袁广田 张奇 崔钊 蒙泽海

摘 要：极曲线是衡量飞机升阻特性最重要的气动数据，反映了飞机最本质的气动力特性，也是计算飞机性能最重要的原始数据，影响飞机各项性能指标的最主要因素。该数据可通过风洞试验获得，也可在飞行试验的过程中获得。因其重要性，飞机极曲线相关性研究在航空技术发展过程中一直是研究的重点，通过飞行试验测定飞机的升阻特性也是飞行性能研究的一项重要内容。飞行试验所测得的飞机升力、阻力系数是验证推力、阻力相关性的重要途径，不仅可以用来评定飞机设计的优劣，同时也是飞机精确模型建立、飞机改型、新机设计以及校核风洞试验数据的重要依据，飞行试验的结果从根本上反映了飞机升阻特性，因此利用飞行试验准确获取飞机的升阻特性有着十分重要的意义。

关键词：发动机进排气;歼击机;极曲线

中图分类号：V231.3 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2019）10-0032-02

0 引言

从20世纪60年代开始，国内外就已在飞机极曲线研究中投入了大量的人力和物力，取得了丰硕的成果;70年代西方国家都建立了自己的相关性修正体系，形成了一套完整的推力、阻力修正方法，其研究成果成功应用到第四代战机的研制和试飞中。国内的极曲线研究主要集中于中国飞行试验研究院，也针对不同类型飞机建立的几种极曲线的试飞方法和修正方法。

发动机进排气对升阻极曲线的影响根据发动机安装形式的不同有所差异。民用客机，运输类飞机以翼吊或尾吊式发动机为主，发动机进排气对飞机流场影响较小，因此发动机进排气对极曲线影响较小;歼击机为满足极高的设计要求，常常将发动机、机身和机翼进行一体化设计，导致发动机进排气对机身和机翼等部件产生明显的流场扰动，进而改变飞机的升阻极曲线。因此，歼击机的极曲线研究中发动机进排气的影响仍是关注的重要问题之一，主要原因有以下几点：

（1）发动机内外流干扰。从目前国内外所进行的大量试验已经证明，当飞机在实际的大气中飞行时，发动机的喷流会对飞机尾部的局部流场产生影响，进而影响到全机的阻力特性，这种影响本身也会因为发动机工作状态的不同而有所差异;换言之，发动机工作时的内流同时也会引起飞机本体的外流问题。另外，发动机工作状态的不同，发动机进气道及辅助进气活门的进气量也不同，这在一定程度上也会引起飞机外部流场的变化，进而影响飞机的阻力特性。目前所进行所有的升阻极曲线研究中，均未针对这两项影响进行修正。该问题也是目前试飞确定飞机升阻极曲线试飞过程中共性问题。（2）进气道溢流阻力。由进气道引起的阻力共分为附加阻力、外罩摩擦阻力和外罩压差阻力。对于亚音速进气道，溢流阻力定义为流量系数φi<1和满流系数φi=1的阻力之差;对于超音速进气道定义为进气道阻力与临界状态时进气道阻力之差。而在實际的飞行中，很难准确的测定进气道唇口附近的相关参数并确定出唇口附近的流场情况。目前的极曲线试飞应用中仅能根据发动机的状态利用设计值开展数据的分析。（3）基准状态的确定。飞行试验由于是在真实条件下开展，与设计过程中采用的风洞试验和数值计算手段相比，除了在雷诺数和流场环境上存在差异外，发动机状态的也是影响极曲线最终与设计结果对比和后续开展相关性研究的重要因素;因此试飞获取的极曲线试飞结果必须要根据发动机工作状态进行相应的转换，以确保试飞结果的有效性。在上述初步计算的试飞结果与设计值间的差异中就包含了发动机工作状态影响的因素。尤其是在飞机可用推力获取中，发动机“慢车”状态减速带来的这种影响更加明显。

以上的三个问题中的前两个问题实际上是目前所有的飞机极曲线试飞方法中都必须要解决的问题，针对此类问题一直没有公认有效的解决方法。随着数值计算技术的发展，数值计算评估结果精度得到了很大提高。因此，本文利用数值计算方法，分析歼击机发动机进排气对极曲线的影响，以期获得较精确的定量研究结果。

1 计算设置

本次模拟马赫数大于0.30，故计算采用有粘可压流。为保证计算精度采用二阶迎风离散格式。为加快计算速度，本次计算加入多重网格，并使用残差光顺，以使计算具有良好的收敛性。

计算采用k-ω二方程湍流模型。该湍流模型包含了低雷诺数影响、可压缩性影响和剪切扩散，因此适用于尾迹流动计算、混合层计算、射流计算等。由该湍流模型的适用范围可见，对于发动机进排气影响的计算，该湍流模型计算较适合。远场边界采用压力远场边界条件。该边界条件用于设定无限远处的自由边界条件，主要参数为自由流的马赫数（M）、静压、静温和三向速度分量。采用压力远场边界条件要求密度采用理想气体假设进行计算。进气道中发动机的入口为计算流场域的出口，给定其进气道截面的空气流量，空气流量的量值根据发动机地面试验数据获得，并根据计算中的气压高度（Hp）进行修正;在发动机的喷口处为计算流场域的入口，给定其计算边界的总温和总压，根据飞行试验数据确定。

2 计算方法验证

为保证计算方法的准确性，采用风洞试验数据对计算方法进行验证。该风洞试验于2016年9月在沈阳空气动力研究院完成。该试验为无动力定常测力试验，风洞试验采用1：22的全金属通气模型。图1和图2给出了数值计算结果与风洞试验结果的对比曲线。

由上图的试验结果可以看出，数值计算的升阻力与风洞试验结果相吻合。可见，计算方法准确可靠。

3 发动机进排气影响分析

3.1 有无进排气的影响分析

歼击机进排气影响计算中，采用的计算模型与真实飞机比例为1：1，计算所用马赫数为飞行马赫数，计算的大气环境为飞行高度对应的标准大气环境。气压高度5000m，马赫数0.80，进排气对飞机升阻特性的影响如图3～图5所示。发动机进排气对飞机的升力没有明显的影响;使飞机的阻力减小约0.009。分析阻力减小量的组成，飞机压差阻力的减小量约0.006，摩擦阻力的减小量约0.003。由于阻力的减小，使飞机的升阻极曲线有向左平移0.009。

3.2 进气量测量误差影响分析

气压高度8000m，马赫数0.77，发动机进排气对飞机升阻特性的影响与高度5000m，马赫数0.80的结果基本相同。该计算状态主要分析进气道不同进气量对于升阻特性影响的大小。因为在进行飞行试验时，发动机进气道气流相关参数测量结果存在一定误差，因此，需要确定测量误差对极曲线研究的影响。进气量测量误差影响分析图6～图8所示，研究的测量误差限为15%。分别选取100%动力状态和115%加力状态进行计算。计算结果表明，100%动力状态和115%加力状态发动机进排气对于飞机升阻特性的影响基本相同。因此，发动机进气道气流相关参数误差15%以内不会对极曲线结果产生明显影响。

4 结语

从本文的数值分析可以看出：（1）发动机进排气对歼击机阻力特性会产生显著影响，而对歼击机的升力特性的影响基本可以忽略不计;（2）发动机进排气测量值出现小量误差，对飞机升阻力测试结果没有明显影响，对后续数据的处理不会产生明显影响。