发动机引流对飞机气动力的影响试验研究

张 超, 朱纪洪, 吴林峰, 李环宇, 李春文

(1. 航空工业第一飞机设计研究院 飞控与液压设计研究所, 西安 710089; 2. 清华大学 计算机技术与科学系, 北京 100084; 3. 清华大学 自动化系, 北京 100084)

发动机引流对飞机气动力的影响试验研究

张 超1,*, 朱纪洪2, 吴林峰3, 李环宇3, 李春文3

(1. 航空工业第一飞机设计研究院 飞控与液压设计研究所, 西安 710089; 2. 清华大学 计算机技术与科学系, 北京 100084; 3. 清华大学 自动化系, 北京 100084)

飞机气动力特性是飞机特性的基本表征。发动机的引流对气动力的影响直接关系到气动力建模的准确性、飞行品质和飞行安全。将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内，较逼真地研究了发动机推力大小、空气流动速度大小和方向等对气动力的影响。结果表明，发动机引流对验证机气动力的影响主要体现在轴向力、法向力和俯仰力矩上，发动机推力越大，引流效果越明显，且在超过失速迎角后的某迎角处法向力和俯仰力矩的增量达到最大值；而在不同侧滑角、一定风速范围内以及舵面偏转等情况下，发动机引流引起的气动力增量主要表现在失速迎角附近。因此在进行大迎角机动研究时，必须考虑发动机引流对气动力的影响。

风洞试验；发动机引流；引流影响；大迎角；静态测力

0 引 言

发动机吸入气流和喷射气流对气动力的引射作用，直接影响着飞机的气动力特性，进一步影响着飞机的飞行品质和飞行安全。当飞机迎角较小时，发动机的引流对飞机气动力的影响并不明显，基本可以忽略，但当迎角较大，飞机进行过失速飞行时，该影响则不可忽视。

目前国内外就发动机引流对飞机气动力的影响进行了大量的研究。Zhijin Wang等[1]对推力矢量与三角翼飞机的前缘涡之间的相互关系，进行了试验研究。J.W. Paulson等[2-4]对短距起降飞机的发动机引流对气动力的影响进行了分析与总结。Richard等[5]针对几种不同的发动机位置和飞机构型研究了发动机推力矢量和展向吹气的影响。Scott[6]，Albion[7]，Krist[8]和Erich[9]等则通过大量的风洞试验，研究了F/A-18战斗机在不同的喷管落压比下推力矢量特性对气动力的影响。随着仿真技术的提高，Capone[10-11]通过数值建模与仿真研究了发动机引流的影响。Ryan[12]和Francis[13]则主要通过风洞试验或仿真技术研究了推力矢量喷管的动态和静态特性。国内马建[14]通过数值分析，研究了喷流对无人机气动特性的影响。谭献忠[15]则主要研究了弹丸的前体喷流对气动力的干扰作用。中国空气动力研究与发展中心则在对国外低速风洞推力转向试验的调研的基础上[16]，针对喷流对气动力的影响，提出了利用气源提供高压空气，通过管路将其喷出的方式对喷流影响进行模拟的方法[16-18]。可见发动机引流与气动力之间的耦合作用，一直是风洞试验研究的重点内容之一。

一般而言，发动机引流对飞机气动力的影响关系主要体现在以下4方面：(1) 发动机推力大小的影响；(2) 空气流动速度的影响；(3) 发动机推力方向的影响；(4) 空气流动方向的影响。

其中发动机推力方向可以通过矢量推力来实现(本文暂未考虑)，而空气流动方向则包括无穷远处的来流速度方向(通过迎角和侧滑角体现)和飞机舵面偏转引起的尾流方向偏转等2种情况。目前国内外就发动机推力对飞机气动力的影响提出了通气模型、喷流影响模型、引射器模拟器(EPES)和涡轮风扇推进模拟器(TPS)等，其往往忽略了发动机入口气流对气动力的影响。

为了更逼真地反映飞机受力情况，模拟真实涡喷发动机的工作原理，本文选用某微型涡喷发动机，并将其直接安装在某缩比验证飞机内，通过设定不同的发动机推力和无穷远处来流速度(简称风速)，在不同的来流方向和舵面偏度下进行风洞试验，较为完整地模拟发动机的吸入气流和喷射气流(统称引流)对气动力的耦合影响。

1 试验设备和模型

1.1 试验设备

所有试验均在中航工业气动院FL-51风洞中进行，该风洞洞体长轴长79.65m，短轴长18m，标高为5.5m。试验段为开口矩形，其主要参数如表1所示。

表1 FL-51 风洞参数表Table 1 Parameters of the FL-51 wind tunnel

试验的测量控制系统主要由主控计算机、发动机及尾喷管控制计算机、数据采集系统、采集触发系统及本地控制计算机等组成。各个系统之间通过以太网进行通讯。其中主控机是控制系统的核心，控制着整个试验的流程与进度；发动机控制计算机则主要控制发动机的油门；本地计算机主要控制飞机的迎角、侧滑角和风速等，数据采集及触发系统主要用来记录发动机和天平的输出，并保证其同步性。系统的组成及信号流程如图1所示。

1.2 发动机选型

为安全起见，选择了国际上较为成熟的德国JetCat公司生产的P200微型涡喷发动机(见图2)进行试验。该发动机具有体积小，重量轻，推力大，系统可靠等优点，其具体参数可参见文献[19]。

1.3 试验模型

采用某型飞机的缩比模型为试验模型，其主承力结构采用金属框架，进气道采用玻璃钢复合材料，局部采用金属材料，由中航气动院负责加工。该缩比模型配置舵面分别为鸭翼(左右各1个，运动范围-70°～0°)；升降副翼(左右各2个，运动范围为-30°～30°，当左右两侧升降副翼同向偏转时，起升降舵作用，当左右两侧升降副翼进行差动时，起副翼作用)；V型垂尾(左右各1个，运动范围为-15°～45°)；同时采用背撑方式进行支撑，如图3所示。

2 试验与数据处理方法

2.1 试验方法

整个试验过程主要分为如下几个步骤：

(1) 在不吹风情况下，启动发动机，测量不同油门指令下的发动机推力和由于安装误差等引起的力矩，表征为值T。

(2) 发动机停车，风洞开始吹风，在不同风速和迎角、侧滑角和舵面偏角下测量飞机受到的气动力，用符号Q来表征。

(3) 在发动机开车的同时，风洞吹风，在不同风速和迎角、侧滑角和舵面偏角下测量飞机受到的合气动力，用符号F来表示。

2.2 试验数据处理方法

通过上述3步试验，得到发动机引流对气动力的影响量：

与气动力系数相似，将该影响量进行无量纲化，有：

需要说明的是，对于该款涡喷发动机，发动机的推力与油门指令具有唯一的对应关系。经测试，油门指令和发动机推力的对应关系如表2所示。其中油门指令δT∈[0，1]，δT=0表征发动机处于怠速状态，δT=1表征发动机处于最大转速状态。

表2 油门指令和发动机推力之间的对应关系Table 2 The correspondance between throttle command and engine thrust

3 发动机推力对气动力影响分析

3.1 油门指令影响

在风速V∞=40m/s下，保持侧滑角β=0°，所有舵面都处于基本状态(即舵面偏度为0°)，取发动机停车时的气动力数据为基准数据，将在不同发动机油门指令下测得的气动力减去基准数值，得到油门指令对气动力的影响量，如图4所示。

从图4(a)知，在小迎角下，发动机引起的轴向力增量为正值，但是在大迎角区，发动机引起的轴向力增量则为负。但总体上，油门指令越大，此时的影响量的绝对值越大。而从图4(b)知，发动机引流引起的法向力增量随着油门指令的增大而增大，这主要是由于发动机的引流作用引起的。同时需要说明的是，在50°迎角(大于失速迎角)处，此时发动机的引流引起的法向力增量达到最大值。同时从图4(c)和4(d)知，在小迎角下，发动机的引流对侧向力和俯仰力矩的影响量几乎都可以忽略，但是在大迎角下，侧向力系数出现较大的波动(但不同油门指令之间的值差别较小)，而俯仰力矩则随着油门指令的增大出现较大的增量。

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

3.2 风速影响

保持发动机油门指令δT=0.6不变，在侧滑角β=0°，舵面偏度都为0°的基准状态下，在不同的无穷远来流下，测量此时试验值与基准状态值的增量，得到结果如图5所示。

Fig.5 The variance of engine-induced aerodynamic force with the wind speed

从图5(a)知，在小迎角(迎角小于20°)下，风速对轴向力系数增量的影响几乎可以忽略。但是在迎角较大时，较小的风速产生的轴向力系数增量的绝对值较小。同时从图5(b)和5(d)知，速度的变化对法向力增量和俯仰力矩增量的影响并不是特别大，可近似认为此时没有影响。而侧向力则在迎角过失速区出现较大的变化(见图5(c))。

3.3 侧滑角影响

保持发动机油门指令δT=0.6不变，在风速V∞=40m/s，舵面偏度都为0°的基准状态下，设定不同的侧滑角，测量此时试验值与基准状态值的增量，得到结果如图6所示。

Fig.6 The variance of engine-induced aerodynamic force with the sideslip angle

显然从图6(b)、(c)和(d)可以看出，此时侧滑角对法向力、侧向力和俯仰力矩等气动力的增量影响很小，几乎可以忽略。但是对于轴向力，则在较小的侧滑角情况下，可以忽略该影响，但当侧滑较大时，此时轴向力有一个比较明显的偏置值(见图6(a))。

3.4 舵面影响

保持发动机油门指令δT=0.6不变，在风速V∞=40m/s，侧滑角β=0°下，改变升降舵和鸭翼的舵面偏度，测量此时试验值与基准状态值的增量，得到结果如图7所示。

可见，此时发动机的引流对气动力系数的改变，几乎不随舵面偏角的变化而变化。

Fig.7 The variance of engine-induced aerodynamic force with different control surfaces

4 结 论

本文将真实涡喷发动机安装在某缩比验证飞机内，在迎角为0°～70°，侧滑角为-10°～0°，风速分别为30和40m/s的情况下，进行带推力的静态测力试验，并将此时测量得到的气动力与发动机停车时测量的值相减，得到此时发动机引流对气动力的影响量，得到结论如下：

(1) 发动机引流会导致法向气力增量增加，且在大于失速迎角附近增量达到最大值；而轴向气动力则在小迎角处增加，在大迎角处减小。

(2) 当风速变化比较小时，发动机引流主要表现在对轴向力和侧向力的影响比较大，而对法向力和俯仰力矩系数影响较小。

(3) 在侧滑角较小时，发动机引流对气动力影响几乎可以忽略，但当侧滑角较大时，此时发动机引流对轴向力影响较大。

(4) 不同舵面偏转角度对发动机引流对气动力的影响几乎可以忽略。

通过本试验研究表明，验证机在小迎角飞行时，发动机推力对气动力几乎没有影响，采用常规的叠加法即可满足控制律设计的需求。而当验证机进行大迎角过失速机动飞行控制律设计时，必须考虑发动机引流对气动力的影响，但一般只需要进行失速迎角附近的纵向影响分析和大侧滑分析即可，对每个点都进行详细分析则没有必要。

当然该文的数据是通过特定涡喷发动机和特定缩比验证机得到的，对真实飞机和发动机推力之间的相似关系还有待进一步研究，相关结论也有待进一步验证，但其展示出的在过失速机动区域，发动机引流对气动力的显著影响值得我们进一步关注。

致谢:感谢中航工业空气动力研究院卜忱副总师对该试验的大力支持。

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[19]http://www.bvmjets.com/pages/p200sx.htm

(编辑：杨 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. 张 超, 朱纪洪, 吴林峰, 等. 发动机引流对飞机气动力的影响试验研究. 实验流体力学, 2017, 31(4): 22-27，33.

V211.74

A

张 超(1987-)，男，陕西西安人，工程师，博士。研究方向：飞行控制、飞行器管理、自抗扰控制、推力矢量建模与控制等。通信地址：陕西省西安市阎良区航空工业第一飞机设计研究院(710089)。E-mail: zhangchao.thucs@gmail.com

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