STOVL概述空气动力学的改进方案

STOVL概述空气动力学的改进方案一架喷气式飞机影响的实验研究。洛克希德马丁公司、诺斯罗普格鲁曼公司/ BAE系统公司联合攻击战斗机 STOVL系统配置实施,长达三年和10个 风洞项目的研究。这个实验在进行 BAE系统4.0米5.5米低速风洞的测试。在 沃顿，英国。高保真的7.5%比例模型被安装到一个刺通过支撑支持系统,以及定 位在球场（B）从-6 20。没有偏航。飞机高度的影响也进行了运行清洁工的地面 效应下来延长齿轮的高度。喷嘴特征，包括推力系数,流量系数、排气羽流形状和 腐烂,在喷嘴测量的校准。力和时刻数据测量在所有测试条件使用一个内部仪 器,6组平衡分应变计.表面应变计压力还测量了在各种条件下的使用120年的数组静压水龙头。流可视化是用来确定飞机和地面吗表面流场。这次调查的主要目标是提供数据进行远距离，高回报的配置贸易研究之外JSF配置原则发展项目。 次要的目标是帮助发展实验技术、设施和一个经验丰富的团队在准备执行JSF系统设计和开发（SDD）合同。这些目标都是满意的，和主要结果转移到JSF计划 包括发展数据在不同部位叶片升力风扇盒子喷嘴（VAVBN）和紧凑型的阿希瓣扩展性（CAFE）核心喷嘴。引言垂直起降喷气效应的目的（SJE ）测试以确定对喷管流的诱导效应 STOVL 型车辆的外部空气动力学其飞行包线内的区域。这包括垂直操作空速（0到45海里）空速其中承担充分喷气飞机之间转换飞行和充分传播翼飞行（150至250海 里）。此外，这些影响必须特点在地面（专家组）的影响，以及出地面效应（OGE 的）。这些诱导射流影响的幅度可以是一个双方飞机性能上的主要驱动力和处理 品质。垂直着陆（VL）,垂直起飞（VTO ）和短距起飞（STO ）的性能都可能受 到严重影响。此外，控制效果器/搅拌机计划和控制计划必须考虑采取这些力和 力矩。这个测试程序，虽然广泛，只有部分的 STOVL试验总体方案。这些测试 被同伴测试，以生产12 %的SJE模型，从而获得基准性能数据使用 JSF的力 和力矩的会计制度。12 %的模型是一个更能干的系统，由于规模较大的一个完 整的偏航能力。然而，这种模式是不是那么适合，或确实，“削减和尝试”的方式提供给7.5 %的模型。这SJE调查也从让思维从自由原则的 JSF计划合同的努力。公司的严格要求和时间表为了利用设施，以确保最大灵活的时间表，以最低的成本。这种模式 也被用于测试不专门为STOVL型气动改善。调试前悬停坑，在帕姆代尔 7.5 % 的矿井设计规模模型检查跑道表面处理的 5.5米风洞。概念，设计，以减少地面 效应也评估。此外，普惠公司的 C-12型发动机试验室进行了测试，与简化版该 模型模拟发动机试验的文章，以周围的细胞来评估流量。除了SJE测试，范围的STOVL型改善测试期间开展这包括 JSF概念发展阶段（CDP ）。热气体的摄 入（HGI ），测试，测量的任何喷气排气温度，流量找到自己的方式放回的摄入 量；地面环境测试测量声，对热和压力的数据机身及其周围和地面侵蚀测试，测 量的各种喷气流的影响跑道表面。实验程序BAE系统公司沃顿测试设施包括 4.0和5.5米低速风洞，热燃气 实验室（地面侵蚀试验），地面效应钻机（HGI的测试），1.2米的高速风洞。支 持这些设施是由高压空气农场能够提供 600 psi的空气在26磅/秒。权力的空 气量绰绰有余SJE模型7.5 %。悬停/悬停在逆风进行测试的5.5米风洞，图1 与图7.5 %的比例SJE模式安装。这是一个开放的回报风洞收缩比是2.32:1 。工作部分为5.5m，宽5.0米高。这条隧道是大到足以提供规模高度超过干涉徘 徊60英尺。前进速度能力允许的最大获得 40节安装与模型被拆除的喷气机的 盘符，地面边界层通过系统的吸槽。在更高的速度测试中进行了的4.0米风洞。这条隧道，描绘在 图2安装与7.5 %的规模SJE模型，是一个封闭返回风洞收 缩比是10.6:1。的工作节是4.0米的，宽2.7米高。这条隧道是大到足以模拟 无效的的在利益的前进空速条件下（45节）。前进速度能力允许的最大获得 170海里安装与模型被拆除的喷气机的盘符，地面边界层通过专家组测试的接 地平面。喷嘴校准和羽调查喷嘴的校准实验室，开展所示通过负载细胞在2D负 载图3，本措施：需要旋转90。，以获得一个完整的三维校准。通过计算机获 得充分羽调查控制皮托耙/表。对于某些应用，例如作为小卷喷嘴出口的调查中，一个单一的皮托代替耙Fig. 1: BAE SYSTEMS 5.5 Meter Wind TunneJFig. 2: BAE SYSTEMS 4.0 Meter Wind TunnelPlumeSurvey RakeFig. 3: BAB SYSTEMS Nozzle Calibration RigCaHbrtion RigzU SJE * NozzleFig. 4： 7,5% Scale SJE Development Model在图四所示的概念模型外部空气农场，上面提到的，提供的空气通过四个独立 的空气被送入喷嘴。沿着刺痛控制通过管道供应和支柱， 一个电源块。此电源模 块保持接地（附非十进制到年底平衡），允许内部的模型，空气农场连续运行， 假设没有其他大的要求，和用品的可控性允许一个非常短的时间内得到的条件。 所有排气路径进行了模拟使用真行在每个系统的最后瓶颈板的下游。这包括一个功能齐全的三轴承旋转管（3BSD ）升力，升力风扇过渡段。风扇和核心喷嘴保 持接地，以最小的从现场的模型，但辊职位的间隙分别为生活（附平衡的度量）o 由于各的，高度集成的概念进行测试，决定辊职位不能孤立的从现场的模型。这种混合公制/非十进制推力系统许多优点。首先，多数推力平衡平衡是一 个明智的大小喷射效果参数的测量范围。 二，推力滚上允许的余额从各种“净推 力”的直接测量替代概念，利用辊后送风。为了完成这个度量辊推力，喂，使每 个机翼设计，派生通过一套灵活的管功率块（即所谓“长号”系统）在翼根歧管。多方面的，机翼可以看出，在图5，本系统最小的平衡衔接的稗子电梯，滚 动和俯仰轴，它的主要兴趣，同时允许自由使用辊后的空气需要确实存在小桥接 稗子作为量化和纠正使用支票负荷功能的在长号系统的压力。这多方面的分配制度也允许要使用两个模型机翼设计。第一个是导致从多方面退税坚实的翅膀这使 槽滚基线辊后的位置。各种轧辊后设计的后组件机翼安装。 这也有开槽后缘襟翼 替代基准平面皮瓣和规定翼展超过平原后缘襟翼吹关节。第二翼包括上限和下限面壳，这样当螺栓连接在一起形成了低全会室， 从多 方面喂食。表面有六个孔加工，每一个能够接受含滚后喷嘴或插入盲板， 这是测试各种辊后超过矩阵位置的设计，包括双位置，以确定损失扬程推出的灵敏度张 贴位置，方向和向量的角度。一个问题是，这种机翼不会充当真正的全体会议上， 尤其是靠近笔尖全会变得很浅。由于这种担心，进行广泛的风险减少实验几个喇 叭口确定最佳的方法。窒息的配置进行了测试，以及各种穿孔板的概念，这种风 险的结果。减少测试是完全令人满意全会性能，通过使用穿孔在喷嘴插入板。除 了推出喷嘴参数上，这次全会翼弦向槽提供始建通过结合吹了后缘襟翼。垫片周围根尖端领先的边条翼弹，差距被遗留在使用尾随在边缘吹瓣全会翼的搭配设计 细节，其帕尔默给出了在设计，制造和验证。主要测试数据分别为6分力从主要的平衡和力矩余额数据。本实验所用的是洛克希德马丁公司航空1.5英寸内 部应变的平衡，指定的C-5.5-1.50。对于增值敏感性，这平衡悬停测试推出90， 给它一个150磅的正常过渡部队的能力。测试，余额被用于在标准方向，给它 一个正常的500部队的能力英镑。在每一种情况下，俯仰力矩的能力各自的正 常部队的能力，时间2英寸，轧制力矩能力为500英寸磅。除了力和力矩的数 据，它是希望得到理解底层流场特性。为此，一些120被安装在外部表面测压表面模型和静态压力测量过程中运行的所有数据。这些水龙头，奠定了在三种不同的模式。首先，以提供直接配合的数据，上 半年较低的表面是检测到相同12 % SJE生产模型。第二，另一半较低的表面检 测为在此测试配置的兴趣领域，例如：周围的升力风扇和轧辊后喷嘴。最后，被 安装在机翼弦向自来水行系列上部和较低的表面，以评估各流通控制断面的影响 进行测试的概念。各种流场可视化技术也用来提供有关此定性信息基本流场，这些技术包括：弓I入到周围空气中的烟雾说明射流羽夹带水汽引入喷嘴流量照亮的 各种喷射羽状；模型表面的荧光染料，说明直接的喷泉撞击；上的荧光染料地面（图6 ），说明地面喷射流场。Fig. 6: Ground Plane Surface Oil Flow Visualization 卜也卩lenum Wing Concept结果与讨论这些测试的目的是为了探索垂直起降空气动力学的改进，在所有喷嘴系统。包括基本辊喷嘴的设计，以及更综合循环控制的概念，升力风扇备用 喷嘴设计，替代的核心喷嘴设计。这些小节分为以下部分方便。滚动喷嘴/循环控制提起每磅推力的损失，由于基准辊喷嘴的几何形状是有点比升力风扇或更咼 核心喷嘴有以下几个原因。首先，辊喉位于集中在机翼下表面。这使得当地加快 区域环境的大量流动行事空速低，破坏了一个很好的协议在较高空速翼断电循 环。其次，轧辊喷嘴非圆形，这会导致较高的环境空气夹带率，相对较高的升力 损失。最后，有各种底盘部件和外部存储在接近辊喷嘴羽毛的的负荷，直接喷射冲击的风险。此外，发动机周期设计要求辊职位都收到一定数额的气流由于这些 在STOVL型的操作时间。问题，许多替代辊后概念的建议被认为是，因为是利 用辊的建议张贴各种循环的改善概念的流量。这些实验的结果将描述以下。如上所述，全会翼允许各种辊后的位置进行测试和比较。 辊喷嘴插入，设计 方，因此，信箱喷嘴设计，可以在这两个测试弦向和展向的方向， 在每一个位置， 与多个载体的角度，作为一个例子， 图7显示在展向中旬跨度船尾的位置，方 向，与船尾的矢量角喷嘴多。辊后的组合也可以进行测试，但气流分裂是跌出了 全会的系统设计。这项研究结果普遍确认以前的数据有限， 和工程判断在原设计 船尾辊喷嘴的位置。和/或基线位置的外侧减少，无效的解除悬停和过渡空速损 失。由于减少表面积/解除表面辊喷嘴此外，这些替代的影响。辊喷嘴的位置， 一般增加辊喷嘴隆胸的悬停国际通用电气公司的喷泉形成轧辊。喷嘴的位置向前内侧的基线位置并没有进行测试。 在过渡，基线弦向方向是可取的，因为它提出 了减少堵塞迎面而来的空气，但方向收效甚微悬停辊喷嘴羽的，因为迅速腐烂在 任一方向的形状更圆，因此出口导向对远场效果现象，如喷泉的形成。喷嘴的组 合，用最有前途的在与基线的位置/方向喷嘴，还探讨了组合可能发现，在悬停 减少电梯的损失，但所有这些组合转型增加升力损失，这是只是由于在增加所造 成的堵塞多个喷嘴。（从辊喷嘴尾部矢量角的影响基线 3 ）,还审查了在过渡空 速，使用多种技术。首先，全会机翼是用来测试的敏感性中度载体在几个滚喷嘴 角度的变化（45 ）位置。这种敏感性相对较小，但船尾矢量角增加也明显减 少升力损失在所有情况下，这与船尾净增加的耦合。重点是绰绰有余的在净垂直 推力减少，并提供大量的受益于长期稳定的计算性能。较大的尾部的矢量角度进行了测试， 在在船尾的位置，结合翼展方向后缘襟 翼偏转企图，创建一个增强效果。然而，这种皮瓣隆胸无法实现无矢量辊喷嘴尾 部90。，这弦向辊喷嘴吹雇用了坚实的翅膀，用连帽式喷嘴，结合与开槽平原 后缘襟翼。本系统的图片，开槽后缘襟翼，如 图8所示。最大的弦向辊喷嘴吹 效果实际上平原后缘襟翼偏转45。增加总扬程基线是2000磅的顺序安排实 现这个系统，在过渡空速，因直接推力矢量与皮瓣组合重新连接流的偏转，并诱导好处该系统偏转襟翼上表面。还保留了基线的所有轧辊的控制权通过差皮瓣结 合挠度差辊的主要缺点后推力。然而，大鼻子的投球时刻通过大量的升力增加， 造成尾随缘襟翼，以及飞机的重力中心的船尾。最后，通风辊喷嘴系列，描绘图9中，进行这些喷嘴对坚实的翅膀。设计转换成一个小型辊后喷嘴“喷射”系统, 但喷射泵雷诺测试的数字实现，而且很少效果可见。除了备用辊喷嘴设计如上所述，所需的辊替代用途喷嘴的气流进行了研究， 主要在试图振兴的上部表面尾随缘襟翼。 翼展瓣吹探讨坚实的翅膀，吹弦向皮瓣 探索利用全会翼。图10是一个图片固体机翼展向喷嘴安装。这个数字还显示， 在的位置弦向槽仅供参考。如前所述，全会翼允许一弦向槽吹皮瓣设计， 测试使 用略定位的皮瓣。该系统，其中只有要求所需的轧辊后气流的一部分， 实际上取 得了五倍电梯为每单位质量流量基线过渡空速辊喷嘴。当使用一起选择部分推力 滚后，显着系统总扬程效益的实现。弦向吹辊喷嘴，这个系统保留所有通过滚转 控制能力差皮瓣挠度结合与差辊推力， 但增加了鼻子，从投球的时刻后缘襟翼增 加升力。用一个小翼展瓣吹辊后供气歧管口径管道相连，下令炸毁整个固体翼喷气后缘襟翼关节。该系统图中，如图10中，也只需要辊后的一部分气流。不幸 的是，该吹的组合和部分轧辊喷嘴的推力， 利用剩余的气流，导致系统总扬程相 媲美简单卷喷管推力。由于该系统是开发仅仅作为一个概念而不是一个完全工程解决方案，它被认为是相同的升力与其他系统的改进也可能是使用这种方法实 现。Fig 】1: X-35 Hooded (TEVEN) Lift Fan Nozzle升力风扇在这个测试的时间基准升力风扇喷嘴设计的D罩，或可伸缩矢量喷管(TEVEN )使用的X 35。然而，拟议交易的研究，以取代这个由一个完全 不同的叶片箱喷嘴的概念，这可能有重量和性能方面的好处。 然而，很少有人知 道可能的整合喷嘴的类型与此相关的问题， 因此它对这一模型进行了测试，以获 得SJE数据。几个迭代的设计和测试，最终采用的可变区叶片盒子喷嘴(VAVBN)的作为当前JSF基线。基线升力风扇TEVEN喷嘴，图中图11 中, 被测试的初步设计叶片盒喷管这最初的设计，一个简单的1度。自由的制度，被证明有更广泛的柱的形状，及相应的损失扬程较高水平提出空速。 此外，这种 设计有降低推力矢量角度系数。此外脱颖而出尾部伸展，如 图12所示减少解除 转型期的亏损水平，但推力系数没有得到改善。这些数据有助于进一步了解控制 柱的形状，而不是重要性只有尽量减少不利SJE效果，但也喷嘴性能，HGI的和环境的影响问题改善叶片框电梯损失的第一次尝试。重新设计的升力风扇门中心的特点 加入围栏，降低机体/射流相互作用。我影响，指出改善，但潜在的 柱形状的问题并没有解决Added Plume TabsRefined Vane BoxFig. 15: X-35 Shorr Compact Axi (SCAN) Nozzle Fi各6: Compact Axi Flap Extension (CAFE) Nozzle一个机制，通过控制羽形状是在叶片中添加固定柱标签喷嘴出口。这些标签,在图13与图第二代喷头，大大减少废气我的宽度，并相应减少倒吸了一口在过 渡。此外，意想不到的推力系数实现了效益与较小的选项卡版本。作为一个数据库开发，后期叶片框设计变得越来越复杂，个别叶片翼型形状和叶片角度进行了 优化控制采取了自由制度的第三度。此外，羽“选项卡的设计进行了改进，以提 供增加推力系数在所有的最佳组合角度和减少过渡升力损失，没有的负面影响悬停性能。结果综合叶片盒的概念图，在图14指定的可变区叶片盒喷管（VAVBN） VAVBN发展的细节在里克曼所述。与本实验研究的帮助下，解除损失最终水平相媲美的 X35 TEVEN实现， 所有的好处可变区和重量减少的 VAVBN。此外，可能通过进一步羽剪裁的改善 形状已经确定了今后的研究。核心喷嘴几个核心喷嘴变化进行了测试在此方案中，包括了 X-35短紧凑轴对称喷管 （SCAN ）喷嘴描绘图15。喷嘴有一个典型的收敛部分但相对较短的不同部分，这是有利于在高速的垂直起降性能设计在示范阶段的表现。也就在这个时候，一个紧凑型轴对称瓣作为一个正在研究扩展性（CAFE ）喷嘴的方式，以改善高速 性能，不惩罚的STOVL性能。喷嘴，图在图16中，缩短收敛段，与也有助于 延长分歧一节喷嘴持续推动向与普通喷嘴其他配置。作为仍然在这家咖啡馆喷嘴 的几何工作，面积比和面积的变化与核心喷嘴升力风扇推力分裂仍在发展，因为SJE这些参数的关系是不众所周知，需要制定一个数据库。为了确定SJE这些喷嘴设计的敏感性变化1的面积比例和区域设置的矩阵，图，在图17中进行了 测试，这个数据库。旨在涵盖任何可能的变化等提供多达表外观设计的新变化获 得通过。咖啡喷嘴的喷射器的版本，指定轴对称紧凑型皮瓣延长喷射还喷嘴 （CAFEEN），此喷嘴测试。在图18的图，是试图绘制暖空气出的发动机舱和 距离的飞行过程中，在凉爽的空气，画与混合过程中的核心喷管流 STOVL型业 务。喷射门户节形成立体，连接到喷嘴收敛段，保税喷嘴。尽管不同的排气羽流 特征每个喷嘴，影响不大，可见于任何在过渡空速，空速。核心喷嘴收效甚微无 论如何，这是因为没有表面在悬停，这个面积船尾的喷嘴上采取行动。 一轮谈判 的核心喷嘴产生一个相当均匀的壁射流，所以它是相对不敏感，微妙的结构变化。Fig. 17: CAFE Muzzle Area Area Ratio ParametricFig, 18: CAFE Ejector Nozzle有7.5 % JSF SJE模型的测试程序被介绍了技术的目标是找到解除的STOVL模式，转向不利的喷射效果利益，而发展中国家的实验技术，设施和经 验丰富的团队在准备执行JSF SDD的合同，这些目标都是满意和 JSF项目已 从中获益，直接和间接。除了庞大的数据库收集在节目中， 也有一般的增加理解 的的SJE流动机制，这是目前被纳入了设计过程。此外，大部分有关工作人员 正在利用知识经验，通过对 SDD的团队工作。最后，在程序的生命，沃顿设施 能够大幅降低风洞安装时间，同时增加 50 % - 100 %的运行率，完全现代化， 其计算能力，这是一个持续的优秀指标过程的能力和效率的提高，现在SDD的团队。帕尔默，体育，设计，制造和验证JSF7.5 %中全会永安SJE测试的概念，“AIAA-2002-59642002 年 11 月。里克曼，S.J.，和Pesyna的，K.M. “的发展JSF的F35的升力风扇可变区叶片盒喷嘴，“ AIAA2002-60282002 年 11 月。