二元外壓式超聲速進氣道起飛過程的進發(fā)匹配特性

高為民，田方超，楊瀚超

(中國航空發(fā)動機集團有限公司 沈陽發(fā)動機研究所，沈陽 110015)

0 引 言

進氣道和發(fā)動機是飛機推進系統(tǒng)的兩大主要部件。進氣道的作用是捕獲外部空氣，為發(fā)動機提供與工作狀態(tài)匹配的空氣流量，并要保證具有足夠好的流場品質(zhì)。進氣道的性能不但要滿足最大飛行馬赫數(shù)的要求，還要滿足從起飛到著陸的全任務(wù)剖面的要求。對于最大飛行馬赫數(shù)在2以上的飛機，比較常用的方案是二元外壓式壓縮斜板可調(diào)的進氣道，進氣道的捕獲面積、喉道面積變化范圍都以匹配最大飛行馬赫數(shù)的發(fā)動機流量特性為基本設(shè)計要求；相應(yīng)的，在飛機起飛過程的低速飛行階段，進氣道的進口捕獲面積偏小，進氣道特性變差。根據(jù)美國NASA公布的進氣道標(biāo)準數(shù)據(jù)庫[1]，二元外壓式超聲速進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)隨馬赫數(shù)變化特性見圖1，可以看出，該類進氣道起飛狀態(tài)的總壓恢復(fù)系數(shù)在全包線范圍內(nèi)處于較低的水平，較低的總壓恢復(fù)系數(shù)降低了發(fā)動機的安裝推力，從而制約了飛機的起飛性能。

圖1 總壓恢復(fù)系數(shù)與馬赫數(shù)的對應(yīng)關(guān)系Fig. 1 Relation between total pressure recovery coefficient and Mach number

同時，從發(fā)動機穩(wěn)定裕度分析角度來看，多份文獻表明總壓畸變是影響發(fā)動機穩(wěn)定工作能力的一項重要降穩(wěn)因子[2-6]（圖2）。進發(fā)流場匹配不佳會在進氣道出口產(chǎn)生較大的進氣總壓畸變，對發(fā)動機風(fēng)扇和壓氣機穩(wěn)定裕度均有影響[7-8]，發(fā)動機進口總壓畸變指數(shù)越大，造成的壓縮部件穩(wěn)定裕度損失越大。在起飛點，由于發(fā)動機進氣流量最大，由此帶來的總壓畸變在全包線內(nèi)同樣處在最高水平，導(dǎo)致在發(fā)動機穩(wěn)定裕度評估結(jié)果中，起飛點的發(fā)動機剩余穩(wěn)定裕度往往是最低值，嚴重影響了發(fā)動機工作可靠性。

圖2 典型降穩(wěn)因子對壓氣機穩(wěn)定性的影響Fig. 2 Influence of typical stabilizing factors on compressor stability

為了改善超聲速進氣道的低速特性，很多超聲速飛機都設(shè)置有輔助進氣裝置。如本文研究的二元外壓式可調(diào)節(jié)超聲速進氣道（圖3），百葉窗式輔助進氣門設(shè)在進氣道下部，在起飛點，通過附加進氣捕獲面積，提升進氣流量，實現(xiàn)進氣道提供流量與發(fā)動機需求流量的匹配。為防止輔助進氣吸入地面沙石顆粒，輔助進氣門上方安裝有防護網(wǎng)（含有上萬個小尺寸網(wǎng)孔）。

圖3 二元外壓式進氣道結(jié)構(gòu)示意圖Fig. 3 Sketch of two-dimensional supersonic inlet

為了準確獲取進氣道/發(fā)動機在飛行條件下的匹配特性，美、俄等國都建設(shè)有大型自由射流試驗設(shè)備[9-11]。美國的航空推進系統(tǒng)試驗設(shè)備可以模擬最大飛行高度30 km、最大飛行馬赫數(shù)3.8條件下的飛/發(fā)匹配特性。目前，中國的這些試驗設(shè)備和技術(shù)還不成熟，飛行條件下的大尺寸進氣道/大推力發(fā)動機匹配工作情況還不能采用地面設(shè)備進行直接模擬和評判。通過分析進發(fā)匹配試飛和風(fēng)洞試驗的數(shù)據(jù)發(fā)現(xiàn)，在地面起飛狀態(tài)下進氣道出口流場的畸變指數(shù)很大，接近飛機亞聲速大迎角機動飛行時的畸變指數(shù)。因此提出了采用地面臺架進行進氣道/發(fā)動機聯(lián)合試驗，用以分析亞聲速條件下的進發(fā)匹配特性[12-15]。

本文研究的主要目標(biāo)是，解決某二元外壓式超聲速進氣道換裝進氣流量更大的發(fā)動機時的進發(fā)匹配問題。在不改變進氣道結(jié)構(gòu)的前提下，通過調(diào)整輔助進氣裝置，提升飛機起飛狀態(tài)（尤其是在零速度、全加力起飛狀態(tài)）進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)、降低流場總壓畸變，為發(fā)動機更好地穩(wěn)定工作提供解決方案。

1 進發(fā)匹配特性試驗

1.1 試驗對象

被試進氣道為一種二元外壓式可調(diào)節(jié)超聲速進氣道，進氣道下部前緣后安置有百葉窗式輔助進氣門，輔助進氣門上方安裝有金屬防護網(wǎng)（含數(shù)萬個毫米級網(wǎng)孔）。被試發(fā)動機為一種大推力帶加力的雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。試驗臺架為可監(jiān)控發(fā)動機多項參數(shù)的室內(nèi)標(biāo)準整機試車臺。試驗臺架及試驗對象如圖4所示。

進氣道流動參數(shù)的測量點布置在發(fā)動機進口前的AIP截面和1-1截面處（截面位置見圖4）。在AIP截面處布置有空間6×5支總壓受感部，每支受感部位于每個等環(huán)面的質(zhì)量中心，壁面周向布置6支靜壓測點。在1-1截面處，于相對半徑0.9Rout環(huán)面均勻布置6支周向動態(tài)壓力測量點，測點布局見圖5。

圖4 全尺寸進氣道/發(fā)動機地面聯(lián)合試驗臺架Fig. 4 Schematic diagram of full-scale inlet/engine

圖5 AIP及1-1截面測點布局Fig. 5 Measurement points on AIP and 1-1

1.2 試驗結(jié)果及分析

1.2.1 進氣道出口流場

對于進氣道帶有輔助進氣門和防護網(wǎng)狀態(tài)，在進氣道出口截面，穩(wěn)態(tài)總壓顯示出明顯的不均勻特征，見圖6，高壓區(qū)位于進氣道出口的上半部，低壓區(qū)位于進氣道出口的下半部。由于臺架試驗條件相當(dāng)于飛機進氣道的零速度、0°迎角、0°側(cè)滑角狀態(tài)，總壓分布在進氣道出口截面的左右對稱性較好；隨著發(fā)動機狀態(tài)的提升，這種高壓區(qū)在上、低壓區(qū)在下的流場特征基本不變，進氣道出口低壓區(qū)壓力進一步降低，同時低壓區(qū)范圍變大，表明進氣道總壓損失及總壓畸變逐漸增大，進發(fā)匹配特性變差。

圖6 進氣道出口壓力畸變圖譜（輔助進氣門+防護網(wǎng)）Fig. 6 Pressure distortion at the inlet exit (auxiliary intake+fence)

1.2.2 輔助進氣系統(tǒng)對進氣道出口流場影響

進氣道出口這種流場特征與該進氣道的結(jié)構(gòu)特點密切相關(guān)：進氣氣流由兩部分組成，一部分從進氣道主進氣口流入，進氣道內(nèi)壁為直通管道，流動損失較小，因此進氣道出口上半部為高總壓區(qū)；另一部分為輔助進氣，輔助進氣氣流穿過復(fù)雜的輔助進氣門及防護網(wǎng)后總壓損失增大，該部分氣流到達進氣道出口后變現(xiàn)為低總壓區(qū)。且隨著發(fā)動機狀態(tài)的提升，發(fā)動機抽吸作用增強，主進氣及輔助進氣速度增大，輔助進氣部分穿過輔助進氣門及防護網(wǎng)后流動損失進一步增大，因此大狀態(tài)下進氣道出口流場特性變差。

根據(jù)上述分析，為提升進發(fā)匹配特性，提出兩項改變輔助進氣系統(tǒng)結(jié)構(gòu)的方案：1）封堵輔助進氣門，即取消輔助進氣，使全部進氣通過進氣道主進氣口流入，降低進氣損失；2）打開輔助進氣門，取消其上方的防護網(wǎng)，降低輔助進氣損失，提高進氣道出口總壓。

不同輔助進氣方案下試驗結(jié)果對比如圖7、圖8所示。圖7給出了發(fā)動機最大狀態(tài)下、不同輔助進氣條件下的進氣道出口總壓分布圖譜，可以看出：封堵輔助進氣門后，進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)全面降低，同時低壓區(qū)范圍更大，進氣道出口流場非但沒有優(yōu)化，反而更加惡化。拆除防護網(wǎng)后，高壓區(qū)總壓恢復(fù)系數(shù)無明顯變化，但低壓區(qū)壓力明顯升高，同時低壓區(qū)范圍變小，較好的優(yōu)化了進氣道出口流場。

圖7 輔助進氣條件對壓力分布圖譜的影響（最大狀態(tài)）Fig. 7 Influence of auxiliary intake conditions on pressure distortion pattern (maximum state)

圖8 輔助進氣條件對總壓恢復(fù)系數(shù)的影響Fig. 8 Influence of auxiliary intake conditions on total pressure recovery coefficient

圖8給出了發(fā)動機全狀態(tài)下、不同輔助進氣方案下進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)對比，可以看出：封堵輔助進氣門后，全流量段進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)大幅下降，尤其是在大流量條件下降低得更為明顯；拆除防護網(wǎng)后，各流量下進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)均有明顯提升，優(yōu)化效果明顯。綜合上述試驗結(jié)果，保留輔助進氣門，同時取消其上方的進氣防護網(wǎng)，可以獲得較好的進發(fā)匹配效果。

對于拆除進氣防護網(wǎng)以后發(fā)動機吸入地面沙石的安全性問題，項目團隊已開展了相關(guān)研究，證明了發(fā)動機的耐受能力，由于該項內(nèi)容不是本文論述重點，在此不做展開介紹。

2 進發(fā)匹配特性仿真

2.1 二元進氣道降維仿真方法

2.1.1 仿真模型及網(wǎng)格處理

為研究帶有輔助進氣系統(tǒng)的二元進氣道流場特性，構(gòu)建了進氣道CFD數(shù)值分析模型。由于進氣道防護網(wǎng)上密布有數(shù)萬個的毫米級小孔（如圖9所示），對網(wǎng)格量要求高，計算量大。對于工程研制來說計算周期過長，因此本文結(jié)合進氣道的流動特點研究降維建模處理及仿真方法。

圖9 輔助進氣門及防護網(wǎng)Fig. 9 Auxiliary intake valve and protective screen

根據(jù)圖6中試驗得到的進氣道出口畸變圖譜，出口畸變場具有較為明顯的左右對稱性，出口截面高壓/低壓區(qū)域位置和范圍與二元進氣道高壓/低壓區(qū)域位置和范圍基本一致（如圖10所示），因此認為，進氣道內(nèi)部核心氣流流動模式近似于二維流動，這是對該進氣道進行降維仿真的理論基礎(chǔ)。

圖10 二元進氣道中部截面壓力云圖Fig. 10 Total pressure distribution of 2D inlet

本文采用二維流場仿真來模擬三維模型的流動問題，將三維進氣道內(nèi)部的輔助進氣門以及防護網(wǎng)進行二維投影，把真實進氣道防護網(wǎng)上均布的數(shù)萬個小孔投影為兩千多個小縫，從而降低計算網(wǎng)格量和計算周期。后文通過仿真結(jié)果與整機進發(fā)聯(lián)合試驗結(jié)果對比，證實了仿真方法的可靠性。

網(wǎng)格模型主體為結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格對防護網(wǎng)、輔助進氣門等區(qū)域進行網(wǎng)格局部加密，如圖11、圖12所示。防護網(wǎng)附近流動域的網(wǎng)格尺寸為進氣道內(nèi)部流動域網(wǎng)格尺寸的1/20左右，為提升計算效率，采用漸變式結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格用于過渡。輔助進氣門抬起角度為可調(diào)參數(shù)用于匹配不同發(fā)動機狀態(tài)，附近流動域采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，以便在計算過程中根據(jù)發(fā)動機狀態(tài)進行角度調(diào)節(jié)。

圖11 整體網(wǎng)格Fig. 11 Overall grid

圖12 輔助進氣門網(wǎng)格與防護網(wǎng)網(wǎng)格Fig. 12 Local grid

2.1.2 仿真設(shè)置及數(shù)據(jù)處理方法

針對該進氣道的流動特性，采用基于有限體積法的Navier-Stokes方程求解器，湍流模型為k-ωSST模型，使用二階流動精度格式對N-S方程進行求解。選用定比熱理想氣體作為研究介質(zhì)，分子黏度采用Sutherland公式計算。另外，計算結(jié)果的收斂是以通道內(nèi)監(jiān)控面的流量、平均馬赫數(shù)、平均總壓的殘差均小于1×10?3為衡量準則。進氣道出口設(shè)置為壓力出口，通過調(diào)整背壓實現(xiàn)進氣流量與發(fā)動機狀態(tài)匹配。計算域邊緣設(shè)置為壓力遠場，遠場來流速度為0 m/s，大氣條件按標(biāo)天給定，壓力101.3 kPa，溫度288.15 K。

研究涉及到兩種邊界條件設(shè)置方案，一種是進氣道地面工作狀態(tài)，進氣道離地較低，需考慮地面效應(yīng)的影響；另一種是不考慮地面效應(yīng)（即飛行狀態(tài)），通過兩種條件下仿真結(jié)果的對比，獲取地面效應(yīng)的影響量值。為實現(xiàn)兩種條件下的數(shù)值仿真，計算域設(shè)置如下：在進氣道下方1倍發(fā)動機直徑位置，設(shè)置水平Land_01截面；進氣道下方8倍發(fā)動機直徑位置，設(shè)置水平Land_02截面。當(dāng)模擬進氣道地面工作狀態(tài)時，將Land_01設(shè)置為壁面，作為計算域的下邊界；當(dāng)模擬無地面影響工作狀態(tài)時，將Land_01設(shè)置為內(nèi)部面，Land_02設(shè)置為壓力遠場，作為計算域的下邊界。計算域及計算邊界設(shè)置示意如圖13所示。

圖13 計算域邊界條件示意圖Fig. 13 Boundary conditions of computational domain

在計算結(jié)果的處理中，包含進氣道出口壓力畸變計算，壓力畸變本質(zhì)上屬于二維流場參數(shù)，本文同樣對該參數(shù)進行降維處理。具體方法為：在進氣道出口截面上等間距布置11個測點，通過讀取各測點的總壓值來計算進氣道出口總壓畸變指數(shù) σ。 σ的計算公式如下：式中， εd為 低壓區(qū)域的平均總壓恢復(fù)系數(shù)， εa為出口截面平均總壓恢復(fù)系數(shù)。

式中，Pdi為位于低壓區(qū)測點的單點總壓值，Paj為出口截面測點的單點總壓值。

2.1.3 網(wǎng)格無關(guān)性研究

為更加準確、高效地開展該進氣道數(shù)值仿真計算，開展網(wǎng)格無關(guān)性研究。采用上述仿真模型、網(wǎng)格劃分方式及計算方法，搭建網(wǎng)格總量分別為162萬、325萬和662萬的進氣道仿真算例，三種方案計算結(jié)果對比如表1所示。

表1 不同網(wǎng)格總量仿真對比Table 1 Comparison of different grids

可以看出，以325萬網(wǎng)格的計算結(jié)果為標(biāo)準值，162萬網(wǎng)格的計算結(jié)果有明顯偏差，662萬網(wǎng)格的計算結(jié)果與325萬網(wǎng)格基本一致。因此，出于節(jié)約計算資源和保證計算精度兩方面的綜合考慮，最終確定計算模型的網(wǎng)格總量為325萬。

2.2 仿真結(jié)果及分析

2.2.1 進氣道出口流場優(yōu)化措施

此節(jié)開展的仿真工作均為進氣道地面工作狀態(tài)。

2.2.1.1 輔助進氣門+防護網(wǎng)狀態(tài)下流場特性

通過數(shù)值仿真，研究了不同發(fā)動機狀態(tài)下進氣道流場特性（圖14）?？梢钥闯?，進氣道下方吸入的氣流經(jīng)過輔助進氣門及防護網(wǎng)后產(chǎn)生了明顯的總壓損失，與主流匯合后，在進氣道下方產(chǎn)生較為明顯的低壓區(qū)，會在進氣道出口產(chǎn)生壓力畸變。對比來看，隨著發(fā)動機狀態(tài)提升，進氣流量增大，輔助進氣經(jīng)過輔助進氣門及防護網(wǎng)后產(chǎn)生的流動損失增大，這與試驗結(jié)果表現(xiàn)一致。

圖14 輔助進氣門+防護網(wǎng)狀態(tài)進氣道流場總壓云圖Fig. 14 Total pressure distribution of the inlet

2.2.1.2 封堵輔助進氣門的影響

封堵輔助進氣門后不同狀態(tài)下進氣道總壓云圖如圖15所示。與圖14相比，進氣道內(nèi)流下方低壓區(qū)范圍更大，因此封堵輔助進氣門的方法無法優(yōu)化進發(fā)匹配特性，與試驗結(jié)果一致。進行原因分析，封堵輔助進氣門前后進氣道空氣流線分布如圖16、圖17所示，通過對比可以看出，封堵輔助進氣門后進氣流量全部由主進氣口流入，由于沒有輔助進氣，且發(fā)動機流量不變，因此進氣速度大幅增加，內(nèi)流道上方最大馬赫數(shù)達到1.5，導(dǎo)致在進氣道內(nèi)出現(xiàn)了高強度的激波系，加劇了進氣道下壁面的流動分離，大幅增加了總壓損失。

圖15 封堵輔助進氣門總壓云圖Fig. 15 Total pressure distribution without protective network

圖16 輔助進氣門+防護網(wǎng)狀態(tài)進氣道速度流線圖Fig. 16 Original streamlines of inlet

圖17 封堵輔助進氣門狀態(tài)速度流線圖Fig. 17 Streamlines of plugging auxiliary valve

2.2.1.3 拆除進氣道防護網(wǎng)的影響

拆除防護網(wǎng)的仿真結(jié)果如圖18所示。對比圖14計算結(jié)果可以看出，無論是在節(jié)流狀態(tài)還是最大狀態(tài)，輔助進氣導(dǎo)致的低壓區(qū)壓力值均明顯提升，低壓區(qū)范圍均明顯減小，因此拆除防護網(wǎng)對進氣道內(nèi)流場改善效果明顯，與試驗結(jié)果表現(xiàn)一致。

圖18 拆除防護網(wǎng)狀態(tài)總壓云圖Fig. 18 Total pressure distribution without protective network

仿真及試驗獲得的拆除防護網(wǎng)前后進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)、總壓畸變指數(shù)對比如圖19、圖20所示?？梢钥吹?，仿真與試驗結(jié)果參數(shù)變化規(guī)律一致，均表現(xiàn)為總壓恢復(fù)系數(shù)隨發(fā)動機狀態(tài)提升而降低，總壓畸變指數(shù)隨發(fā)動機狀態(tài)提升而增大。仿真結(jié)果偏差量為：全流量段下，總壓恢復(fù)系數(shù)誤差最大3.2%，總壓畸變指數(shù)誤差最大1.3%。

圖19 總壓恢復(fù)系數(shù)變化對比Fig. 19 Comparison of total pressure recovery coefficient

圖20 總壓畸變指數(shù)變化對比Fig. 20 Comparison of distortion coefficient

對比防護網(wǎng)拆除前后進氣道特性參數(shù)可知，通過拆除防護網(wǎng)，可使起飛點（相對流量100%）進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)提升4.8%，總壓畸變指數(shù)相對降低50.9%。

2.2.2 地面效應(yīng)影響

考慮到地面約束對進氣道進氣流場的影響，進氣道地面狀態(tài)特性可能與空中狀態(tài)存在差異。為獲取影響量級，采用數(shù)值仿真手段進行影響分析。研究對象為輔助進氣門+防護網(wǎng)狀態(tài)進氣道。在仿真過程中，通過調(diào)整進氣道出口背壓保證有/無地面算例進氣流量相同。

圖21為兩種狀態(tài)下流場仿真結(jié)果，可以看出：有地面狀態(tài)下，進氣流動容腔相對較小，導(dǎo)致進口處氣流流速較高，由于進氣的慣性作用，在進氣道上唇口處產(chǎn)生了較大的流動分離；無地面狀態(tài)下，進氣流動容腔大，進氣道下方流動不受地面制約，因此進氣道口部進氣流速相對較低，導(dǎo)致的流動分離較小。表2給出了發(fā)動機最大狀態(tài)下，進氣道主進氣與輔助進氣流量對比。受進氣道上唇口分離渦團的影響，有地面狀態(tài)下主進氣口進氣流量相比無地面狀態(tài)降低1.5%。

圖21 進氣道速度流線圖Fig. 21 Streamlines of the inlet

表2 進氣流量比例對比Table 2 Comparison of intake ratio

圖22為發(fā)動機全狀態(tài)下地面效應(yīng)對進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)的影響。圖23為發(fā)動機全狀態(tài)下地面效應(yīng)對進氣道出口總壓畸變指數(shù)的影響。可以看出，在發(fā)動機全狀態(tài)下地面效應(yīng)的影響導(dǎo)致進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)及總壓畸變指數(shù)存在一定差異，但影響量值很小。有地面狀態(tài)總壓恢復(fù)系數(shù)最大偏低1.2%，總壓畸變指數(shù)最大偏高1%。研究結(jié)果可為臺架進發(fā)聯(lián)合試驗結(jié)果外推到飛行狀態(tài)提供參考。

圖22 總壓恢復(fù)系數(shù)隨進氣流量變化趨勢對比Fig. 22 Comparison of total pressure recovery coefficient

圖23 總壓畸變指數(shù)隨進氣流量變化趨勢對比Fig. 23 Comparison of total pressure distortion coefficient

3 結(jié) 論

本文針對帶有輔助進氣裝置的二元超聲速進氣道與發(fā)動機在起飛點的進發(fā)匹配問題，開展了進發(fā)聯(lián)合試驗和數(shù)值仿真研究。通過開展全尺寸進氣道與發(fā)動機聯(lián)合試驗，得出保留輔助進氣門、取消防護網(wǎng)的輔助進氣方案，可以獲得更好的進發(fā)匹配特性。同時，開展該進氣道+輔助進氣裝置的數(shù)值仿真研究，獲取更多的流場信息，為揭示試驗結(jié)果的本質(zhì)提供支撐。最后，通過數(shù)值仿真給出臺架試驗環(huán)境與飛行環(huán)境之間差別對進發(fā)匹配特性的影響，為臺架進發(fā)聯(lián)合試驗結(jié)果推廣到飛行條件提供依據(jù)。研究得到的主要結(jié)論如下：

1） 在起飛狀態(tài)，由于進發(fā)流量匹配的需要開設(shè)輔助進氣流道，但帶來了進發(fā)流場匹配問題，表現(xiàn)為進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)較低，總壓畸變指數(shù)較高；

2） 提出了一種相對高效的二元超聲速進氣道降維仿真方法，通過臺架進發(fā)聯(lián)合試驗結(jié)果校核了仿真方法的可靠性，結(jié)果證明，進氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)誤差不大于3.2%，總壓畸變指數(shù)誤差不大于1.3%；

3） 試驗與CFD仿真結(jié)果表明，對于所研究的二元外壓式超聲速進氣道，保留輔助進氣門同時拆除防護網(wǎng)，可以獲得更好的進發(fā)匹配效果—在起飛點，進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)提升4.8%，總壓畸變指數(shù)相對降低50.9%。

4） 仿真結(jié)果表明，在發(fā)動機全轉(zhuǎn)速段內(nèi)，地面效應(yīng)的影響量值很小，有地面狀態(tài)總壓恢復(fù)系數(shù)最大偏低1.2%，總壓畸變指數(shù)最大偏高1%。研究結(jié)果可為臺架進發(fā)聯(lián)合試驗結(jié)果外推到飛行狀態(tài)提供參考。