蒲賽虎，張 薇，羅 曦，朱 楠，鄒忠勇，鄧德明

(成都飛機(jī)設(shè)計研究所，四川 成都 610091)

空中加油技術(shù)在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中顯示出巨大的戰(zhàn)略價值。轟炸機(jī)通過空中加油，作戰(zhàn)半徑可增加25%～30%，戰(zhàn)斗機(jī)作戰(zhàn)半徑可增加30%～40%，運(yùn)輸機(jī)航程可增加1倍[1]。增大航程的作戰(zhàn)飛機(jī)可以遠(yuǎn)距離迅速轉(zhuǎn)移，實(shí)施突然襲擊或戰(zhàn)略布防。使用空中加油的飛機(jī)可以最大限度地載彈或載貨，僅對油箱進(jìn)行部分加油，起飛后或飛行一段距離后再進(jìn)行補(bǔ)充加油，這樣既解決了油量少的問題，又降低了飛機(jī)起飛對機(jī)場跑道的使用要求，即飛機(jī)可以在不能承受很大單位載荷的軟路面跑道上起飛?？罩屑佑驮谠黾永m(xù)航時間的同時，極大地減少了出動飛機(jī)的數(shù)量和使用強(qiáng)度，能在很大程度上緩解戰(zhàn)爭對空軍、海軍航空兵作戰(zhàn)使用的需求和可能產(chǎn)生的矛盾[2]。

空中加油技術(shù)經(jīng)過不斷改進(jìn)，兩種空中加油系統(tǒng)(硬式和軟式)日臻完善[3]，為世界各國采用。目前，北約、英國、美國海軍等都采用軟式加油，美國空軍主要采用硬式加油。軟式加油的特點(diǎn)是技術(shù)較簡單、安全性較好，但加油量較小；硬式加油的特點(diǎn)是加油量較大、加油快，但技術(shù)要求高，安全性不如軟式加油方式。

對于軟式加油而言，采用的是加油機(jī)放出加油錐套，而受油機(jī)主動靠近加油錐套的對接方式。要實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定安全的對接，需要對對接過程涉及的氣動、動力學(xué)等問題進(jìn)行細(xì)致研究。在氣動研究方面，文獻(xiàn)[4]和文獻(xiàn)[5]對受油機(jī)受到的氣動干擾、受油機(jī)對錐套的頭波效應(yīng)等進(jìn)行了研究，建立了受油機(jī)和錐套氣動模型。文獻(xiàn)[6]～文獻(xiàn)[9]則在氣動研究基礎(chǔ)上，提出了加油錐套的動力學(xué)建模方法，研究了不同對接速度等因素對錐套運(yùn)動的影響。文獻(xiàn)[10]和文獻(xiàn)[11]進(jìn)一步在動力學(xué)建模的基礎(chǔ)上，研究了適合加油過程的受油機(jī)控制律設(shè)計。

然而，上述研究尚未考慮到受油機(jī)大氣數(shù)據(jù)測量在對接過程中可能受到影響這一因素。由于飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)測量探頭(如空速管、風(fēng)標(biāo))一般安裝在機(jī)頭上，因此，對接過程中，加油錐套從大氣探頭附近掃過，其造成的氣動干擾可能對受油機(jī)大氣數(shù)據(jù)測量產(chǎn)生較大影響。而大氣數(shù)據(jù)是飛機(jī)控制律運(yùn)行的重要輸入?yún)?shù)，因此，如果受油機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)輸出的大氣參數(shù)在對接過程中誤差大或是有波動，則可能導(dǎo)致受油機(jī)飛行不穩(wěn)定甚至影響飛行安全。因此，有必要就加油錐套對受油機(jī)大氣數(shù)據(jù)測量的影響進(jìn)行研究。

為此，本文以某型飛機(jī)加油過程為例，通過提出一種關(guān)于受油機(jī)與加油錐套相對運(yùn)動的計算流體動力學(xué)(Computational Fluid Dynamics，CFD)建模方法，并將加油錐套對大氣參數(shù)測量的影響轉(zhuǎn)化為有、無加油錐套的大氣數(shù)據(jù)測量結(jié)果的比較，實(shí)現(xiàn)了加油錐套對大氣數(shù)據(jù)測量影響的仿真分析，并由此給出了若干定量結(jié)果。從結(jié)果來看，就本文關(guān)注的受油機(jī)而言，加油錐套對受油機(jī)大氣參數(shù)測量有顯著影響，將導(dǎo)致攻角、靜壓等大氣參數(shù)出現(xiàn)波動且有較大誤差，并將觸發(fā)飛控系統(tǒng)報出大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)故障。該結(jié)果對其他機(jī)型也有借鑒價值。

1 仿真建模方法

實(shí)際加油過程是加油錐套保持相對不動，而受油機(jī)逐漸靠近加油錐套，并最終實(shí)現(xiàn)其受油管與加油錐套對接的過程。若直接就上述過程進(jìn)行CFD建模，則大氣探頭的位置在不斷變化，從而導(dǎo)致在后處理時需要對不同位置的攻角、靜壓等參數(shù)進(jìn)行取值，這種后處理取值位置的變化，可能會附加額外的精度損失[12]。

為此，根據(jù)相對原理，本文提出保持受油機(jī)位置不動，而將加油錐套置于不同站位，從而對兩者的相對運(yùn)動進(jìn)行建模的方法，加油錐套的航向位置如圖1所示。這樣做的好處有：一方面由于受油機(jī)位置不變，后處理時是對同一位置的攻角、靜壓等參數(shù)進(jìn)行取值，這有助于避免附加額外的精度損失；另一方面，由于受油機(jī)體積相對加油錐套體積要大得多，保持受油機(jī)位置不變，也有利于保證處于不同相對位置時網(wǎng)格盡可能一致[12]，從而有助于提高變化量計算的精度。

圖1 加油錐套的航向位置

另外，由于受油機(jī)大氣參數(shù)解算所用到的氣動數(shù)據(jù)庫都是基于受油機(jī)在空中自由飛行，而非處于加油過程的飛行狀態(tài)，通過CFD計算或風(fēng)洞試驗(yàn)等得到的[13]，因此加油錐套對大氣數(shù)據(jù)測量的影響，實(shí)際是相對于沒有加油錐套的空中自由飛行狀態(tài)而言的，故可以將加油錐套對大氣數(shù)據(jù)測量的影響分析，轉(zhuǎn)化為有、無加油錐套的大氣數(shù)據(jù)測量結(jié)果的比較。

根據(jù)上述建模方法，采用帶受油探頭的某型飛機(jī)的前機(jī)身模型，如圖2所示。圖2中標(biāo)出了大氣數(shù)據(jù)探頭的安裝位置(含左、右、左上空速管(也稱為主空速管)，左、右風(fēng)標(biāo)，上、下壓力)。

圖2 加油錐套的徑向位置

如前所述，進(jìn)行空中加油時，受油機(jī)從加油錐套后方的預(yù)對接位置向加油錐套逼近，因此分別計算了加油錐套移動到5個站位(從前往后——在圖1中就是從右到左，編號1～5)的流場。

另外，在加油機(jī)尾流、受油機(jī)前推氣流等的作用下，特別是當(dāng)受油機(jī)逼近速度過快時，加油錐套可能存在擺動，因此在每個站位上，考慮了加油錐套處于中心位置(o位置)和靠近受油機(jī)的a、b、c這3個徑向位置(半徑為加油錐套最大半徑350 mm)的情況,如圖2所示。加油錐套距右風(fēng)標(biāo)的最近距離約為383 mm——4站位b位置，而在4站位o位置，該距離約為733 mm。

計算時選取該機(jī)實(shí)際加油狀態(tài)：Ma=0.6，H=5000 m，AOS=0°，AOA=6°。

2 仿真結(jié)果與分析

本文主要考察加油錐套對左右風(fēng)標(biāo)攻角測量的影響，以及對機(jī)身上下壓力孔、左空速管、右空速管、左上空速管所在位置靜壓測量的影響。

2.1 壓力云圖和流線

圖3、圖4分別為加油錐套位于不同站位時的飛機(jī)表面壓力云圖和加油錐套位于大氣系統(tǒng)并排位置的流線圖，對其進(jìn)行分析，可以得到如下定性結(jié)論。

圖3 加油錐套位于不同站位的壓力云圖

圖4 加油錐套位于大氣系統(tǒng)并排位置的流線圖

① 從壓力云圖來看，加油錐套對大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)所在區(qū)域的局部流場有明顯干擾：加油錐套傘冠前方會形成一個較強(qiáng)的高壓區(qū)，而在其后方會形成一個較強(qiáng)的低壓區(qū)，上述低壓區(qū)和高壓區(qū)掃過大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)時可能對靜壓測量有影響。

② 從流線圖來看，加油錐套傘冠的背風(fēng)區(qū)形成了一個明顯的環(huán)狀渦，這就可能對右風(fēng)標(biāo)處的局部攻角、由機(jī)身上下壓力計算的壓差攻角和右空速管處的靜壓有較大影響。

以上述定性分析為牽引，下面將進(jìn)一步對上述影響進(jìn)行定量分析。

2.2 對風(fēng)標(biāo)攻角測量的影響

圖5、圖6分別為加油錐套位于1～5站位時對左、右風(fēng)標(biāo)處的局部攻角的影響，以有無加油錐套時局部攻角的差值來表示。無加油錐套時，左局部攻角為5.96°，右局部攻角為5.93°。

圖5 加油錐套對左風(fēng)標(biāo)處局部攻角的影響(與不加油時的差值)

圖6 加油錐套對右風(fēng)標(biāo)處局部攻角的影響(與不加油時的差值)

可以看到加油錐套從前到后移動時，對左側(cè)和右側(cè)局部攻角都有影響，加油錐套越靠近風(fēng)標(biāo)，對局部攻角的影響量越大，對左側(cè)影響最大為-0.8°，對右側(cè)影響最大為-6.2°，折算成對真攻角的影響：對左側(cè)真攻角的影響最大為-0.53°，對右側(cè)真攻角的影響最大為-4.13°。

2.3 對壓差攻角測量的影響

圖7、圖8分別為加油錐套位于1～5站位時上下壓力孔壓力系數(shù)Cp的變化?？梢娚蠅毫资艿降挠绊懴鄬ο聣毫滓?。當(dāng)加油錐套在壓力孔上游時(2站位)，上壓力孔出現(xiàn)了較小的Cp，當(dāng)加油錐套在壓力孔下游時(4站位)，上壓力孔出現(xiàn)了較大的Cp(這是加油錐套傘冠后、前方的低壓區(qū)、高壓區(qū)依次掃過上壓力孔引起的，見2.1節(jié)的壓力云圖)。采用了上下壓力孔來計算壓差攻角，經(jīng)計算，上述壓力誤差可導(dǎo)致壓差攻角有較大誤差，如圖9所示，最大誤差為5.6°。

圖7 加油錐套對上壓力測量的影響

圖8 加油錐套對下壓力測量的影響

圖9 加油錐套對壓差攻角測量的影響(與不加油時的差值)

將左、右風(fēng)標(biāo)解算出的真攻角及上下壓力孔的壓差攻角進(jìn)行比較(以有、無加油錐套時真攻角的差值來表示，加油錐套在b位置)，如圖10所示?？梢姰?dāng)加油錐套在2站位b位置時，右風(fēng)標(biāo)和壓差攻角的差異最大為7.02°。當(dāng)加油錐套在o、c、d位置時上述差異最大分別為2.95°、6.89°、3.47°，也是在2站位。由于篇幅所限，不再示出曲線。可見3個攻角的差異與加油錐套距離受油機(jī)的距離有很大關(guān)系，并且當(dāng)加油錐套距離機(jī)身比較近時，3個攻角的差異可能會比較大。

圖10 壓差攻角和風(fēng)標(biāo)攻角的比較(與不加油時的差值，加油錐套在b位置)

2.4 對靜壓測量的影響

圖11～圖13分別為加油錐套位于1～5站位時左、右、左上空速管對應(yīng)的飛機(jī)表面的Cp與無加油錐套時的差?？梢钥吹郊佑湾F套從前到后移動時，對左、右、左上空速管處的Cp都有影響。

圖11 加油錐套對左空速管的影響(與不加油時的差值)

圖12 加油錐套對右空速管的影響(與不加油時的差值)

圖13 加油錐套對左上空速管的影響(與不加油時的差值)

對左空速管，當(dāng)加油錐套位于2站位a位置，此影響量最大，為-0.033；對右空速管，當(dāng)加油錐套位于2站位b位置，此影響量最大，為-0.26；對左上空速管，當(dāng)加油錐套位于3站位a位置，此影響量最大，為-0.057。當(dāng)受油探頭正對加油錐套逼近時(o位置)，上述影響量的絕對值依次為-0.018、-0.098、-0.026。同時可見對靜壓測量的影響也與加油錐套距離受油機(jī)的距離有較大關(guān)系。

3 對航電及飛控系統(tǒng)的影響

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)會將大氣參數(shù)輸入航電系統(tǒng)，用于座艙大氣參數(shù)顯示。

從前述分析來看，相對于對左、左上空速管靜壓測量的影響，加油錐套對右空速管的靜壓測量影響較大，當(dāng)加油錐套距離受油機(jī)較近(b位置)時，對右空速管處的Cp值影響量最大為-0.26，由此可能導(dǎo)致航電系統(tǒng)座艙平顯顯示的高度增大約276 m，空速增大約32.4 km/h,馬赫數(shù)增大約0.045；但當(dāng)受油探頭對準(zhǔn)加油錐套逼近(o位置)時，Cp值影響量最大為-0.098，由此可能導(dǎo)致座艙平顯顯示的高度增大約112 m，空速增大約14.4 km/h,馬赫數(shù)增大約0.019。

可見加油錐套對座艙顯示的高度、速度、馬赫數(shù)的影響與其到受油機(jī)的距離有較大關(guān)系，由于加油錐套運(yùn)動的站位變化、徑向變化都是連續(xù)過程，因此座艙顯示的大氣參數(shù)可能會表現(xiàn)出跳動現(xiàn)象。

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)還將大氣參數(shù)輸出至飛控系統(tǒng)。飛控系統(tǒng)將對大氣參數(shù)進(jìn)行監(jiān)控，當(dāng)大氣參數(shù)的不同通道的參數(shù)值的差異超過一定閾值時，就會觸發(fā)飛控系統(tǒng)報出故障。

以攻角為例，相對于左側(cè)風(fēng)標(biāo)的攻角測量，右側(cè)風(fēng)標(biāo)的攻角測量及上下壓力孔的壓差攻角測量受加油錐套的影響較大。對本文的計算狀態(tài)而言，當(dāng)加油錐套在右風(fēng)標(biāo)并排位置且距離受油機(jī)較近(b位置)時，右側(cè)風(fēng)標(biāo)解算出的真攻角和壓差攻角的差值絕對值最大，為7.02°(該值可能觸發(fā)飛控系統(tǒng)報攻角故障)，而當(dāng)受油探頭對準(zhǔn)加油錐套逼近(o位置)時，此絕對值最大為2.95°。

因此，加油錐套在較為靠近大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)探頭的位置，可能觸發(fā)飛控系統(tǒng)報出大氣參數(shù)故障。為此，為了避免加油過程中由于飛控報故對飛機(jī)控制產(chǎn)生影響，也為了避免由于飛控報故造成飛行員緊張，有必要對加油過程的飛控系統(tǒng)的大氣參數(shù)使用邏輯及報故邏輯進(jìn)行專門設(shè)計，比如，在加油過程中，飛控系統(tǒng)只使用左風(fēng)標(biāo)的測量值而不使用右風(fēng)標(biāo)的測量值，同時，應(yīng)加大左右側(cè)風(fēng)標(biāo)差異的監(jiān)控閾值。

4 結(jié)束語

本文采用CFD方法就加油錐套對某型飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)測量的影響進(jìn)行了分析評估。主要結(jié)論是：加油錐套對大氣參數(shù)測量的影響大小，與加油錐套和大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的距離有很大關(guān)系，在某些情況下，其影響是顯著的，由此可能造成座艙顯示的大氣參數(shù)出現(xiàn)跳變，也可能造成飛控系統(tǒng)報出大氣參數(shù)故障。

為此，建議對需要進(jìn)行空中加油的飛機(jī)，在設(shè)計階段通過CFD計算、風(fēng)洞試驗(yàn)等手段對加油過程中加油錐套對大氣參數(shù)的影響進(jìn)行專門評估，從而使飛行員能夠明了加油過程的大氣參數(shù)顯示跳變，或采取一定的平滑處理措施，同時，應(yīng)基于評估結(jié)果，設(shè)計專門的飛控系統(tǒng)大氣參數(shù)使用邏輯和報故邏輯。