加油錐套對大氣數據測量的影響分析

蒲賽虎，張 薇，羅 曦，朱 楠，鄒忠勇，鄧德明

(成都飛機設計研究所，四川 成都 610091)

空中加油技術在現代戰爭中顯示出巨大的戰略價值。轟炸機通過空中加油，作戰半徑可增加25%～30%，戰斗機作戰半徑可增加30%～40%，運輸機航程可增加1倍[1]。增大航程的作戰飛機可以遠距離迅速轉移，實施突然襲擊或戰略布防。使用空中加油的飛機可以最大限度地載彈或載貨，僅對油箱進行部分加油，起飛后或飛行一段距離后再進行補充加油，這樣既解決了油量少的問題，又降低了飛機起飛對機場跑道的使用要求，即飛機可以在不能承受很大單位載荷的軟路面跑道上起飛。空中加油在增加續航時間的同時，極大地減少了出動飛機的數量和使用強度，能在很大程度上緩解戰爭對空軍、海軍航空兵作戰使用的需求和可能產生的矛盾[2]。

空中加油技術經過不斷改進，兩種空中加油系統(硬式和軟式)日臻完善[3]，為世界各國采用。目前，北約、英國、美國海軍等都采用軟式加油，美國空軍主要采用硬式加油。軟式加油的特點是技術較簡單、安全性較好，但加油量較小；硬式加油的特點是加油量較大、加油快，但技術要求高，安全性不如軟式加油方式。

對于軟式加油而言，采用的是加油機放出加油錐套，而受油機主動靠近加油錐套的對接方式。要實現穩定安全的對接，需要對對接過程涉及的氣動、動力學等問題進行細致研究。在氣動研究方面，文獻[4]和文獻[5]對受油機受到的氣動干擾、受油機對錐套的頭波效應等進行了研究，建立了受油機和錐套氣動模型。文獻[6]～文獻[9]則在氣動研究基礎上，提出了加油錐套的動力學建模方法，研究了不同對接速度等因素對錐套運動的影響。文獻[10]和文獻[11]進一步在動力學建模的基礎上，研究了適合加油過程的受油機控制律設計。

然而，上述研究尚未考慮到受油機大氣數據測量在對接過程中可能受到影響這一因素。由于飛機大氣數據測量探頭(如空速管、風標)一般安裝在機頭上，因此，對接過程中，加油錐套從大氣探頭附近掃過，其造成的氣動干擾可能對受油機大氣數據測量產生較大影響。而大氣數據是飛機控制律運行的重要輸入參數，因此，如果受油機大氣數據系統輸出的大氣參數在對接過程中誤差大或是有波動，則可能導致受油機飛行不穩定甚至影響飛行安全。因此，有必要就加油錐套對受油機大氣數據測量的影響進行研究。

為此，本文以某型飛機加油過程為例，通過提出一種關于受油機與加油錐套相對運動的計算流體動力學(Computational Fluid Dynamics，CFD)建模方法，并將加油錐套對大氣參數測量的影響轉化為有、無加油錐套的大氣數據測量結果的比較，實現了加油錐套對大氣數據測量影響的仿真分析，并由此給出了若干定量結果。從結果來看，就本文關注的受油機而言，加油錐套對受油機大氣參數測量有顯著影響，將導致攻角、靜壓等大氣參數出現波動且有較大誤差，并將觸發飛控系統報出大氣數據系統故障。該結果對其他機型也有借鑒價值。

1 仿真建模方法

實際加油過程是加油錐套保持相對不動，而受油機逐漸靠近加油錐套，并最終實現其受油管與加油錐套對接的過程。若直接就上述過程進行CFD建模，則大氣探頭的位置在不斷變化，從而導致在后處理時需要對不同位置的攻角、靜壓等參數進行取值，這種后處理取值位置的變化，可能會附加額外的精度損失[12]。

為此，根據相對原理，本文提出保持受油機位置不動，而將加油錐套置于不同站位，從而對兩者的相對運動進行建模的方法，加油錐套的航向位置如圖1所示。這樣做的好處有：一方面由于受油機位置不變，后處理時是對同一位置的攻角、靜壓等參數進行取值，這有助于避免附加額外的精度損失；另一方面，由于受油機體積相對加油錐套體積要大得多，保持受油機位置不變，也有利于保證處于不同相對位置時網格盡可能一致[12]，從而有助于提高變化量計算的精度。

圖1 加油錐套的航向位置

另外，由于受油機大氣參數解算所用到的氣動數據庫都是基于受油機在空中自由飛行，而非處于加油過程的飛行狀態，通過CFD計算或風洞試驗等得到的[13]，因此加油錐套對大氣數據測量的影響，實際是相對于沒有加油錐套的空中自由飛行狀態而言的，故可以將加油錐套對大氣數據測量的影響分析，轉化為有、無加油錐套的大氣數據測量結果的比較。

根據上述建模方法，采用帶受油探頭的某型飛機的前機身模型，如圖2所示。圖2中標出了大氣數據探頭的安裝位置(含左、右、左上空速管(也稱為主空速管)，左、右風標，上、下壓力)。

圖2 加油錐套的徑向位置

如前所述，進行空中加油時，受油機從加油錐套后方的預對接位置向加油錐套逼近，因此分別計算了加油錐套移動到5個站位(從前往后——在圖1中就是從右到左，編號1～5)的流場。

另外，在加油機尾流、受油機前推氣流等的作用下，特別是當受油機逼近速度過快時，加油錐套可能存在擺動，因此在每個站位上，考慮了加油錐套處于中心位置(o位置)和靠近受油機的a、b、c這3個徑向位置(半徑為加油錐套最大半徑350 mm)的情況,如圖2所示。加油錐套距右風標的最近距離約為383 mm——4站位b位置，而在4站位o位置，該距離約為733 mm。

計算時選取該機實際加油狀態：Ma=0.6，H=5000 m，AOS=0°，AOA=6°。

2 仿真結果與分析

本文主要考察加油錐套對左右風標攻角測量的影響，以及對機身上下壓力孔、左空速管、右空速管、左上空速管所在位置靜壓測量的影響。

2.1 壓力云圖和流線

圖3、圖4分別為加油錐套位于不同站位時的飛機表面壓力云圖和加油錐套位于大氣系統并排位置的流線圖，對其進行分析，可以得到如下定性結論。

圖3 加油錐套位于不同站位的壓力云圖

圖4 加油錐套位于大氣系統并排位置的流線圖

① 從壓力云圖來看，加油錐套對大氣數據系統所在區域的局部流場有明顯干擾：加油錐套傘冠前方會形成一個較強的高壓區，而在其后方會形成一個較強的低壓區，上述低壓區和高壓區掃過大氣數據系統時可能對靜壓測量有影響。

② 從流線圖來看，加油錐套傘冠的背風區形成了一個明顯的環狀渦，這就可能對右風標處的局部攻角、由機身上下壓力計算的壓差攻角和右空速管處的靜壓有較大影響。

以上述定性分析為牽引，下面將進一步對上述影響進行定量分析。

2.2 對風標攻角測量的影響

圖5、圖6分別為加油錐套位于1～5站位時對左、右風標處的局部攻角的影響，以有無加油錐套時局部攻角的差值來表示。無加油錐套時，左局部攻角為5.96°，右局部攻角為5.93°。

圖5 加油錐套對左風標處局部攻角的影響(與不加油時的差值)

圖6 加油錐套對右風標處局部攻角的影響(與不加油時的差值)

可以看到加油錐套從前到后移動時，對左側和右側局部攻角都有影響，加油錐套越靠近風標，對局部攻角的影響量越大，對左側影響最大為-0.8°，對右側影響最大為-6.2°，折算成對真攻角的影響：對左側真攻角的影響最大為-0.53°，對右側真攻角的影響最大為-4.13°。

2.3 對壓差攻角測量的影響

圖7、圖8分別為加油錐套位于1～5站位時上下壓力孔壓力系數Cp的變化。可見上壓力孔受到的影響相對下壓力孔要大。當加油錐套在壓力孔上游時(2站位)，上壓力孔出現了較小的Cp，當加油錐套在壓力孔下游時(4站位)，上壓力孔出現了較大的Cp(這是加油錐套傘冠后、前方的低壓區、高壓區依次掃過上壓力孔引起的，見2.1節的壓力云圖)。采用了上下壓力孔來計算壓差攻角，經計算，上述壓力誤差可導致壓差攻角有較大誤差，如圖9所示，最大誤差為5.6°。

圖7 加油錐套對上壓力測量的影響

圖8 加油錐套對下壓力測量的影響

圖9 加油錐套對壓差攻角測量的影響(與不加油時的差值)

將左、右風標解算出的真攻角及上下壓力孔的壓差攻角進行比較(以有、無加油錐套時真攻角的差值來表示，加油錐套在b位置)，如圖10所示。可見當加油錐套在2站位b位置時，右風標和壓差攻角的差異最大為7.02°。當加油錐套在o、c、d位置時上述差異最大分別為2.95°、6.89°、3.47°，也是在2站位。由于篇幅所限，不再示出曲線。可見3個攻角的差異與加油錐套距離受油機的距離有很大關系，并且當加油錐套距離機身比較近時，3個攻角的差異可能會比較大。

圖10 壓差攻角和風標攻角的比較(與不加油時的差值，加油錐套在b位置)

2.4 對靜壓測量的影響

圖11～圖13分別為加油錐套位于1～5站位時左、右、左上空速管對應的飛機表面的Cp與無加油錐套時的差。可以看到加油錐套從前到后移動時，對左、右、左上空速管處的Cp都有影響。

圖11 加油錐套對左空速管的影響(與不加油時的差值)

圖12 加油錐套對右空速管的影響(與不加油時的差值)

圖13 加油錐套對左上空速管的影響(與不加油時的差值)

對左空速管，當加油錐套位于2站位a位置，此影響量最大，為-0.033；對右空速管，當加油錐套位于2站位b位置，此影響量最大，為-0.26；對左上空速管，當加油錐套位于3站位a位置，此影響量最大，為-0.057。當受油探頭正對加油錐套逼近時(o位置)，上述影響量的絕對值依次為-0.018、-0.098、-0.026。同時可見對靜壓測量的影響也與加油錐套距離受油機的距離有較大關系。

3 對航電及飛控系統的影響

大氣數據系統會將大氣參數輸入航電系統，用于座艙大氣參數顯示。

從前述分析來看，相對于對左、左上空速管靜壓測量的影響，加油錐套對右空速管的靜壓測量影響較大，當加油錐套距離受油機較近(b位置)時，對右空速管處的Cp值影響量最大為-0.26，由此可能導致航電系統座艙平顯顯示的高度增大約276 m，空速增大約32.4 km/h,馬赫數增大約0.045；但當受油探頭對準加油錐套逼近(o位置)時，Cp值影響量最大為-0.098，由此可能導致座艙平顯顯示的高度增大約112 m，空速增大約14.4 km/h,馬赫數增大約0.019。

可見加油錐套對座艙顯示的高度、速度、馬赫數的影響與其到受油機的距離有較大關系，由于加油錐套運動的站位變化、徑向變化都是連續過程，因此座艙顯示的大氣參數可能會表現出跳動現象。

大氣數據系統還將大氣參數輸出至飛控系統。飛控系統將對大氣參數進行監控，當大氣參數的不同通道的參數值的差異超過一定閾值時，就會觸發飛控系統報出故障。

以攻角為例，相對于左側風標的攻角測量，右側風標的攻角測量及上下壓力孔的壓差攻角測量受加油錐套的影響較大。對本文的計算狀態而言，當加油錐套在右風標并排位置且距離受油機較近(b位置)時，右側風標解算出的真攻角和壓差攻角的差值絕對值最大，為7.02°(該值可能觸發飛控系統報攻角故障)，而當受油探頭對準加油錐套逼近(o位置)時，此絕對值最大為2.95°。

因此，加油錐套在較為靠近大氣數據系統探頭的位置，可能觸發飛控系統報出大氣參數故障。為此，為了避免加油過程中由于飛控報故對飛機控制產生影響，也為了避免由于飛控報故造成飛行員緊張，有必要對加油過程的飛控系統的大氣參數使用邏輯及報故邏輯進行專門設計，比如，在加油過程中，飛控系統只使用左風標的測量值而不使用右風標的測量值，同時，應加大左右側風標差異的監控閾值。

4 結束語

本文采用CFD方法就加油錐套對某型飛機大氣數據測量的影響進行了分析評估。主要結論是：加油錐套對大氣參數測量的影響大小，與加油錐套和大氣數據系統的距離有很大關系，在某些情況下，其影響是顯著的，由此可能造成座艙顯示的大氣參數出現跳變，也可能造成飛控系統報出大氣參數故障。

為此，建議對需要進行空中加油的飛機，在設計階段通過CFD計算、風洞試驗等手段對加油過程中加油錐套對大氣參數的影響進行專門評估，從而使飛行員能夠明了加油過程的大氣參數顯示跳變，或采取一定的平滑處理措施，同時，應基于評估結果，設計專門的飛控系統大氣參數使用邏輯和報故邏輯。