富佳偉，于佳龍，劉超，王木國，王孜孜

航空工業(yè)沈陽飛機設(shè)計研究所，沈陽 110035

航空母艦艦載戰(zhàn)斗機是現(xiàn)代大國海軍的重要標(biāo)志，也是航母編隊的核心裝備與主要作戰(zhàn)力量。在全球范圍內(nèi)，美國海軍具有最完備的艦載戰(zhàn)斗機裝備體系，先后發(fā)展了以F-4J、F-14、F/A-18E/F為代表的第二代及第三代艦載戰(zhàn)斗機，截至目前發(fā)展到第四代隱身艦載戰(zhàn)斗機F-35C；蘇聯(lián)/俄羅斯從全球第1種投入服役的短距起飛/垂直降落艦載戰(zhàn)斗機雅克-38開始，發(fā)展了以蘇-33、米格29K為代表的第三代艦載戰(zhàn)斗機；法國在研制“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機的過程中，采用一機多型的設(shè)計策略，發(fā)展了具有三代半水平的“陣風(fēng)”M型艦載戰(zhàn)斗機。

艦載戰(zhàn)斗機氣動力的設(shè)計與發(fā)展伴隨著不同時期的艦隊制空作戰(zhàn)需求與世界范圍內(nèi)空氣動力學(xué)技術(shù)的進步。與陸基戰(zhàn)斗機類似，艦載戰(zhàn)斗機氣動布局設(shè)計從滿足高空高速作戰(zhàn)能力的大后掠翼二代機布局，發(fā)展到利用脫體渦流型增強空中機動能力的邊條翼三代機布局，并隨著氣動/隱身一體化設(shè)計技術(shù)的進步，向具有高隱身性能、超聲速巡航能力、過失速機動能力、內(nèi)埋武器裝載能力的第四代戰(zhàn)斗機發(fā)展。目前，隱身艦載戰(zhàn)斗機氣動布局的設(shè)計，不僅需要在艦面短距起降與空中高機動性之間綜合權(quán)衡匹配，更需要在隱身、性能、操穩(wěn)、重量等多專業(yè)強約束下的極窄設(shè)計域內(nèi)開展尋優(yōu)設(shè)計。

本文在中國現(xiàn)役艦載戰(zhàn)斗機氣動力設(shè)計的基礎(chǔ)上，分析了具有隱身約束的下一代艦載戰(zhàn)斗機氣動力設(shè)計在起降增升、跨超聲速減阻、均衡減載等方面面臨的困難，探索了可行的解決措施，并總結(jié)了有益的設(shè)計經(jīng)驗。

1 多目標(biāo)約束下的起降增升設(shè)計

與陸基戰(zhàn)斗機相比，艦載戰(zhàn)斗機氣動力設(shè)計的難點首先是要滿足艦面短距起降的能力要求，即在離艦/著艦重量、離艦/著艦速度、飛行迎角等因素中綜合權(quán)衡獲得最優(yōu)的起降策略，其核心在于飛機在起降過程中必須有足夠的升力。飛機起降階段升力特性越好，離艦/著艦重量可以增加，離艦/著艦速度可以減小，飛行迎角可以降低，起降性能可以得到全面的提升。第三代艦載機通常使用增升裝置提供足夠的升力增量，使全機配平升力面滿足艦載機艦上起降的要求，同時也能兼顧艦載戰(zhàn)斗機的空中加減速性能[1]，甚至能夠與其他操縱面聯(lián)合使用來滿足艦載機起降過程中對橫航向的操縱控制。艦載戰(zhàn)斗機在引入隱身的約束之后，需要在機翼設(shè)計、增升裝置、使用策略及彎扭優(yōu)化之間進行綜合權(quán)衡與優(yōu)化匹配。

1.1 機翼與起降增升匹配設(shè)計

機翼是全機產(chǎn)生升力的主要部件，在隱身與氣動效率的強約束下，機翼平面參數(shù)可選擇的設(shè)計域很小。在極窄的設(shè)計域范圍內(nèi)，需要綜合優(yōu)化機翼的前緣后掠角、后緣前掠角、機翼面積、展長、根梢比、展弦比等關(guān)鍵參數(shù)，同時在選定平面參數(shù)的基礎(chǔ)上，探索高升力的三維扭轉(zhuǎn)機翼設(shè)計。

圖1 基準(zhǔn)翼型與后緣修型Fig.1 Basic and improved airfoil profile

艦載機艦面起降需要在低速狀態(tài)下具有高升力特性的同時，仍然保持較好的縱向及航向飛行控制能力[2]。高效能的增升裝置是兼顧低速升力特性與高速機動性能的有效措施，可以通過高效能的增升裝置來縮減機翼面積，達到低速高升力、高速高機動性的目的，但增升裝置也必須具備良好的起降升力、起降滾轉(zhuǎn)品質(zhì)、橫航向穩(wěn)定性、陸基抬前輪能力、低速最大低頭能力等多方面的要求[3-4]。目前國內(nèi)外艦載機增升裝置多采用開縫襟翼和簡單襟翼，圖2給出了開縫襟翼和簡單襟翼的示意圖。第三代艦載機通常采用開縫襟翼，開縫襟翼增升能力強，但隱身效果差。隱身艦載機更傾向于采用簡單襟翼設(shè)計，需要權(quán)衡多目標(biāo)的設(shè)計約束。筆者通過對增升裝置流動特性與增升效果的研究表明，采用簡單襟副翼設(shè)計的增升裝置，與前緣襟翼使用策略進行協(xié)同優(yōu)化設(shè)計，可以滿足起降升力的需求。

圖2 增升裝置設(shè)計Fig.2 Design of high lift devices

1.2 舵面使用策略優(yōu)化

在起降構(gòu)型下，為了使得升力面最優(yōu)，同時保證俯仰力矩變化和緩、增強陸基起降時的抬頭能力，在考慮舵面偏轉(zhuǎn)對航向安定性影響的設(shè)計思路基礎(chǔ)上，對前緣襟翼使用策略進行優(yōu)化設(shè)計。圖3中給出了起降狀態(tài)下不同前襟偏度時配平升力系數(shù)的變化，CL為升力系數(shù)，δtf和δlf分別代表后緣襟翼偏度與前緣襟翼偏度。從圖中可以看出，采用適當(dāng)?shù)钠鸾禈?gòu)型舵面使用策略，能夠使配平升力系數(shù)得到較大提升。

圖3 起降狀態(tài)下不同前襟配平升力系數(shù)分布Fig.3 Distributions of trim lift coefficient at take-off and landing status

1.3 三維型面數(shù)值優(yōu)化

采用基于先進數(shù)值優(yōu)化算法的三維型面優(yōu)化設(shè)計可以大幅減少氣動外形的迭代設(shè)計時間[5-7]。數(shù)值優(yōu)化算法選取目標(biāo)函數(shù)非常靈活，可直接根據(jù)某種氣動設(shè)計指標(biāo)，如低阻力、高升力等進行優(yōu)化，不依賴氣動外形的細節(jié)特性。筆者選取的伴隨優(yōu)化算法是一種基于梯度的間接優(yōu)化算法，該算法的計算時間不隨設(shè)計參數(shù)的增加而增加，適用于工程計算。圖4給出了通過伴隨優(yōu)化算法計算出的機身局部升力關(guān)于空間位置的敏感度分布示意圖。

圖4 機身表面升力的空間敏感度Fig.4 Space sensitivity of lift of aircraft surface

2 跨超聲速精細化減阻設(shè)計

隱身艦載戰(zhàn)斗機攔阻鉤及武器內(nèi)埋等要求導(dǎo)致機身橫截面積增加，為了滿足加速性等指標(biāo)要求，布局方案在跨聲速范圍內(nèi)面臨較大減阻需求。由于艦載飛機的機翼面積較大，同時機翼的設(shè)計受到結(jié)構(gòu)高度、油箱容積等約束，通過翼型彎扭配置減阻的設(shè)計空間較小[7-9]。機身的外形曲面受到總體布置、結(jié)構(gòu)高度、飛行員視野、進發(fā)排系統(tǒng)設(shè)計、幾何外形隱身等多因素的強約束，全機外形可調(diào)整裕度也非常有限。

基于上述減阻需求及面臨的諸多困難，筆者在綜合考慮總體、隱身、結(jié)構(gòu)和推進系統(tǒng)等專業(yè)設(shè)計要求的基礎(chǔ)上，提出了跨聲速精細化減阻設(shè)計方法。通過精細化的數(shù)值仿真計算，獲得飛機表面壓力分布及空間流場特征，在此基礎(chǔ)上深入分析局部表面壓力與激波/膨脹波/溢流等空間流場流動的關(guān)系，進而提出了減小激波壓縮角、降低膨脹波強度、合理匹配壓縮/膨脹波系、優(yōu)化溢流吸力矢量方向等多方面體系化的減阻措施，通過優(yōu)化調(diào)整局部外形曲面，進行機身精細化減阻設(shè)計。相應(yīng)的風(fēng)洞試驗表明，通過上述減阻措施，全機可以獲得10%左右的減阻收益，滿足了水平加速性指標(biāo)。圖5給出了減阻收益隨馬赫數(shù)的變化，其中Ma代表馬赫數(shù)，ΔCD0代表零升阻力。

圖5 超聲速減阻收益Fig.5 Profits of drag reduction for supersonic flows

2.1 座艙位置激波壓縮/膨脹波系優(yōu)化

跨超聲速阻力主要貢獻量是激波產(chǎn)生的波阻，正向迎風(fēng)面積越大、激波壓縮角度越大，所產(chǎn)生的局部波阻越大。通過對全機的流場分析發(fā)現(xiàn)，前機身及座艙處激波強度最大，對全機的跨聲速阻力具有明顯影響。由于前機身的構(gòu)型受到總體和隱身的約束，前機身外形的調(diào)整重點在于優(yōu)化前機頭型面。在保證視角不變基礎(chǔ)上，對前機頭上表面和風(fēng)擋過渡區(qū)型面進行均勻過渡，可以減小前機身及座艙處激波壓縮角，降低局部激波強度。圖6給出了座艙處激波壓縮角設(shè)計圖，相應(yīng)的數(shù)值仿真結(jié)果表明，減小前機身及座艙處激波壓縮角，可以在一定程度上降低局部激波強度，進而減小跨聲速阻力。

圖6 座艙處壓縮角設(shè)計Fig.6 Design of compression angle at cockpit

在戰(zhàn)斗機巡航的過程中，座艙等正向迎風(fēng)部件處會產(chǎn)生強激波，在激波之后通過膨脹波使壓力逐漸恢復(fù)，在激波后方會出現(xiàn)逆壓梯度區(qū)域，導(dǎo)致全機阻力增加。數(shù)值模擬局部流場分析表明，前機身處座艙后的膨脹波強度較大，對阻力影響大。將座艙脊線曲面進行適當(dāng)加高設(shè)計，可以減緩表面氣流膨脹強度，實現(xiàn)逆壓梯度的優(yōu)化。

圖7給出了座艙優(yōu)化前后構(gòu)型的對比，其中紅色代表原方案，綠色代表優(yōu)化后的方案。圖8給出了脊線優(yōu)化前后數(shù)值仿真的對比圖，從圖中可以看出，經(jīng)過該優(yōu)化后，前機身座艙之后膨脹波強度降低，進而導(dǎo)致跨聲速阻力下降。

圖7 座艙優(yōu)化前后構(gòu)型對比Fig.7 Comparison of configurations of cockpit before and after optimization

圖8 背部脊線優(yōu)化壓力系數(shù)云圖對比Fig.8 Comparison of contours of pressure coefficient at ridge lines

2.2 進氣道溢流吸力矢量方向優(yōu)化

由于進氣道的溢流作用，膨脹氣流流經(jīng)唇口邊緣處會產(chǎn)生垂直于局部型面的吸力峰。通過局部流場分析發(fā)現(xiàn)，跨聲速零迎角時，上唇口處的溢流較明顯，進而產(chǎn)生較強的吸力膨脹區(qū)。傳統(tǒng)戰(zhàn)斗機外形設(shè)計中唇口相對平坦，主吸力峰的貢獻主要集中在升力方向。基于此特征，可以對唇口上方型面進行優(yōu)化，將前緣吸力調(diào)整到阻力的反方向，達到利用溢流吸力進行減阻的目的。

圖9給出了進氣道唇口優(yōu)化前后構(gòu)型的對比圖，紅色代表原方案，青色代表優(yōu)化后的方案。圖10給出了優(yōu)化前后唇口吸力的對比圖，原升力方向的吸力變小，并改變方向到阻力的反方向。

圖9 進氣道唇口處優(yōu)化前后構(gòu)型對比Fig.9 Comparison of configuration of inlet lips before and after optimization

圖10 優(yōu)化前后進氣道唇口吸力對比Fig.10 Comparison of suction of inlet lips before and after optimization

2.3 后機身激波壓縮/膨脹波系優(yōu)化

由于后機身存在平尾、垂尾等尾翼面以及適應(yīng)發(fā)動機安裝而產(chǎn)生的曲面凸起，其對阻力的貢獻比較顯著。采用精細化仿真手段，對垂尾、發(fā)動機艙、噴管、平尾等多部件耦合流動局部流場分析發(fā)現(xiàn)，在垂尾根部前緣位置，將后機身上表面局部加高，可以利用垂尾激波在發(fā)動機艙凸起曲面的背風(fēng)面產(chǎn)生高壓，從而產(chǎn)生減阻效果。圖11給出了后體與噴管的優(yōu)化前后構(gòu)型對比，紅色代表原方案，綠色代表優(yōu)化后的方案。

圖11 后體優(yōu)化前后構(gòu)型對比Fig.11 Comparison of configuration of afterbody before and after optimization

3 均衡減載設(shè)計

艦載機為滿足攔阻著艦、機翼折疊等使用需求，會付出較大的重量代價。為保證空中作戰(zhàn)效能，需要對空機的重量進行嚴格控制。飛行載荷作為作戰(zhàn)使用與機體受載之間的紐帶，對飛機減重設(shè)計非常重要[10]。

在隱身艦載戰(zhàn)斗機的減載設(shè)計過程中，需要應(yīng)用全包線飛行載荷均衡設(shè)計技術(shù)來進行減載設(shè)計。這里面需要綜合考慮總體、氣動、性能、操穩(wěn)、飛控、強度等多專業(yè)的設(shè)計約束，全面評估亞、跨、超聲速機動飛行要求和機動飛行情況研究減載設(shè)計流程，進而形成全機飛行載荷均衡設(shè)計方案，建立精準(zhǔn)合理的載荷計算分析模型，解決減載設(shè)計與作戰(zhàn)使用之間的設(shè)計矛盾，實現(xiàn)全機飛行載荷減載設(shè)計，支撐飛機實現(xiàn)重量目標(biāo)的效果。

3.1 平尾配平載荷均衡設(shè)計

針對艦載戰(zhàn)斗機設(shè)計中存在的平尾負向載荷過大的問題，開展布局與載荷聯(lián)合迭代設(shè)計，考慮到平尾承載能力對稱的特點，均衡平尾正負載荷實現(xiàn)減載。圖12給出了布局與載荷迭代設(shè)計的流程圖。以平尾減載為目標(biāo)方向，利用機身下表面曲面修型進行機身反彎設(shè)計，可以實現(xiàn)嚴重載荷狀態(tài)下平尾減載，圖13給出了后機身反彎設(shè)計示意圖。

圖12 布局載荷聯(lián)合迭代設(shè)計示意圖Fig.12 Schematic of joint iteration design of layout and payload

圖13 后體反彎設(shè)計圖Fig.13 Schematic of negative bowed afterbody

研究表明，縱向力矩系數(shù)每增加0.005，跨聲速配平阻力大約可以減小1%，進而使得平尾平衡載荷減小約5%。

3.2 全機載荷均衡設(shè)計

艦載戰(zhàn)斗機在機翼/平尾緊耦合的條件下進行縱橫向機動飛行時，襟副翼與平尾之間存在較強干擾關(guān)系。在保證氣動效能和鉸矩可實現(xiàn)的基礎(chǔ)上，對于同樣的過載與滾轉(zhuǎn)角速度指標(biāo)，通過全機載荷均衡設(shè)計來尋求載荷最優(yōu)配比區(qū)間，進而實現(xiàn)全機綜合減載。

圖14給出了不同操縱面組合使用對機翼/平尾翼面載荷的影響。通過數(shù)值仿真計算表明，載荷最優(yōu)的全機載荷均衡設(shè)計的收益明顯，在此基礎(chǔ)上進一步開展了載荷最優(yōu)比例區(qū)間設(shè)計，實現(xiàn)了機翼和平尾的綜合減載。

圖14 負過載與滾轉(zhuǎn)作用下的機翼載荷工況分布Fig.14 Distributions of payloads on wing under the condition of rolling and negative overloads

4 結(jié) 論

1) 采用機翼后緣簡單襟翼的設(shè)計方式，結(jié)合機翼型面彎扭數(shù)值優(yōu)化以及舵面使用策略匹配，能夠滿足強隱身約束下艦載戰(zhàn)斗機的起降升力需求。

2) 合理配置座艙位置以及后機身上表面的激波壓縮/膨脹波系、優(yōu)化進氣道溢流吸力矢量方向等，能夠在不降低機身容積的前提下，實現(xiàn)全機10%左右的減阻收益。

3) 利用機身下表面與攔阻鉤艙門區(qū)的修型進行機身反彎設(shè)計，能夠?qū)崿F(xiàn)平尾負向載荷的有效減載。