張 超, 朱紀洪, 吳林峰, 李環(huán)宇, 李春文

(1. 航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院 飛控與液壓設(shè)計研究所, 西安 710089; 2. 清華大學 計算機技術(shù)與科學系, 北京 100084; 3. 清華大學 自動化系, 北京 100084)

發(fā)動機引流對飛機氣動力的影響試驗研究

張 超1,*, 朱紀洪2, 吳林峰3, 李環(huán)宇3, 李春文3

(1. 航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院 飛控與液壓設(shè)計研究所, 西安 710089; 2. 清華大學 計算機技術(shù)與科學系, 北京 100084; 3. 清華大學 自動化系, 北京 100084)

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

風洞試驗；發(fā)動機引流；引流影響；大迎角；靜態(tài)測力

0 引 言

發(fā)動機吸入氣流和噴射氣流對氣動力的引射作用，直接影響著飛機的氣動力特性，進一步影響著飛機的飛行品質(zhì)和飛行安全。當飛機迎角較小時，發(fā)動機的引流對飛機氣動力的影響并不明顯，基本可以忽略，但當迎角較大，飛機進行過失速飛行時，該影響則不可忽視。

目前國內(nèi)外就發(fā)動機引流對飛機氣動力的影響進行了大量的研究。Zhijin Wang等[1]對推力矢量與三角翼飛機的前緣渦之間的相互關(guān)系，進行了試驗研究。J.W. Paulson等[2-4]對短距起降飛機的發(fā)動機引流對氣動力的影響進行了分析與總結(jié)。Richard等[5]針對幾種不同的發(fā)動機位置和飛機構(gòu)型研究了發(fā)動機推力矢量和展向吹氣的影響。Scott[6]，Albion[7]，Krist[8]和Erich[9]等則通過大量的風洞試驗，研究了F/A-18戰(zhàn)斗機在不同的噴管落壓比下推力矢量特性對氣動力的影響。隨著仿真技術(shù)的提高，Capone[10-11]通過數(shù)值建模與仿真研究了發(fā)動機引流的影響。Ryan[12]和Francis[13]則主要通過風洞試驗或仿真技術(shù)研究了推力矢量噴管的動態(tài)和靜態(tài)特性。國內(nèi)馬建[14]通過數(shù)值分析，研究了噴流對無人機氣動特性的影響。譚獻忠[15]則主要研究了彈丸的前體噴流對氣動力的干擾作用。中國空氣動力研究與發(fā)展中心則在對國外低速風洞推力轉(zhuǎn)向試驗的調(diào)研的基礎(chǔ)上[16]，針對噴流對氣動力的影響，提出了利用氣源提供高壓空氣，通過管路將其噴出的方式對噴流影響進行模擬的方法[16-18]。可見發(fā)動機引流與氣動力之間的耦合作用，一直是風洞試驗研究的重點內(nèi)容之一。

一般而言，發(fā)動機引流對飛機氣動力的影響關(guān)系主要體現(xiàn)在以下4方面：(1) 發(fā)動機推力大小的影響；(2) 空氣流動速度的影響；(3) 發(fā)動機推力方向的影響；(4) 空氣流動方向的影響。

其中發(fā)動機推力方向可以通過矢量推力來實現(xiàn)(本文暫未考慮)，而空氣流動方向則包括無窮遠處的來流速度方向(通過迎角和側(cè)滑角體現(xiàn))和飛機舵面偏轉(zhuǎn)引起的尾流方向偏轉(zhuǎn)等2種情況。目前國內(nèi)外就發(fā)動機推力對飛機氣動力的影響提出了通氣模型、噴流影響模型、引射器模擬器(EPES)和渦輪風扇推進模擬器(TPS)等，其往往忽略了發(fā)動機入口氣流對氣動力的影響。

為了更逼真地反映飛機受力情況，模擬真實渦噴發(fā)動機的工作原理，本文選用某微型渦噴發(fā)動機，并將其直接安裝在某縮比驗證飛機內(nèi)，通過設(shè)定不同的發(fā)動機推力和無窮遠處來流速度(簡稱風速)，在不同的來流方向和舵面偏度下進行風洞試驗，較為完整地模擬發(fā)動機的吸入氣流和噴射氣流(統(tǒng)稱引流)對氣動力的耦合影響。

1 試驗設(shè)備和模型

1.1 試驗設(shè)備

所有試驗均在中航工業(yè)氣動院FL-51風洞中進行，該風洞洞體長軸長79.65m，短軸長18m，標高為5.5m。試驗段為開口矩形，其主要參數(shù)如表1所示。

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

試驗的測量控制系統(tǒng)主要由主控計算機、發(fā)動機及尾噴管控制計算機、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)、采集觸發(fā)系統(tǒng)及本地控制計算機等組成。各個系統(tǒng)之間通過以太網(wǎng)進行通訊。其中主控機是控制系統(tǒng)的核心，控制著整個試驗的流程與進度；發(fā)動機控制計算機則主要控制發(fā)動機的油門；本地計算機主要控制飛機的迎角、側(cè)滑角和風速等，數(shù)據(jù)采集及觸發(fā)系統(tǒng)主要用來記錄發(fā)動機和天平的輸出，并保證其同步性。系統(tǒng)的組成及信號流程如圖1所示。

1.2 發(fā)動機選型

為安全起見，選擇了國際上較為成熟的德國JetCat公司生產(chǎn)的P200微型渦噴發(fā)動機(見圖2)進行試驗。該發(fā)動機具有體積小，重量輕，推力大，系統(tǒng)可靠等優(yōu)點，其具體參數(shù)可參見文獻[19]。

1.3 試驗模型

采用某型飛機的縮比模型為試驗模型，其主承力結(jié)構(gòu)采用金屬框架，進氣道采用玻璃鋼復合材料，局部采用金屬材料，由中航氣動院負責加工。該縮比模型配置舵面分別為鴨翼(左右各1個，運動范圍-70°～0°)；升降副翼(左右各2個，運動范圍為-30°～30°，當左右兩側(cè)升降副翼同向偏轉(zhuǎn)時，起升降舵作用，當左右兩側(cè)升降副翼進行差動時，起副翼作用)；V型垂尾(左右各1個，運動范圍為-15°～45°)；同時采用背撐方式進行支撐，如圖3所示。

2 試驗與數(shù)據(jù)處理方法

2.1 試驗方法

整個試驗過程主要分為如下幾個步驟：

(1) 在不吹風情況下，啟動發(fā)動機，測量不同油門指令下的發(fā)動機推力和由于安裝誤差等引起的力矩，表征為值T。

(2) 發(fā)動機停車，風洞開始吹風，在不同風速和迎角、側(cè)滑角和舵面偏角下測量飛機受到的氣動力，用符號Q來表征。

(3) 在發(fā)動機開車的同時，風洞吹風，在不同風速和迎角、側(cè)滑角和舵面偏角下測量飛機受到的合氣動力，用符號F來表示。

2.2 試驗數(shù)據(jù)處理方法

通過上述3步試驗，得到發(fā)動機引流對氣動力的影響量：

與氣動力系數(shù)相似，將該影響量進行無量綱化，有：

需要說明的是，對于該款渦噴發(fā)動機，發(fā)動機的推力與油門指令具有唯一的對應關(guān)系。經(jīng)測試，油門指令和發(fā)動機推力的對應關(guān)系如表2所示。其中油門指令δT∈[0，1]，δT=0表征發(fā)動機處于怠速狀態(tài)，δT=1表征發(fā)動機處于最大轉(zhuǎn)速狀態(tài)。

表2 油門指令和發(fā)動機推力之間的對應關(guān)系Table 2 The correspondance between throttle command and engine thrust

3 發(fā)動機推力對氣動力影響分析

3.1 油門指令影響

在風速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)動機停車時的氣動力數(shù)據(jù)為基準數(shù)據(jù)，將在不同發(fā)動機油門指令下測得的氣動力減去基準數(shù)值，得到油門指令對氣動力的影響量，如圖4所示。

從圖4(a)知，在小迎角下，發(fā)動機引起的軸向力增量為正值，但是在大迎角區(qū)，發(fā)動機引起的軸向力增量則為負。但總體上，油門指令越大，此時的影響量的絕對值越大。而從圖4(b)知，發(fā)動機引流引起的法向力增量隨著油門指令的增大而增大，這主要是由于發(fā)動機的引流作用引起的。同時需要說明的是，在50°迎角(大于失速迎角)處，此時發(fā)動機的引流引起的法向力增量達到最大值。同時從圖4(c)和4(d)知，在小迎角下，發(fā)動機的引流對側(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(但不同油門指令之間的值差別較小)，而俯仰力矩則隨著油門指令的增大出現(xiàn)較大的增量。

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

3.2 風速影響

保持發(fā)動機油門指令δT=0.6不變，在側(cè)滑角β=0°，舵面偏度都為0°的基準狀態(tài)下，在不同的無窮遠來流下，測量此時試驗值與基準狀態(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，風速對軸向力系數(shù)增量的影響幾乎可以忽略。但是在迎角較大時，較小的風速產(chǎn)生的軸向力系數(shù)增量的絕對值較小。同時從圖5(b)和5(d)知，速度的變化對法向力增量和俯仰力矩增量的影響并不是特別大，可近似認為此時沒有影響。而側(cè)向力則在迎角過失速區(qū)出現(xiàn)較大的變化(見圖5(c))。

3.3 側(cè)滑角影響

保持發(fā)動機油門指令δT=0.6不變，在風速V∞=40m/s，舵面偏度都為0°的基準狀態(tài)下，設(shè)定不同的側(cè)滑角，測量此時試驗值與基準狀態(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，此時側(cè)滑角對法向力、側(cè)向力和俯仰力矩等氣動力的增量影響很小，幾乎可以忽略。但是對于軸向力，則在較小的側(cè)滑角情況下，可以忽略該影響，但當側(cè)滑較大時，此時軸向力有一個比較明顯的偏置值(見圖6(a))。

3.4 舵面影響

保持發(fā)動機油門指令δT=0.6不變，在風速V∞=40m/s，側(cè)滑角β=0°下，改變升降舵和鴨翼的舵面偏度，測量此時試驗值與基準狀態(tài)值的增量，得到結(jié)果如圖7所示。

可見，此時發(fā)動機的引流對氣動力系數(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

本文將真實渦噴發(fā)動機安裝在某縮比驗證飛機內(nèi)，在迎角為0°～70°，側(cè)滑角為-10°～0°，風速分別為30和40m/s的情況下，進行帶推力的靜態(tài)測力試驗，并將此時測量得到的氣動力與發(fā)動機停車時測量的值相減，得到此時發(fā)動機引流對氣動力的影響量，得到結(jié)論如下：

(1) 發(fā)動機引流會導致法向氣力增量增加，且在大于失速迎角附近增量達到最大值；而軸向氣動力則在小迎角處增加，在大迎角處減小。

(2) 當風速變化比較小時，發(fā)動機引流主要表現(xiàn)在對軸向力和側(cè)向力的影響比較大，而對法向力和俯仰力矩系數(shù)影響較小。

(3) 在側(cè)滑角較小時，發(fā)動機引流對氣動力影響幾乎可以忽略，但當側(cè)滑角較大時，此時發(fā)動機引流對軸向力影響較大。

(4) 不同舵面偏轉(zhuǎn)角度對發(fā)動機引流對氣動力的影響幾乎可以忽略。

通過本試驗研究表明，驗證機在小迎角飛行時，發(fā)動機推力對氣動力幾乎沒有影響，采用常規(guī)的疊加法即可滿足控制律設(shè)計的需求。而當驗證機進行大迎角過失速機動飛行控制律設(shè)計時，必須考慮發(fā)動機引流對氣動力的影響，但一般只需要進行失速迎角附近的縱向影響分析和大側(cè)滑分析即可，對每個點都進行詳細分析則沒有必要。

當然該文的數(shù)據(jù)是通過特定渦噴發(fā)動機和特定縮比驗證機得到的，對真實飛機和發(fā)動機推力之間的相似關(guān)系還有待進一步研究，相關(guān)結(jié)論也有待進一步驗證，但其展示出的在過失速機動區(qū)域，發(fā)動機引流對氣動力的顯著影響值得我們進一步關(guān)注。

致謝:感謝中航工業(yè)空氣動力研究院卜忱副總師對該試驗的大力支持。

[1]Wang Z J, Jiang P, Ismet G. Effect of thrust-vectoring jets on delta wing aerodynamics[J]. Journal of Aircraft, 2007, 44(6): 1877-1888.

[2]Paulson J W. Analysis of thrust-induced effects on the longitudinal aerodynamics of STOL fighter configurations[J]. Journal of Aircraft, 1981, 18(11): 951-955.

[3]Roppen W A, Smith B E, Lye J D. Propulsion-induced aerodynamics of an ejector-configured STOVL fighter aircraft[R]. AIAA-91-0765, 1991.

[4]Banks D W, Quinto P F, Paulson J W. Thrust-induced effects on low-speed aerodynamics of fighter aircraft[R]. AIAA-81-2612, 1981.

[5]Richard J M. Review of propulsion-induced effects on aerodynamics of jet/STOL aircraft[R]. NASA Technical Note, TN D-5617, 1970.

[6]Scott C A, Francis J C. Multiaxis thrust-vectoring characteristics of a model representative of the F-18 high-alpha research vehicle at angles of attack from 0° to 70°[R]. NASA Technical Paper 3531, 1995.

[7]Albion H B, Joseph W P. Thrust vectoring on the NASA F-18 high alpha research vehicle[R]. NASA Technical Paper 4771, 1996.

[8]Krist S, Tseng J, Lan C. Numerical simulation of propulsion-induced aerodynamic characteristics on a wing-afterbody configuration with thrust vectoring[R]. SAE Technical Paper 911174, 1991.

[9]Erich A W, Dan A, Pinhas B Y. Thrust-vectoring nozzle performance modeling[J]. Journal of Propulsion and Power, 2003, 19(1): 39-47.

[10]Capone F J, Berrier B L. Investigation of axisymmetric and nonaxisymmetric nozzles installed on a 0.10-scale f-18 prototype airplane model[R]. NASA Technical Paper 1638, 1980.

[11]Capone F. Aeropropulsive characteristics at mach numbers up to 2.2 of axisymmetric and nonaxisymmetric nozzles installed on an F-18 model[R]. NASA Technical Paper 2004, 1984.

[12]Ryan R W, Franke M E. Dynamic response of an axisymmetric thrust vector control nozzle[R]. AIAA-91-0344, 1991.

[13]Francis J C. Static performance of five twin-engine non-axisymmetric nozzles with vectoring and reversing capability[R]. NASA Technical Paper 1224, 1978.

[14]馬建, 楊青真, 李岳峰. V形尾翼無人機噴流對氣動力特性干擾的數(shù)值模擬[J]. 西北工業(yè)大學學報, 2010, 28(1): 107-112.

Ma J, Yang Q Z, Li Y F. Numerically simulating aerodynamic characteristics of UAV with V-tail with high-speed high-tempreture jet flow interference considered[J]. Journal of Northwestern Polytechnical University, 2010, 28(1): 107-112.

[15]譚獻忠, 丁則勝, 陳少松, 等. 彈丸前體噴流的氣動力干擾實驗研究[J]. 淮陰師范學院學報(自然科學版), 2004, 3(3): 206-209.

Tan X Z, Ding Z S, Chen S S, et al. Experiment study of aerodynamic interactions of projectile with jet from its forebody[J]. Journal of Huaiyin Teachers College (Natural Science Edition), 2004, 3(3): 206-209.

[16]黃勇, 姜裕標, 沈禮敏, 等. 低速風洞推力轉(zhuǎn)向試驗技術(shù)研究[C]. 2003空氣動力學前沿研究研討會論文集. 北京: 中國空氣動力學會, 2003: 245-251.

Huang Y, Jiang Y B, Shen L M, et al. Low speed wind tunnel thrust vectoring test technology research[C]. 2003 Aerodynamic Cutting-edge Research Seminar, 2003: 245-251.

[17]徐筠, 朱濤, 許曉斌, 等. 某新型側(cè)向噴流試驗技術(shù)研究[C]. 第9屆全國實驗流體力學學術(shù)會議論文. 2013: 48-53.

Xu Y, Zhu T, Xu X B, et al. Experimental technique investigation on a novelty lateral jet in φ1m hypersonic wind tunnel[C]. 9th National Experimental Fluid Mechanics Conference, 2013: 48-53.

[18]賈毅, 鄭芳, 黃浩, 等. 低速風洞推力矢量試驗技術(shù)研究[J]. 實驗流體力學, 2014, 28(6): 92-97.

Jia Y, Zheng F, Huang H, et al. Research on vectoring thrust test technology in low-speed wind tunnel[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2014, 28(6): 92-97.

[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, 朱紀洪, 吳林峰, 等. 發(fā)動機引流對飛機氣動力的影響試驗研究. 實驗流體力學, 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)第一飛機設(shè)計研究院(710089)。E-mail: zhangchao.thucs@gmail.com

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