沈家立，廖华琳，何天喜，朱 川

(中国航发四川燃气涡轮研究院，成都 610500)

1 引言

随着时代的发展，现代化的军事斗争更加多样化，部队对各种恶劣条件下和非理想战场状况下的军事打击能力的需求越来越迫切。短距/垂直起降(S/VTOL)飞机[1-2]凭借其短距/垂直起飞和降落能力，逐渐受到各国军方的青睐，成为当前航空技术研究的重点。

目前，较为先进的短距/垂直起降飞机的推进系统有两种技术方案：一是美国的F-35B 推进系统构型[3]——转向喷管发动机匹配升力风扇构型；二是苏联的YAK-141 推进系统构型[4]——转向喷管发动机匹配升力发动机构型。国内外学者以F-35B 推进系统构型为基础，对短距/垂直起降飞机在起飞/降落状态的流动特征进行了大量研究。研究发现，短距/垂直起降飞机发动机喷出的高温燃气，会被进气道吸入，引起温度畸变，造成发动机性能下降，明显降低发动机稳定性，进而导致失速、喘振或熄火[5]。短距/垂直起降飞机在近地区域起飞/降落时，由于升力风扇向下喷出气流、主发动机尾喷管气流、飞机下机身、地面的相互作用，形成了复杂的地面效应，这不仅会造成机身高温，还会产生巨大的升力损失[6-8]。此外，发动机向下喷出的热射流还会造成地面高温烧蚀问题[9-10]，对地勤人员也有影响。

YAK-141 和F-35B 两型飞机都采用了单发布局，但考虑到双发布局飞机相较于单发布局飞机具有更大的作战载荷、更高的推力性能及更好的安全性，在短距/垂直起降飞机上采用双发布局无疑能显著提升其作战能力。本文针对采用升力发动机+转向喷管、升力风扇+转向喷管两种不同推进系统构型(以下分别简称升力发动机构型和升力风扇构型)的双发布局短距/垂直起降飞机，通过模拟飞机在短距/垂直起降状态下复杂多变的外流场，研究了此状态下飞机高温燃气回吸、对地面/甲板和人员等影响以及地面效应等现象，可为相关研究的深入探索和实际应用提供一定的参考。

2 模型构建及仿真设置

2.1 模型构建及网格划分

为尽可能模拟真实情况下短距/垂直起降飞机的起飞/降落过程，以某型战斗机为原型，对两种不同短距/垂直起降推进系统进行设计布局，建立了升力发动机构型和升力风扇构型飞机的外流场计算模型。结合研究内容，同时考虑到计算资源限制，不考虑滚转喷管喷流，并对飞机模型进行简化处理。图1为YAK-141 和F-35B 两款飞机的推进系统构型，图2为采用这两种推进系统构型构建的双发布局短距/垂直起降飞机外流气动仿真计算模型。

图1 YAK-141 和F-35B 的推进系统Fig.1 Propulsion systems of YAK-141 and F-35B

图2 气动仿真计算模型Fig.2 Aerodynamic simulation calculation model

飞机外流气动仿真计算模型主要由飞机机身、升力发动机/升力风扇进气道及喷口、主发动机进气道和转向喷管组成。飞机在起飞/降落状态，升力发动机/升力风扇和主发动机转向喷管均向下喷射气流提供升力，同时主发动机和升力发动机/升力风扇通过进气道吸入气流。

采用非结构化网格对计算模型进行网格划分，并对升力发动机/升力风扇和主发动机等部位进行局部加密，附面层第一层网格设置为0.1 mm，网格总量为3 650 万。外流场尺寸设置为30 m×24 m，以满足对外部流动作用及影响分析的需求；外流场高度取决于飞机的离地高度。图3 为飞机机身网格。

图3 飞机机身网格Fig.3 Fuselage grid of aircraft

2.2 求解器及边界条件设置

利用商业软件Fluent 对飞机外流场进行数值模拟分析，采用基于有限体积法的N-S 方程求解器，无黏对流通量选用Roe 格式，湍流模型使用RNG k −ε模型，采用标准壁面函数，并使用具有二阶精度的迎风格式对控制方程进行离散，流体的导热系数和动力黏性系数定义为随温度变化的函数，采用密度求解器。

对于整个飞机外部流场的计算域，各类边界条件描述如下。

(1)三轴承转向喷管进口：采用压力进口边界条件，假定来流参数均匀分布，总温、总压参数由发动机工况确定，气流流动方向垂直于进口截面。

(2)升力风扇/升力发动机进口：采用压力出口边界条件模拟进气，压力参数通过理论计算和仿真验证确定，使进口流量与理论流量保持平衡。

(3)升力风扇/升力发动机出口：采用压力进口边界条件模拟喷流，总温、总压参数根据升力风扇/升力发动机设计性能参数给定。

(4)进气道进口：采用压力出口边界条件模拟进气，压力参数通过理论计算和仿真验证确定，使进气流量与喷管流量保持平衡。

(5)外流场边界：采用压力出口边界条件，压力及回流温度给定为环境参数。

(6)飞机壁面、喷管壁面及地面：均设置为绝热无滑移壁面。

3 计算结果分析

为模拟真实情况下飞机的短距/垂直起降过程，在不同飞机离地高度 H (0 m，5 m，10 m)下，对升力发动机构型和升力风扇构型两种不同的飞机模型进行了仿真，得到了不同离地高度下两种推进系统构型飞机机身及外流场的温度、压力及流线等数据，并对高温燃气回吸、地面效应以及对环境(地面/甲板、人员等)的影响进行了相应分析。

3.1 高温燃气回吸

为研究高温燃气回吸问题，主要对飞机喷口射流和进气道来流流线以及进气道温度畸变进行分析。图4、图5 分别为不同飞机离地高度下，升力发动机构型飞机和升力风扇构型飞机喷口射流和进气道来流静温沿流线的分布。由图可知，在起飞/降落过程中，两种构型飞机喷口射流流动相似——升力发动机/升力风扇与主发动机射流向下喷射冲击地面，经地面阻挡/反射作用向冲击点四周扩散，两股气流分别在飞机前向、后向自由扩散，但在机身中部互相挤压，形成螺旋状的卷吸流且向展向扩散。从进气来流流线看，两种构型飞机在0 m、10 m 处均未吸入主发动机和升力发动机/升力风扇的废气，而在5 m 处均有废气吸入。在0 m 处，喷口射流经地面作用快速向四周扩散，气流流动速度过大导致进气道未能吸入；随着离地高度的逐渐升高，喷口射流至地面的速度逐渐降低，一部分射流被进气道吸入；当离地高度升高到一定高度后，地面反射射流距机身过远，不会再被进气道吸入。

图4 升力发动机构型飞机喷口射流和进气道来流流线图Fig.4 Streamline diagram of nozzle jet and inlet flow of aircraft with lift engine configuration

图5 升力风扇构型飞机喷口射流和进气道来流流线图Fig.5 Streamline diagram of nozzle jet and inlet flow of aircraft with lift fan configuration

图6为不同飞机离地高度下，升力发动机构型和升力风扇构型飞机进气道进口截面静温分布云图。可以看出，两种构型飞机进气道进口截面在0 m 和5 m处均有一定的温度畸变，且5 m处温度畸变更大；10 m 处温度畸变不明显。升力发动机构型飞机的温度畸变均在进气道内侧；升力风扇构型飞机0 m处温度畸变在下侧，5 m 处温度畸变在外侧，且均比升力发动机构型的小。原因是升力风扇射流温度较低，主发动机热射流与其掺混，降低了射流温度，因此进气温度畸变较小。

图6 升力发动机构型(左)和升力风扇构型(右)飞机进气道进口截面温度云图Fig.6 Section temperature cloud diagram of aircraft inlet with lift engine configuration (left)and lift fan configuration (right)

3.2 地面效应

地面效应对短距/垂直起降飞机的影响，主要体现在飞机向下射流对气流的引射作用，及喷泉效应引起的下机身局部高温和压力变化导致的升力损失等。本文主要分析飞机近地面处的地面效应。

图7、图8 分别为升力发动机构型和升力风扇构型飞机在0 m 处，机身下表面的温度、无量纲压力分布云图及主发动机轴线截面的流线图。图中，无量纲压力定义为 (ps− p0)p0，ps为飞机壁面静压，p0为环境压力。可以看出，升力发动机构型飞机整个机身下方都存在高温区，升力风扇构型飞机主要在机腹后侧存在高温区。其原因是升力风扇射流温度低，与主发动机热射流在机身中部相互作用，形成了喷泉效应，阻碍了热气流的前移，导致高温区在其机身后方；而升力发动机构型飞机前后均为热射流，因此整个机身都存在高温区。两种构型飞机均存在高压区和低压区，低压区的形成主要是由于射流对空气的引流作用，高压区的形成则是机身对喷泉流的滞止作用。低压区范围主要在升力发动机/升力风扇与主发动机喷口周围，而高压区主要分布于机身中部及飞机中心线位置。机身中部的高压区是前后射流形成的喷泉流造成的，由于两种构型飞机的喷泉流位置不同，因此其高压区位置有差异。升力发动机构型飞机的升力发动机之间以及主发动机之间，均存在喷泉流，因此中心线前后方均存在高压区；而升力风扇构型飞机仅主发动机之间存在喷泉流，因此只有中心线后方存在高压区。

图7 升力发动机构型飞机地面效应分析Fig.7 Ground effect analysis of lift engine aircraft

图8 升力风扇构型飞机地面效应分析Fig.8 Ground effect analysis of lift fan aircraft

3.3 环境影响

为研究短距/垂直起降飞机对地面/甲板的烧蚀问题，对其起飞/降落过程中地面的温度分布进行了分析。图9、图10 分别为不同飞机离地高度下，升力发动机构型和升力风扇构型飞机地面的静温云图。可以看出，两种构型飞机在起飞/降落过程中，随着飞机离地高度的增加，地面最高温度逐渐降低，高温范围逐渐减小。这一变化规律与文献[11]的结果相似，但与单发布局飞机不同的是，双发布局飞机在正后向有一个高温条带，是2 个主发动机的射流经地面阻挡/反射后在飞机中心线位置相互挤压扩散形成的。与升力发动机构型飞机相比，升力风扇构型飞机前半部分温度明显降低。这是因为升力风扇喷出的主要是被压缩的空气，其温度远低于升力发动机喷出的燃气温度，符合实际情况。

图9 升力发动机构型飞机地面温度云图Fig.9 Ground temperature cloud diagram of lift engine aircraft

图10 升力风扇构型飞机地面温度云图Fig.10 Ground temperature cloud diagram of lift fan aircraft

为研究短距/垂直起降飞机在起飞/降落过程中对地勤人员的影响，采用17 m/s(7 级风)的速度作为划界边界，对离地高度1 m 处(人体重心位置)的速度分布进行了分析。图11、图12 分别为不同离地高度下，升力发动机构型和升力风扇构型飞机离地1 m 高度截面的高速区分布图。图中，红色区域代表速度高于17 m/s 的高速气流，蓝色区域代表速度低于17 m/s 的低速气流。可见，不同离地高度下，两种构型飞机机身周围均有高速气流。在0 m、5 m 处飞机展向和后向均有高速气流，在10 m 处飞机仅展向存在高速气流。展向高速气流为飞机前后两股射流挤压形成，后向高速气流为2个主发动机射流挤压形成。升力发动机构型飞机展向的高速气流范围明显比升力风扇构型飞机的宽，原因是升力发动机射流速度明显比升力风扇的高，因此前后两股射流挤压形成的卷吸流更加明显，故而高速气流范围较大。

图11 升力发动机构型飞机离地1 m 高度截面的高速区分布Fig.11 High velocity zone distribution with lift engine configuration aircraft of H=1 m

图12 升力风扇构型飞机离地1 m 高度截面的高速区分布Fig.12 High velocity zone distribution with lift fan configuration aircraft of H=1 m

4 结论

(1)升力发动机+转向喷管、升力风扇+转向喷管两种不同推进系统构型的双发布局短距/垂直起降飞机，在起飞/降落过程中离地5 m 高度下均存在高温燃气回吸现象，其中升力风扇构型飞机在起飞/降落过程进气道的温度畸变较小。

(2)两种构型飞机距离地面越近，其地面效应越强。在近地面处，地面效应对机身下方温度和压力分布都有较大的影响，喷泉流位置及特性不同，机身下方的温度和压力分布也不同。在设计过程中，应根据实际情况对机身高温区域和地面吸附效应做针对性的分析和处理。

(3)升力风扇构型飞机起飞/降落过程中，地面的高温区域范围明显比升力发动机构型飞机的小；两种构型飞机起飞/降落过程中除机身周围外，在飞机展向和后向均存在高速气流区，对地勤人员有影响，但升力风扇构型飞机的高速气流区较窄。