的吸入氣流和噴射氣流(統(tǒng)稱(chēng)引流)對(duì)氣動(dòng)力的耦合影響。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

1.1 試驗(yàn)設(shè)備

所有試驗(yàn)均在中航工業(yè)氣動(dòng)院FL-51風(fēng)洞中進(jìn)行，該風(fēng)洞洞體長(zhǎng)軸長(zhǎng)79.65m，短軸長(zhǎng)18m，標(biāo)高為5.5m。試驗(yàn)段為開(kāi)口矩形，其主要參數(shù)如表1所示。

表1 FL-51 風(fēng)洞參數(shù)表Table 1 Parameters of the FL-51 wind tunnel

試驗(yàn)的測(cè)量控制系統(tǒng)主要由主控計(jì)算機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)及尾噴管控制計(jì)算機(jī)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、采集觸發(fā)系統(tǒng)及本地控制計(jì)算機(jī)等組成。各個(gè)系統(tǒng)之間通過(guò)以太網(wǎng)進(jìn)行通訊。其中主控機(jī)是控制系統(tǒng)的核心，控制著整個(gè)試驗(yàn)的流程與進(jìn)度；發(fā)動(dòng)機(jī)控制計(jì)算機(jī)則主要控制發(fā)動(dòng)機(jī)的油門(mén)；本地計(jì)算機(jī)主要控制飛機(jī)的迎角、側(cè)滑角和風(fēng)速等，數(shù)據(jù)采集及觸發(fā)系統(tǒng)主要用來(lái)記錄發(fā)動(dòng)機(jī)和天平的輸出，并保證其同步性。系統(tǒng)的組成及信號(hào)流程如圖1所示。

1.2 發(fā)動(dòng)機(jī)選型

為安全起見(jiàn)，選擇了國(guó)際上較為成熟的德國(guó)JetCat公司生產(chǎn)的P200微型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)(見(jiàn)圖2)進(jìn)行試驗(yàn)。該發(fā)動(dòng)機(jī)具有體積小，重量輕，推力大，系統(tǒng)可靠等優(yōu)點(diǎn)，其具體參數(shù)可參見(jiàn)文獻(xiàn)[19]。

1.3 試驗(yàn)?zāi)Ｐ?/p>

采用某型飛機(jī)的縮比模型為試驗(yàn)?zāi)Ｐ停渲鞒辛Y(jié)構(gòu)采用金屬框架，進(jìn)氣道采用玻璃鋼復(fù)合材料，局部采用金屬材料，由中航氣動(dòng)院負(fù)責(zé)加工。該縮比模型配置舵面分別為鴨翼(左右各1個(gè)，運(yùn)動(dòng)范圍-70°～0°)；升降副翼(左右各2個(gè)，運(yùn)動(dòng)范圍為-30°～30°，當(dāng)左右兩側(cè)升降副翼同向偏轉(zhuǎn)時(shí)，起升降舵作用，當(dāng)左右兩側(cè)升降副翼進(jìn)行差動(dòng)時(shí)，起副翼作用)；V型垂尾(左右各1個(gè)，運(yùn)動(dòng)范圍為-15°～45°)；同時(shí)采用背撐方式進(jìn)行支撐，如圖3所示。

2 試驗(yàn)與數(shù)據(jù)處理方法

2.1 試驗(yàn)方法

整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程主要分為如下幾個(gè)步驟：

(1) 在不吹風(fēng)情況下，啟動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)，測(cè)量不同油門(mén)指令下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力和由于安裝誤差等引起的力矩，表征為值T。

(2) 發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)，風(fēng)洞開(kāi)始吹風(fēng)，在不同風(fēng)速和迎角、側(cè)滑角和舵面偏角下測(cè)量飛機(jī)受到的氣動(dòng)力，用符號(hào)Q來(lái)表征。

(3) 在發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)車(chē)的同時(shí)，風(fēng)洞吹風(fēng)，在不同風(fēng)速和迎角、側(cè)滑角和舵面偏角下測(cè)量飛機(jī)受到的合氣動(dòng)力，用符號(hào)F來(lái)表示。

2.2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

通過(guò)上述3步試驗(yàn)，得到發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)氣動(dòng)力的影響量：

與氣動(dòng)力系數(shù)相似，將該影響量進(jìn)行無(wú)量綱化，有：

需要說(shuō)明的是，對(duì)于該款渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力與油門(mén)指令具有唯一的對(duì)應(yīng)關(guān)系。經(jīng)測(cè)試，油門(mén)指令和發(fā)動(dòng)機(jī)推力的對(duì)應(yīng)關(guān)系如表2所示。其中油門(mén)指令δT∈[0，1]，δT=0表征發(fā)動(dòng)機(jī)處于怠速狀態(tài)，δT=1表征發(fā)動(dòng)機(jī)處于最大轉(zhuǎn)速狀態(tài)。

表2 油門(mén)指令和發(fā)動(dòng)機(jī)推力之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系Table 2 The correspondance between throttle command and engine thrust

3 發(fā)動(dòng)機(jī)推力對(duì)氣動(dòng)力影響分析

3.1 油門(mén)指令影響

在風(fēng)速V∞=40m/s下，保持側(cè)滑角β=0°，所有舵面都處于基本狀態(tài)(即舵面偏度為0°)，取發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)時(shí)的氣動(dòng)力數(shù)據(jù)為基準(zhǔn)數(shù)據(jù)，將在不同發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)指令下測(cè)得的氣動(dòng)力減去基準(zhǔn)數(shù)值，得到油門(mén)指令對(duì)氣動(dòng)力的影響量，如圖4所示。

從圖4(a)知，在小迎角下，發(fā)動(dòng)機(jī)引起的軸向力增量為正值，但是在大迎角區(qū)，發(fā)動(dòng)機(jī)引起的軸向力增量則為負(fù)。但總體上，油門(mén)指令越大，此時(shí)的影響量的絕對(duì)值越大。而從圖4(b)知，發(fā)動(dòng)機(jī)引流引起的法向力增量隨著油門(mén)指令的增大而增大，這主要是由于發(fā)動(dòng)機(jī)的引流作用引起的。同時(shí)需要說(shuō)明的是，在50°迎角(大于失速迎角)處，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的引流引起的法向力增量達(dá)到最大值。同時(shí)從圖4(c)和4(d)知，在小迎角下，發(fā)動(dòng)機(jī)的引流對(duì)側(cè)向力和俯仰力矩的影響量幾乎都可以忽略，但是在大迎角下，側(cè)向力系數(shù)出現(xiàn)較大的波動(dòng)(但不同油門(mén)指令之間的值差別較小)，而俯仰力矩則隨著油門(mén)指令的增大出現(xiàn)較大的增量。

Fig.4 The influence of engine-induced aerodynamics varies with the throttle command

3.2 風(fēng)速影響

保持發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)指令δT=0.6不變，在側(cè)滑角β=0°，舵面偏度都為0°的基準(zhǔn)狀態(tài)下，在不同的無(wú)窮遠(yuǎn)來(lái)流下，測(cè)量此時(shí)試驗(yàn)值與基準(zhǔn)狀態(tài)值的增量，得到結(jié)果如圖5所示。

Fig.5 The variance of engine-induced aerodynamic force with the wind speed

從圖5(a)知，在小迎角(迎角小于20°)下，風(fēng)速對(duì)軸向力系數(shù)增量的影響幾乎可以忽略。但是在迎角較大時(shí)，較小的風(fēng)速產(chǎn)生的軸向力系數(shù)增量的絕對(duì)值較小。同時(shí)從圖5(b)和5(d)知，速度的變化對(duì)法向力增量和俯仰力矩增量的影響并不是特別大，可近似認(rèn)為此時(shí)沒(méi)有影響。而側(cè)向力則在迎角過(guò)失速區(qū)出現(xiàn)較大的變化(見(jiàn)圖5(c))。

3.3 側(cè)滑角影響

保持發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)指令δT=0.6不變，在風(fēng)速V∞=40m/s，舵面偏度都為0°的基準(zhǔn)狀態(tài)下，設(shè)定不同的側(cè)滑角，測(cè)量此時(shí)試驗(yàn)值與基準(zhǔn)狀態(tài)值的增量，得到結(jié)果如圖6所示。

Fig.6 The variance of engine-induced aerodynamic force with the sideslip angle

顯然從圖6(b)、(c)和(d)可以看出，此時(shí)側(cè)滑角對(duì)法向力、側(cè)向力和俯仰力矩等氣動(dòng)力的增量影響很小，幾乎可以忽略。但是對(duì)于軸向力，則在較小的側(cè)滑角情況下，可以忽略該影響，但當(dāng)側(cè)滑較大時(shí)，此時(shí)軸向力有一個(gè)比較明顯的偏置值(見(jiàn)圖6(a))。

3.4 舵面影響

保持發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)指令δT=0.6不變，在風(fēng)速V∞=40m/s，側(cè)滑角β=0°下，改變升降舵和鴨翼的舵面偏度，測(cè)量此時(shí)試驗(yàn)值與基準(zhǔn)狀態(tài)值的增量，得到結(jié)果如圖7所示。

可見(jiàn)，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的引流對(duì)氣動(dòng)力系數(shù)的改變，幾乎不隨舵面偏角的變化而變化。

Fig.7 The variance of engine-induced aerodynamic force with different control surfaces

4 結(jié) 論

本文將真實(shí)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在某縮比驗(yàn)證飛機(jī)內(nèi)，在迎角為0°～70°，側(cè)滑角為-10°～0°，風(fēng)速分別為30和40m/s的情況下，進(jìn)行帶推力的靜態(tài)測(cè)力試驗(yàn)，并將此時(shí)測(cè)量得到的氣動(dòng)力與發(fā)動(dòng)機(jī)停車(chē)時(shí)測(cè)量的值相減，得到此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)氣動(dòng)力的影響量，得到結(jié)論如下：

(1) 發(fā)動(dòng)機(jī)引流會(huì)導(dǎo)致法向氣力增量增加，且在大于失速迎角附近增量達(dá)到最大值；而軸向氣動(dòng)力則在小迎角處增加，在大迎角處減小。

(2) 當(dāng)風(fēng)速變化比較小時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)引流主要表現(xiàn)在對(duì)軸向力和側(cè)向力的影響比較大，而對(duì)法向力和俯仰力矩系數(shù)影響較小。

(3) 在側(cè)滑角較小時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)氣動(dòng)力影響幾乎可以忽略，但當(dāng)側(cè)滑角較大時(shí)，此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)軸向力影響較大。

(4) 不同舵面偏轉(zhuǎn)角度對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)氣動(dòng)力的影響幾乎可以忽略。

通過(guò)本試驗(yàn)研究表明，驗(yàn)證機(jī)在小迎角飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)推力對(duì)氣動(dòng)力幾乎沒(méi)有影響，采用常規(guī)的疊加法即可滿(mǎn)足控制律設(shè)計(jì)的需求。而當(dāng)驗(yàn)證機(jī)進(jìn)行大迎角過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行控制律設(shè)計(jì)時(shí)，必須考慮發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)氣動(dòng)力的影響，但一般只需要進(jìn)行失速迎角附近的縱向影響分析和大側(cè)滑分析即可，對(duì)每個(gè)點(diǎn)都進(jìn)行詳細(xì)分析則沒(méi)有必要。

當(dāng)然該文的數(shù)據(jù)是通過(guò)特定渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和特定縮比驗(yàn)證機(jī)得到的，對(duì)真實(shí)飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)推力之間的相似關(guān)系還有待進(jìn)一步研究，相關(guān)結(jié)論也有待進(jìn)一步驗(yàn)證，但其展示出的在過(guò)失速機(jī)動(dòng)區(qū)域，發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)氣動(dòng)力的顯著影響值得我們進(jìn)一步關(guān)注。

致謝:感謝中航工業(yè)空氣動(dòng)力研究院卜忱副總師對(duì)該試驗(yàn)的大力支持。

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[19]http://www.bvmjets.com/pages/p200sx.htm

(編輯：楊 娟)

Experiment study of propulsion-induced flow on aircraft aerodynamics

Zhang Chao1,*, Zhu Jihong2, Wu Linfeng3, Li Huanyu3, Li Chunwen3

(1. Department of Flight Control and Hydraulic Systems, The First Aircraft Institute of AVIC, Xi’an 710089, China;2. Department of Computer Science and Technology, Tsinghua University, Beijing 100084, China;3. Department of Automation,Tsinghua University, Beijing 100084, China)

The characteristics of aircraft aerodynamic are the fundamental characteristics of aircraft. The influence of the propulsion-induced flow on the aerodynamic force is directly related to the accuracy of the aerodynamic modeling, the flight quality and the flight safety. A real turbojet engine is installed in a scaled-down aircraft model, and a more realistic static force measurement test is conducted under the different engine thrust force, air flow velocity and direction conditions. The results show that the influence of the propulsion-induced flow is mainly reflected in the axial force, the normal force and the pitching moment. The greater the engine thrust is, the more obvious the propulsion-induced effect is. And the maximum increment value of the normal force and the pitching moment appears with an angle of attack larger than the stall angle of attack. And the sideslip angle, wind speed (small range), as well as the control surfaces deflection caused by the aerodynamic increment is mainly manifested in the stall angle of attack. Therefore, the impact of propulsion-induced effect must be considered in the high angle of attack maneuver study.

wind tunnel test;engine jet;propulsion-induced effect;high angle of attack;static force measurement

1672-9897(2017)04-0022-07

10.11729/syltlx20160154

2016-10-13;

2017-02-02

ZhangC,ZhuJH,WuLF,etal.Experimentstudyofpropulsion-inducedflowonaircraftaerodynamics.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2017, 31(4): 22-27，33. 張 超, 朱紀(jì)洪, 吳林峰, 等. 發(fā)動(dòng)機(jī)引流對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)力的影響試驗(yàn)研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2017, 31(4): 22-27，33.

V211.74

A

張 超(1987-)，男，陜西西安人，工程師，博士。研究方向：飛行控制、飛行器管理、自抗擾控制、推力矢量建模與控制等。通信地址：陜西省西安市閻良區(qū)航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院(710089)。E-mail: zhangchao.thucs@gmail.com

*通信作者 E-mail: zhangchao.thucs@gmail.com