袁廣田 張奇 崔釗 蒙澤海

摘 要：極曲線是衡量飛機(jī)升阻特性最重要的氣動(dòng)數(shù)據(jù)，反映了飛機(jī)最本質(zhì)的氣動(dòng)力特性，也是計(jì)算飛機(jī)性能最重要的原始數(shù)據(jù)，影響飛機(jī)各項(xiàng)性能指標(biāo)的最主要因素。該數(shù)據(jù)可通過風(fēng)洞試驗(yàn)獲得，也可在飛行試驗(yàn)的過程中獲得。因其重要性，飛機(jī)極曲線相關(guān)性研究在航空技術(shù)發(fā)展過程中一直是研究的重點(diǎn)，通過飛行試驗(yàn)測(cè)定飛機(jī)的升阻特性也是飛行性能研究的一項(xiàng)重要內(nèi)容。飛行試驗(yàn)所測(cè)得的飛機(jī)升力、阻力系數(shù)是驗(yàn)證推力、阻力相關(guān)性的重要途徑，不僅可以用來評(píng)定飛機(jī)設(shè)計(jì)的優(yōu)劣，同時(shí)也是飛機(jī)精確模型建立、飛機(jī)改型、新機(jī)設(shè)計(jì)以及校核風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)的重要依據(jù)，飛行試驗(yàn)的結(jié)果從根本上反映了飛機(jī)升阻特性，因此利用飛行試驗(yàn)準(zhǔn)確獲取飛機(jī)的升阻特性有著十分重要的意義。

關(guān)鍵詞：發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣;殲擊機(jī);極曲線

中圖分類號(hào)：V231.3 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1671-2064（2019）10-0032-02

0 引言

從20世紀(jì)60年代開始，國(guó)內(nèi)外就已在飛機(jī)極曲線研究中投入了大量的人力和物力，取得了豐碩的成果;70年代西方國(guó)家都建立了自己的相關(guān)性修正體系，形成了一套完整的推力、阻力修正方法，其研究成果成功應(yīng)用到第四代戰(zhàn)機(jī)的研制和試飛中。國(guó)內(nèi)的極曲線研究主要集中于中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，也針對(duì)不同類型飛機(jī)建立的幾種極曲線的試飛方法和修正方法。

發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)升阻極曲線的影響根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝形式的不同有所差異。民用客機(jī)，運(yùn)輸類飛機(jī)以翼吊或尾吊式發(fā)動(dòng)機(jī)為主，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)飛機(jī)流場(chǎng)影響較小，因此發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)極曲線影響較小;殲擊機(jī)為滿足極高的設(shè)計(jì)要求，常常將發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)身和機(jī)翼進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)機(jī)身和機(jī)翼等部件產(chǎn)生明顯的流場(chǎng)擾動(dòng)，進(jìn)而改變飛機(jī)的升阻極曲線。因此，殲擊機(jī)的極曲線研究中發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣的影響仍是關(guān)注的重要問題之一，主要原因有以下幾點(diǎn)：

（1）發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外流干擾。從目前國(guó)內(nèi)外所進(jìn)行的大量試驗(yàn)已經(jīng)證明，當(dāng)飛機(jī)在實(shí)際的大氣中飛行時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的噴流會(huì)對(duì)飛機(jī)尾部的局部流場(chǎng)產(chǎn)生影響，進(jìn)而影響到全機(jī)的阻力特性，這種影響本身也會(huì)因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的不同而有所差異;換言之，發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)的內(nèi)流同時(shí)也會(huì)引起飛機(jī)本體的外流問題。另外，發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的不同，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道及輔助進(jìn)氣活門的進(jìn)氣量也不同，這在一定程度上也會(huì)引起飛機(jī)外部流場(chǎng)的變化，進(jìn)而影響飛機(jī)的阻力特性。目前所進(jìn)行所有的升阻極曲線研究中，均未針對(duì)這兩項(xiàng)影響進(jìn)行修正。該問題也是目前試飛確定飛機(jī)升阻極曲線試飛過程中共性問題。（2）進(jìn)氣道溢流阻力。由進(jìn)氣道引起的阻力共分為附加阻力、外罩摩擦阻力和外罩壓差阻力。對(duì)于亞音速進(jìn)氣道，溢流阻力定義為流量系數(shù)φi<1和滿流系數(shù)φi=1的阻力之差;對(duì)于超音速進(jìn)氣道定義為進(jìn)氣道阻力與臨界狀態(tài)時(shí)進(jìn)氣道阻力之差。而在實(shí)際的飛行中，很難準(zhǔn)確的測(cè)定進(jìn)氣道唇口附近的相關(guān)參數(shù)并確定出唇口附近的流場(chǎng)情況。目前的極曲線試飛應(yīng)用中僅能根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的狀態(tài)利用設(shè)計(jì)值開展數(shù)據(jù)的分析。（3）基準(zhǔn)狀態(tài)的確定。飛行試驗(yàn)由于是在真實(shí)條件下開展，與設(shè)計(jì)過程中采用的風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算手段相比，除了在雷諾數(shù)和流場(chǎng)環(huán)境上存在差異外，發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)的也是影響極曲線最終與設(shè)計(jì)結(jié)果對(duì)比和后續(xù)開展相關(guān)性研究的重要因素;因此試飛獲取的極曲線試飛結(jié)果必須要根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)進(jìn)行相應(yīng)的轉(zhuǎn)換，以確保試飛結(jié)果的有效性。在上述初步計(jì)算的試飛結(jié)果與設(shè)計(jì)值間的差異中就包含了發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)影響的因素。尤其是在飛機(jī)可用推力獲取中，發(fā)動(dòng)機(jī)“慢車”狀態(tài)減速帶來的這種影響更加明顯。

以上的三個(gè)問題中的前兩個(gè)問題實(shí)際上是目前所有的飛機(jī)極曲線試飛方法中都必須要解決的問題，針對(duì)此類問題一直沒有公認(rèn)有效的解決方法。隨著數(shù)值計(jì)算技術(shù)的發(fā)展，數(shù)值計(jì)算評(píng)估結(jié)果精度得到了很大提高。因此，本文利用數(shù)值計(jì)算方法，分析殲擊機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)極曲線的影響，以期獲得較精確的定量研究結(jié)果。

1 計(jì)算設(shè)置

本次模擬馬赫數(shù)大于0.30，故計(jì)算采用有粘可壓流。為保證計(jì)算精度采用二階迎風(fēng)離散格式。為加快計(jì)算速度，本次計(jì)算加入多重網(wǎng)格，并使用殘差光順，以使計(jì)算具有良好的收斂性。

計(jì)算采用k-ω二方程湍流模型。該湍流模型包含了低雷諾數(shù)影響、可壓縮性影響和剪切擴(kuò)散，因此適用于尾跡流動(dòng)計(jì)算、混合層計(jì)算、射流計(jì)算等。由該湍流模型的適用范圍可見，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣影響的計(jì)算，該湍流模型計(jì)算較適合。遠(yuǎn)場(chǎng)邊界采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。該邊界條件用于設(shè)定無限遠(yuǎn)處的自由邊界條件，主要參數(shù)為自由流的馬赫數(shù)（M）、靜壓、靜溫和三向速度分量。采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件要求密度采用理想氣體假設(shè)進(jìn)行計(jì)算。進(jìn)氣道中發(fā)動(dòng)機(jī)的入口為計(jì)算流場(chǎng)域的出口，給定其進(jìn)氣道截面的空氣流量，空氣流量的量值根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)數(shù)據(jù)獲得，并根據(jù)計(jì)算中的氣壓高度（Hp）進(jìn)行修正;在發(fā)動(dòng)機(jī)的噴口處為計(jì)算流場(chǎng)域的入口，給定其計(jì)算邊界的總溫和總壓，根據(jù)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定。

2 計(jì)算方法驗(yàn)證

為保證計(jì)算方法的準(zhǔn)確性，采用風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證。該風(fēng)洞試驗(yàn)于2016年9月在沈陽空氣動(dòng)力研究院完成。該試驗(yàn)為無動(dòng)力定常測(cè)力試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)采用1：22的全金屬通氣模型。圖1和圖2給出了數(shù)值計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比曲線。

由上圖的試驗(yàn)結(jié)果可以看出，數(shù)值計(jì)算的升阻力與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果相吻合?？梢?，計(jì)算方法準(zhǔn)確可靠。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣影響分析

3.1 有無進(jìn)排氣的影響分析

殲擊機(jī)進(jìn)排氣影響計(jì)算中，采用的計(jì)算模型與真實(shí)飛機(jī)比例為1：1，計(jì)算所用馬赫數(shù)為飛行馬赫數(shù)，計(jì)算的大氣環(huán)境為飛行高度對(duì)應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)大氣環(huán)境。氣壓高度5000m，馬赫數(shù)0.80，進(jìn)排氣對(duì)飛機(jī)升阻特性的影響如圖3～圖5所示。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)飛機(jī)的升力沒有明顯的影響;使飛機(jī)的阻力減小約0.009。分析阻力減小量的組成，飛機(jī)壓差阻力的減小量約0.006，摩擦阻力的減小量約0.003。由于阻力的減小，使飛機(jī)的升阻極曲線有向左平移0.009。

3.2 進(jìn)氣量測(cè)量誤差影響分析

氣壓高度8000m，馬赫數(shù)0.77，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)飛機(jī)升阻特性的影響與高度5000m，馬赫數(shù)0.80的結(jié)果基本相同。該計(jì)算狀態(tài)主要分析進(jìn)氣道不同進(jìn)氣量對(duì)于升阻特性影響的大小。因?yàn)樵谶M(jìn)行飛行試驗(yàn)時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道氣流相關(guān)參數(shù)測(cè)量結(jié)果存在一定誤差，因此，需要確定測(cè)量誤差對(duì)極曲線研究的影響。進(jìn)氣量測(cè)量誤差影響分析圖6～圖8所示，研究的測(cè)量誤差限為15%。分別選取100%動(dòng)力狀態(tài)和115%加力狀態(tài)進(jìn)行計(jì)算。計(jì)算結(jié)果表明，100%動(dòng)力狀態(tài)和115%加力狀態(tài)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)于飛機(jī)升阻特性的影響基本相同。因此，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道氣流相關(guān)參數(shù)誤差15%以內(nèi)不會(huì)對(duì)極曲線結(jié)果產(chǎn)生明顯影響。

4 結(jié)語

從本文的數(shù)值分析可以看出：（1）發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)殲擊機(jī)阻力特性會(huì)產(chǎn)生顯著影響，而對(duì)殲擊機(jī)的升力特性的影響基本可以忽略不計(jì);（2）發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣測(cè)量值出現(xiàn)小量誤差，對(duì)飛機(jī)升阻力測(cè)試結(jié)果沒有明顯影響，對(duì)后續(xù)數(shù)據(jù)的處理不會(huì)產(chǎn)生明顯影響。