發動機進排氣對某型靶機氣動特性影響研究

孟祥喆 鄭浩 趙志俊

摘 要：為了更逼真地模擬典型四代機氣動布局形式，某型靶機采用了V尾、翼下進氣的布局形式，但這種布局形式容易受到發動機進氣和排氣效應的影響，實際氣動特性與風洞試驗結果或常規進氣道堵塞模型數值仿真結果存在一定差異。為了對發動機進排氣影響進行定量分析和機理研究，本文采用帶發動機進排氣模型的飛行器外流場數值模擬方法對不同飛行速度條件下的該飛機氣動力和俯仰力矩、靜穩定性的變化開展了計算和分析。計算結果表明，發動機進排氣顯著增大了該靶機的低頭力矩，改變了升阻比，提高了航向穩定性，并且改變程度與飛行速度相關。將計算結果應用到動力學建模和仿真及控制律參數優化中。利用仿真模型開展了試飛結果預測。試飛結果顯示，考慮發動機進排氣影響后，該靶機動力學仿真結果與試飛數據較為接近，表明動力學模型與飛機模態特性較為相似。本文所采用的帶發動機進排氣的靶機氣動特性數值模擬和評估方法，有助于提高飛發耦合布局的飛行器氣動特性分析準確度，有利于識別出發動機進排氣對飛行器整體氣動特性的影響程度，為飛行器布局設計和優化、控制律設計和仿真、試驗設計和風險識別提供了參考。

關鍵詞：靶機； V尾； 翼下進氣； 發動機進排氣； 數值模擬

中圖分類號：V279+.1 文獻標識碼：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2023.07.004

在飛行試驗或軍事訓練中，經常采用無人靶機作為模擬敵方作戰飛機的假想敵，以檢查測試機載雷達或武器系統的作戰效能。為了更好地模擬敵方戰機的速度、機動性、隱身能力等技術特征，無人靶機應具備高亞聲速甚至超聲速飛行、6～9g大載荷機動、0.01m2以下的雷達截面積（RCS），這便要求無人靶機氣動布局應采用三代、四代戰斗機的設計思路，采用內置發動機、后掠翼、V形尾翼（V尾）等布局形式。

某型靶機采用了單發、翼下進氣、V尾的布局形式，發動機通過Y形進氣道從兩側翼下緊貼機身的位置進氣，從靠近V尾的尾噴口排氣。由此帶來的問題是：發動機進氣將影響機翼繞流，而排氣將改變V尾的繞流，這將改變靶機的升阻特性、俯仰力矩特性以及靜穩定性，給控制律設計帶來不確定性因素，還有可能影響飛行安全。

為了分析發動機進排氣對飛機本體氣動特性的影響，梁良、肖毅等[1-2]采用了時均方法研究分析了分布式涵道動力裝置對翼身融合（BWB）布局無人機的氣動特性影響，以及基于邊界層抽吸的進氣道性能優化方法；段文琪等[3]分析了靶機助推火箭及推力線位置對起飛性能的影響；高翔[4]、賈洪印等[5]采用了數值模擬方法開展了民機構型翼吊式發動機布局進排氣影響分析。考慮到發動機進排氣的布局設計技術研究方向，郝衛東[6]、鄧帆等[7]對吸氣式高超聲速平臺技術和試驗技術開展了研究。楊小川等[8]對未來靶機發展趨勢開展了綜述研究，任秀梅[9]、郭繼凱等[10]對靶機控制律設計開展了仿真研究。

本文將采用基于RANS方程的數值模擬方法對上述翼下進氣、V尾布局的靶機開展帶發動機進排氣模型的全機氣動特性計算和分析，得出不同飛行速度和發動機工作狀態下的氣動特性改變量，以支撐動力學建模仿真和控制律參數優化的需要，防止較大的改變對試飛安全造成影響，同時提高對試飛的預測精度。

1 計算方法介紹

1.1 數值模擬方法

靶機飛行過程大部分在-4°～12°以內的迎角和側滑角范圍內進行，一般不會超過失速迎角。在該范圍內，利用雷諾平均N-S方程（RANS）開展數值模擬可以獲得與真實飛行條件較為接近的氣動特性數據。

本文采用CFX求解器，利用基于SST二方程湍流模型的RANS方法開展靶機氣動特性數值模擬。

1.2 發動機進排氣模擬方法

靶機穩定飛行過程中，發動機進排氣狀態變化較小，可認為處于穩態。在亞聲速范圍內，只要靶機進氣道喉道面積與發動機進氣口面積相差不大，也可認為發動機進氣流量與理論接近。

基于上述假設，在設置發動機進排氣條件時，不考慮發動機內部渦輪轉子及燃燒的數學模型。只提取發動機進氣截面和排氣截面的形狀、站位和進出口條件，將無人機外流域、進氣道內流域、發動機排氣流統一為一個計算域。

文獻[1]采用了壓力進口邊界和流量出口邊界來模擬發動機進氣和排氣特性，從而得到了不同發動機工作狀態下的溢流阻力變化情況，對于本文研究具有一定參考價值。本文結合靶機發動機試驗結果中的各種進排氣參數測量結果，選取適合的邊界條件：

（1）針對發動機進氣流，主要參數為進氣流量，因此將進氣口邊界等效為計算流域的“質量流量出口”邊界，給定質量流量，該參數可以通過查閱發動機技術手冊獲得。

（2）針對發動機排氣流，主要參數為總壓、總溫及排氣速度，因此將排氣口邊界等效為計算流域的“速度進口”或“壓力進口”邊界，同樣可以通過查閱發動機技術手冊給定上述參數的具體數值。

2 網格劃分和邊界條件

2.1 進排氣計算模型網格及對照組網格劃分

某靶機采用了中單梯形翼、V尾、單發兩肋進氣的布局形式，機長3.3m，翼展長2.1m。本文采用ICEM軟件將靶機外形曲面、進氣道、遠場邊界以及無人機內外流域劃分成約 1500萬個四面體非結構網格（含15層附面層網格），機翼前緣網格尺度約為1.7‰MAC，翼面最大網格尺度為1.4%MAC，網格劃分效果如圖1所示。

按照1.2節發動機進排氣模擬方法，對靶機的發動機進排氣口進行了界面建模和網格劃分，如圖2所示。作為不考慮發動機進排氣影響的對照組，通氣模型網格劃分如圖3所示。

2.2 邊界條件設置

計算采用了4種邊界條件。速度進口：前方和四周遠場邊界、發動機排氣口； 壓力出口：后方遠場邊界；質量出口：發動機進氣口；壁面：靶機外型面和進氣道內型面。邊界條件參數設置見表1。

3 計算結果及分析

3.1 升阻特性對比

靶機起飛階段一般以較高的轉速比（發動機工作狀態的表征參數）完成彈射起飛和爬升，中間過程主要處于高度、速度持續增加的爬升和加速過程，巡航飛行時發動機一般處于額定工作狀態。因此本文選取了起飛狀態（Ma 0.2，發動機轉速比為90%）和巡航狀態（Ma 0.7，發動機轉速比為90%）兩個狀態計算升阻特性。

如圖4所示，Ma 0.2起飛狀態，進排氣模型與通氣模型相比升力系數差別較小，但阻力系數略有所增大，因此最大升阻比降低了1.6左右。Ma 0.7巡航狀態，進排氣模型與通氣模型相比阻力系數差別縮小，進排氣條件下升阻比反而提高了0.5左右。

為了確定起飛狀態下阻力增加的原因，本文對不同發動機轉速比和飛行速度狀態的靶機零升阻力進行了計算和對比。如圖5所示，Ma 0.2時，零升阻比系數隨著發動機轉速比的提高而不斷增大，說明發動機排氣對干擾機體的干擾越來越強，干擾阻力越來越大。Ma 0.5時，零升阻力隨發動機轉速比增加的斜率相比Ma 0.2時更平緩。Ma 0.7時，零升阻力隨轉速比變化趨勢出現波動。由于發動機進排氣對V尾上翼面繞流具有引射作用，因此升力系數略有增大，本文3.5節對全機表明壓力分布的對比可以說明這一點。

綜上，靶機在起飛狀態和高轉速比狀態下升阻比會降低，而Ma 0.7巡航時升阻比會略微提高。

3.2 俯仰力矩特性對比

本文參考零升阻力分析方法整理出了不同飛行狀態下零升俯仰力矩系數隨發動機轉速比的變化情況，如圖6所示。飛行速度Ma 0.2時，零升俯仰力矩系數隨發動機轉速比增大以接近線性的趨勢減少，最低達到-0.07，該減少量將對靶機產生額外的低頭力矩影響，若起飛階段不對該低頭力矩進行配平，極有可能發生機頭非指令性下俯的情況，可能會造成靶機彈射起飛高度不足甚至墜地的事故發生。為了降低該影響，可采取調整助推火箭安裝角、設置升降舵預偏量等措施。

飛行速度Ma 0.5時，零升俯仰力矩系數在60%～80%轉速比范圍內出現波動。飛行速度Ma 0.7時，零升俯仰力矩系數呈隨發動機轉速比增大而先降低后略微增大的趨勢。

3.3 縱向靜穩定性對比

靶機縱向俯仰力矩系數隨升力系數變化曲線如圖7所示。Ma 0.2起飛狀態，進排氣模型與通氣模型相比俯仰力矩系數負向增大了0.05左右，表明下俯力矩增大。為了保持縱向配平，靶機需要增大升降舵上偏角。

Ma 0.7巡航狀態，進排氣模型與通氣模型相比俯仰力矩系數減少了0.025左右，俯仰力矩系數減少的程度相比低速情況有所改善，但縱向靜裕度在0附近波動，呈中立穩定趨勢。靶機應調整重心位置或控制律采取縱向增穩措施，以獲得足夠的縱向穩定性。

3.4 橫航向靜穩定性對比

如圖8所示，進排氣模型與通氣模型在不同馬赫數下滾轉力矩系數隨側滑角變化情況基本一致，但進排氣模型的偏航力矩系數曲線斜率更大，表明進排氣效應增加了航向穩定性，但對橫向穩定性影響較小。

3.5 壓力分布對比

如圖9所示，受發動機進氣對進氣道抽吸作用影響，靶機進氣口前側的機翼下表面出現低壓區，由此產生對重心的低頭力矩；受發動機排氣引射作用影響，V尾中間的機身低壓區范圍和強度均增大，在增加V尾升力的同時也增大了對重心的低頭力矩。進氣和排氣共同作用使俯仰力矩系數降低。若降低該影響，靶機可采取的設計優化措施有：改變V尾安裝角、優化翼下進氣道入口的站位、延長尾椎或前移V尾使其遠離發動機微噴口等。

3.6 流場分布對比

如圖10所示，靶機通氣模型尾部流線存在渦線，表明此處存在渦流；進排氣模型尾部則不存在渦流，表明在發動機排氣的引射作用下，尾部湍流得到改善，流動加速效果較為明顯。

4 試飛驗證

該靶機動力學建模和仿真時，直接采用帶發動機進排氣模型的氣動特性數據。考慮到起飛階段發動機進排氣效應產生的額外低頭力矩影響，靶機試飛時設置了上偏10°的升降舵預偏角，起飛過程中縱向配平較好，未出現明顯低頭趨勢。試飛數據與仿真結果對比如圖11所示。

該靶機試飛結果顯示，0～80s起飛過程中，受到風向、火箭推力波動等干擾因素影響，起飛過程飛行狀態變化范圍大，因此仿真與試飛的俯仰角和升降舵有所不同，但變化趨勢基本一致。而巡航過程中，飛行狀態變化范圍小，升降舵、俯仰角、發動機轉速試飛實測值與仿真結果吻合度較好，表明采用本文方法得到的靶機動力學模型與實際飛機模態特性相似度較高。

5 結束語

本文采用了數值模擬方法研究了發動機進排氣效應對某型采用翼下進氣、V尾布局靶機氣動特性的影響，結果表明：

（1）起飛狀態下，相比通氣模型計算結果，帶發動機進排氣模型時靶機升阻比減小，俯仰力矩系數減小，減小程度與轉速比線性相關，橫向穩定性不變，航向穩定性提高。

（2）高速巡航狀態下，帶發動機進排氣模型時升阻比略微增大，俯仰力矩系數減小程度減弱，俯仰力矩系數減小程度與轉速比相關性降低并呈現非線性變化，橫向穩定性不變，航向穩定性提高，飛行速度增大后縱向穩定性降低。

發動機進排氣效應對靶機氣動特性產生的影響，將改變靶機的穩定性和操縱性，給控制律設計和調參帶來難度。上述研究成果有效指導了該靶機動力學建模仿真，為提高試飛預測準確度和降低試飛風險提供了有力支撐。

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Study on Influence of Engine Intaking and Exhausting on Aerodynamic Characteristics of a Target Drone

Meng Xiangzhe， Zheng Hao， Zhao Zhijun

Chinese Flight Test Establishment， Xi’an 710089， China

Abstract： In order to simulate the aerodynamic configuration of a typical 4th generation fighter more simularly， V-tail and under-wing-air-intake aerodynamic configuration have been used for a target drone. However， the practical aerodynamic characteristics of this configuration is easily affected by the engine intake and exhaust effects， which differ from wind tunnel test results or numerical simulation results of conventional inlet blockage model. To conduct quantitative analysis and mechanism research on the impact of engine intake and exhaust， the method of aircraft outflow field numerical simulation with considering engine intakeing and exhausting model is applied to quantitatively analyze the aerodynamic force， moment and static stability on different flight velocity. The simulation results show that the engine intaking and exhausting effects significantly increased the head down moment， changed the lift-drag-ratio， affected the longitudinal stability and enhanced heading stability. The research results above have been applied to the flight dynamics modeling and simulation， and the optimization of control law parameters. The flight test results of the target drone show that the flight dynamics simulation results are closer to the flight test data after considering the influence of engine intake and exhaust. The numerical simulation and evaluation method of the aerodynamic characteristics of the target aircraft with engine intake and exhaust in this paper is helpful to improve the accuracy of the aerodynamic characteristics analysis on the aircraft in the flight engine coupled configuration， to identify the impact on the intake and exhaust of the starter on the overall aerodynamic characteristics of the aircraft， and to provide a reference for the layout design and optimization of the aircraft， control law design and simulation， design of experiments and risk identification.

Key Words： target drone； V-tails； under-wing-air-intake； engine intaking and exhausting； numerical simulation