來靖晗 劉博文 谷潤平 魏志強(qiáng)

摘要：為提高飛機(jī)飛行性能，針對不同條件對平飛阻力的影響展開研究。考慮實(shí)際飛機(jī)性能參數(shù)，提出了基于飛機(jī)性能數(shù)據(jù)庫（BADA）模型及標(biāo)準(zhǔn)氣象條件下的平飛阻力計(jì)算方法。首先根據(jù)A300-600飛機(jī)性能數(shù)據(jù)，計(jì)算其分別在重量（質(zhì)量）、高度、溫度偏差和速度條件下的平飛阻力，并得出各變化規(guī)律；之后對比分析不同機(jī)型飛機(jī)下的平飛阻力。結(jié)果表明，在其他條件不變的情況下，平飛阻力隨著飛機(jī)重量的增加而增大；隨飛行高度升高而減少；隨溫差增大而減小；隨飛行速度增加，阻力先減小后增加；研究的三種不同機(jī)型飛機(jī)中，波音757-200飛機(jī)有最小的平飛阻力。此研究結(jié)果對飛機(jī)減阻和提升穩(wěn)定性能提供了參考。

關(guān)鍵詞：飛機(jī)性能；平飛阻力；BADA模型；飛機(jī)性能數(shù)據(jù)；減阻

中圖分類號：V212文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.09.013

基金項(xiàng)目：航空科學(xué)基金（20185567018）

隨著民航業(yè)高速發(fā)展，在飛機(jī)性能的要求方面也越來越高。對飛機(jī)進(jìn)行氣動分析時(shí)，平飛阻力在飛行過程中具有不可忽視的影響，掌握其變化規(guī)律對減阻工作提供重要的理論基礎(chǔ)。為了維穩(wěn)飛機(jī)飛行，采用合理方法對其計(jì)算與研究是十分必要的。

國外對飛機(jī)氣動特性的研究眾多，Bushnell[1]總結(jié)了“常規(guī)”的黏性阻力、升力阻力和激波阻力等阻力分量在航速范圍內(nèi)減阻的最新進(jìn)展；Destarac[2]等在計(jì)算黏性流動的基礎(chǔ)上，討論了噴氣推進(jìn)式跨聲速運(yùn)輸機(jī)的推力分析，建立了黏性阻力加波阻和誘導(dǎo)阻力的定義；Yamazaki[3]等在氣動設(shè)計(jì)優(yōu)化問題中，采用先進(jìn)的阻力預(yù)測方法，并用遺傳算法進(jìn)行了優(yōu)化；Brodersen[4]等通過在結(jié)構(gòu)化和非結(jié)構(gòu)化混合網(wǎng)格上，求解計(jì)算了跨聲速流條件下的升力、阻力和俯仰力矩。

在國內(nèi)方面，許維進(jìn)[5]等構(gòu)建了飛機(jī)升致阻力和重心位置之間的模型；高翔[6]等以某翼吊短艙構(gòu)型運(yùn)輸機(jī)為研究對象，建立了排氣系統(tǒng)阻力增量的確定方法；顧文婷[7]等采用計(jì)算流體力學(xué)（CFD）方法，對全機(jī)低、高速氣動特性受飛機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣的影響與流動機(jī)理進(jìn)行了研究；鄭志成[8]等利用升力風(fēng)扇系統(tǒng)動量理論方程與固定翼飛機(jī)的升阻計(jì)算模型相結(jié)合，建立了升力風(fēng)扇垂直起降飛機(jī)升阻特性估算模型；孫淑榮[9]等根據(jù)飛機(jī)在縱向運(yùn)動時(shí)沿風(fēng)軸方向的運(yùn)動方程，重新定義飛機(jī)的推力和阻力，并提出了一種新的測定方法；李立[10]等研究了利用氣動優(yōu)化設(shè)計(jì)和射流非定?？刂茖?shí)現(xiàn)機(jī)翼和機(jī)身減阻的典型方法及結(jié)果。

以上研究成果頗豐，但缺少在飛機(jī)性能數(shù)據(jù)下的平飛阻力研究，尤其是在以不同影響條件與機(jī)型下探索其規(guī)律方面未有較多分析與總結(jié)。鑒于此，本文首先在飛機(jī)性能數(shù)據(jù)庫（BADA）模型下探究各影響因素的平飛阻力變化，而后對不同機(jī)型飛機(jī)進(jìn)行對比，為其在不同條件下的減阻工作提供理論參考，根據(jù)飛行阻力盡可能減小的目標(biāo)發(fā)現(xiàn)減阻工作的切入點(diǎn)，從而實(shí)現(xiàn)安全平穩(wěn)飛行。

1平飛阻力計(jì)算方法

1.1 BADA模型

BADA是由歐控開發(fā)的以美國資訊交換標(biāo)準(zhǔn)碼（ASCⅡ）文件組成的資料，可確定飛機(jī)在爬升、巡航和下降階段的性能[11]。利用其模型獲取飛機(jī)性能數(shù)據(jù)，從而計(jì)算出相應(yīng)飛機(jī)的平飛阻力。

1.1.1全能量方程

2.1平飛阻力隨重量變化的規(guī)律

由式（8）可得，平飛阻力與重力成線性關(guān)系，且為正比，即平飛阻力隨著重量的增加而增大，減少而減小。將不同質(zhì)量下的平飛阻力進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的計(jì)算并得到對比曲線，如圖1所示。從圖1中可以看出，隨著飛機(jī)重量的增加，平飛阻力曲線上移，表明在飛機(jī)其他條件不變的情況下，平飛阻力隨著重量的增加而增加。

2.2平飛阻力隨高度變化的規(guī)律

通過對大氣參數(shù)模型中不同高度條件下的參數(shù)計(jì)算，得到該條件下的各參數(shù)值，并計(jì)算各平飛阻力，得出相應(yīng)的平飛阻力曲線，對比如圖2所示。由圖2可知，平飛阻力曲線隨著高度的增加而下移，即在飛機(jī)其他條件不變的情況下，平飛阻力總體隨高度的增加而減少。當(dāng)飛行高度升高時(shí)，空氣密度下降，要保持平飛則要增加飛行速度。

2.3平飛阻力隨溫度偏差變化的規(guī)律

對于不同溫差下的平飛阻力，由式（2）可得溫差表達(dá)式：

由式（15）、式（16）可知，升阻比與平飛阻力的關(guān)系成反比，即隨著升阻比增大（減?。?，平飛阻力減少（增加）。最大升阻比對應(yīng)的迎角稱為有利迎角，有利迎角下的速度稱為有利速度。變化規(guī)律如圖4所示。

從圖4可以看出，隨著馬赫數(shù)增加曲線先下降后升高，即在飛機(jī)其他條件不變的情況下，平飛阻力隨速度的增加先減少后增加。隨著平飛速度增大，其對應(yīng)的迎角減小，在臨界迎角到有利迎角的范圍內(nèi)，迎角減小，升阻比增大，則平飛阻力減小；在小于有利迎角的范圍內(nèi)，迎角減小，升阻比減小，則平飛阻力增大。以有利迎角平飛，升阻比最大，則平飛阻力最小。

3不同機(jī)型下的平飛阻力對比

基于以上分析，將不同機(jī)型下的平飛阻力進(jìn)行對比。首先在其他影響條件不變的情況下，根據(jù)A300-600、波音767-300和波音757-200三種機(jī)型飛機(jī)性能參數(shù)文件中的參數(shù)數(shù)據(jù)，對各自的平飛阻力進(jìn)行變化規(guī)律分析，然后對機(jī)型影響條件下的各阻力進(jìn)行對比。

由圖5可知，在同一速度條件下，三種飛機(jī)的平飛阻力由大到小分別為A300-600、波音767-300和波音757-200。相比之下，波音757-200飛機(jī)具有較小的阻力，可適當(dāng)進(jìn)行減阻工作；而A300-600和波音767-300飛機(jī)需加強(qiáng)對其的減阻工作，為實(shí)現(xiàn)更加安全、穩(wěn)定及高效的飛行做準(zhǔn)備。

4結(jié)論

通過分析，可以得出以下結(jié)論：

（1）通過對A300-600飛機(jī)在不同影響條件下的平飛阻力變化進(jìn)行計(jì)算與分析，得出以下規(guī)律：在其他條件不變的情況下，平飛阻力隨著飛機(jī)重量的增加而增大；平飛阻力總體隨飛行高度的升高而減少；隨溫差的增大，平飛阻力逐漸減小；隨飛行速度的增加，平飛阻力先減小后增加。

（2）對A300-600、波音767-300和波音757-200三種機(jī)型下的平飛阻力對比，在其他條件恒定的基礎(chǔ)上，波音 757-200飛機(jī)平飛阻力較小，為進(jìn)一步在飛機(jī)減阻方面的研究提供理論參考。

參考文獻(xiàn)

[1]Bushnell D. Aircraft drag reduction a review[J]. Journal of Aerospace Engineering，2003，217（G1）：1-18.

[2]Destarac D，van der Vooren J. Drag/Thrust analysis of jetpropelled transonic transport aircraft；definition of physical drag components[J].Aerospace Science & Technology，2004，8（6）：545-556.

[3]Yamazaki W，Matsushima K，Nakahashi K. Aerodynamic design optimization using the drag-decomposition method[J]. AIAAJournal，2008，46（5）：1096-1106.

[4]Brodersen O，Rakowitz M，Amant S，et al.Airbus，ONERA，and DLR results from the second AIAA Drag Prediction Workshop[R].AIAA-2004-0391，2004.

[5]許維進(jìn)，劉志敏.重心位置對飛機(jī)阻力及其飛行性能的影響[J].飛行力學(xué)，1999（1）：56-60. Xu Weijin，Liu Zhimin.Effect of center-of-gravity position on aircraft drag and flight performance[J].Flight Dynamics， 1999（1）： 56-60.（in Chinese）

[6]高翔，李密，于洋.翼吊短艙構(gòu)型運(yùn)輸機(jī)排氣系統(tǒng)干擾阻力確定方法研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2018，29（6）：24-30. Gao Xiang，Li Mi，Yu Yang.Determination method of exhaust system interference drag of wing nacelle configuration transportor[J]. Aeronautical Science & Technology，2018，29（6）： 24-30.（in Chinese）

[7]顧文婷，陳迎春，辛振慶，等.背撐發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣對翼身融合民機(jī)氣動特性影響[J].航空動力學(xué)報(bào)，2019，34 （6）：1297-1310. Gu Wenting， Chen Yingchun， Xin Zhenqing， et al. Intake and exhaust effect on aerodynamic characteristics of blended wing body civil aircraft with podded engines[J].Journal of Aerospace Power，2019，34（6）： 1297-1310.（in Chinese）

[8]鄭志成，周洲，昌敏，等.升力風(fēng)扇垂直起降飛機(jī)阻力特性分析[J].西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2012，30（1）：6-10. Zheng Zhicheng，Zhou Zhou，Chang Min，et al.Analyzing drag characteristics to obtain effective guidelines for configuration design of lift-fan VTOL[J].Journal of Northwestern Polytechnical University，2012，30（1）： 6-10.（in Chinese）

[9]孫淑榮，王傳煌.測定飛行推力和極曲線新方法[J].飛行力學(xué)，1992（2）：60-68. Sun Shurong，Wang Chanhuang，A new metehod for detrming airplane flight thrust and drag polar[J].Flight Dynamics，1992（2）：60-68.（in Chinese）

[10]李立，劉峰博，梁益華.基于氣動外形優(yōu)化和主動流動控制的減阻技術(shù)[J].航空科學(xué)技術(shù)，2019，30（9）：1-8. Li Li， Liu Fengbo， Liang Yihua. Towards drag reduction via numerical aerodynamic shape optimization and active flow control[J]. Aeronautical Science & Technology， 2019，30（9）：1-8.（in Chinese）

[11]張軍峰，蔣海行，武曉光，等.基于BADA及飛機(jī)意圖的四維航跡預(yù)測[J].西南交通大學(xué)學(xué)報(bào)，2014，49（3）：553-558. Zhang Junfeng， Jiang Haihang， Wu Xiaoguang， et al. 4D trajectory prediction based on BADA and aircraft intent[J]. Journal of Southwest Jiaotong University， 2014，49（3）： 553-558.（in Chinese）

[12]Eurocontol Experimental Center.Model accuracy summary report for the base of aircraft data（BADA），REVISION 3.10[R]. EC Technical/scientific Report No.12/04/10-48，2012.

（責(zé)任編輯王為）

作者簡介

來靖晗（1996-）女，碩士研究生。主要研究方向：航空公司運(yùn)行數(shù)據(jù)相關(guān)性建模分析。

Tel：15865109939E-mail：625589426@qq.com

劉博文（1990-）男，碩士研究生，工程師。主要研究方向：航空電子系統(tǒng)綜合仿真驗(yàn)證。

Tel：15301928839E-mail：liu_bowen_21316@careri.com

谷潤平（1971-）男，碩士，教授。主要研究方向：飛機(jī)性能與飛行力學(xué)。

Tel：13116089936

E-mail：rpgu2004@sina.com

Analysis on Change Rules of Level Flight Drag Based on BADA Model

Lai Jinghan1，2，*，Liu Bowen2，Gu Runping1，2，Wei Zhiqiang1，2

1. Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China

2. Science and Technology on Avionics Integration Laboratory，Shanghai 200233，China

Abstract： In order to improve the flight performance of aircraft， the influence of different conditions on the level flight drag is studied. Considering the actual aircraft performance parameters， a calculation method based on BADA model and standard meteorological conditions is proposed. Firstly， according to the performance data of A300-600 aircraft， the level flight drag under the conditions of weight， height， temperature deviation and speed are calculated， and the variation law is obtained. Then， the comparison of the level flight drag under different types is analyzed. The results show that the level flight drag increases with the increase of aircraft weight under other conditions； it decreases with the increase of flight altitude； decreases with the increase of temperature difference. As the flight speed increases， the drag decreases first and then increases； in the three different types of aircraft studied， the narrow body structure has the smallest level flight drag. The results of this study provide a reference for aircraft drag reduction and stability improvement.

Key Words： aircraft performance； level flight drag； BADA model； aircraft performance data； drag reduction