短距起飞/垂直降落飞机外流场特性研究

袁长龙，弓升，于萍，韩佳

(1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015；2.沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司，沈阳110000)

短距起飞/垂直降落飞机外流场特性研究

袁长龙1，弓升1，于萍2，韩佳1

(1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015；2.沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司，沈阳110000)

为探索和研究短距起飞/垂直降落(STOVL)飞机，在垂直降落状态时的外流场特性和热燃气再吸入等飞推一体化关键问题，对STOVL飞机F-35B进行了飞机机身重构和网格划分，利用Fluent软件完成了F-35B外流场的三维数值模拟。研究了垂直降落状态下飞机不同离地高度和不同喷管面积下的热燃气再吸入问题。同时，给出了进气道入口截面、地面和机身的温度分布，直观说明了其升力系统方案的外流场技术特点。结果表明：为防止热燃气再吸入，应合理选择升力风扇喷口与主发动机喷口的面积相对值，并结合实际所需升力比，尽量减小两个喷口的面积比。

短距起飞/垂直降落(STOVL)；F-35B；飞/推一体化；升力系统；气动特性；热燃气复吸

1 引言

短距起飞/垂直降落飞机集固定翼和旋翼飞机的优势于一体，受到世界航空大国的普遍重视。但在诸多型号中，最终装备部队服役的只有鹞式、雅克-38和F-35B[1-6]三款飞机，这足见短距起飞/垂直降落飞机的研制难度。其中，F-35B为当代最先进的短距起飞/垂直降落类固定翼飞机，势必在将来较长一段时期内代表该类装备工程实用化的最高技术水平和发展方向。

短距起飞/垂直降落飞机涉及多项关键技术。其中，热燃气复吸和地面侵蚀等直接影响飞行器的使用效能，甚至研制成败。发动机的热燃气复吸将导致发动机性能下降，明显降低发动机稳定性，从而导致失速、喘振或熄火；而热排气向地面射流，将造成地面侵蚀和机身高温[7-8]，F-35B飞机在黄蜂级两栖攻击舰测试过程中即发现了甲板烧蚀现象。飞机外部气体流动状态是导致上述问题的根本原因。对于短距起飞/垂直降落类飞机，在一些特定运行过程中周围气体流动复杂多变，局限于常规飞机开展的起飞及巡航等状态外流场特性研究无法满足其研发需求。为此，本文结合短距起飞/垂直降落飞机特点，针对F-35B飞机在垂直降落状态下的外流场进行初步研究。通过模拟其外部气体复杂流动状态，以探索飞机/推进系统一体化设计中涉及的热燃气复吸、地面射流等关键问题，并以此为相关技术的深入研究及突破提供参考。

2 模型构建及网格划分

常规起降/巡航状态下，STOVL飞机及其发动机与常规型飞机的一致。但在STOVL状态时，STOVL飞机的升力风扇进排气门、主发动机辅助进气门、滚转喷管排气门、主喷管舱门等短垂功能门均打开，升力风扇喷管、滚转喷管以及主喷管向下排气(在此不考虑矢量偏离)。两种状态飞机外形的改变及其推进系统构型见图1和图2。

图1 不同状态STOVL飞机外形对比Fig.1 The contrast of STOVL aircraft shapes under different modes

图2 STOVL飞机及其推进系统Fig.2 STOVL aircraft and propulsion system

由于本文主要针对STOVL飞机垂直降落状态的外流场气动特性进行研究，所以只对STOVL状态下的飞机气动外形建模。通过查阅参考文献[9]及公开数据，对飞机气动外形进行重构。受计算资源限制，对模型进行了简化处理。结合研究方向和内容，不考虑滚转喷管的喷流，即所研究的整个飞机模型主要由飞机机身、进气道、主发动机喷口和升力风扇喷口等部分组成。在垂直降落状态，主发动机和升力风扇喷口向地面喷射气体，与此同时主发动机通过进气道吸入气体。

采用非结构化网格对模型进行网格划分，并对局部网格进行加密，模型具体结构和网格划分见图3。同时，为满足外流场模拟研究需求等，在飞机机身外建立外部空间，其大小满足阻塞率要求[10]。由于模型结构对称，为提高计算效率，只对整个模型的二分之一进行建模。

3 边界条件设定

飞机进气道入口采用压力出口边界条件，调节压力使流量达到要求数值；主发动机喷管出口采用质量入口边界条件，给定质量流量和温度；升力风扇喷管出口采用质量入口边界条件，给定质量流量和温度；壁面为固壁，假设壁面绝热，速度满足壁面无滑移条件；外部空间采用压力出口，取一个大气压；中分面为镜像对称内部流面。

图3 模型整体结构及网格示意图Fig.3 The structure of the whole model and grid

4 计算结果与分析

模拟了三种不同飞机离地高度(H=0、5、10 m)，与主发动机喷管和升力风扇喷管面积调节形成的不同参数组合下的飞机外部气体流动状态，给出了温度、速度等相应参数沿流线的分布以及各特征截面上相关参数的分布，直观地显示了该型飞机外流场特性，并以此为基础进行分析。下文以S1代表升力风扇喷口面积，S2代表主发动机喷口面积，等于0表示保持原喷口面积，等于1表示喷口面积增大，等于-1表示喷口面积减小。

4.1 整体流场分布

以H=0 m为例，给出整体流场的参数分布图，见图4。由主发动机喷管射流气体总温沿流线的分布图4(a)和整个流场总温沿流线的整体分布图4(b)可看出：从主发动机喷管射流出的热燃气射流冲击至地面，经过地面的阻挡/反射作用向四周扩散流动。其中，向机体后方流动的热燃气未受扰动，继续沿地面流动；而沿地面向机体前方流动的热燃气，在机身下部附近向左右两侧发生卷吸、分离流动现象。而由飞机中分面下部空间速度矢量分布图4(c)可看出：升力风扇射流沿地面与主发动机热射流相向流动，相汇后共同向上流动，流至机体处受到阻挡再次发生分流，并在机身下部空间形成回流。

发生上述现象的原因在于：两股气流流动相互作用，加之非封闭空间壁面影响，导致流动状态变化。对于从主发动机喷管喷射出的热燃气，升力风扇喷管射流犹如一道空气幕，阻滞热燃气向机身前部流动，同时也在一定程度上隔绝了进气道进气与热燃气的联系。以上分析说明，此种升力系统方案较其他方案[8]，特别是雅克-38/雅克-141采用的主发动机+升力发动机系统方案，在阻隔热燃气方面具备明显的优势。

图4 H=0 m时整体流场参数分布Fig.4 The parameter distribution of the whole flow field(H=0 m)

4.2 进气道燃气复吸分析

图5为在给定的升力风扇喷管和主发动机喷管初始面积(S1=0，S2=0)条件，不同飞机离地高度下主发动机喷管射流气体总温沿流线的分布。可见，飞机距离地面较近时，虽然升力风扇的射流阻挡了大部分热燃气，但仍有少量由主发动机喷管喷射的热燃气被吸入进气道。随着飞机与地面距离的加大，进气道吸入的热燃气越来越少，最终飞机离地高度达到一定程度后不再有热燃气吸入。

图6为不同喷口面积下主发动机喷管射流气体总温沿流线的分布。可见，主发动机喷口面积增大或升力风扇喷口面积减小，都会使热燃气复吸减轻或消除。其根本原因在于两个喷口的射流速度差，升力风扇喷口的射流速度与主发动机喷口射流的速度差越大，对热燃气的阻挡能力就越强。所以射流流量一定时，增大主发动机喷口面积或减小升力风扇喷口面积是防止热燃气复吸的有效途径。但需注意的是，主发动机喷口和升力风扇喷口面积的变化将直接影响推进系统的工作状态。因此，在飞机/推进系统设计之初，应建立与热燃气再吸入问题研究的迭代过程，或采取其他必要的防止燃气复吸的措施。

图5 不同飞机离地高度下主发动机喷管射流气体总温沿流线的分布(S1=0，S2=0)Fig.5 The total temperature distribution of main engine exhaust along streamline with different height(S1=0，S2=0)

图6 不同喷口面积下主发动机喷管射流气体总温沿流线的分布(H=0 m)Fig.6 The total temperature distribution of main engine exhaust along streamline with different spout area(H=0 m)

4.3 进气道入口温度畸变分析

进气道入口总温分布见图7。图7(a)显示，当飞机处于大气中且两个喷管无射流时，进气道入口截面总温分布均匀。由图7(b)和图7(c)可知：存在热燃气吸入进气道时，将引起进气道入口下部的局部总温上升，进而导致入口总温畸变。而且飞机离地高度越小，总温的不均匀性越大，即发动机进气道入口的总温畸变越大。由图7(d)可看出：虽然存在喷管射流，但当飞机离地达到一定高度后，进气道入口截面总温分布不再受主发动机热射流影响，即入口截面总温分布与飞机处于静止大气环境状态下的分布相同。所以，在STOVL飞机工作包线范围内，在垂直起飞初始和垂直降落结束阶段(不考虑武器发射和飞机之间尾流吸入等情况)最易发生总温畸变。

4.4 地面温度分布

由图8中的地面总温分布可看出：飞机后方地面的温度较高，前方地面的温度较低。这是因为主发动机喷管喷射热燃气，而升力风扇喷管喷射的是仅被压缩的空气，符合实际状况。对比图8(b)和图8 (c)可知：升力风扇喷口面积减小或主发动机喷口面积增加有利于减小地面高温区的面积，这对机场跑道和航母或大型水面舰艇甲板的防护极为有利。对比图8(a)、图8(d)和图8(e)还可看出：离地高度越小，地面的局部最高温度越高。所以飞机垂直起飞伊始(如果存在)和垂直降落结束阶段，对地面的侵蚀最为严重。实际应用中，应结合具体情况，视情采取必要的防护措施。

图7 进气道入口总温分布图Fig.7 The total temperature distribution at the inlet of the intake

图8 地面总温分布Fig.8 The total temperature distribution of the ground

4.5 飞机机身温度分布

由图9中飞机机身温度分布可看出：随着飞机离地高度的减小，机身腹部的温度明显上升；当离地高度为零时，机身腹部产生局部高温区。因此，短距起飞/垂直降落飞机的设计过程中，应结合飞机蒙皮、涂层等结构/材料的耐温程度，考虑局部热区隔热防护或局部隔热材料应用的必要性。

图9 飞机机身温度分布(S1=0，S2=0)Fig.9 The temperature distribution of the airframe(S1=0，S2=0)

5 结论

短距起飞/垂直降落飞机在垂直降落状态下的外部流体流动属强射流问题，流场较为复杂。利用CFD技术，对短距起飞/垂直降落飞机F-35B的外流场进行了研究分析，以期为短距起飞/垂直降落飞机发动机的设计及飞推一体化研究提供参考。主要结论如下：

(1)升力风扇的存在对于主发动机热燃气的阻隔作用显著，采用升力风扇+主发动机的方案可在一定程度上或完全解决短距起飞/垂直降落类飞机的热燃气再吸入问题。

(2)主发动机喷口面积和升力风扇喷口面积对短距起飞/垂直降落飞机的外部流场影响重大。在推进系统满足相关要求的条件下，尽量减小升力风扇喷口面积和增大主发动机喷口面积，可有效防止热燃气复吸，使短距起飞/垂直降落飞机性能朝着更高的气动稳定性和安全性等有利的方向发展。

(3)飞机机身靠近地面时，发生热燃气再吸入、进气道温度畸变、地面和机身产生局部高温区的几率最大，在设计、试验过程中应着重考察和验证飞机在近地面(高度约为零)时的特性。

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External flow field performance study of STOVL aircraft

YUAN Chang-long1，GONG Sheng1，YU Ping2，HAN Jia1
(1.AECC Shenyang Aero-engine Research Institute，Shenyang 110015，China；2.Shenyang Liming Aero-engine(Group)Corporation Ltd.，Shenyang 110000，China)

To explore and research the external flow field performance and airframe/propulsion integration key problems such as resorption of hot gas etc.in short take off/vertical landing(STOVL)aircraft on vertical landing mode,the airframe reconstruction and mesh generation of F-35B which is the most advanced STOVL aircraft at present was conducted.By the 3-D numerical simulation of the F-35B's flow field in Fluent,the resorption of hot gas on different flying height and nozzle's area on vertical landing mode was investigated.And the temperature distribution in the entrance section of the engine intake,ground and airframe was given,directly illustrating the external flow field characteristic of the lift system project.The results show that the relative value of the two nozzles'area should been chosen reasonably to avoid the resorption of hot gas,decreasing the area ratio of the lifting fan's nozzle and the main engine's nozzle as far as possible according to the actual lift ratio.

short take off/vertical landing(STOVL)；F-35B；airframe/propulsion integration；lifting system；aerodynamic characteristic；hot gas resorption

V231.3

A

1672-2620(2016)06-0010-06

2016-03-23；

2016-07-14

袁长龙(1987-)，男，吉林抚松人，工程师，主要从事航空发动机总体性能研究。