陳德華，劉大偉，黃 勇，吳文華

（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心空氣動力學國家重點實驗室，四川 綿陽 621000；2.中國空氣動力研究與發(fā)展中心高速空氣動力研究所，四川 綿陽 621000）

0 引言

目前，彈射救生系統(tǒng)是在戰(zhàn)斗機中應用最廣泛、最為可靠的一種比較安全有效的救生裝置［1－3］。迄今為止，彈射救生系統(tǒng)共經(jīng)歷了四代的發(fā)展階段，其中第三代多態(tài)程序控制彈射救生系統(tǒng)已裝機服役，而第四代彈射救生系統(tǒng)仍在研制中?，F(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機飛行包線范圍十分寬廣，而應急彈射救生系統(tǒng)工作在戰(zhàn)斗機的失事狀態(tài)，在較嚴重情況下，戰(zhàn)斗機不但處于高速、大迎角、大側(cè)滑角條件下，而且還會伴有繞三個軸高速旋轉(zhuǎn)以及縱、橫向交感運動。這導致了彈射救生系統(tǒng)不但面臨高速、大迎角、大側(cè)滑角運動，還會因慣性帶來各種復雜的旋轉(zhuǎn)運動［4－5］。因此，在彈射救生系統(tǒng)設計初期，快速獲取其大迎角大側(cè)滑角的氣動特性以及深入的氣動特性分析對高性能彈射救生系統(tǒng)的設計、性能預估、彈射飛行軌跡計算以及故障分析至關重要。風洞試驗技術(shù)能夠準確地獲取彈射救生系統(tǒng)的空氣動力學特性，但模型加工周期長，試驗技術(shù)復雜，成本高。CFD 計算作為風洞試驗技術(shù)的一個補充手段，也能獲得彈射救生系統(tǒng)的氣動特性，并可以刻畫流場細節(jié)，但其外形太過復雜，使得網(wǎng)格數(shù)量較大且生成非常困難，計算周期長。

本文通過分析彈射救生系統(tǒng)大迎角大側(cè)滑角氣動特性，發(fā)展了一套工程計算方法，可以快速預測彈射救生系統(tǒng)的大迎角大側(cè)滑角氣動特性。

1 彈射救生系統(tǒng)氣動特性分析

從彈射救生系統(tǒng)數(shù)值模擬研究結(jié)果可看出［6－7］，總體上講，其氣動特性有如下特點：一是無論氣流從哪個方向來，在彈射救生系統(tǒng)的迎風側(cè)主要是附著流區(qū)（即只有局部分離區(qū)），而被風側(cè)幾乎全是分離形成的尾跡區(qū)；二是彈射救生系統(tǒng)繞流與氣流繞過流線體的翼型或翼面狀況不同，在整個迎角和側(cè)滑角范圍氣流繞過彈射救生系統(tǒng)均為鈍體流動特性，從圖1 中M＝0.60的數(shù)值計算得到的縱向?qū)ΨQ面靜壓等值線圖可以看出，無論迎角怎么變化，在來流方向均產(chǎn)生正壓，且正壓大體相同，只是所作用的面積在來流方向投影的大小不同，且彈射救生系統(tǒng)表面Cpmin值基本相當。

圖1 縱向?qū)ΨQ面（zt＝0）靜壓等值線圖Fig.1 Counters of static pressure in symmetry plane（zt＝0）

從整個彈射救生系統(tǒng)來看，宏觀上是在順來流方向形成尾跡區(qū)。對翼型和機翼這類流線體而言，在平行于物面的來流分量和垂直于物面的來流分量的共同作用下會產(chǎn)生環(huán)量。而不同方向的來流分量與環(huán)量的作用會產(chǎn)生垂直于各來流分量的空氣動力。氣流繞過翼型和機翼時也會產(chǎn)生由邊界層形成的摩擦和物面的壓差而構(gòu)成阻力，但阻力與升力相比是小量。相反，從宏觀上來講，整個彈射救生系統(tǒng)上的繞流呈現(xiàn)為鈍體流動特性，體軸系的三個力分量主要由來流方向的壓力差貢獻。另外，三個力分量中還包含了附著流的邊界層內(nèi)形成的摩阻以及有側(cè)滑時形成的吸力（因為人體兩臂和兩腿橫截面均近似為圓形，不管處于迎風側(cè)還是背風側(cè)這些部位的繞流基本處于附著狀態(tài)）在所在軸上的分量。一般說來，相對來流方向的壓力差而言，摩阻和吸力是小量，因此，彈射救生系統(tǒng)體軸系的三個力分量主要由來流方向的壓力差形成。同時，三個力分量中也包含有摩阻和吸力等部分，只不過由這些力產(chǎn)生的分量相對來說是次要的，甚至在一些姿態(tài)可忽略。即以來流方向壓力差為主，同時還包含摩阻和吸力在oxt、oyt、ozt三個軸上投影而形成的分量（如圖2所示）就構(gòu)成了彈射救生系統(tǒng)體軸系的三分量力（Cxt、Cyt、Czt）。一般說來，三個力分量作用點不會正好通過坐標原點，因此，三個力分量也會形成三個坐標軸的力矩。

圖2 彈射救生系統(tǒng)體軸系Fig.2 Body axis system of ejection escape system

2 彈射救生系統(tǒng)氣動特性工程計算方法

為便于開展工程分析和預估，我們定義彈射救生系統(tǒng)產(chǎn)生的平均壓力系數(shù)值為Cp，其在oyt軸上的分量為Cpy，彈射救生系統(tǒng)垂直于oyt軸上的最大橫截面面積為S1；壓差Cp在oxt軸上的分量為Cpx，垂直于oxt軸的最大橫截面面積為S2；壓差Cp在ozt軸上的分量為Cpz，垂直于ozt軸的最大橫截面面積為S3。計及摩阻和吸力在oyt軸上投影的分量，根據(jù)前述分析，那么本研究中法向力系數(shù)Cyt可用下式表達：

同理，軸向力系數(shù)和橫向力系數(shù)應分別為：

根據(jù)前述對彈射救生系統(tǒng)體軸系中三個力分量構(gòu)成的分析以及數(shù)值計算結(jié)果可知，對于彈射救生系統(tǒng)這種鈍體外形，壓差Cp主要取決于其幾何外形和來流馬赫數(shù)M。對給定的彈射救生系統(tǒng)和來流馬赫數(shù)M，其Cp的量值也就基本確定了，但不同迎角α及不同側(cè)滑角β的變化對Cp也會有一定的影響。從總體上講，上述公式基本上反映了彈射救生系統(tǒng)三個分量力（Cxt、Cyt、Czt）的特性。

3 計算結(jié)果與試驗結(jié)果比較

為驗證本項研究建立的彈射救生系統(tǒng)氣動特性工程分析與預估方法的可靠性，對一類新型彈射救生系統(tǒng)的大迎角大側(cè)滑角氣動力特性進行了計算，并且與風洞試驗結(jié)果進行了比較。圖3至圖5分別給出了馬赫數(shù)M＝0.6、1.2，α＝0°～360°，β＝0°～100°條件下的工程估算結(jié)果與風洞試驗數(shù)據(jù)的比較。可見，估算結(jié)果與風洞試驗數(shù)據(jù)一致性良好，驗證了本項研究建立的工程預估方法的可靠性，而圖5中出現(xiàn)的小側(cè)滑角下橫向力系數(shù)估算值與試驗數(shù)據(jù)差異較大的原因在于，風洞試驗采用“Π”型支撐裝置，在小側(cè)滑角條件下，側(cè)支桿正好處在迎風側(cè)，引起了明顯的支撐干擾，導致橫向力試驗數(shù)據(jù)失真（如當β＝0°時，橫向力應等于0，而此時的橫向力試驗值包含明顯的支撐干擾量），在這種情況下，估算結(jié)果比試驗值更趨合理。此外，從曲線可看出，彈射救生系統(tǒng)的法向力特性表現(xiàn)為法向力系數(shù)隨迎角變化近似呈正弦曲線變化；軸向力特性表現(xiàn)為軸向力隨迎角變化近似呈余弦變化；橫向力特性表現(xiàn)為橫向力系數(shù)隨側(cè)滑角變化近似呈正弦變化。

圖3 某型戰(zhàn)斗機彈射救生系統(tǒng)軸向力系數(shù)估算值與試驗結(jié)果的比較（β＝0°）Fig.3 Comparison of axial force coefficient between prediction and experiment results（β＝0°）

圖4 某型戰(zhàn)斗機彈射救生系統(tǒng)法向力系數(shù)估算值與試驗結(jié)果的比較（β＝0°）Fig.4 Comparison of normal force coefficient between prediction and experiment results（β＝0°）

圖5 某型戰(zhàn)斗機彈射救生系統(tǒng)橫向力系數(shù)估算值與試驗結(jié)果的比較Fig.5 Comparison of side force coefficient between prediction and experiment results

4 主要結(jié)論

（1）彈射救生系統(tǒng)的宏觀氣動特性具有如下特點：一是不管氣流從哪個方向來，在彈射救生系統(tǒng)的迎風側(cè)主要是附著流區(qū)（即只有局部分離區(qū)），而背風側(cè)幾乎全是氣流分離形成的尾跡區(qū)；二是彈射救生系統(tǒng)繞流與氣流繞過流線體的翼型或翼面狀況不同，在整個迎角和側(cè)滑角范圍氣流繞過彈射救生系統(tǒng)均為鈍體流動特性。

（2）彈射救生系統(tǒng)的法向力特性表現(xiàn)為法向力系數(shù)隨迎角變化近似呈正弦曲線變化；軸向力特性表現(xiàn)為軸向力系數(shù)隨迎角變化近似呈余弦變化；橫向力特性表現(xiàn)為橫向力系數(shù)隨側(cè)滑角變化近似呈正弦變化。

（3）利用本項研究建立的工程預估方法可以對彈射救生系統(tǒng)氣動特性進行有效的預估，對彈射救生系統(tǒng)的早期設計和優(yōu)化具有重要的指導意義。該工程預估方法可供其它不規(guī)則、類鈍頭體構(gòu)型氣動預估時借鑒。

［1］張慧良.軍事飛行事故研究［M］.國防工業(yè)出版社，2003.

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［6］陳德華.高速風洞飛機人椅系統(tǒng)試驗技術(shù)及其空氣動力特性研究［D］.［博士學位論文］.北京航空航天大學，2004.

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