雷熙薇，桑為民，段卓毅，馮海勇，張彥軍

(1西北工業(yè)大學(xué)翼型、葉柵空氣動力學(xué)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，陜西西安 710072)(2中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，陜西西安 710089)

0 引言

現(xiàn)代運(yùn)輸機(jī)多采用翼吊渦扇發(fā)動機(jī)布局，發(fā)動機(jī)及其進(jìn)排氣系統(tǒng)對飛機(jī)氣動性能有明顯影響。

實(shí)踐表明，短艙、掛架對機(jī)翼繞流的影響區(qū)域并不僅局限于其附近翼面，幾乎整個(gè)機(jī)翼繞流均受其影響。超臨界機(jī)翼上的壓力分布對掛架外形以及短艙相對于機(jī)翼的空間位置相當(dāng)敏感［1－2］，發(fā)動機(jī)的安裝改變了通過機(jī)翼的繞流，在翼/身/架/艙(WBPN)之間形成的“通道”中存在強(qiáng)烈的干擾流場:比如激波提前產(chǎn)生和增強(qiáng)而形成分離;掛架前緣與機(jī)翼前緣繞流的干擾;翼下短艙和掛架對機(jī)翼整個(gè)繞流流場的干擾影響等。

這些干擾的影響很大，特別是對于大旁通比的發(fā)動機(jī)，干擾阻力可達(dá)全機(jī)阻力的3%左右，而巡航阻力每降低1%，可減少飛機(jī)直接使用成本1.2%［3］。因此，找出短艙掛架的最優(yōu)配合位置，精確預(yù)測翼/身/架/艙干擾影響，對于評估飛機(jī)氣動性能和操穩(wěn)特性是十分必要的。

通過試驗(yàn)及理論計(jì)算兩個(gè)途徑可以分析并解決上述干擾問題。以前，由于機(jī)翼與短艙、掛架的干擾機(jī)理十分復(fù)雜，該類干擾影響的研究工作主要由風(fēng)洞試驗(yàn)完成。現(xiàn)在，由于計(jì)算機(jī)技術(shù)的高速發(fā)展及計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法的日益完善，對復(fù)雜流場進(jìn)行數(shù)值分析已成為可能，并有快速、靈活和成本低等優(yōu)點(diǎn)。

本文使用CFD方法對短艙掛架的縱向位置進(jìn)行優(yōu)選分析，得出優(yōu)選配合位置，減小翼/身/架/艙之間的干擾影響，具有工程應(yīng)用價(jià)值。

1 數(shù)值方法

1.1 計(jì)算方法及控制方程

面元法雖然計(jì)算速度快，但對于解決激波及大分離問題較弱;N-S方程雖然計(jì)算結(jié)果準(zhǔn)確，但它的計(jì)算速度較慢，計(jì)算代價(jià)大;Euler方程不僅計(jì)算速度較快，而且計(jì)算結(jié)果趨勢準(zhǔn)確，適于初始方案階段的快速選型。所以最終選用Euler方程(MGAERO軟件)進(jìn)行本文優(yōu)選數(shù)值研究。

MGAERO軟件采用笛卡爾網(wǎng)格，應(yīng)用有限體積法求解三維Euler方程，計(jì)算繞任意幾何外形的三維可壓流動，應(yīng)用了當(dāng)?shù)貢r(shí)間步長、隱式殘值光順以及焓阻尼和多重網(wǎng)格技術(shù)等多種加速收斂措施。由于采用了均勻網(wǎng)格，Euler方程的離散在空間能達(dá)到二階精度;在時(shí)間上采用多步顯式 Runge-Kutta方法推進(jìn)求解［4－5］。MGAERO軟件可以準(zhǔn)確地捕捉不同構(gòu)型之間的氣動力差量，計(jì)算結(jié)果趨勢與試驗(yàn)符合較好，尤其是在跨聲速、超聲速及在馬赫數(shù)不小于0.3的亞音速，但它不適于計(jì)算大迎角復(fù)雜高速構(gòu)型及馬赫數(shù)小于0.2的低速構(gòu)型［5］。

可壓縮流體運(yùn)動的Euler方程:

通量矢量E表示為

1.2 計(jì)算網(wǎng)格

本文采用笛卡爾網(wǎng)格對WBPN簡化構(gòu)型進(jìn)行縱向氣動特性Euler方程計(jì)算(由于本文目的是快速方案選型優(yōu)化，較注重差量對比)，共7層網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)為2，607，475，對外形曲率變化較大處進(jìn)行了局部網(wǎng)格加密，獲得的空間網(wǎng)格如下圖1所示。

圖1 空間網(wǎng)格Fig.1 Space grids

1.3 計(jì)算方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證計(jì)算方法的可靠性和準(zhǔn)確性，我們選取了某飛機(jī)標(biāo)模的縱向半模構(gòu)型進(jìn)行計(jì)算驗(yàn)證。計(jì)算狀態(tài)為 M=0.85，Re=4.9830 ×106(基于平均氣動弦長)。計(jì)算極曲線與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比如圖2所示?？梢钥闯鲇?jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，精度滿足工程分析需要。其他大量算例也驗(yàn)證了本文計(jì)算方法的可靠性與準(zhǔn)確性［4，8 －10］。

圖2 極曲線(M=0.85)Fig.2 Drag coefficient curve(M=0.85)

2 前伸量、下沉量定義與選取

如圖3所示，前伸量定義為X/C，X為該處外涵噴口到機(jī)翼前緣的縱向距離，C為該處翼弦弦長，下沉量定義為h/D，h為該處機(jī)翼下翼面切線與短艙上表面切線的距離，D為外涵噴口直徑。本文短艙掛架前伸量、下沉量的初始位置為:

內(nèi)側(cè)短艙:X/C=0.2332、h/D=0.3787、展向位置27%

外側(cè)短艙:X/C=0.2756、h/D=0.3502、展向位置48%

圖3 短艙掛架前伸量和下沉量定義圖Fig.3 Definition of the protrusion and subsidence

前伸量是翼/身/架/艙干擾影響的關(guān)鍵因素，是短艙沿縱向距干擾速度場遠(yuǎn)近的標(biāo)志，下沉量不僅是影響短艙/機(jī)翼干擾的重要因素，也是衡量發(fā)動機(jī)吸進(jìn)地面雜物可能性的重要因素之一［11］。

根據(jù)俄羅斯中央空氣流體動力研究院對運(yùn)輸機(jī)的研究經(jīng)驗(yàn)［12］，前伸量最佳范圍為 0.143 ～0.161，最佳值在0.152 左右;下沉量最佳范圍為 0.187 ～0.342，最佳值在0.264左右。本文參考給定運(yùn)輸機(jī)的初始幾何外形，先固定初始下沉量，選取 －0.1、0.0、0.1、0.2 和 0.3五個(gè)前伸量位置進(jìn)行計(jì)算，選取阻力最小的為優(yōu)選前伸量;再固定初始前伸量，選取 0.2、0.4、0.6、0.8 和 1.0五個(gè)下沉量位置進(jìn)行計(jì)算，選取阻力最小的為優(yōu)選下沉量;最后把優(yōu)選前伸量與下沉量配合在一起，得出縱向優(yōu)選位置。

圖4、圖5 分別給出了 M=0.74、0.78 時(shí)前伸量和下沉量對升阻特性的影響，其中縱坐標(biāo)為WBPN與WB(翼/身)構(gòu)型的阻力差量(WB的計(jì)算值也是由本文計(jì)算方法獲得)。當(dāng) M=0.74、Cl=0.51 時(shí)，前伸量為 0.1的WBPN 構(gòu)型，阻力差量減小12.5%;當(dāng)M=0.78、Cl=0.51時(shí)，下沉量為0.2的 WBPN構(gòu)型，阻力差量減小4.92%。所以選取優(yōu)選前伸量為0.1，優(yōu)選下沉量為0.2?？梢?，前伸量比下沉量的減阻貢獻(xiàn)大，小升力系數(shù)時(shí)更為明顯。所以，短艙掛架的縱向優(yōu)選配合位置為:前伸量0.1+下沉量0.2，如圖6所示。

圖6 優(yōu)選配合位置與初始位置對比圖Fig.6 Comparison between the optimized location and the original location

3 優(yōu)選位置與初始位置氣動特性對比

3.1 阻力特性

圖7為M=0.74、0.78時(shí)短艙掛架的優(yōu)選配合位置與初始位置的阻力比較，減阻量是可觀的。圖8為M=0.74時(shí)優(yōu)選配合位置的減阻量與初始位置干擾阻力的比較，可見位置優(yōu)選后，小升力系數(shù)下干擾阻力減少量很可觀，但不能完全消除干擾阻力，因?yàn)楦蓴_阻力的產(chǎn)生與下翼面的速度增量直接相關(guān)，小升力系數(shù)時(shí)，下翼面的速度高，易產(chǎn)生激波，隨升力增加，下翼面速度降低，干擾減弱。

圖8 優(yōu)選位置減阻量與初始位置干擾阻力比較(M=0.74)Fig.8 Comparion between the drag reduction of optimized location and the interference drag of original location(M=0.74)

3.2 升力、俯仰力矩特性

從圖9和表1可以看出，優(yōu)選配合位置的升力及俯仰力矩特性均優(yōu)于初始位置。

表1 優(yōu)選配合位置相對于初始位置的氣動力差量Table 1 Difference of the aerodynamic force between the optimized location and original location

圖9 優(yōu)選配合位置與初始位置升力、俯仰力矩比較(M=0.74)Fig.9 Comparison of lift and pitching moment between the optimized location and original location(M=0.74)

3.3 壓力分布特性

圖10、圖11 為 M=0.79，α =1°時(shí)短艙掛架優(yōu)選配合位置與初始位置的壓力分布及機(jī)翼下表面等壓線云圖對比。

從圖11可以看出，翼根與內(nèi)側(cè)短艙間原有的較強(qiáng)激波在優(yōu)選后明顯減弱。優(yōu)選后的位置對減小波阻是比較有利的，這主要得益于以下三方面:一是面積率有所改善，短艙掛架前移后與機(jī)翼的面積重疊有所錯開;二是前移和上移后的掛架后掠角增加;三是優(yōu)選后的位置短艙后緣處于機(jī)翼下翼面前緣附近，而短艙后緣的氣流速度較低，這對減緩下翼面的壓力變化是有利的。

圖10 優(yōu)選配合位置與初始位置壓力分布對比圖(M=0.79，α=1°)Comparison of the pressure distribution between the optimized location and original location(M=0.79，α =1°)

圖11 優(yōu)選配合位置與初始位置下翼面等壓線云圖對比Fig.11 Comparison of the Pressure Contour between the optimized location and original location

4 結(jié)論

1)經(jīng)過計(jì)算分析，選出前伸量0.1+下沉量0.2為本文短艙掛架的縱向優(yōu)選配合位置;

2)短艙掛架位置優(yōu)選后，氣動干擾明顯減小，減阻貢獻(xiàn)較大，升力及俯仰力矩特性也得到改善，從壓力分布看，下翼面波阻明顯減小;

3)在分析翼/身/架/艙干擾問題的同時(shí)，還要兼顧對低速特性的影響，如:短艙是否與前緣縫翼產(chǎn)生幾何干涉;位置優(yōu)選后的發(fā)動機(jī)噴流是否會打到后緣襟翼上;短艙上移是否會導(dǎo)致抖振邊界及阻力發(fā)散問題等;

4)翼吊布局運(yùn)輸機(jī)的翼/身/架/艙干擾問題比較復(fù)雜，本文得出的只是一個(gè)初步的數(shù)值計(jì)算結(jié)論，其分析計(jì)算思路在初始選型設(shè)計(jì)中已得到應(yīng)用，對后續(xù)的短艙掛架位置詳細(xì)設(shè)計(jì)具有指導(dǎo)和參考價(jià)值，在此基礎(chǔ)上還需進(jìn)一步開展相關(guān)的風(fēng)洞試驗(yàn)研究。

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