發動機進排氣對殲擊機極曲線的影響研究

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據，反映了飛機最本質的氣動力特性，也是計算飛機性能最重要的原始數據，影響飛機各項性能指標的最主要因素。該數據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，飛機極曲線相關性研究在航空技術發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容。飛行試驗所測得的飛機升力、阻力系數是驗證推力、阻力相關性的重要途徑，不僅可以用來評定飛機設計的優劣，同時也是飛機精確模型建立、飛機改型、新機設計以及校核風洞試驗數據的重要依據，飛行試驗的結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。

關鍵詞：發動機進排氣;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，其研究成果成功應用到第四代戰機的研制和試飛中。國內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。

發動機進排氣對升阻極曲線的影響根據發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動機為主，發動機進排氣對飛機流場影響較小，因此發動機進排氣對極曲線影響較小;殲擊機為滿足極高的設計要求，常常將發動機、機身和機翼進行一體化設計，導致發動機進排氣對機身和機翼等部件產生明顯的流場擾動，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動機進排氣的影響仍是關注的重要問題之一，主要原因有以下幾點：

（1）發動機內外流干擾。從目前國內外所進行的大量試驗已經證明，當飛機在實際的大氣中飛行時，發動機的噴流會對飛機尾部的局部流場產生影響，進而影響到全機的阻力特性，這種影響本身也會因為發動機工作狀態的不同而有所差異;換言之，發動機工作時的內流同時也會引起飛機本體的外流問題。另外，發動機工作狀態的不同，發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φi<1和滿流系數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參數并確定出唇口附近的流場情況。目前的極曲線試飛應用中僅能根據發動機的狀態利用設計值開展數據的分析。（3）基準狀態的確定。飛行試驗由于是在真實條件下開展，與設計過程中采用的風洞試驗和數值計算手段相比，除了在雷諾數和流場環境上存在差異外，發動機狀態的也是影響極曲線最終與設計結果對比和后續開展相關性研究的重要因素;因此試飛獲取的極曲線試飛結果必須要根據發動機工作狀態進行相應的轉換，以確保試飛結果的有效性。在上述初步計算的試飛結果與設計值間的差異中就包含了發動機工作狀態影響的因素。尤其是在飛機可用推力獲取中，發動機“慢車”狀態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。隨著數值計算技術的發展，數值計算評估結果精度得到了很大提高。因此，本文利用數值計算方法，分析殲擊機發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果。

1 計算設置

本次模擬馬赫數大于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。該邊界條件用于設定無限遠處的自由邊界條件，主要參數為自由流的馬赫數（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進行計算。進氣道中發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發動機地面試驗數據獲得，并根據計算中的氣壓高度（Hp）進行修正;在發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，根據飛行試驗數據確定。

2 計算方法驗證

為保證計算方法的準確性，采用風洞試驗數據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給出了數值計算結果與風洞試驗結果的對比曲線。

由上圖的試驗結果可以看出，數值計算的升阻力與風洞試驗結果相吻合?？梢姡嬎惴椒蚀_可靠。

3 發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，計算所用馬赫數為飛行馬赫數，計算的大氣環境為飛行高度對應的標準大氣環境。氣壓高度5000m，馬赫數0.80，進排氣對飛機升阻特性的影響如圖3～圖5所示。發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0.77，發動機進排氣對飛機升阻特性的影響與高度5000m，馬赫數0.80的結果基本相同。該計算狀態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，發動機進氣道氣流相關參數測量結果存在一定誤差，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%動力狀態和115%加力狀態進行計算。計算結果表明，100%動力狀態和115%加力狀態發動機進排氣對于飛機升阻特性的影響基本相同。因此，發動機進氣道氣流相關參數誤差15%以內不會對極曲線結果產生明顯影響。

4 結語

從本文的數值分析可以看出：（1）發動機進排氣對殲擊機阻力特性會產生顯著影響，而對殲擊機的升力特性的影響基本可以忽略不計;（2）發動機進排氣測量值出現小量誤差，對飛機升阻力測試結果沒有明顯影響，對后續數據的處理不會產生明顯影響。