现代战斗机要求具有很高的机动能力，其飞行迎角范围要求达到大迎角。然而研究表明，现代战斗机，尤其是按静稳定原则进行设计的战斗机，存在中等、大迎角纵、横向稳定性严重非线性和不足的问题，当某一方向性能如航向首先出现静不稳定时，飞机会出现如尾旋等危险情况，大大危及飞行安全[1]。本文研究当飞机气动性能首先出现航向静不稳定时，如何以最小的改动提高航向失稳迎角，从而提高整个飞机的飞行范围。
航向失稳时，通常的航向控制面(舵面)如垂尾已处于低能的翼身涡尾流中，效率丧失。而提高垂尾效率，只能通过改变飞机翼身分离流动得以实现。近年来，由于飞行器大迎角亚、跨声速飞行的机动性要求，在其气动设计思想上，已经从以前的避免或推迟气动分离而转为利用和控制气动分离，鸭翼、边条翼布局和前体涡控制技术就是利用旋涡空气动力的典型方法。尤其近年来前体涡控制的研究在国内外正蓬勃发展[2-3]，如在机身前体上采用边界层分离的控制技术，具体措施有：固定的前体边条，可移动边条，小型化可转动边条，小孔喷气或吸气，以及表面缝隙的吹气或吸气等[4-12]。本文研究目的是希望通过最小的改动，在尽量不影响纵向气动特性情况下，改善航向静稳定性。而鸭翼和边条翼布局都是利用对主翼的有利干扰来提高战斗机大迎角升力，减小诱导阻力，从而提高战斗机机动性，然而，在一定迎角范围内，鸭翼和边条翼也使战斗机的纵、横向稳定性迅速降低[1]。通过在机翼上展向吹气，可以直接增加机翼涡的能量，而延缓机翼涡破裂的迎角，使得垂尾效率增加，但吹气装置一般比较复杂，在机身内部还需要增加储气设备，增加了飞机质量且难以加工实现。相对于垂尾处于翼身涡尾流之中，机身尤其是前体机身位于尚未干扰的气流之中，在中等迎角下，机身头部流场没有出现分离流动，流场简单，而且机身头部距离气动中心较远，力臂长，如在机身头部进行较小的改变，则可对全机偏航力矩产生很大的影响，因此在机身头部安装前体边条是改善航向静稳定性的理想选择。国内，夏学湔等[13]对5种不同形状和位置的前体边条对航向静稳定性的影响做了仔细研究，但选取边条尺寸较大，且没有流动分析。本文通过一系列风洞试验主要研究了尺寸较小的前体边条的几何特性对航向静稳定性的影响及前体边条影响航向静稳定性的流动机理。
1 试验模型及设备 1.1 试验模型本文采用的试验模型如图 1所示。试验模型为中等后掠翼单垂尾常规布局飞机，模型包含后掠角为47.5°的中等后掠机翼、一个单垂尾、双平尾和双腹鳍等部件，所有部件均可拆卸。试验模型沿轴向布置9个测压截面，垂尾沿法向布置2个测压截面，如图 2所示。其中，x=0.08，0.15，0.25 m截面为机身前体截面，x=0.4，0.48 m截面位于机身进气道上，x=0.515，0.6，0.7 m截面则位于机翼上翼面。
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| 图 1 试验模型 Fig. 1 Test model |
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| 图 2 试验模型测压截面示意图 Fig. 2 Schematic of pressure measurement section of test model |
本文试验模型采用正装和侧装2种方法进行安装(见图 3)，正装主要是进行测压和测力试验，而侧装主要是进行PIV试验，即采用侧滑角β代替迎角α的方式水平安装。
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| 图 3 飞机模型安装示意图 Fig. 3 Schematic of airplane model mounting |
本文试验是在北京航空航天大学D4常规回流式低速风洞开口段中完成的，开口段长2.5 m×宽1.5 m×高1.5 m，自由来流湍流度为0.08%，风速范围为10～60 m/s。
1.2.2 试验设备本文通过尾支撑六分量应变天平测量试验模型的气动力和气动特性，通过DTC测压设备对测压截面的测量和PIV系统得到的流场显示相结合，可分析截面流场。
1)天平。用于本文试验研究的测力天平采用的是中国空气动力研究与发展中心校准/测试实验室制造的六分量应变天平，天平型号为N6yT-43，试验结果采用的坐标系是国家标准坐标系，已经对天平坐标系进行了转换。天平静校中心距顶端基准面的距离为108.3 mm。
测力天平作为测力试验的采集设备，其数据采集的准确性和重复性直接影响到了测力试验的好坏，因此测力天平必须具备良好的测量精度。表 1为本文试验研究中用到的天平的技术参数。
| 参数 | y/N | Mz/ (N·m) |
Mx/ (N·m) |
x/N | z/N | My/ (N·m) |
| 设计载荷 | 960 | 36 | 16 | 360 | 300 | 24 |
| 校准载荷 | 960 | 36 | 16 | 320 | 320 | 31.2 |
2)测压设备。本文的压力测量采用D4风洞最新引进的DTC压力测量系统，DTC Initium是为PSI公司DTC系列微型ESP压力传感器提供的功能强大且经济的数据采集系统。该系统由DTC采集主机和DTC系类ESP压力扫描阀组成。主机最多可同时对8个扫描阀模块并行扫描采集。该系统有内触发和外触发2种工作模式，主机最大采集频率与扫描阀通道数成反比，对于32通道的扫描阀来说，内触发最大采集频率约为660 Hz，外触发相应时间经计算认为是即时响应的，测量精度达到±0.05% FS。
3) PIV系统。本文PIV设备采用Dantec公司的二维PIV系统，如图 4所示。系统主要由激光器系统、焦距为85 mm和50 mm的尼康镜头、粒子发生器、帧抓取器、同步板和FlowManager采集处理软件组成。
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| 图 4 PIV系统布置示意图 Fig. 4 Schematic of PIV system layout |
图 5给出了全机模型和各部件偏航力矩Cn的数值计算结果。可以看出，垂尾和机身是提供全机偏航力矩的2个主要部件，其中垂尾提供稳定的偏航力矩，机身提供不稳定的偏航力矩，它们都随着迎角的增加向航向不稳定发展。机翼本身并不产生偏航力矩，但是机翼涡是影响垂尾效率降低的主要流动因素(见图 6)。垂尾是被动受力部件，其本身并不对流场产生作用，但受上游流动影响很大[14-15]。如果要提高垂尾效率，则需要改变全机分离涡流动，不易实现且容易影响纵向性能。
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| 图 5 全机模型和各部件偏航力矩的数值计算结果(β=4°) Fig. 5 Computational results of yawing moment of model and components (β=4°) |
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| 图 6 垂尾PIV流场显示图(α=26°, β=4°，x=0.86 m) Fig. 6 PIV results of vertical tail (α=26°, β=4°, x=0.86 m) |
图 7给出了前段机身各截面PIV流场图。可以看出，在中等迎角下(α=26°)，机身涡在靠近进气道附近(x=0.3 m截面)才产生，机身中部(x=0.4 m截面、x=0.48 m截面)的进气道涡和机翼涡是使得机身不稳定偏航力矩随迎角增加而增加的主要原因。但是机身中部靠近气动中心(x=0.613 m)，且受机翼涡影响较大，在此段加改善措施效果不明显。而在机身头部(x=0.08 m截面、x=0.15 m截面)并没有分离流动，而且机身头部距离气动中心较远，力臂长，在机身头部加较小的改变，则可对全机偏航力矩产生很大的影响。根据上述思想，本文试验尝试在机身头部安装边条，利用前体边条涡技术控制航向静稳定性。
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| 图 7 机身前体各截面PIV流场显示图(α=26°，β=4°) Fig. 7 PIV results of sections of front part of fuselage (α=26°, β=4°) |
本文共加工6个边条进行试验，形状如图 8所示。图中：L为边条长度；H为边条最大宽度。尺寸由表 2给出。
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| 图 8 前体边条示意图 Fig. 8 Schematic of forebody strakes |
图 9给出了不同前体边条对航向静稳定性Cnβ的影响。从测力结果可以看出，边条1~边条5都有明显改善效果。边条1改善效果最好, 但是相对于机身比例过大，对飞机其他性能影响也相应比较大，实用性不好。边条5在具有改善效果的边条中面积最小，而若将其进一步缩小，如边条6则没有改善效果。故在所有试验的边条中，边条5最为理想。图 10给出了边条5在不同安装角度下对航向静稳定性Cnβ的影响。可以看出，90°安装角效果最好，60°次之，120°则几乎对偏航力矩没有明显改善作用。综合上述参数分析，本文将采用边条5、90°安装角作为最佳改善措施方案并进行分析。
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| 图 9 不同前体边条对航向静稳定性的影响 Fig. 9 Effects of different forebody strakes onstatic directional stability |
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| 图 10 边条5的不同安装位置对航向静稳定性的影响 Fig. 10 Effects of different mounting positions of strake 5 on static directional stability |
边条5对飞机的航向静稳定性有明显的改善作用，但是边条5能否应用于飞机，还需要考虑其对纵、横向气动性能的影响。同时，边条5改善航向静稳定性的效果并不适用所有的侧滑角范围，当侧滑角比较小时，改善效果明显，而当侧滑角比较大时，边条的效果就不明显了。
2.3.1 边条对纵、横向气动性能影响图 11(a)~图 11(d)分别给出了β=4°，边条5对飞机升力CL、阻力CD、俯仰力矩Cm和滚转力矩Cl的影响。可以看出，边条5对飞机的纵向特性基本没有影响，只有当迎角α>28°时，边条5对飞机的抬头力矩略有抑制。而边条对滚转力矩的影响比较大，这也和横航向性能耦合有关，图 11(d)显示当迎角α>24°时，边条5使得稳定滚转力矩继续增加，增强了横向稳定性。
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| 图 11 边条5对纵、横向气动性能的影响(β=4°) Fig. 11 Effects of strake 5 on longitudinal and lateral aerodynamic characteristic (β=4°) |
图 12给出了侧滑角对边条5偏航力矩Cn改善作用的影响。当β=0°时，加边条5和不加边条5的偏航力矩曲线基本重合，并基本保持在Cn=0附近，可见无侧滑时边条5对飞机航向性能基本没有影响，并未在中等迎角增加飞机的气动非对称性。而一旦出现较小的侧滑角(β=±2°)，边条5则具有很明显的改善作用，将偏航力矩变号的迎角从α≈27°提高到α≈36°，提高了9°。当侧滑角增大到β=±4°时，边条5将偏航力矩变号的迎角从α≈27°提高到α≈35°，仍有8°明显的改善效果。当侧滑角进一步增加到β=±6°时，边条5将偏航力矩变号的迎角从α≈26°提高到α≈33°，提高了7°，提高迎角度数虽然略有下降，但效果依然很明显。但当β=±8°时，边条5将偏航力矩变号的迎角从α≈24°只提高到了α≈26°，只提高了2°，改善作用大大减弱。可见，边条5对偏航力矩的改善作用在侧滑角不太大(β < 8°)的范围内效果明显，大概有7°以上的改善作用；当侧滑角较大(β≥8°)时，改善作用减弱，改善效果不明显。
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| 图 12 不同侧滑角下，有边条和无边条偏航力矩比较 Fig. 12 Comparison of yawing moment with and without forebody strake under different sideslip angles |
边条5的弦长只约占全机总长度的3%，但是却可以改变全机整体横航向特性，那么它是如何起作用的？它的流动机理是什么？图 13给出了机身各测压截面压力积分得到的偏航力矩Cn在安装边条5和不安装边条5时的区别(以β=4°为例)。可以看出，边条对机身前体2个靠近头部的截面影响较大，而对较为靠后的截面影响较小。机身x=0.08 m截面和机身x=0.15 m截面在不安装边条时，其偏航力矩基本不随迎角变化而变化，为平直线。而在安装边条后，随着迎角的增大，边条使得前2个截面产生的偏航力矩由负的不稳定偏航力矩逐渐变为正的稳定偏航力矩。而对于使机身随迎角产生不稳定偏航力矩的主要部分——机身中部截面(x=0.25 m截面、x=0.4 m截面和x=0.48 m截面)，边条基本没有改善作用，这些区域产生的不稳定偏航力矩仍然随着迎角的增加而增大。由此可见，边条对全机偏航力矩的改善作用主要是边条改善了机身前体截面所导致的。
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| 图 13 边条5对机身前体各测压截面影响(β=4°) Fig. 13 Effects of strake 5 on pressure measurement sections of front part of fuselage (β=4°) |
为了进一步研究边条对前体截面改善的流动原因，本文选取了α=26°，安装边条和不安装边条的各截面流场进行比较分析。图 14给出了x=0.08 m测压截面的测压点分布示意图。图中：θ为测压点的周向角。图 15和图 16分别给出了α=26°安装边条和不安装边条时x=0.08 m截面的压力分布Cp和PIV流场图。从压力分布来看，在安装边条后，x=0.08 m截面只在靠近模型上对称面压力值不同，且主要是影响背风侧附近负压力值略有减小，背风侧负压会产生负的侧向力和不稳定偏航力矩，负压力值减小，则会导致不稳定偏航力矩也减小，该结果与图 13(a)吻合。由图 16可以看出，模型未安装边条时，虽然在模型两侧有明显的附面层，但是整个流场还全部为未分离流动。而在安装边条之后，可以在模型背风侧看到明显的涡结构出现，该涡的位置和图 15压力分布变化范围基本对应。虽然从压力分布上看到，边条涡引起的压力分布数值变化不是特别大，但其影响范围正好在左右两侧产生侧向力的位置，结合力臂，产生的偏航力矩偏差值就比较大。由此可见，该截面偏航力矩改善主要是由于在安装边条后，出现的分离涡影响两侧压力分布导致。
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| 图 14 x=0.08 m测压截面示意图 Fig. 14 Schematic of pressure measurement section x=0.08 m |
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| 图 15 x=0.08 m截面有无边条压力分布比较(α=26°，β=4°) Fig. 15 Comparison of pressure distribution of section x=0.08 m with and without forebody strake (α=26°, β=4°) |
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| 图 16 x=0.08 m截面有无边条PIV流场显示图比较(α=26°, β=4°) Fig. 16 Comparison of PIV results of section x=0.08 m with and without forebody strake (α=26°, β=4°) |
图 17给出了x=0.15 m测压截面的测压点分布示意图。图 18和图 19给出了x=0.15 m截面安装边条和未安装边条压力分布Cp及PIV流场图。与x=0.08 m截面类似，边条主要改善了上对称面背风侧附近压力分布，使得负压力值略有减小。比较该截面PIV流场图可以看到，在未安装边条时，该截面仍为未分离流动，而安装边条后，除了在背风侧可以明显看到一个涡，在迎风侧也出现了涡结构，与背风侧相比，迎风侧涡要靠近对称面，且涡量要小于背风侧涡。背风侧涡和x=0.08 m截面相比要略有抬升。涡的位置和压力分布变化范围也基本一一对应。虽然边条对于压力分布的改变量不大，但是改变的位置位于截面两侧，正是整个截面对侧向力贡献最大的部分，所以压力上一点的改变量也能引起整个截面乃至全机的航向特性发生改变。
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| 图 17 x=0.15 m测压截面示意图 Fig. 17 Schematic of pressure measurement section x=0.15 m |
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| 图 18 x=0.15 m截面有无边条压力分布比较(α=26°，β=4°) Fig. 18 Comparison of pressure distribution of section x=0.15 m with and without forebody strake (α=26°, β=4°) |
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| 图 19 x=0.15 m截面有无边条PIV流场显示图比较(α=26°, β=4°) Fig. 19 Comparison of PIV results of section x=0.15 m with and without forebody strake (α=26°, β=4°) |
边条5仅对前2个截面改善效果明显，而对机身中部截面改善效果不明显，那么边条产生的涡发展到机身中部是如何演化的？下面选取机身中部比较典型的x=0.4 m截面进行分析。图 20给出了x=0.4 m测压截面的测压点分布示意图。图 21和图 22分别给出了x=0.4 m截面在安装和未安装边条时的压力分布Cp和PIV流场图。从压力分布上看，边条对该截面上对称面附近背风侧和迎风侧都有一些影响，但影响很小。从流线图看，未安装边条时，该截面有前体涡和进气道涡2对涡。而安装边条后，仍出现了前体涡和进气道涡，且涡结构和未安装边条类似，但在前体涡上方，有涡量很小的一对涡，这对涡即为边条产生的涡。此时这对涡已经远离机身上表面，并且从涡量来看，已发生破裂。所以，边条产生的涡在进气道附近发生破裂且远离机身，已基本不对机身偏航力矩产生影响。
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| 图 20 x=0.4 m测压截面示意图 Fig. 20 Schematic of pressure measurement section x=0.4 m |
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| 图 21 x=0.4 m截面有无边条压力分布比较(α=26°, β=4°) Fig. 21 Comparison of pressure distribution of section x=0.4 m with and without forebody strake (α=26°, β=4°) |
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| 图 22 x=0.4 m截面有无边条PIV流场显示图比较(α=26°, β=4°) Fig. 22 Comparison of PIV results of section x=0.4 m with and without forebody strake (α=26°, β=4°) |
从以上机身各截面流场分析可以看出，机身前体在未安装边条时是未分离流动，而安装边条后，边条产生了一对涡，该涡沿着机身从前向机身中部逐渐抬升，并在进气道附近破裂。该涡使得机身前体背风侧负压力值减小，侧向力由负变为正，使得全机偏航力矩也由不稳定偏航力矩变为稳定偏航力矩。而该涡发展到机身中部，已远离物体表面，涡量减小，对机身中部基本没有影响。
3 结论通过测力、测压和PIV试验技术，对不同的前体边条控制技术进行研究，得到以下结论：
1)弦长为30 mm、展长为5 mm的前体边条，安装角度为周向位置90°是本文试验模型提高航向失稳迎角的最佳方案。
2)边条可提高飞机横向稳定性，同时对飞机纵向影响非常小。
3)侧滑角越小，前体边条对航向静稳定性影响越大，在β < 8°之前，前体边条可提高航向失稳迎角7°~9°；而当β=8°时，航向失稳迎角提高2°左右。
4)前体边条主要影响飞机前体，在前体2个测压截面均可观察到边条涡，该涡使得截面背风侧负压力值减小，航向静稳定性增加，而对机身中后部基本没有影响。
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