袁廣田 張奇 崔釗 蒙澤海

摘 要：極曲線是衡量飛機升阻特性最重要的氣動數(shù)據(jù)，反映了飛機最本質(zhì)的氣動力特性，也是計算飛機性能最重要的原始數(shù)據(jù)，影響飛機各項性能指標的最主要因素。該數(shù)據(jù)可通過風洞試驗獲得，也可在飛行試驗的過程中獲得。因其重要性，飛機極曲線相關(guān)性研究在航空技術(shù)發(fā)展過程中一直是研究的重點，通過飛行試驗測定飛機的升阻特性也是飛行性能研究的一項重要內(nèi)容。飛行試驗所測得的飛機升力、阻力系數(shù)是驗證推力、阻力相關(guān)性的重要途徑，不僅可以用來評定飛機設(shè)計的優(yōu)劣，同時也是飛機精確模型建立、飛機改型、新機設(shè)計以及校核風洞試驗數(shù)據(jù)的重要依據(jù)，飛行試驗的結(jié)果從根本上反映了飛機升阻特性，因此利用飛行試驗準確獲取飛機的升阻特性有著十分重要的意義。

關(guān)鍵詞：發(fā)動機進排氣;殲擊機;極曲線

中圖分類號：V231.3 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2019）10-0032-02

0 引言

從20世紀60年代開始，國內(nèi)外就已在飛機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)機的研制和試飛中。國內(nèi)的極曲線研究主要集中于中國飛行試驗研究院，也針對不同類型飛機建立的幾種極曲線的試飛方法和修正方法。

發(fā)動機進排氣對升阻極曲線的影響根據(jù)發(fā)動機安裝形式的不同有所差異。民用客機，運輸類飛機以翼吊或尾吊式發(fā)動機為主，發(fā)動機進排氣對飛機流場影響較小，因此發(fā)動機進排氣對極曲線影響較小;殲擊機為滿足極高的設(shè)計要求，常常將發(fā)動機、機身和機翼進行一體化設(shè)計，導致發(fā)動機進排氣對機身和機翼等部件產(chǎn)生明顯的流場擾動，進而改變飛機的升阻極曲線。因此，殲擊機的極曲線研究中發(fā)動機進排氣的影響仍是關(guān)注的重要問題之一，主要原因有以下幾點：

（1）發(fā)動機內(nèi)外流干擾。從目前國內(nèi)外所進行的大量試驗已經(jīng)證明，當飛機在實際的大氣中飛行時，發(fā)動機的噴流會對飛機尾部的局部流場產(chǎn)生影響，進而影響到全機的阻力特性，這種影響本身也會因為發(fā)動機工作狀態(tài)的不同而有所差異;換言之，發(fā)動機工作時的內(nèi)流同時也會引起飛機本體的外流問題。另外，發(fā)動機工作狀態(tài)的不同，發(fā)動機進氣道及輔助進氣活門的進氣量也不同，這在一定程度上也會引起飛機外部流場的變化，進而影響飛機的阻力特性。目前所進行所有的升阻極曲線研究中，均未針對這兩項影響進行修正。該問題也是目前試飛確定飛機升阻極曲線試飛過程中共性問題。（2）進氣道溢流阻力。由進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。對于亞音速進氣道，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;對于超音速進氣道定義為進氣道阻力與臨界狀態(tài)時進氣道阻力之差。而在實際的飛行中，很難準確的測定進氣道唇口附近的相關(guān)參數(shù)并確定出唇口附近的流場情況。目前的極曲線試飛應(yīng)用中僅能根據(jù)發(fā)動機的狀態(tài)利用設(shè)計值開展數(shù)據(jù)的分析。（3）基準狀態(tài)的確定。飛行試驗由于是在真實條件下開展，與設(shè)計過程中采用的風洞試驗和數(shù)值計算手段相比，除了在雷諾數(shù)和流場環(huán)境上存在差異外，發(fā)動機狀態(tài)的也是影響極曲線最終與設(shè)計結(jié)果對比和后續(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)動機工作狀態(tài)進行相應(yīng)的轉(zhuǎn)換，以確保試飛結(jié)果的有效性。在上述初步計算的試飛結(jié)果與設(shè)計值間的差異中就包含了發(fā)動機工作狀態(tài)影響的因素。尤其是在飛機可用推力獲取中，發(fā)動機“慢車”狀態(tài)減速帶來的這種影響更加明顯。

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

1 計算設(shè)置

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

計算采用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散，因此適用于尾跡流動計算、混合層計算、射流計算等。由該湍流模型的適用范圍可見，對于發(fā)動機進排氣影響的計算，該湍流模型計算較適合。遠場邊界采用壓力遠場邊界條件。該邊界條件用于設(shè)定無限遠處的自由邊界條件，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。采用壓力遠場邊界條件要求密度采用理想氣體假設(shè)進行計算。進氣道中發(fā)動機的入口為計算流場域的出口，給定其進氣道截面的空氣流量，空氣流量的量值根據(jù)發(fā)動機地面試驗數(shù)據(jù)獲得，并根據(jù)計算中的氣壓高度（Hp）進行修正;在發(fā)動機的噴口處為計算流場域的入口，給定其計算邊界的總溫和總壓，根據(jù)飛行試驗數(shù)據(jù)確定。

2 計算方法驗證

為保證計算方法的準確性，采用風洞試驗數(shù)據(jù)對計算方法進行驗證。該風洞試驗于2016年9月在沈陽空氣動力研究院完成。該試驗為無動力定常測力試驗，風洞試驗采用1：22的全金屬通氣模型。圖1和圖2給出了數(shù)值計算結(jié)果與風洞試驗結(jié)果的對比曲線。

由上圖的試驗結(jié)果可以看出，數(shù)值計算的升阻力與風洞試驗結(jié)果相吻合?？梢?，計算方法準確可靠。

3 發(fā)動機進排氣影響分析

3.1 有無進排氣的影響分析

殲擊機進排氣影響計算中，采用的計算模型與真實飛機比例為1：1，計算所用馬赫數(shù)為飛行馬赫數(shù)，計算的大氣環(huán)境為飛行高度對應(yīng)的標準大氣環(huán)境。氣壓高度5000m，馬赫數(shù)0.80，進排氣對飛機升阻特性的影響如圖3～圖5所示。發(fā)動機進排氣對飛機的升力沒有明顯的影響;使飛機的阻力減小約0.009。分析阻力減小量的組成，飛機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，使飛機的升阻極曲線有向左平移0.009。

3.2 進氣量測量誤差影響分析

氣壓高度8000m，馬赫數(shù)0.77，發(fā)動機進排氣對飛機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。該計算狀態(tài)主要分析進氣道不同進氣量對于升阻特性影響的大小。因為在進行飛行試驗時，發(fā)動機進氣道氣流相關(guān)參數(shù)測量結(jié)果存在一定誤差，因此，需要確定測量誤差對極曲線研究的影響。進氣量測量誤差影響分析圖6～圖8所示，研究的測量誤差限為15%。分別選取100%動力狀態(tài)和115%加力狀態(tài)進行計算。計算結(jié)果表明，100%動力狀態(tài)和115%加力狀態(tài)發(fā)動機進排氣對于飛機升阻特性的影響基本相同。因此，發(fā)動機進氣道氣流相關(guān)參數(shù)誤差15%以內(nèi)不會對極曲線結(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)動機進排氣對殲擊機阻力特性會產(chǎn)生顯著影響，而對殲擊機的升力特性的影響基本可以忽略不計;（2）發(fā)動機進排氣測量值出現(xiàn)小量誤差，對飛機升阻力測試結(jié)果沒有明顯影響，對后續(xù)數(shù)據(jù)的處理不會產(chǎn)生明顯影響。