富佳伟，于佳龙，刘超，王木国，王孜孜

航空工业沈阳飞机设计研究所，沈阳 110035

航空母舰舰载战斗机是现代大国海军的重要标志，也是航母编队的核心装备与主要作战力量。在全球范围内，美国海军具有最完备的舰载战斗机装备体系，先后发展了以F-4J、F-14、F/A-18E/F为代表的第二代及第三代舰载战斗机，截至目前发展到第四代隐身舰载战斗机F-35C；苏联/俄罗斯从全球第1种投入服役的短距起飞/垂直降落舰载战斗机雅克-38开始，发展了以苏-33、米格29K为代表的第三代舰载战斗机；法国在研制“阵风”战斗机的过程中，采用一机多型的设计策略，发展了具有三代半水平的“阵风”M型舰载战斗机。

舰载战斗机气动力的设计与发展伴随着不同时期的舰队制空作战需求与世界范围内空气动力学技术的进步。与陆基战斗机类似，舰载战斗机气动布局设计从满足高空高速作战能力的大后掠翼二代机布局，发展到利用脱体涡流型增强空中机动能力的边条翼三代机布局，并随着气动/隐身一体化设计技术的进步，向具有高隐身性能、超声速巡航能力、过失速机动能力、内埋武器装载能力的第四代战斗机发展。目前，隐身舰载战斗机气动布局的设计，不仅需要在舰面短距起降与空中高机动性之间综合权衡匹配，更需要在隐身、性能、操稳、重量等多专业强约束下的极窄设计域内开展寻优设计。

本文在中国现役舰载战斗机气动力设计的基础上，分析了具有隐身约束的下一代舰载战斗机气动力设计在起降增升、跨超声速减阻、均衡减载等方面面临的困难，探索了可行的解决措施，并总结了有益的设计经验。

1 多目标约束下的起降增升设计

与陆基战斗机相比，舰载战斗机气动力设计的难点首先是要满足舰面短距起降的能力要求，即在离舰/着舰重量、离舰/着舰速度、飞行迎角等因素中综合权衡获得最优的起降策略，其核心在于飞机在起降过程中必须有足够的升力。飞机起降阶段升力特性越好，离舰/着舰重量可以增加，离舰/着舰速度可以减小，飞行迎角可以降低，起降性能可以得到全面的提升。第三代舰载机通常使用增升装置提供足够的升力增量，使全机配平升力面满足舰载机舰上起降的要求，同时也能兼顾舰载战斗机的空中加减速性能[1]，甚至能够与其他操纵面联合使用来满足舰载机起降过程中对横航向的操纵控制。舰载战斗机在引入隐身的约束之后，需要在机翼设计、增升装置、使用策略及弯扭优化之间进行综合权衡与优化匹配。

1.1 机翼与起降增升匹配设计

机翼是全机产生升力的主要部件，在隐身与气动效率的强约束下，机翼平面参数可选择的设计域很小。在极窄的设计域范围内，需要综合优化机翼的前缘后掠角、后缘前掠角、机翼面积、展长、根梢比、展弦比等关键参数，同时在选定平面参数的基础上，探索高升力的三维扭转机翼设计。

图1 基准翼型与后缘修型Fig.1 Basic and improved airfoil profile

舰载机舰面起降需要在低速状态下具有高升力特性的同时，仍然保持较好的纵向及航向飞行控制能力[2]。高效能的增升装置是兼顾低速升力特性与高速机动性能的有效措施，可以通过高效能的增升装置来缩减机翼面积，达到低速高升力、高速高机动性的目的，但增升装置也必须具备良好的起降升力、起降滚转品质、横航向稳定性、陆基抬前轮能力、低速最大低头能力等多方面的要求[3-4]。目前国内外舰载机增升装置多采用开缝襟翼和简单襟翼，图2给出了开缝襟翼和简单襟翼的示意图。第三代舰载机通常采用开缝襟翼，开缝襟翼增升能力强，但隐身效果差。隐身舰载机更倾向于采用简单襟翼设计，需要权衡多目标的设计约束。笔者通过对增升装置流动特性与增升效果的研究表明，采用简单襟副翼设计的增升装置，与前缘襟翼使用策略进行协同优化设计，可以满足起降升力的需求。

图2 增升装置设计Fig.2 Design of high lift devices

1.2 舵面使用策略优化

在起降构型下，为了使得升力面最优，同时保证俯仰力矩变化和缓、增强陆基起降时的抬头能力，在考虑舵面偏转对航向安定性影响的设计思路基础上，对前缘襟翼使用策略进行优化设计。图3中给出了起降状态下不同前襟偏度时配平升力系数的变化，CL为升力系数，δtf和δlf分别代表后缘襟翼偏度与前缘襟翼偏度。从图中可以看出，采用适当的起降构型舵面使用策略，能够使配平升力系数得到较大提升。

图3 起降状态下不同前襟配平升力系数分布Fig.3 Distributions of trim lift coefficient at take-off and landing status

1.3 三维型面数值优化

采用基于先进数值优化算法的三维型面优化设计可以大幅减少气动外形的迭代设计时间[5-7]。数值优化算法选取目标函数非常灵活，可直接根据某种气动设计指标，如低阻力、高升力等进行优化，不依赖气动外形的细节特性。笔者选取的伴随优化算法是一种基于梯度的间接优化算法，该算法的计算时间不随设计参数的增加而增加，适用于工程计算。图4给出了通过伴随优化算法计算出的机身局部升力关于空间位置的敏感度分布示意图。

图4 机身表面升力的空间敏感度Fig.4 Space sensitivity of lift of aircraft surface

2 跨超声速精细化减阻设计

隐身舰载战斗机拦阻钩及武器内埋等要求导致机身横截面积增加，为了满足加速性等指标要求，布局方案在跨声速范围内面临较大减阻需求。由于舰载飞机的机翼面积较大，同时机翼的设计受到结构高度、油箱容积等约束，通过翼型弯扭配置减阻的设计空间较小[7-9]。机身的外形曲面受到总体布置、结构高度、飞行员视野、进发排系统设计、几何外形隐身等多因素的强约束，全机外形可调整裕度也非常有限。

基于上述减阻需求及面临的诸多困难，笔者在综合考虑总体、隐身、结构和推进系统等专业设计要求的基础上，提出了跨声速精细化减阻设计方法。通过精细化的数值仿真计算，获得飞机表面压力分布及空间流场特征，在此基础上深入分析局部表面压力与激波/膨胀波/溢流等空间流场流动的关系，进而提出了减小激波压缩角、降低膨胀波强度、合理匹配压缩/膨胀波系、优化溢流吸力矢量方向等多方面体系化的减阻措施，通过优化调整局部外形曲面，进行机身精细化减阻设计。相应的风洞试验表明，通过上述减阻措施，全机可以获得10%左右的减阻收益，满足了水平加速性指标。图5给出了减阻收益随马赫数的变化，其中Ma代表马赫数，ΔCD0代表零升阻力。

图5 超声速减阻收益Fig.5 Profits of drag reduction for supersonic flows

2.1 座舱位置激波压缩/膨胀波系优化

跨超声速阻力主要贡献量是激波产生的波阻，正向迎风面积越大、激波压缩角度越大，所产生的局部波阻越大。通过对全机的流场分析发现，前机身及座舱处激波强度最大，对全机的跨声速阻力具有明显影响。由于前机身的构型受到总体和隐身的约束，前机身外形的调整重点在于优化前机头型面。在保证视角不变基础上，对前机头上表面和风挡过渡区型面进行均匀过渡，可以减小前机身及座舱处激波压缩角，降低局部激波强度。图6给出了座舱处激波压缩角设计图，相应的数值仿真结果表明，减小前机身及座舱处激波压缩角，可以在一定程度上降低局部激波强度，进而减小跨声速阻力。

图6 座舱处压缩角设计Fig.6 Design of compression angle at cockpit

在战斗机巡航的过程中，座舱等正向迎风部件处会产生强激波，在激波之后通过膨胀波使压力逐渐恢复，在激波后方会出现逆压梯度区域，导致全机阻力增加。数值模拟局部流场分析表明，前机身处座舱后的膨胀波强度较大，对阻力影响大。将座舱脊线曲面进行适当加高设计，可以减缓表面气流膨胀强度，实现逆压梯度的优化。

图7给出了座舱优化前后构型的对比，其中红色代表原方案，绿色代表优化后的方案。图8给出了脊线优化前后数值仿真的对比图，从图中可以看出，经过该优化后，前机身座舱之后膨胀波强度降低，进而导致跨声速阻力下降。

图7 座舱优化前后构型对比Fig.7 Comparison of configurations of cockpit before and after optimization

图8 背部脊线优化压力系数云图对比Fig.8 Comparison of contours of pressure coefficient at ridge lines

2.2 进气道溢流吸力矢量方向优化

由于进气道的溢流作用，膨胀气流流经唇口边缘处会产生垂直于局部型面的吸力峰。通过局部流场分析发现，跨声速零迎角时，上唇口处的溢流较明显，进而产生较强的吸力膨胀区。传统战斗机外形设计中唇口相对平坦，主吸力峰的贡献主要集中在升力方向。基于此特征，可以对唇口上方型面进行优化，将前缘吸力调整到阻力的反方向，达到利用溢流吸力进行减阻的目的。

图9给出了进气道唇口优化前后构型的对比图，红色代表原方案，青色代表优化后的方案。图10给出了优化前后唇口吸力的对比图，原升力方向的吸力变小，并改变方向到阻力的反方向。

图9 进气道唇口处优化前后构型对比Fig.9 Comparison of configuration of inlet lips before and after optimization

图10 优化前后进气道唇口吸力对比Fig.10 Comparison of suction of inlet lips before and after optimization

2.3 后机身激波压缩/膨胀波系优化

由于后机身存在平尾、垂尾等尾翼面以及适应发动机安装而产生的曲面凸起，其对阻力的贡献比较显著。采用精细化仿真手段，对垂尾、发动机舱、喷管、平尾等多部件耦合流动局部流场分析发现，在垂尾根部前缘位置，将后机身上表面局部加高，可以利用垂尾激波在发动机舱凸起曲面的背风面产生高压，从而产生减阻效果。图11给出了后体与喷管的优化前后构型对比，红色代表原方案，绿色代表优化后的方案。

图11 后体优化前后构型对比Fig.11 Comparison of configuration of afterbody before and after optimization

3 均衡减载设计

舰载机为满足拦阻着舰、机翼折叠等使用需求，会付出较大的重量代价。为保证空中作战效能，需要对空机的重量进行严格控制。飞行载荷作为作战使用与机体受载之间的纽带，对飞机减重设计非常重要[10]。

在隐身舰载战斗机的减载设计过程中，需要应用全包线飞行载荷均衡设计技术来进行减载设计。这里面需要综合考虑总体、气动、性能、操稳、飞控、强度等多专业的设计约束，全面评估亚、跨、超声速机动飞行要求和机动飞行情况研究减载设计流程，进而形成全机飞行载荷均衡设计方案，建立精准合理的载荷计算分析模型，解决减载设计与作战使用之间的设计矛盾，实现全机飞行载荷减载设计，支撑飞机实现重量目标的效果。

3.1 平尾配平载荷均衡设计

针对舰载战斗机设计中存在的平尾负向载荷过大的问题，开展布局与载荷联合迭代设计，考虑到平尾承载能力对称的特点，均衡平尾正负载荷实现减载。图12给出了布局与载荷迭代设计的流程图。以平尾减载为目标方向，利用机身下表面曲面修型进行机身反弯设计，可以实现严重载荷状态下平尾减载，图13给出了后机身反弯设计示意图。

图12 布局载荷联合迭代设计示意图Fig.12 Schematic of joint iteration design of layout and payload

图13 后体反弯设计图Fig.13 Schematic of negative bowed afterbody

研究表明，纵向力矩系数每增加0.005，跨声速配平阻力大约可以减小1%，进而使得平尾平衡载荷减小约5%。

3.2 全机载荷均衡设计

舰载战斗机在机翼/平尾紧耦合的条件下进行纵横向机动飞行时，襟副翼与平尾之间存在较强干扰关系。在保证气动效能和铰矩可实现的基础上，对于同样的过载与滚转角速度指标，通过全机载荷均衡设计来寻求载荷最优配比区间，进而实现全机综合减载。

图14给出了不同操纵面组合使用对机翼/平尾翼面载荷的影响。通过数值仿真计算表明，载荷最优的全机载荷均衡设计的收益明显，在此基础上进一步开展了载荷最优比例区间设计，实现了机翼和平尾的综合减载。

图14 负过载与滚转作用下的机翼载荷工况分布Fig.14 Distributions of payloads on wing under the condition of rolling and negative overloads

4 结 论

1) 采用机翼后缘简单襟翼的设计方式，结合机翼型面弯扭数值优化以及舵面使用策略匹配，能够满足强隐身约束下舰载战斗机的起降升力需求。

2) 合理配置座舱位置以及后机身上表面的激波压缩/膨胀波系、优化进气道溢流吸力矢量方向等，能够在不降低机身容积的前提下，实现全机10%左右的减阻收益。

3) 利用机身下表面与拦阻钩舱门区的修型进行机身反弯设计，能够实现平尾负向载荷的有效减载。