飞机前机身对大迎角气动特性的影响

第31卷 第6期 2011年 12月 飞 机 设 计 AIRCRAFT DESIGN VO1．3l NO．6 Dec 2011 文章编号：1673-4599{201 1)06—0006—04 前机身对飞机大迎角气动特性的影响 刘国库 ，孙 颖 ，周继良。 (1．中国人民解放军海军驻沈阳地区航空军事代 表 关于同志近三年现实表现材料材料类招标技术评分表图表与交易pdf视力表打印pdf用图表说话 pdf 室，辽宁 沈阳 110034) (2．中国人民解放军驻沈阳飞机工业 (集团)有限公司 军事代表室，辽宁 沈阳 110034) (3．沈阳飞机 设计 领导形象设计圆作业设计ao工艺污水处理厂设计附属工程施工组织设计清扫机器人结构设计 研究所，辽宁 沈阳 110035) 摘 要：通过对一些相关文献的分析，得出了前机身外形是要求具有过失速机动能力的飞机气动设计的关键这 一 结论，并建议在气动布局工作中加强对前机身特性研究。 关键词：前机身；大迎角；过失速 中图分类号：V211．4 文献标识码：A Influence of Forebody on Aerodynamic Characteristics of Aircraft High Angles of Attack LIU Guo—ku ，SUN Ying ，ZHOU Ji—liang (1．PLA Aeronautical Military Commisssary Office of Navy in Shenyang Region， Shenyang 1 10034，China) (2．PLA Military Represensative Office in Shenyang Aircraft Industries(group)Co．Ltd．， Shenyang 1 10034，China) (3．Shenyang Aircraft Design＆Research Institute，Shenyang 1 10035，China) Abstract：By analyzing series of relative research of aircrafts with good high A0A characteristic， conclusion is made that the forebody design is the key factor of aircraft aerodynamic design that require post—stall maneuver．Recommendation is also made on the future research of forebody design on aircraft configuration research． Key words：forebody；high angles of attack；poststall 战后的第一代喷气式战斗机以具有较厚相对 厚度的后掠翼为其鲜明特点，如MIG一15和F一86。 更大后掠角和更薄的机翼是第二代战斗机的典 型特点 (很多著名的飞机采用了三角翼，如米 格一21，幻影3)，第二代机的最大飞行Ma超过了 2．0。空战经验表明，飞机的格斗主要发生在跨声 速，最大飞行Ma的实战价值并不大。因此，第三 收稿日期：2010—10—08；修订 日期：2011-08—19 代战斗机的气动设计以提高飞机跨声速的机动性 为重点，飞机普遍采用边条翼布局或者鸭式气动 布局，以便中大迎角下的涡升力充分达到增升减 阻的目的。第三代飞机具有先进的布局形式，普 遍采用了亚声速静不稳定设计，加之脉冲多普勒 雷达，先进的航电系统及数字式飞控系统，这些 特征使得第三代战斗机的综合能力有了革命性的 第6期 刘国库 等：前机身对飞机大迎角气动特性的影响 7 提高。随着F一22和F一35的先后入役，四代机已经 登上了航空历史舞台的中心。F一22以其强大的隐 身、超声速巡航和过失速机动能力成为世界战斗 机中当之无愧的霸主。F一22不仅具有先敌发现、 先敌发射、先敌杀伤的远战优势，即使进入近距 格斗，其优良的过失速机动性能也让任何对手讨 不到一点便宜。F一22的最大机动迎角已经达到 了60。，远远超过了三代机的最大机动迎角 (30。 左右)。如果说三代机相对于二代机大迎角机动 能力的提高是巨大的跨越的话，那么四代机相对 于三代机大迎角机动能力的提高几乎就是质的提 高。以F一22为代表的四代机已经进入了以非线 性、非对称、非定常为典型特色的过失速领域， 该领域的气动设计具有相当的挑战眭。 对于F一22战斗机，它的气动布局看上去不但 没有任何 “惊世骇俗”之处，相反却显得相当的 “平庸”。我们甚至可以把F一22的外形看作隐身 版的F—l5。在F一15的气动布局的基础上，考虑到 隐身的需求，对布局进行相应调整，比如切尖三 角翼机翼改为菱形机翼，机身和垂直尾翼外倾并 保证各翼面前后缘平行，采用具有良好红外 、雷 达隐身特性二维尾喷管，前机身改为钻石型，进 气道s弯，武器内埋，我们便得到了F一22#b形的 基本轮廓。 难道F一22的气动布局就是这么简单吗? 答案 八年级地理上册填图题岩土工程勘察试题省略号的作用及举例应急救援安全知识车间5s试题及答案 显然是否定的。在F一22出现之前，美国已经利用 一 系列的飞机进行过失速飞行和机动的研究 ，如 x一29、x一31、F一18HARV等，F一22的大迎角气动 特性设计正是这些飞机的所取得的技术成果和经 验的集大成者。通过对国外一系列飞机大迎角特 性研究工作的分析，不难发现，前机身外形的设 计是具有过失速机动能力的飞机的气动设计的关 键，对飞机大迎角气动特性进行剪裁设计的前机 身正是第四代战斗机的一个典型特征。 1 大迎角下细长体的流动结构 图1是典型细长体在不同迎角下的流场结构 在水洞中的流动显示结果l】】。可以看出，在25。迎 角，细长体的背风面呈现出来的是比较规则有序 的流动；迎角增大N48。，细长体的背风面出现 了一对稳定的对称涡；迎角进一步增大到60。， 背风面的对称涡已经被非对称涡所取代，并且这 对非对称涡向下游拖出不远即破裂 ；迎角达到 90。时，细长体背风面的流动由一系列的分离尾 迹构成。 =60 =90 图1 细长体在不同迎角下的流动特点 早在2O世纪50年代，细长体在各迎角下的流 动特点就被发现了，其大迎角下非对称涡产生的 物理机理直到今天仍然没有找到。不过这些发现 对于当时飞机的设计没有也不可能有什么影响， 因为在当时及以后相当长的一段时期内，飞机的 飞行迎角并不大，这种流动现象的研究也就仅仅 具有学术上的价值。 2 F一5的经验 J 毫无疑问，细长体的前机身在大迎角下的非 对称涡会产生侧向力，并且由于该力的作用点距 离飞机的重心较远，会产生很大的非对称偏航力 矩。在20世纪50～6O年代很多飞机的风洞试验中， 便已经发现大迎角下零侧滑时飞机存在较大的 偏航力矩，但是人们对此没有给以足够的重视。 这些问题被认为可能是风洞试验的数据不好造成 的，而且飞机并不会飞到那么大的迎角，所以这 个问题被有意或无意地忽略了。直~1120世纪70年 代 ，在F一5F的尾旋特性的飞行试验中才证明了该 力矩的存在。 美国的F一5A在1959年实现首飞，此后不断进 行各项改进。 20世纪70年代，诺斯罗普公司在对 F一5F进行的尾旋敏感性试飞期间，飞机多次进入 尾旋。飞行数据分析表明，最初的航向偏离是在 零度侧滑时发生的。为此对飞机风洞试验数据进 行了仔细检查 ，结果表明，在飞机迎角超过失速 迎角以后，飞机在零侧滑角时具有很大的偏航力 矩，该力矩是由细长的前机身产生的。由图2可以 看出，F一5A、F一5E和F一5F的不对称偏航力矩情 况有所不同，严重程度依次增加，这种不同是由 这几种飞机不同的前机身长细比带来的，飞机的 长细比越大，飞机在大迎角下零侧滑时的偏航力 第6期 刘国库 等：前机身对飞机大迎角气动特性的影响 9 0 10 20 30 40 50 60 ，(。) O．006 0．004 0．002 q 0 - t k,3 — 0．002 - 0．OO4 - 0．006 0 10 20 3O 40 50 60 口／(。) 图8 鲨鱼头和鸭嘴兽前机身的气动特性 4 X一31的经验【4J x一31是美国和西德联合研制的技术验证机， 专门用于进行过失速机动的研究。x一31成功实现 了70。迎角下的稳定飞行和过失速迎角下绕速度 轴的矢量滚转。在x一3l的飞行试验中，遭遇到了 前机身在大迎角下产生的非对称偏航力矩所引起 的偏离和尾旋问题。有趣的是，进行试飞的2架 x一31飞机的偏航力矩特性有所不同，可见飞机大 迎角下气动特性的复杂性和敏感性。为了解决该 问题，尝试了一系列的被动流动控制措施，包括 粘贴在雷达罩和空速管上的转捩带等。最后，采 用增大前机身的前缘半径和增加前机身边条的措 施，使得飞机在大迎角下零侧滑时的偏航力矩减 小到了可以接受的水平。 前机身边条的采用还收到了一个重要的好 处，即减弱了x一31的HIKR(大迎角动态滚转)的 倾向。在x一3 1的尾旋风洞和自由投放模型试验 中，发现飞机在尾旋的进入和改出过程中，会出 现突然、剧烈的滚转偏离。此时飞机在体轴与速 度矢量之间存在很大的迎角，飞机表现出极快的 滚转速率 ，该现象被称为HIKR。通过流动显示 试验发现，大迎角下前机身涡流场和机翼流场之 间的气动干扰产生的助推力矩是该现象产生的原 因。采用前机身边条虽然没有完全消除HIKR，但 是却极大程度地延迟了该不稳定现象的出现。由 于利用前机身边条对飞机的大迎角气动特性进行 了 “剪裁”，并且对HIKR现象也给予了特别的注 意，所以在x一3l的试飞中成功避免了这种滚转偏 离现象的发生。 5 F-22的设计特点分析【5】 F一22的推力矢量用于大迎角下的俯仰控制， 该设计缓解了平尾在大迎角下的配平压力，使得 飞机可以采用差动平尾来改善飞机在大迎角下 的操纵特性。F一22并没有像X一3 1和F一1 8HARV 那样 ，运用于推力矢量进行横航向控制和增稳。 F一22战斗机飞机本身在大迎角下具有良好的横航 向稳定性，并且可以推断，该飞机在大迎角下应 该具有良好的动安定性，也就是阻尼特性。而良 好的静／动安定性的获取必然是通过前机身外形的 精心设计实现的。F一22前机身涡流场同机翼、立 尾等部件之间的气动干扰保证了飞机具有良好的 横航向稳定性，从而解除了飞机对横航向推力矢 量控制能力的需求，使得飞机的推力矢量仅用于纵 向控制便能够保证飞机过失速机动能力的实现。 6 结 论 通过对在大迎角下前体涡流动特点的分析， 对一系列飞机大迎角气动发展过程的回顾 ，以及 对F一22设计特点的分析，得出了前机身外形对飞 机大迎角气动特性具有决定性的影响这一结论。 由于飞机大迎角气动特性同具体的飞机布局密切 相关，并且对飞机的细节 (尤其是前机身外形) 设计非常敏感 ，所以有必要对各种影响因素进行 参数化系列化的研究，综合采用静态测力、流动 显示等多种研究手段进行研究，为过失速技术研 究奠定技术储备。在要求具有过失速机动能力飞 机的设计过程中，必须在布局选型阶段就对飞机 进行静态测力试验、动导数试验和旋转天平试验 的研究，并且及时进行飞行力学仿真分析，选取 最佳的前机身形状。 参 考 文 献 [1】Hunt B L．Asymmetric vortex force and wakes on slender bodies[R]． AIAA-82—1336，1982． [2]Edwards 0 R．No~hrop F-5F shark nose development[R]．NASA一 (下转第15页) 第6期 姚念奎 等：舰载机的自由飞行钩住情况 l5 行钩住情况的发生，因此，需要引起设计者的特 别注意：必须将飞机的俯仰角控制在适宜的范围 内。 参 考 文 献 【1]Sebastian G．Simulation of a free flight aircraft engagement during a carrier landing[R[．AIAA一94-1619-CP，1994． 【2J MIL-A一8863C．Military specification airplane strength and rigidity ground loads for navy acquired airplanes[S[． [3]Howe D．Aircraft loading and structural layout[M[．American Institute of Aeronautics and Astronautics，Inc．Virginia U．S．A and Professional Engineering Publishing Ltd．St Edmunds U．K．，2004． 2】4-254． 『4】Crenshaw B M，Brown S C．Preliminary design optimization of carrier and land based fighter landing gears[R[．AGARD-R-800，1995． 【5]Senn C P．Evaluating fixed wing aircraft in the aircraft carrier environment[R[．Naval Air Test Center，Maryland U．S．A，1991． 作 者 简 介 姚念奎 (1974一 )，男 ，高级工程师 ，研究方向：飞机结构强 度。 隋福成 (1969一 )，男，博士，研究员，研究方向：飞机结构强 度。 王成波 (1977一 )，男 ，高级工程师，研究方向：飞机结构强 度。 (上接第5页) 3．3 拦阻参数响应 偏心拦阻时由于两侧拦阻索拉力不等以及偏 心位移造成横向作用力的变化，并使得飞机向着 减少偏心位移的方向运动，仿真表明结果与实际 拦阻器纠偏作用是一致的 Ⅷ。 4 结 论 通过MATLAB／SIMULINK软件对舰载机着舰 拦阻过程进行了建模和仿真研究 ，并给出了一个 偏心拦阻状态下的算例，得到了近似理想拦阻力 条件下的参数响应。 参 考 文 献 [1】王萌辉 ，赵波．舰载飞机起降动力学研究[J1．飞机设计 ，1997， (1)：21—33． 【2】胡孟权 ，林国华．舰载飞机着舰拦阻动力学分析[J]．空军工程大 学学报 (自然科学版)，2000，(1)：8-11． 【3]吴娟．飞机拦阻系统分析与控制研究[D】．西安 ：西北工业大 学．2003． 【4]柳刚，聂宏．基于能量法的飞机拦阻动力学分析[J】．中国机械工 程，2009，20(4)：450—454． 【5]高泽迥．飞机拦阻钩振动学和拦阻索动力学研究fJ1_航空学报， 1990，11(12)：543—548． [6]王云福，李玉龙．舰载机拦阻着舰结构动力学分析及计算机仿 真【D】．西安：西北工业大学，1997． [7】张鑫．舰载机拦阻着舰动力学分析及仿真[D]．西安：西北工业 大学 ，2007． [8】徐胜．舰载机着舰拦阻动力学建模及仿真【D】．北京：北京航空 航天大学，2010． [9]9魏小辉，聂宏．舰载机起落架落震性能动力学仿真分析【JJ．中国 机械工程，2007， 18(5)：519—523． [1O]张鑫，李玉龙，刘元镛．飞机对中和偏心拦阻钩索动力学分析 [J1．机械强度，2008，30(4)：549—554． 作 者 简 介 史红伟 (1985一 )，男，河北保定人 ，硕士研究生，主要研究方 向为舰载机拦阻着舰动力学，视景仿真与可视化。 徐元铭 (1965一 )，男 ，江苏武进人 ，教授 ，博士生导师，主 要研究方向为飞行器结构设计 ，结构优化，复合材料和智能CAD 等。 刘 博 (1985一 )，甘肃敦煌人，硕士研究生，主要研究方向为 视景仿真与可视化。 (上接第9页) CR-158936， 1978． [3】Chambers J R．High-angle-of-attack aerodynamics：lessons learned[R[．AIAA一86—1774。1986． 【4]Alcorn C W，Croom M A，Francis M S．The X一3 1 experience： aerodynamic impediments to post—stall agility[R[．AIAA一95— 0362， 1995． [5]5 Clark C，Bernens M．High angle—of-attack flight characteristics of the YF一22[R]．AIAA一91—3194．1991． 作 者 简 介 刘国库 (1978一 )，男，硕士 ，工程师，研究方向为航空动力工 程。 孙 颖 (198O一 )，女，硕士，工程师，研究方向为航空工程。 周继良 (1978一 )，男，硕士，工程师，研究方向为气动力、飞 机总体设计。