魏中成，王晉軍，袁兵

1.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院，北京 100083 2.航空工業(yè)成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所，成都 610091

對于現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機(jī)，為了改善機(jī)動(dòng)能力，推力矢量技術(shù)已經(jīng)變得不可或缺。推力矢量技術(shù)是通過噴管偏轉(zhuǎn)改變發(fā)動(dòng)機(jī)噴流方向以產(chǎn)生操縱飛機(jī)所需的直接力控制技術(shù)。它不僅可以改善飛機(jī)低速性能，擴(kuò)展飛行包線，提高飛機(jī)機(jī)動(dòng)性、敏捷性，而且矢量噴管還可作為常規(guī)操縱舵面的有效補(bǔ)充，大大提高飛機(jī)的生存力[1-2]。在飛機(jī)起降階段，通過發(fā)動(dòng)機(jī)推力轉(zhuǎn)向來增加升力和抬頭力矩，可以縮短起降距離，降低對機(jī)場跑道的要求。F-15STOL/MTD驗(yàn)證機(jī)的試飛[3-4]比常規(guī)F-15C的起飛滑跑距離縮短29%，著陸滑跑距離縮短72%。采用二元推力矢量技術(shù)的F-22戰(zhàn)斗機(jī)具備短距起降特點(diǎn)[5]，F(xiàn)-35飛機(jī)也是采用推力轉(zhuǎn)向和升力風(fēng)扇技術(shù)，實(shí)現(xiàn)短距/垂直起降能力。

飛機(jī)在起降階段進(jìn)行推力矢量偏轉(zhuǎn)時(shí)，矢量噴流與地面效應(yīng)之間會(huì)產(chǎn)生相互干擾影響。國內(nèi)外科研人員利用數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)技術(shù)開展了大量的矢量噴流與飛機(jī)氣動(dòng)特性相互干擾影響研究工作[6-18]，但主要集中在飛機(jī)低速大迎角飛行[14]和高速飛行狀態(tài)[15-18]，對飛機(jī)起降狀態(tài)時(shí)矢量噴流與地面效應(yīng)之間干擾影響研究較少。EADS數(shù)值流動(dòng)仿真中心的Hitzel等[11]在2002年通過數(shù)值模擬研究了X-31驗(yàn)證機(jī)矢量噴流對起降階段氣動(dòng)特性的影響，表明矢量噴流對有/無地面效應(yīng)狀態(tài)的氣動(dòng)力影響規(guī)律是不同的。飛機(jī)在起降階段使用推力矢量進(jìn)行精確控制，必須要獲取準(zhǔn)確的氣動(dòng)特性，這就需要研究矢量噴流與地面效應(yīng)之間相互干擾影響規(guī)律。此外，矢量噴流對飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響與飛機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)布局緊密相關(guān)，目前只針對鴨式布局飛機(jī)的推力矢量技術(shù)研究較少。

本文主要目的是利用低速風(fēng)洞試驗(yàn)[19-20]和數(shù)值模擬手段研究單發(fā)鴨式布局戰(zhàn)斗機(jī)矢量噴流對地面效應(yīng)的影響特性，獲得矢量噴流對戰(zhàn)斗機(jī)起降階段氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，為鴨式布局戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)起降階段推力矢量偏轉(zhuǎn)方案提供技術(shù)支撐。

1 試驗(yàn)設(shè)備和模型

本試驗(yàn)在航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院的FL-8風(fēng)洞中進(jìn)行。該風(fēng)洞是一座單回流連續(xù)式閉口低速風(fēng)洞，試驗(yàn)段截面為2.5 m×3.5 m的扁八角形，試驗(yàn)最高風(fēng)速為70 m/s，風(fēng)洞流場品質(zhì)良好。

本試驗(yàn)的模型為單發(fā)鴨式布局飛機(jī)(見圖1)，模型采用全金屬材料加工而成，整套模型分為內(nèi)外兩層結(jié)構(gòu)，外層模擬飛機(jī)外形，獲得外部氣動(dòng)力；內(nèi)層用于構(gòu)成壓縮氣流通道。外層模型通過六分量天平安裝于內(nèi)層結(jié)構(gòu)上，內(nèi)層結(jié)構(gòu)所受的力不會(huì)影響到外部氣動(dòng)力的測量。試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮诘退亠L(fēng)洞中采用反裝、背撐方式支撐于地板下面[19]，支桿內(nèi)部掏空形成壓縮空氣內(nèi)流通道，飛機(jī)尾部與矢量噴管連接，見圖2。

圖2 試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中支撐示意圖Fig.2 Sketch of experiment model in wind tunnel

本試驗(yàn)研究了單發(fā)鴨式布局飛機(jī)矢量噴流對地面效應(yīng)的影響規(guī)律。飛機(jī)地面效應(yīng)模擬了5個(gè)高度，即H=0，1，2，3，4 m(接近空中狀態(tài)，即H=∞)，對應(yīng)試驗(yàn)?zāi)Ｐ途嚯x地板高度分別為0.02、0.098、0.182、0.265、0.348 m。噴流模擬了2個(gè)落壓比：NPR=1和2.7(其中NPR=1即為無噴流狀態(tài))。推力矢量噴管偏轉(zhuǎn)模擬了3個(gè)角度，即δT=-10°，0°，10°，噴管向下偏轉(zhuǎn)為正。

本試驗(yàn)中，迎角范圍為0°～15°，風(fēng)速為60 m/s，模型機(jī)翼參考面積Sref=0.265 m2，機(jī)翼理論根弦長cr=0.61 m，力矩參考中心位于48%cr處，基于單發(fā)鴨式布局飛機(jī)試驗(yàn)?zāi)Ｐ蜋C(jī)翼理論根弦長cr的雷諾數(shù)為2.6×106。

2 計(jì)算方法驗(yàn)證

本文數(shù)值模擬采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，求解Navier-Stokes方程，計(jì)算模型與風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ统叽缫恢拢捎冒肽７椒?。?shù)值模擬計(jì)算網(wǎng)格如圖3所示，圖3(a)是空中無噴流狀態(tài)計(jì)算網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量為1 494萬，模型尾噴口設(shè)計(jì)有整流尾椎，用于模擬風(fēng)洞試驗(yàn)中尾部流動(dòng)狀態(tài)；圖3(b)是空中噴流狀態(tài)計(jì)算網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量為1 596萬，對噴流區(qū)域進(jìn)行了局部加密；圖3(c)是地面0 m高度噴流狀態(tài)計(jì)算網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量為2 050萬，對噴流和地面效應(yīng)影響區(qū)域進(jìn)行了局部加密；圖3(d)是尾噴管部件網(wǎng)格示意圖，噴流邊界條件是在噴管入口位置設(shè)置入口壓力條件。數(shù)值模擬采用的湍流模型為SST(Shear Stress Transport)模型。

圖3 數(shù)值模擬網(wǎng)格示意圖Fig.3 Grid sketch of numerical simulation

圖4給出了來流風(fēng)速為V=60 m/s、空中有/無噴流時(shí)的風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值模擬結(jié)果對比。從圖中可以看出，對于升力特性，數(shù)值模擬結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果比較接近，如圖4(a)所示。而對于阻力特性，無論有/無噴流，中小迎角下的數(shù)值模擬結(jié)果均比風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果小，但是隨著迎角的變化，噴流對阻力的影響趨勢及其影響量和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果還是比較接近的，如圖4(b)所示。同樣地，對于俯仰力矩特性，無論有/無噴流，數(shù)值模擬結(jié)果均比風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果大，但是隨著迎角的變化，噴流對俯仰力矩的影響趨勢及其影響量和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果也是比較接近的，如圖4(c)所示。從上述數(shù)值模擬結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對比可以看出，一方面，由于噴流和飛機(jī)繞流之間干擾的復(fù)雜性，給數(shù)值模擬帶來了一定的困難。另一方面，風(fēng)洞試驗(yàn)中模型采用了背部支撐方式，盡管背部支撐比腹部支撐要好一些，但是模型的背部支撐仍然會(huì)影響飛機(jī)上部的繞流進(jìn)而影響尾噴流和飛機(jī)繞流之間的干擾特性，這些差異導(dǎo)致了數(shù)值模擬結(jié)果和風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果之間的偏差，但是從噴流干擾特性及物理機(jī)制上看，數(shù)值模擬結(jié)果也具有很高的可信度。

圖4 數(shù)值模擬結(jié)果驗(yàn)證(V=60 m/s)Fig.4 Validation of numerical simulation results (V=60 m/s)

3 結(jié)果和分析

本試驗(yàn)首先分析單發(fā)鴨式布局飛機(jī)無噴流時(shí)的地面效應(yīng)特性，然后研究矢量噴流對飛機(jī)地面效應(yīng)的影響規(guī)律。

3.1 鴨式布局飛機(jī)的地面效應(yīng)特性

飛機(jī)在地面滑跑時(shí)，為地面0 m高度狀態(tài)，此時(shí)飛機(jī)的地面效應(yīng)是最強(qiáng)的，圖5是噴管0°偏角、來流風(fēng)速60 m/s時(shí)飛機(jī)地面效應(yīng)影響試驗(yàn)分析結(jié)果。地面效應(yīng)對飛機(jī)的影響情況如下：

1) 如圖5(a)所示，地面效應(yīng)使得飛機(jī)零迎角升力系數(shù)降低，但隨迎角增加，地面效應(yīng)使得升力系數(shù)增大，即飛機(jī)升力線斜率增加，從0.049增大到0.059，增加20%。

2) 如圖5(b)所示，地面效應(yīng)使得阻力系數(shù)增加，而且在迎角10°以后，地面效應(yīng)引起的阻力系數(shù)增幅增大。

3) 如圖5(c)所示，地面效應(yīng)使得小迎角俯仰力矩系數(shù)增加，但隨迎角增大，到了迎角6°以后，地面效應(yīng)使得俯仰力矩系數(shù)降低。因此地面效應(yīng)導(dǎo)致零升力矩系數(shù)增加、氣動(dòng)焦點(diǎn)后移，縱向靜穩(wěn)定性增加。

下面利用數(shù)值模擬方法從流場壓力變化上分析了飛機(jī)地面效應(yīng)的影響機(jī)理。圖6是單發(fā)鴨式布局飛機(jī)幾何外形沿軸向y和展向x分布示意圖，其中x為飛機(jī)展向位置/半展長，y為飛機(jī)軸向位置/機(jī)長。圖7是飛機(jī)地面效應(yīng)對其表面壓力系數(shù)Cp云圖影響，如圖中箭頭所示，每幅圖上半部分為有地面效應(yīng)(H=0 m)的流場壓力云圖，下半部分為無地面效應(yīng)(H=∞)的流場壓力云圖。圖8～圖11是飛機(jī)地面效應(yīng)對機(jī)身和機(jī)翼剖面壓力系數(shù)影響分析結(jié)果。在迎角0°時(shí)，地面效應(yīng)使得飛機(jī)中后段的機(jī)身和機(jī)翼下表面壓力系數(shù)減小，尾噴口上表面壓力增加，從而降低了零迎角升力系數(shù)，即俯仰力矩參考中心后的升力系數(shù)降低，進(jìn)而增加了零升力矩系數(shù)。在迎角10°時(shí)，地面效應(yīng)使得飛機(jī)中后段的機(jī)身和機(jī)翼下表面壓力系數(shù)大幅增加，還使得機(jī)翼外段(x>0.4)上表面的壓力系數(shù)大幅降低，從而增加了迎角10°時(shí)的升力系數(shù)，降低了迎角10°時(shí)的俯仰力矩系數(shù)，因此引起飛機(jī)的升力線斜率增大、氣動(dòng)焦點(diǎn)后移和縱向靜穩(wěn)定性提高。

圖5 飛機(jī)氣動(dòng)特性地面效應(yīng)影響(V=60 m/s，噴管偏角0°)Fig.5 Ground effect on aerodynamic characteristics of aircraft (V=60 m/s，jet angle=0°)

圖6 飛機(jī)幾何外形沿軸向y和展向x分布Fig.6 Geometric distribution of aircraft along the body axis x and y

圖7 地面效應(yīng)對飛機(jī)表面壓力云圖影響(NPR=1)Fig.7 Ground effect on pressure contour over aircraft (NPR=1)

圖8 飛機(jī)地面效應(yīng)對機(jī)身軸向表面壓力系數(shù)影響Fig.8 Ground effect on pressure distribution over body along longitudinal axis

圖9 飛機(jī)地面效應(yīng)對機(jī)翼軸向表面壓力系數(shù)影響Fig.9 Ground effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis

圖10 地面效應(yīng)對機(jī)身和機(jī)翼展向表面壓力系數(shù)影響Fig.10 Ground effect on pressure distribution over body and wing along span axis

圖11 飛機(jī)地面效應(yīng)對尾噴口展向表面壓力系數(shù)影響Fig.11 Ground effect on pressure distribution over nozzle along span axis

3.2 噴流對鴨式布局飛機(jī)地面效應(yīng)的影響規(guī)律

圖12給出了噴流對地面0 m高度飛機(jī)地面效應(yīng)影響試驗(yàn)分析結(jié)果。噴流使得地面效應(yīng)增強(qiáng)，具體影響情況如下：

1) 地面效應(yīng)引起的升力系數(shù)增量增加，且隨迎角增加增幅變大。

2) 地面效應(yīng)引起阻力系數(shù)增量增加。

3) 小迎角時(shí)地面效應(yīng)俯仰力矩系數(shù)抬頭量增加，中等迎角時(shí)地面效應(yīng)俯仰力矩系數(shù)低頭量也增加(這個(gè)規(guī)律與地面效應(yīng)對俯仰力矩系數(shù)影響規(guī)律一致，即小迎角時(shí)地面效應(yīng)產(chǎn)生抬頭力矩，中等迎角以后產(chǎn)生低頭力矩)。飛機(jī)地面效應(yīng)增強(qiáng)，導(dǎo)致起降迎角附近的升力增加，從而改善飛機(jī)起降性能。

圖13是噴流對飛機(jī)縱向特征值影響隨地面效應(yīng)高度變化規(guī)律。噴流使得零迎角升力系數(shù)增加0.006～0.008，零升阻力系數(shù)增加0.007～0.01，零升力矩系數(shù)增加0.001～0.002；在地面效應(yīng)0 m高度時(shí)，噴流使得升力線斜率增加1.5%，氣動(dòng)焦點(diǎn)后移0.2%cr；噴流對縱向特征值影響量隨地面效應(yīng)高度增加而減小。

一般情況下，戰(zhàn)斗機(jī)的起飛/降落在迎角10°左右。圖14給出了迎角10°時(shí)噴流對飛機(jī)縱向氣動(dòng)力和力矩影響隨地面效應(yīng)高度的變化規(guī)律。從圖中可以看出，迎角10°時(shí)，地面效應(yīng)0 m高度使得升力系數(shù)增加0.136、阻力系數(shù)增加0.011 8、俯仰力矩系數(shù)增加0.001 1。地面效應(yīng)其他高度對縱向氣動(dòng)力和力矩影響量值比地面效應(yīng)0 m高度略有減小。

圖12 噴流對飛機(jī)地面0 m高度地面效應(yīng)影響Fig.12 Jet influence of aircraft on ground effect at 0 m altitude

圖13 噴流對飛機(jī)縱向特征量影響隨地面效應(yīng)高度變化Fig.13 Jet effect on longitudinal characteristics of aircraft at different ground effect altitudes

圖14 噴流對飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性影響隨地面效應(yīng)高度變化(α=10°)Fig.14 Jet effect on longitudinal aerodynamic characteristics of aircraft at different ground effect altitudes (α=10°)

下面利用數(shù)值模擬方法從流場壓力變化上分析了飛機(jī)在地面0 m高度時(shí)噴流對地面效應(yīng)的影響機(jī)理。圖15是飛機(jī)有/無噴流時(shí)全機(jī)壓力云圖對比，如圖中箭頭所示，每幅圖上半部分為無噴流(NPR=1)的流場壓力云圖，下半部分為有噴流(NPR=2.7)的流場壓力云圖。

圖16～圖19是飛機(jī)有/無噴流時(shí)機(jī)身、機(jī)翼和噴口附近剖面壓力系數(shù)的對比分析。飛機(jī)噴流會(huì)對其周圍氣流起到引射作用，誘導(dǎo)機(jī)身后段和機(jī)翼上的氣流加速，從而降低其表面壓力系數(shù)。在迎角0°時(shí)，飛機(jī)噴流使得其機(jī)身后段和機(jī)翼下表面壓力降低的幅度比上表面多，從而降低飛機(jī)升力系數(shù)。在迎角10°時(shí)，飛機(jī)噴流使得其機(jī)身后段和機(jī)翼上表面壓力降低的幅度比下表面多，從而增加飛機(jī)升力系數(shù)。

圖15 噴流對飛機(jī)表面壓力云圖影響(H=0 m)Fig.15 Jet effect on pressure contour over aircraft (H=0 m)

圖16 飛機(jī)噴流對機(jī)身軸向表面壓力系數(shù)影響(H=0 m)Fig.16 Jet effect on pressure distribution over body along longitudinal axis(H=0 m)

圖17 飛機(jī)噴流對機(jī)翼軸向表面壓力系數(shù)影響(H=0 m)Fig.17 Jet effect on pressure distribution over wing along longitudinal axis (H=0 m)

圖18 飛機(jī)噴流對機(jī)身和機(jī)翼展向表面壓力系數(shù)影響(H=0 m)Fig.18 Jet effect on pressure distribution over body and wing along span axis (H=0 m)

圖19 飛機(jī)噴流對尾噴口展向表面壓力系數(shù)影響(H=0 m)Fig.19 Jet effect on pressure distribution over nozzle along span axis (H=0 m)

3.3 噴流矢量偏轉(zhuǎn)對鴨式布局飛機(jī)地面效應(yīng)的影響規(guī)律

安裝了推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的單發(fā)鴨式布局飛機(jī)在地面滑跑時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴管進(jìn)行上/下矢量偏轉(zhuǎn)時(shí)，矢量噴流對飛機(jī)上下表面氣流誘導(dǎo)不對稱，會(huì)對飛機(jī)的地面效應(yīng)產(chǎn)生影響。圖20給出了發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上/下偏轉(zhuǎn)時(shí)噴流對飛機(jī)地面0 m高度地面效應(yīng)影響的分析結(jié)果。從圖中可以看出，小迎角時(shí)，矢量噴流對地面效應(yīng)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)增量影響不大。在迎角10°附近，噴管上偏轉(zhuǎn)使地面效應(yīng)升力系數(shù)增量增加0.003、俯仰力矩系數(shù)增量增加0.000 8，噴管下偏轉(zhuǎn)使地面效應(yīng)升力系數(shù)增量減小0.002、俯仰力矩系數(shù)增量減小0.001，但是在迎角15°時(shí)，噴管下偏轉(zhuǎn)卻使地面效應(yīng)俯仰力矩系數(shù)增量減小0.005。

圖21給出了迎角10°時(shí)矢量噴流對飛機(jī)縱向氣動(dòng)力和力矩影響隨地面效應(yīng)高度的變化規(guī)律。從圖中可以看出，當(dāng)迎角10°和地面效應(yīng)高度0 m時(shí)，噴管上偏轉(zhuǎn)使得升力系數(shù)減小0.008、阻力系數(shù)降低0.002、俯仰力矩系數(shù)增加0.004，噴管下偏轉(zhuǎn)使得升力系數(shù)增加0.007 5、阻力系數(shù)降低0.002、俯仰力矩系數(shù)增加0.004 5。此外，當(dāng)迎角10°時(shí)，在地面效應(yīng)高度H=0～4 m范圍內(nèi)，隨著地面效應(yīng)高度的增加，噴管上/下偏轉(zhuǎn)對縱向氣動(dòng)力和力矩影響隨地面效應(yīng)高度的變化規(guī)律是一致的。

圖20 矢量噴流對飛機(jī)地面0 m高度地面效應(yīng)影響曲線Fig.20 Vectoring jet influence on ground effect of aircraft at 0 m altitude

圖21 矢量噴流對飛機(jī)縱向氣動(dòng)特性影響隨地面效應(yīng)高度變化(α=10°)Fig.21 Vectoring jet effect on longitudinal aerodynamic characteristics of aircraft at different ground effect altitudes (α=10°)

下面利用數(shù)值模擬方法從流場壓力變化上分析了飛機(jī)在地面0 m高度時(shí)噴流矢量偏轉(zhuǎn)的影響機(jī)理。圖22是飛機(jī)矢量噴流對全機(jī)壓力云圖影響，圖23～圖26是飛機(jī)矢量噴流對機(jī)身和機(jī)翼剖面壓力系數(shù)影響對比情況。飛機(jī)噴流向下偏轉(zhuǎn)主要是誘導(dǎo)減緩機(jī)身中后段和機(jī)翼的下表面氣流速度，提高其表面壓力系數(shù)，同時(shí)加速機(jī)身中后段和機(jī)翼的上表面氣流，降低其表面壓力系數(shù)，從而增加全機(jī)升力。由于增加升力的區(qū)域主要在飛機(jī)重心后面，從而產(chǎn)生低頭力矩系數(shù)。飛機(jī)噴流向上偏轉(zhuǎn)主要是誘導(dǎo)加速機(jī)身后段的下表面氣流，降低其表面壓力系數(shù)，同時(shí)減緩機(jī)身后段的上表面氣流速度，增加其表面壓力系數(shù)，從而降低全機(jī)升力，進(jìn)而產(chǎn)生抬頭力矩系數(shù)。另外，矢量噴流對機(jī)身后段上表面誘導(dǎo)作用由于受到垂尾影響比對其下表面誘導(dǎo)作用要小些。

圖22 矢量噴流對飛機(jī)表面壓力云圖影響(α=10°)Fig.22 Vectoring jet effect on pressure contour over aircraft (α=10°)

圖25 矢量噴流對機(jī)身和機(jī)翼展向表面壓力 系數(shù)影響(H=0 m)Fig.25 Vectoring jet effect on pressure distribution over body and wing along span axis (H=0 m)

圖26 矢量噴流對尾噴口展向表面壓力系數(shù)影響(H=0 m)Fig.26 Vectoring jet effect on pressure distribution over nozzle along span axis(H=0 m)

4 結(jié) 論

本文利用單發(fā)鴨式布局全機(jī)模型在FL-8風(fēng)洞中進(jìn)行了低速推力矢量風(fēng)洞試驗(yàn)，研究了發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴流對飛機(jī)地面效應(yīng)干擾氣動(dòng)力影響，并用數(shù)值模擬方法對流場影響機(jī)理進(jìn)行了分析，結(jié)果表明：

1) 飛機(jī)地面效應(yīng)會(huì)使得升力線斜率提高20%，阻力系數(shù)增加，零升力矩系數(shù)提高，氣動(dòng)焦點(diǎn)后移和縱向靜穩(wěn)定性增大。

2) 發(fā)動(dòng)機(jī)噴流使得飛機(jī)的地面效應(yīng)增強(qiáng),地面0 m高度時(shí)升力線斜率增加1.5%，在迎角10°時(shí)地面效應(yīng)0 m高度使得升力系數(shù)增加0.136、阻力系數(shù)增加0.011 8、俯仰力矩系數(shù)增加0.001 1；地面效應(yīng)增強(qiáng)可以增加起降升力，降低飛機(jī)起飛/降落時(shí)的飛行速度，縮短起降距離，從而改善飛機(jī)的起降性能[21]。

3) 發(fā)動(dòng)機(jī)噴管上/下偏轉(zhuǎn)時(shí)，矢量噴流會(huì)對飛機(jī)上下表面氣流誘導(dǎo)不對稱，進(jìn)而對飛機(jī)的地面效應(yīng)產(chǎn)生影響。在迎角10°附近，噴管上偏轉(zhuǎn)使地面效應(yīng)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)增量分別增加0.003和0.000 8，噴管下偏轉(zhuǎn)使地面效應(yīng)升力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)增量分別減小0.002和0.001，噴管上/下偏轉(zhuǎn)均會(huì)減小地面效應(yīng)阻力系數(shù)增量，且噴管下偏轉(zhuǎn)減阻幅度更大。

綜上所述，單發(fā)鴨式布局飛機(jī)矢量噴流對其地面效應(yīng)存在較大干擾影響，在起降階段使用推力矢量時(shí)需要考慮這些氣動(dòng)力干擾影響，以設(shè)計(jì)更優(yōu)的推失偏轉(zhuǎn)方案來改善起降性能。