來靖晗 劉博文 谷潤平 魏志強

摘要：為提高飛機飛行性能，針對不同條件對平飛阻力的影響展開研究。考慮實際飛機性能參數(shù)，提出了基于飛機性能數(shù)據(jù)庫（BADA）模型及標準氣象條件下的平飛阻力計算方法。首先根據(jù)A300-600飛機性能數(shù)據(jù)，計算其分別在重量（質(zhì)量）、高度、溫度偏差和速度條件下的平飛阻力，并得出各變化規(guī)律；之后對比分析不同機型飛機下的平飛阻力。結(jié)果表明，在其他條件不變的情況下，平飛阻力隨著飛機重量的增加而增大；隨飛行高度升高而減少；隨溫差增大而減??；隨飛行速度增加，阻力先減小后增加；研究的三種不同機型飛機中，波音757-200飛機有最小的平飛阻力。此研究結(jié)果對飛機減阻和提升穩(wěn)定性能提供了參考。

關鍵詞：飛機性能；平飛阻力；BADA模型；飛機性能數(shù)據(jù)；減阻

中圖分類號：V212文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.09.013

基金項目：航空科學基金（20185567018）

隨著民航業(yè)高速發(fā)展，在飛機性能的要求方面也越來越高。對飛機進行氣動分析時，平飛阻力在飛行過程中具有不可忽視的影響，掌握其變化規(guī)律對減阻工作提供重要的理論基礎。為了維穩(wěn)飛機飛行，采用合理方法對其計算與研究是十分必要的。

國外對飛機氣動特性的研究眾多，Bushnell[1]總結(jié)了“常規(guī)”的黏性阻力、升力阻力和激波阻力等阻力分量在航速范圍內(nèi)減阻的最新進展；Destarac[2]等在計算黏性流動的基礎上，討論了噴氣推進式跨聲速運輸機的推力分析，建立了黏性阻力加波阻和誘導阻力的定義；Yamazaki[3]等在氣動設計優(yōu)化問題中，采用先進的阻力預測方法，并用遺傳算法進行了優(yōu)化；Brodersen[4]等通過在結(jié)構(gòu)化和非結(jié)構(gòu)化混合網(wǎng)格上，求解計算了跨聲速流條件下的升力、阻力和俯仰力矩。

在國內(nèi)方面，許維進[5]等構(gòu)建了飛機升致阻力和重心位置之間的模型；高翔[6]等以某翼吊短艙構(gòu)型運輸機為研究對象，建立了排氣系統(tǒng)阻力增量的確定方法；顧文婷[7]等采用計算流體力學（CFD）方法，對全機低、高速氣動特性受飛機發(fā)動機進排氣的影響與流動機理進行了研究；鄭志成[8]等利用升力風扇系統(tǒng)動量理論方程與固定翼飛機的升阻計算模型相結(jié)合，建立了升力風扇垂直起降飛機升阻特性估算模型；孫淑榮[9]等根據(jù)飛機在縱向運動時沿風軸方向的運動方程，重新定義飛機的推力和阻力，并提出了一種新的測定方法；李立[10]等研究了利用氣動優(yōu)化設計和射流非定?？刂茖崿F(xiàn)機翼和機身減阻的典型方法及結(jié)果。

以上研究成果頗豐，但缺少在飛機性能數(shù)據(jù)下的平飛阻力研究，尤其是在以不同影響條件與機型下探索其規(guī)律方面未有較多分析與總結(jié)。鑒于此，本文首先在飛機性能數(shù)據(jù)庫（BADA）模型下探究各影響因素的平飛阻力變化，而后對不同機型飛機進行對比，為其在不同條件下的減阻工作提供理論參考，根據(jù)飛行阻力盡可能減小的目標發(fā)現(xiàn)減阻工作的切入點，從而實現(xiàn)安全平穩(wěn)飛行。

1平飛阻力計算方法

1.1 BADA模型

BADA是由歐控開發(fā)的以美國資訊交換標準碼（ASCⅡ）文件組成的資料，可確定飛機在爬升、巡航和下降階段的性能[11]。利用其模型獲取飛機性能數(shù)據(jù)，從而計算出相應飛機的平飛阻力。

1.1.1全能量方程

2.1平飛阻力隨重量變化的規(guī)律

由式（8）可得，平飛阻力與重力成線性關系，且為正比，即平飛阻力隨著重量的增加而增大，減少而減小。將不同質(zhì)量下的平飛阻力進行標準大氣條件下的計算并得到對比曲線，如圖1所示。從圖1中可以看出，隨著飛機重量的增加，平飛阻力曲線上移，表明在飛機其他條件不變的情況下，平飛阻力隨著重量的增加而增加。

2.2平飛阻力隨高度變化的規(guī)律

通過對大氣參數(shù)模型中不同高度條件下的參數(shù)計算，得到該條件下的各參數(shù)值，并計算各平飛阻力，得出相應的平飛阻力曲線，對比如圖2所示。由圖2可知，平飛阻力曲線隨著高度的增加而下移，即在飛機其他條件不變的情況下，平飛阻力總體隨高度的增加而減少。當飛行高度升高時，空氣密度下降，要保持平飛則要增加飛行速度。

2.3平飛阻力隨溫度偏差變化的規(guī)律

對于不同溫差下的平飛阻力，由式（2）可得溫差表達式：

由式（15）、式（16）可知，升阻比與平飛阻力的關系成反比，即隨著升阻比增大（減?。?，平飛阻力減少（增加）。最大升阻比對應的迎角稱為有利迎角，有利迎角下的速度稱為有利速度。變化規(guī)律如圖4所示。

從圖4可以看出，隨著馬赫數(shù)增加曲線先下降后升高，即在飛機其他條件不變的情況下，平飛阻力隨速度的增加先減少后增加。隨著平飛速度增大，其對應的迎角減小，在臨界迎角到有利迎角的范圍內(nèi)，迎角減小，升阻比增大，則平飛阻力減??；在小于有利迎角的范圍內(nèi)，迎角減小，升阻比減小，則平飛阻力增大。以有利迎角平飛，升阻比最大，則平飛阻力最小。

3不同機型下的平飛阻力對比

基于以上分析，將不同機型下的平飛阻力進行對比。首先在其他影響條件不變的情況下，根據(jù)A300-600、波音767-300和波音757-200三種機型飛機性能參數(shù)文件中的參數(shù)數(shù)據(jù)，對各自的平飛阻力進行變化規(guī)律分析，然后對機型影響條件下的各阻力進行對比。

由圖5可知，在同一速度條件下，三種飛機的平飛阻力由大到小分別為A300-600、波音767-300和波音757-200。相比之下，波音757-200飛機具有較小的阻力，可適當進行減阻工作；而A300-600和波音767-300飛機需加強對其的減阻工作，為實現(xiàn)更加安全、穩(wěn)定及高效的飛行做準備。

4結(jié)論

通過分析，可以得出以下結(jié)論：

（1）通過對A300-600飛機在不同影響條件下的平飛阻力變化進行計算與分析，得出以下規(guī)律：在其他條件不變的情況下，平飛阻力隨著飛機重量的增加而增大；平飛阻力總體隨飛行高度的升高而減少；隨溫差的增大，平飛阻力逐漸減??；隨飛行速度的增加，平飛阻力先減小后增加。

（2）對A300-600、波音767-300和波音757-200三種機型下的平飛阻力對比，在其他條件恒定的基礎上，波音 757-200飛機平飛阻力較小，為進一步在飛機減阻方面的研究提供理論參考。

參考文獻

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（責任編輯王為）

作者簡介

來靖晗（1996-）女，碩士研究生。主要研究方向：航空公司運行數(shù)據(jù)相關性建模分析。

Tel：15865109939E-mail：625589426@qq.com

劉博文（1990-）男，碩士研究生，工程師。主要研究方向：航空電子系統(tǒng)綜合仿真驗證。

Tel：15301928839E-mail：liu_bowen_21316@careri.com

谷潤平（1971-）男，碩士，教授。主要研究方向：飛機性能與飛行力學。

Tel：13116089936

E-mail：rpgu2004@sina.com

Analysis on Change Rules of Level Flight Drag Based on BADA Model

Lai Jinghan1，2，*，Liu Bowen2，Gu Runping1，2，Wei Zhiqiang1，2

1. Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China

2. Science and Technology on Avionics Integration Laboratory，Shanghai 200233，China

Abstract： In order to improve the flight performance of aircraft， the influence of different conditions on the level flight drag is studied. Considering the actual aircraft performance parameters， a calculation method based on BADA model and standard meteorological conditions is proposed. Firstly， according to the performance data of A300-600 aircraft， the level flight drag under the conditions of weight， height， temperature deviation and speed are calculated， and the variation law is obtained. Then， the comparison of the level flight drag under different types is analyzed. The results show that the level flight drag increases with the increase of aircraft weight under other conditions； it decreases with the increase of flight altitude； decreases with the increase of temperature difference. As the flight speed increases， the drag decreases first and then increases； in the three different types of aircraft studied， the narrow body structure has the smallest level flight drag. The results of this study provide a reference for aircraft drag reduction and stability improvement.

Key Words： aircraft performance； level flight drag； BADA model； aircraft performance data； drag reduction