郑 遂，李桂生，蔡广平，昂海松

（1.南京航空航天大学航空宇航学院，南京 210016；2.成都飞机设计研究所，成都 610041）

0 引 言

高机动战斗机常常采用双垂尾布局，以改善大迎角航向稳定性，同时缓解大速压下静气动弹性效应问题，例如F－14、F－15、F－18、Su－27和Mig－29等飞机。隐身战斗机为了减小侧向扇区雷达回波，要么采用无垂尾布局，例如B－2，要么采用倾斜双垂尾，例如F－117、F－22、F－35和T－50等。

与此同时，为了提高机动性，拓宽飞行包线、尤其是飞行包线的左边界，希望飞机具有良好的大迎角特性，因此常常在飞机前体配置涡升力装置，例如机翼前边条、鸭翼和前机身侧棱等。

在小迎角范围内，倾斜双垂尾在俯视平面的投影面积相当于升力面面积，对升力有一定贡献。但是，当迎角增大到一定程度后，情况会发生根本性的变化：双垂尾导致大迎角升力明显降低，伴随产生抬头力矩。吕志咏和李建强等人［1－2］对一个三翼面双垂尾布局进行了风洞流场观测试验，认为双垂尾的存在增加了逆压梯度，使机翼涡更容易破裂，且加深了破裂的程度，从而致使最大升力下降。而逆压梯度的产生，是因为双垂尾正处在机翼主涡涡核的迹线上。郑遂、李桂生等人［3］针对一个典型的正常式布局研究进行了CFD研究，发现脱体涡对双垂尾的吸力和诱导作用，使得垂尾压力内高外低，内侧高压也传递到垂尾之间的机身上表面，使得大迎角升力降低、抬头力矩增大。

笔者采用一个典型的双垂尾鸭式布局进行CFD研究，扩展了文献［3］的机理研究工作，并设计了若干改善措施，进行了风洞试验验证。……