向歡，楊應(yīng)凱，謝錦睿，吳永勝

中國(guó)航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091

超機(jī)動(dòng)性是第4代戰(zhàn)斗機(jī)的基本特征之一，而過(guò)失速機(jī)動(dòng)是戰(zhàn)斗機(jī)具有超強(qiáng)機(jī)動(dòng)能力的重要標(biāo)志。過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力的具備可使戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)頭指向速度大幅提高，近距格斗能力顯著改善，同時(shí)可突破傳統(tǒng)飛行禁區(qū)，最大限度地挖掘戰(zhàn)機(jī)潛能。要實(shí)現(xiàn)過(guò)失速機(jī)動(dòng)和全包線無(wú)憂(yōu)慮飛行能力，優(yōu)異的進(jìn)發(fā)匹配特性至關(guān)重要，因?yàn)榇笥呛瓦^(guò)失速機(jī)動(dòng)狀態(tài)下進(jìn)氣畸變特性急劇惡化，帶來(lái)巨大的發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定裕度損失，極易引起發(fā)動(dòng)機(jī)喘振停車(chē)，給飛行安全帶來(lái)嚴(yán)重威脅。因此戰(zhàn)斗機(jī)要想獲得過(guò)失速機(jī)動(dòng)能力，必須摸清大迎角及過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行狀態(tài)下進(jìn)氣道的氣動(dòng)特性。

常見(jiàn)的過(guò)失速機(jī)動(dòng)包括眼鏡蛇機(jī)動(dòng)、赫伯斯特機(jī)動(dòng)、榔頭機(jī)動(dòng)、輪盤(pán)機(jī)動(dòng)等多種，具有飛行迎角大、速度低、三軸角速率大以及速度/方向/高度大幅變化等特點(diǎn)，同時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)存在強(qiáng)烈的非定常和非線性特征，因此給理論研究、計(jì)算仿真、試驗(yàn)技術(shù)、驗(yàn)證手段等方面都提出了巨大挑戰(zhàn)。

20世紀(jì)90年代，美國(guó)先后通過(guò)F-15 S/MTD、F-16 MATV、F-15 ACTIVE、F/A-18A HARV等計(jì)劃開(kāi)展了大量的大迎角進(jìn)氣道特性研究工作。其中在F/A-18A HARV項(xiàng)目中開(kāi)展了大迎角進(jìn)發(fā)相容性飛行試驗(yàn)，主要研究了大迎角穩(wěn)定飛行時(shí)進(jìn)氣道氣動(dòng)特性[1]、快速機(jī)動(dòng)等動(dòng)態(tài)飛行過(guò)程與穩(wěn)定飛行條件下進(jìn)發(fā)匹配特性的差異[2-4]、大迎角大偏航速率快速脫離機(jī)動(dòng)飛行過(guò)程中進(jìn)氣道流動(dòng)特性及發(fā)動(dòng)機(jī)失速原因[5]、CFD計(jì)算仿真對(duì)大迎角進(jìn)氣道特性的預(yù)測(cè)能力[6-11]、極端復(fù)雜工況下發(fā)動(dòng)機(jī)換算流量的測(cè)量方法[12-13]等問(wèn)題，取得了豐碩的成果。研究發(fā)現(xiàn)，穩(wěn)定飛行時(shí)隨著迎角和側(cè)滑角增大，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)降低、峰值周向畸變和紊流度均增大，且迎角30°以上時(shí)此影響顯著加劇[1]?？焖俑┭鰴C(jī)動(dòng)飛行時(shí)，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)與對(duì)應(yīng)穩(wěn)定飛行狀態(tài)差異不大，而周向畸變指數(shù)則普遍低于穩(wěn)定飛行狀態(tài)的[3-4]。而大迎角下大偏航速率快速脫離機(jī)動(dòng)飛行時(shí)出現(xiàn)了12次發(fā)動(dòng)機(jī)失速現(xiàn)象[14]，進(jìn)一步研究表明除了進(jìn)氣畸變指數(shù)、壓氣機(jī)穩(wěn)定裕度損失以外，飛機(jī)三軸運(yùn)動(dòng)角速率是發(fā)動(dòng)機(jī)失速的重要影響因素[15]。

而中國(guó)在大迎角/過(guò)失速機(jī)動(dòng)下氣動(dòng)特性研究方面起步較晚。近年來(lái)，中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心巫朝君等[16]采用雙力矩電機(jī)同步驅(qū)動(dòng)研制了快速俯仰機(jī)動(dòng)進(jìn)氣道試驗(yàn)裝置，建立了戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道非定常性能試驗(yàn)方法。成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所楊應(yīng)凱[17]對(duì)某型飛機(jī)進(jìn)氣道在快速俯仰機(jī)動(dòng)條件下的動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究，獲得了一定迎角變化范圍內(nèi)進(jìn)氣道氣動(dòng)特性，發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)和畸變指數(shù)都出現(xiàn)了很強(qiáng)的非定常遲滯效應(yīng)，與相同迎角下的穩(wěn)態(tài)結(jié)果存在明顯差異。在計(jì)算仿真方面，南京航空航天大學(xué)胡鈴心等[18]采用基于非結(jié)構(gòu)嵌套網(wǎng)格的算法對(duì)一種鴨式布局戰(zhàn)斗機(jī)眼鏡蛇機(jī)動(dòng)下的外部氣動(dòng)力特性進(jìn)行了研究，分析了非定常流動(dòng)機(jī)理；而成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所向歡[19-21]則應(yīng)用動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格對(duì)戰(zhàn)斗機(jī)在快速俯仰機(jī)動(dòng)下的進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性進(jìn)行了研究，同樣捕捉了非定常遲滯效應(yīng)，并分析了其影響因素與機(jī)理。但目前國(guó)內(nèi)開(kāi)展的研究都僅限于地面仿真與試驗(yàn)，而大迎角/過(guò)失速機(jī)動(dòng)飛行試驗(yàn)尚處空白，天地相關(guān)性問(wèn)題的研究也無(wú)從談起。

因此，有必要通過(guò)大迎角風(fēng)洞試驗(yàn)和計(jì)算仿真相結(jié)合的地面驗(yàn)證以及飛行試驗(yàn)等手段，系統(tǒng)完備地研究進(jìn)氣道在大迎角穩(wěn)態(tài)/過(guò)失速機(jī)動(dòng)下的氣動(dòng)特性及其天地相關(guān)性，解決過(guò)失速機(jī)動(dòng)下的非定常非線性研究難題。

1 大迎角穩(wěn)態(tài)特性

1.1 計(jì)算仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)

以某戰(zhàn)斗機(jī)為研究對(duì)象，首先通過(guò)計(jì)算仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)相結(jié)合的地面驗(yàn)證手段研究進(jìn)氣道在大迎角穩(wěn)定飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)特性。

計(jì)算仿真采用基于有限體積法求解三維可壓縮Navier-Stokes方程的InHouse計(jì)算程序，其中無(wú)黏對(duì)流通量的空間離散采用具有較高間斷分辨率的二階迎風(fēng)Roe格式，黏性擴(kuò)散通量的離散則采用二階中心差分格式，湍流模型采用Realizablek-ε模型，近壁面采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，時(shí)間推進(jìn)采用定常隱式算法。通過(guò)ICEM商業(yè)軟件生成全結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格(Structural Gird)以提高計(jì)算精度，流場(chǎng)計(jì)算域網(wǎng)格結(jié)點(diǎn)數(shù)約2 000萬(wàn)，壁面第1層 網(wǎng)格法向高度取1.0×10-5m。

采用全金屬縮尺模型開(kāi)展大迎角穩(wěn)態(tài)風(fēng)洞試驗(yàn)，試驗(yàn)方法和測(cè)試手段不再贅述，試驗(yàn)狀態(tài)面向過(guò)失速機(jī)動(dòng)任務(wù)。如圖1所示，根據(jù)大迎角滾轉(zhuǎn)、赫伯斯特、榔頭、眼鏡蛇、直升機(jī)等5個(gè)過(guò)失速機(jī)動(dòng)動(dòng)作在不同進(jìn)入條件下的控制律仿真結(jié)果，確保馬赫數(shù)Ma、迎角α、側(cè)滑角β等進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)條件范圍對(duì)飛行試驗(yàn)的全覆蓋。

運(yùn)用上述計(jì)算仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)方法，建立了包含高度、馬赫數(shù)、迎角、側(cè)滑角、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)等影響因素在內(nèi)的全包線進(jìn)氣道氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)庫(kù)。圖2為不同迎角下進(jìn)氣道穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)性能，圖中φ為流量系數(shù)，σ為總壓恢復(fù)系數(shù)。可以看到，迎角為0°時(shí)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)性能最高，隨著迎角的不斷增大，特別是大于30°以后，進(jìn)氣道唇口分離愈發(fā)嚴(yán)重，導(dǎo)致進(jìn)氣道性能顯著降低，同時(shí)不同迎角下計(jì)算仿真與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。

圖1 典型過(guò)失速機(jī)動(dòng)仿真曲線

圖2 進(jìn)氣道大迎角穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)性能

為了更好地揭示進(jìn)氣道內(nèi)部流動(dòng)形成發(fā)展機(jī)理，圖3列舉了不同迎角下進(jìn)氣道內(nèi)部主要流動(dòng)特征?？梢钥吹?，小迎角時(shí)進(jìn)氣道出口圖譜中存在3個(gè)低壓區(qū)，分別位于左上、右上和正下方3個(gè)方位，其中左上、右上2個(gè)低壓區(qū)是由氣流繞過(guò)機(jī)頭兩側(cè)進(jìn)入進(jìn)氣口發(fā)展成S彎管道對(duì)轉(zhuǎn)旋渦形成的，而唇口繞流進(jìn)入內(nèi)管道后一直沿著壁面發(fā)展最終附面層越積越厚形成正下方低壓區(qū)。隨著迎角增大，氣流不再繞機(jī)頭流動(dòng)而是直接沖入進(jìn)氣口發(fā)展成S彎管道對(duì)轉(zhuǎn)旋渦，而下唇口繞流的一部分分支沿側(cè)壁面向上與對(duì)渦匯合，另一分支則繼續(xù)沿下壁面發(fā)展，因此左上、右上2個(gè)低壓區(qū)勢(shì)力范圍加大，并有向下運(yùn)動(dòng)的趨勢(shì)。當(dāng)迎角繼續(xù)增大，對(duì)渦氣流在管道后段下甩，形成與唇口繞流進(jìn)一步合攏的發(fā)展態(tài)勢(shì)，因此出口截面上對(duì)渦低壓區(qū)也與唇口繞流低壓區(qū)匯合。此后，迎角進(jìn)一步增大，對(duì)渦氣流與唇口繞流的匯合作用更加強(qiáng)烈，進(jìn)氣道出口最終呈現(xiàn)出高壓區(qū)在上、低壓區(qū)在下的圖譜形態(tài)。

圖3 不同迎角下進(jìn)氣道流動(dòng)特性

1.2 飛行試驗(yàn)

通過(guò)在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面處加裝進(jìn)氣道測(cè)量耙開(kāi)展大迎角穩(wěn)態(tài)進(jìn)發(fā)匹配特性的飛行試驗(yàn)研究，測(cè)量系統(tǒng)由穩(wěn)態(tài)和動(dòng)態(tài)2部分組成，與風(fēng)洞試驗(yàn)一致。此處研究的大迎角穩(wěn)態(tài)，是指飛行高度、馬赫數(shù)、迎角、側(cè)滑角、發(fā)動(dòng)機(jī)油門(mén)桿等主要影響參數(shù)均穩(wěn)定保持1 s時(shí)間以上的飛行狀態(tài)。

圖4為不同迎角下飛行試驗(yàn)所得進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)、綜合畸變指數(shù)(W)與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比。可以看到，與風(fēng)洞試驗(yàn)趨勢(shì)一致，隨著迎角的增大進(jìn)氣道氣動(dòng)性能持續(xù)下降，表現(xiàn)為總壓恢復(fù)的降低與綜合畸變指數(shù)的增大?？傮w來(lái)講，風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的各參數(shù)天地一致性良好?？倝夯謴?fù)系數(shù)在中等迎角處存在最大約0.02的差異，而小迎角和大迎角下差異均小于0.01，風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果線性度高于飛行試驗(yàn)；綜合畸變指數(shù)在小迎角范圍內(nèi)存在小于1%的差異，而大迎角時(shí)吻合度高。

圖5為某大迎角下飛行試驗(yàn)測(cè)得進(jìn)氣道出口截面總壓分布云圖與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，可見(jiàn)二者高低壓區(qū)分布一致，均呈現(xiàn)出高壓區(qū)在上、低壓區(qū)在下的總體形態(tài)，與圖3進(jìn)氣道流動(dòng)發(fā)展機(jī)理分析結(jié)論相吻合。

因此，不管是總體氣動(dòng)特征參數(shù)還是內(nèi)管道流動(dòng)形態(tài)，天地相關(guān)性均吻合良好。表明本文采用的研究手段和方法是合理正確的，可有效支撐大迎角進(jìn)氣道氣動(dòng)特性的研究。

圖4 進(jìn)氣道大迎角穩(wěn)態(tài)氣動(dòng)性能飛行試驗(yàn)與風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果對(duì)比

圖5 進(jìn)氣道大迎角總壓分布云圖飛行試驗(yàn)與風(fēng)洞試驗(yàn)的結(jié)果對(duì)比

2 過(guò)失速機(jī)動(dòng)非定常非線性特性

2.1 計(jì)算仿真

為掌握過(guò)失速機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道非定常非線性氣動(dòng)特性與規(guī)律，揭示進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)特性機(jī)理，采用基于動(dòng)態(tài)嵌套網(wǎng)格的URANS算法進(jìn)行仿真。計(jì)算程序中時(shí)間推進(jìn)采用雙時(shí)間步非定常隱式算法，物理時(shí)間步長(zhǎng)Δt取5.0×10-6s。

建立圖6所示包含2個(gè)同心球體的計(jì)算域，分別為飛行空域的外部流場(chǎng)和包含飛機(jī)在內(nèi)的內(nèi)部流場(chǎng)，采用ICEM軟件生成全結(jié)構(gòu)嵌套網(wǎng)格，內(nèi)外流場(chǎng)邊界相互交叉。在模擬過(guò)失速機(jī)動(dòng)的計(jì)算過(guò)程中外部流場(chǎng)域靜止不動(dòng)，而包含飛機(jī)機(jī)體在內(nèi)的內(nèi)部流場(chǎng)網(wǎng)格隨著飛機(jī)一起繞重心作三軸旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，飛機(jī)每運(yùn)動(dòng)一步都需要搜尋內(nèi)、外流場(chǎng)間的嵌套邊界和宿主單元，并交換流場(chǎng)信息。

為簡(jiǎn)化問(wèn)題只考慮戰(zhàn)斗機(jī)快速俯仰機(jī)動(dòng)過(guò)程，即只通過(guò)迎角變化近似模擬眼鏡蛇機(jī)動(dòng)。給定內(nèi)部流場(chǎng)網(wǎng)格隨著飛機(jī)一起繞重心作單軸旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的規(guī)律為正弦函數(shù)，同時(shí)研究俯仰速率對(duì)進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)特性的影響，給定圖7所示的4種運(yùn)動(dòng)規(guī)律。需要指出的是，因正弦函數(shù)的特點(diǎn)，運(yùn)動(dòng)過(guò)程中不同迎角下的角速度(即俯仰速率)不同，表現(xiàn)為中間高、兩端低，因此圖中F1、F2、F3、F4均為平均俯仰速率。

計(jì)算得到的進(jìn)氣道非定常非線性特性如圖8所示。從圖8(a)中可以看到，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)動(dòng)態(tài)特性總體上隨迎角增大而降低，與穩(wěn)態(tài)特性一致，但在俯仰機(jī)動(dòng)周期內(nèi)形成一個(gè)“∞”形的交叉閉合環(huán)路。正迎角部分，上仰過(guò)程性能高于下俯過(guò)程，呈現(xiàn)出明顯的遲滯現(xiàn)象，且20°～80°迎角范圍內(nèi)差異最大，而最大迎角附近二者差異不大，表明瞬時(shí)俯仰速率越大遲滯現(xiàn)象越嚴(yán)重。這是由于飛機(jī)姿態(tài)改變所引起的進(jìn)氣道內(nèi)部流場(chǎng)重新建立需要一定時(shí)間，進(jìn)氣道出口流場(chǎng)的瞬時(shí)反應(yīng)始終滯后于飛機(jī)姿態(tài)的實(shí)時(shí)變化。而飛機(jī)俯仰速率越大，進(jìn)氣道出口流場(chǎng)反應(yīng)相對(duì)于飛機(jī)姿態(tài)變化的滯后作用也就越大。此現(xiàn)象在圖8(b)中得到印證，平均俯仰速率越大，“∞”形交叉閉合環(huán)路呈現(xiàn)出向外擴(kuò)張一環(huán)套一環(huán)、愈加飽滿(mǎn)的趨勢(shì)。此外，整個(gè)機(jī)動(dòng)歷程中進(jìn)氣道性能最差狀態(tài)點(diǎn)出現(xiàn)在迎角最大處。

圖8 過(guò)失速機(jī)動(dòng)計(jì)算非定常非線性特性

2.2 飛行試驗(yàn)

同樣通過(guò)在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面處加裝進(jìn)氣道測(cè)量耙的方法，開(kāi)展了多個(gè)過(guò)失速機(jī)動(dòng)動(dòng)作下進(jìn)發(fā)匹配動(dòng)態(tài)特性的飛行試驗(yàn)。

選取典型的眼鏡蛇機(jī)動(dòng)進(jìn)行分析，其迎角飛行參數(shù)如圖9所示?？梢钥吹?，進(jìn)入機(jī)動(dòng)動(dòng)作后飛機(jī)快速拉桿增大迎角直至到達(dá)最大迎角，然后低頭改出。總體上呈現(xiàn)出非線性特征，與計(jì)算仿真給定理想的正弦函數(shù)有所區(qū)別。

圖10為眼鏡蛇機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道氣動(dòng)特性的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。可以看到，進(jìn)入機(jī)動(dòng)后隨著飛機(jī)快速拉桿到最大迎角，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)顯著降低、綜合畸變指數(shù)急劇增大；從最大迎角到改出機(jī)動(dòng)一段，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸增大、綜合畸變指數(shù)則明顯回落；整個(gè)機(jī)動(dòng)歷程的進(jìn)氣道特征參數(shù)曲線仍然是非線性的。

圖9 眼鏡蛇機(jī)動(dòng)飛行參數(shù)

圖10 眼鏡蛇機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道特性動(dòng)態(tài)響應(yīng)

從圖11進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)特性隨迎角的變化規(guī)律可以看到，眼鏡蛇機(jī)動(dòng)飛行周期內(nèi)總壓恢復(fù)系數(shù)和綜合畸變指數(shù)特性均表現(xiàn)為一個(gè)閉合的遲滯環(huán)路，上仰過(guò)程的特征參數(shù)均高于下俯過(guò)程，呈現(xiàn)出明顯的遲滯現(xiàn)象，而進(jìn)氣道性能最差狀態(tài)點(diǎn)同樣出現(xiàn)在最大迎角處，與計(jì)算仿真結(jié)論一致。

因此，過(guò)失速機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)特性的天地相關(guān)性同樣吻合良好，表明本文采用的研究方法可有效解決過(guò)失速機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道流動(dòng)非定常非線性的研究難題。

圖11 眼鏡蛇機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道非定常非線性特性

3 結(jié) 論

本文通過(guò)計(jì)算仿真和風(fēng)洞試驗(yàn)相結(jié)合的地面驗(yàn)證以及飛行試驗(yàn)等手段，系統(tǒng)研究了戰(zhàn)斗機(jī)在大迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)下的進(jìn)氣道氣動(dòng)特性。

1) 大迎角穩(wěn)定飛行下進(jìn)氣道性能的天地相關(guān)性吻合良好，眼鏡蛇機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道非定常氣動(dòng)特性呈現(xiàn)出明顯的遲滯效應(yīng)。

2) 獲得了戰(zhàn)斗機(jī)在大迎角和過(guò)失速機(jī)動(dòng)下的進(jìn)氣道氣動(dòng)特性，建立了過(guò)失速機(jī)動(dòng)下進(jìn)氣道非定常非線性特性問(wèn)題的研究方法。