蒲赛虎，张 薇，罗 曦，朱 楠，邹忠勇，邓德明

(成都飞机设计研究所，四川 成都 610091)

空中加油技术在现代战争中显示出巨大的战略价值。轰炸机通过空中加油，作战半径可增加25%～30%，战斗机作战半径可增加30%～40%，运输机航程可增加1倍[1]。增大航程的作战飞机可以远距离迅速转移，实施突然袭击或战略布防。使用空中加油的飞机可以最大限度地载弹或载货，仅对油箱进行部分加油，起飞后或飞行一段距离后再进行补充加油，这样既解决了油量少的问题，又降低了飞机起飞对机场跑道的使用要求，即飞机可以在不能承受很大单位载荷的软路面跑道上起飞。空中加油在增加续航时间的同时，极大地减少了出动飞机的数量和使用强度，能在很大程度上缓解战争对空军、海军航空兵作战使用的需求和可能产生的矛盾[2]。

空中加油技术经过不断改进，两种空中加油系统(硬式和软式)日臻完善[3]，为世界各国采用。目前，北约、英国、美国海军等都采用软式加油，美国空军主要采用硬式加油。软式加油的特点是技术较简单、安全性较好，但加油量较小；硬式加油的特点是加油量较大、加油快，但技术要求高，安全性不如软式加油方式。

对于软式加油而言，采用的是加油机放出加油锥套，而受油机主动靠近加油锥套的对接方式。要实现稳定安全的对接，需要对对接过程涉及的气动、动力学等问题进行细致研究。在气动研究方面，文献[4]和文献[5]对受油机受到的气动干扰、受油机对锥套的头波效应等进行了研究，建立了受油机和锥套气动模型。文献[6]～文献[9]则在气动研究基础上，提出了加油锥套的动力学建模方法，研究了不同对接速度等因素对锥套运动的影响。文献[10]和文献[11]进一步在动力学建模的基础上，研究了适合加油过程的受油机控制律设计。

然而，上述研究尚未考虑到受油机大气数据测量在对接过程中可能受到影响这一因素。由于飞机大气数据测量探头(如空速管、风标)一般安装在机头上，因此，对接过程中，加油锥套从大气探头附近扫过，其造成的气动干扰可能对受油机大气数据测量产生较大影响。而大气数据是飞机控制律运行的重要输入参数，因此，如果受油机大气数据系统输出的大气参数在对接过程中误差大或是有波动，则可能导致受油机飞行不稳定甚至影响飞行安全。因此，有必要就加油锥套对受油机大气数据测量的影响进行研究。

为此，本文以某型飞机加油过程为例，通过提出一种关于受油机与加油锥套相对运动的计算流体动力学(Computational Fluid Dynamics，CFD)建模方法，并将加油锥套对大气参数测量的影响转化为有、无加油锥套的大气数据测量结果的比较，实现了加油锥套对大气数据测量影响的仿真分析，并由此给出了若干定量结果。从结果来看，就本文关注的受油机而言，加油锥套对受油机大气参数测量有显著影响，将导致攻角、静压等大气参数出现波动且有较大误差，并将触发飞控系统报出大气数据系统故障。该结果对其他机型也有借鉴价值。

1 仿真建模方法

实际加油过程是加油锥套保持相对不动，而受油机逐渐靠近加油锥套，并最终实现其受油管与加油锥套对接的过程。若直接就上述过程进行CFD建模，则大气探头的位置在不断变化，从而导致在后处理时需要对不同位置的攻角、静压等参数进行取值，这种后处理取值位置的变化，可能会附加额外的精度损失[12]。

为此，根据相对原理，本文提出保持受油机位置不动，而将加油锥套置于不同站位，从而对两者的相对运动进行建模的方法，加油锥套的航向位置如图1所示。这样做的好处有：一方面由于受油机位置不变，后处理时是对同一位置的攻角、静压等参数进行取值，这有助于避免附加额外的精度损失；另一方面，由于受油机体积相对加油锥套体积要大得多，保持受油机位置不变，也有利于保证处于不同相对位置时网格尽可能一致[12]，从而有助于提高变化量计算的精度。

图1 加油锥套的航向位置

另外，由于受油机大气参数解算所用到的气动数据库都是基于受油机在空中自由飞行，而非处于加油过程的飞行状态，通过CFD计算或风洞试验等得到的[13]，因此加油锥套对大气数据测量的影响，实际是相对于没有加油锥套的空中自由飞行状态而言的，故可以将加油锥套对大气数据测量的影响分析，转化为有、无加油锥套的大气数据测量结果的比较。

根据上述建模方法，采用带受油探头的某型飞机的前机身模型，如图2所示。图2中标出了大气数据探头的安装位置(含左、右、左上空速管(也称为主空速管)，左、右风标，上、下压力)。

图2 加油锥套的径向位置

如前所述，进行空中加油时，受油机从加油锥套后方的预对接位置向加油锥套逼近，因此分别计算了加油锥套移动到5个站位(从前往后——在图1中就是从右到左，编号1～5)的流场。

另外，在加油机尾流、受油机前推气流等的作用下，特别是当受油机逼近速度过快时，加油锥套可能存在摆动，因此在每个站位上，考虑了加油锥套处于中心位置(o位置)和靠近受油机的a、b、c这3个径向位置(半径为加油锥套最大半径350 mm)的情况,如图2所示。加油锥套距右风标的最近距离约为383 mm——4站位b位置，而在4站位o位置，该距离约为733 mm。

计算时选取该机实际加油状态：Ma=0.6，H=5000 m，AOS=0°，AOA=6°。

2 仿真结果与分析

本文主要考察加油锥套对左右风标攻角测量的影响，以及对机身上下压力孔、左空速管、右空速管、左上空速管所在位置静压测量的影响。

2.1 压力云图和流线

图3、图4分别为加油锥套位于不同站位时的飞机表面压力云图和加油锥套位于大气系统并排位置的流线图，对其进行分析，可以得到如下定性结论。

图3 加油锥套位于不同站位的压力云图

图4 加油锥套位于大气系统并排位置的流线图

① 从压力云图来看，加油锥套对大气数据系统所在区域的局部流场有明显干扰：加油锥套伞冠前方会形成一个较强的高压区，而在其后方会形成一个较强的低压区，上述低压区和高压区扫过大气数据系统时可能对静压测量有影响。

② 从流线图来看，加油锥套伞冠的背风区形成了一个明显的环状涡，这就可能对右风标处的局部攻角、由机身上下压力计算的压差攻角和右空速管处的静压有较大影响。

以上述定性分析为牵引，下面将进一步对上述影响进行定量分析。

2.2 对风标攻角测量的影响

图5、图6分别为加油锥套位于1～5站位时对左、右风标处的局部攻角的影响，以有无加油锥套时局部攻角的差值来表示。无加油锥套时，左局部攻角为5.96°，右局部攻角为5.93°。

图5 加油锥套对左风标处局部攻角的影响(与不加油时的差值)

图6 加油锥套对右风标处局部攻角的影响(与不加油时的差值)

可以看到加油锥套从前到后移动时，对左侧和右侧局部攻角都有影响，加油锥套越靠近风标，对局部攻角的影响量越大，对左侧影响最大为-0.8°，对右侧影响最大为-6.2°，折算成对真攻角的影响：对左侧真攻角的影响最大为-0.53°，对右侧真攻角的影响最大为-4.13°。

2.3 对压差攻角测量的影响

图7、图8分别为加油锥套位于1～5站位时上下压力孔压力系数Cp的变化。可见上压力孔受到的影响相对下压力孔要大。当加油锥套在压力孔上游时(2站位)，上压力孔出现了较小的Cp，当加油锥套在压力孔下游时(4站位)，上压力孔出现了较大的Cp(这是加油锥套伞冠后、前方的低压区、高压区依次扫过上压力孔引起的，见2.1节的压力云图)。采用了上下压力孔来计算压差攻角，经计算，上述压力误差可导致压差攻角有较大误差，如图9所示，最大误差为5.6°。

图7 加油锥套对上压力测量的影响

图8 加油锥套对下压力测量的影响

图9 加油锥套对压差攻角测量的影响(与不加油时的差值)

将左、右风标解算出的真攻角及上下压力孔的压差攻角进行比较(以有、无加油锥套时真攻角的差值来表示，加油锥套在b位置)，如图10所示。可见当加油锥套在2站位b位置时，右风标和压差攻角的差异最大为7.02°。当加油锥套在o、c、d位置时上述差异最大分别为2.95°、6.89°、3.47°，也是在2站位。由于篇幅所限，不再示出曲线。可见3个攻角的差异与加油锥套距离受油机的距离有很大关系，并且当加油锥套距离机身比较近时，3个攻角的差异可能会比较大。

图10 压差攻角和风标攻角的比较(与不加油时的差值，加油锥套在b位置)

2.4 对静压测量的影响

图11～图13分别为加油锥套位于1～5站位时左、右、左上空速管对应的飞机表面的Cp与无加油锥套时的差。可以看到加油锥套从前到后移动时，对左、右、左上空速管处的Cp都有影响。

图11 加油锥套对左空速管的影响(与不加油时的差值)

图12 加油锥套对右空速管的影响(与不加油时的差值)

图13 加油锥套对左上空速管的影响(与不加油时的差值)

对左空速管，当加油锥套位于2站位a位置，此影响量最大，为-0.033；对右空速管，当加油锥套位于2站位b位置，此影响量最大，为-0.26；对左上空速管，当加油锥套位于3站位a位置，此影响量最大，为-0.057。当受油探头正对加油锥套逼近时(o位置)，上述影响量的绝对值依次为-0.018、-0.098、-0.026。同时可见对静压测量的影响也与加油锥套距离受油机的距离有较大关系。

3 对航电及飞控系统的影响

大气数据系统会将大气参数输入航电系统，用于座舱大气参数显示。

从前述分析来看，相对于对左、左上空速管静压测量的影响，加油锥套对右空速管的静压测量影响较大，当加油锥套距离受油机较近(b位置)时，对右空速管处的Cp值影响量最大为-0.26，由此可能导致航电系统座舱平显显示的高度增大约276 m，空速增大约32.4 km/h,马赫数增大约0.045；但当受油探头对准加油锥套逼近(o位置)时，Cp值影响量最大为-0.098，由此可能导致座舱平显显示的高度增大约112 m，空速增大约14.4 km/h,马赫数增大约0.019。

可见加油锥套对座舱显示的高度、速度、马赫数的影响与其到受油机的距离有较大关系，由于加油锥套运动的站位变化、径向变化都是连续过程，因此座舱显示的大气参数可能会表现出跳动现象。

大气数据系统还将大气参数输出至飞控系统。飞控系统将对大气参数进行监控，当大气参数的不同通道的参数值的差异超过一定阈值时，就会触发飞控系统报出故障。

以攻角为例，相对于左侧风标的攻角测量，右侧风标的攻角测量及上下压力孔的压差攻角测量受加油锥套的影响较大。对本文的计算状态而言，当加油锥套在右风标并排位置且距离受油机较近(b位置)时，右侧风标解算出的真攻角和压差攻角的差值绝对值最大，为7.02°(该值可能触发飞控系统报攻角故障)，而当受油探头对准加油锥套逼近(o位置)时，此绝对值最大为2.95°。

因此，加油锥套在较为靠近大气数据系统探头的位置，可能触发飞控系统报出大气参数故障。为此，为了避免加油过程中由于飞控报故对飞机控制产生影响，也为了避免由于飞控报故造成飞行员紧张，有必要对加油过程的飞控系统的大气参数使用逻辑及报故逻辑进行专门设计，比如，在加油过程中，飞控系统只使用左风标的测量值而不使用右风标的测量值，同时，应加大左右侧风标差异的监控阈值。

4 结束语

本文采用CFD方法就加油锥套对某型飞机大气数据测量的影响进行了分析评估。主要结论是：加油锥套对大气参数测量的影响大小，与加油锥套和大气数据系统的距离有很大关系，在某些情况下，其影响是显著的，由此可能造成座舱显示的大气参数出现跳变，也可能造成飞控系统报出大气参数故障。

为此，建议对需要进行空中加油的飞机，在设计阶段通过CFD计算、风洞试验等手段对加油过程中加油锥套对大气参数的影响进行专门评估，从而使飞行员能够明了加油过程的大气参数显示跳变，或采取一定的平滑处理措施，同时，应基于评估结果，设计专门的飞控系统大气参数使用逻辑和报故逻辑。