喬 磊，白俊強(qiáng)，華 俊，2，陳迎春，張 淼，張美紅

（1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，陜西 西安 710072；2.中國航空研究院，北京 100012；3.中國商用飛機(jī)有限公司 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 200232）

0 引 言

由于翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)布局具有特殊的優(yōu)點(diǎn)，在現(xiàn)代噴氣動(dòng)力運(yùn)輸類飛機(jī)上被廣泛采用［1－2］。為降低飛機(jī)的使用成本和滿足綠色航空的要求，耗油率較低的大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)得到普遍應(yīng)用，現(xiàn)代渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)已經(jīng)經(jīng)歷了涵道比6～9的時(shí)代［3］，未來的發(fā)展目標(biāo)是將涵道比擴(kuò)大至15～20［4］。更大的涵道比意味著更大的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙尺寸，因此，常規(guī)的翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)對飛機(jī)的安全性、結(jié)構(gòu)重量、阻力、最大升力系數(shù)、推進(jìn)效率、控制、維護(hù)以及氣彈穩(wěn)定性將有越來越顯著的影響［5－6］。

發(fā)動(dòng)機(jī)在機(jī)翼上的安裝位置的選擇是一個(gè)多約束的優(yōu)化問題，需要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)的離地高度和單發(fā)停車偏航力矩，同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的貫入量，流道高度和掛架外形對掛架／短艙／機(jī)翼之間的氣動(dòng)干擾有決定性的影響。設(shè)計(jì)不當(dāng)?shù)陌l(fā)動(dòng)機(jī)短艙和掛架有可能導(dǎo)致局部高速流動(dòng)，引起額外的干擾阻力。更嚴(yán)重的情況是產(chǎn)生終止于激波的局部超聲速區(qū)，給飛機(jī)結(jié)構(gòu)帶來強(qiáng)烈的非定常氣動(dòng)載荷［7］。這種氣動(dòng)干擾在飛機(jī)的巡航和下降階段都比較容易出現(xiàn)，一旦發(fā)生這種不利干擾，飛機(jī)的飛行包線就會(huì)被迫收縮，飛機(jī)的性能和使用效率將大大降低。

發(fā)動(dòng)機(jī)短艙掛架氣動(dòng)干擾［8－11］和發(fā)動(dòng)機(jī)噴流效應(yīng)數(shù)值模擬［12－14］在國內(nèi)外都有研究，但綜合研究兩者之間相互作用的文獻(xiàn)尚不多見。本文以翼吊布局下單翼全機(jī)巡航構(gòu)型為例，通過數(shù)值流場模擬研究了發(fā)動(dòng)機(jī)噴流和掛架外形對氣動(dòng)干擾的影響，并總結(jié)了相關(guān)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。為更好地應(yīng)用流場數(shù)值模擬工具，得到合理的流場和可信的設(shè)計(jì)結(jié)論，本文介紹了適合工程實(shí)際應(yīng)用的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)出口邊界狀態(tài)算法，闡述了發(fā)動(dòng)機(jī)噴流模擬中網(wǎng)格影響的排除策略。

1 控制方程與湍流模型

本文采用基于三維可壓縮非定常雷諾平均N－S方程的求解器［15］進(jìn)行流場模擬，控制方程形式為：

式（1）中Ω為控制體，?Ω是控制體的邊界，n是控制面的外法線單位向量，Q是守恒量，F(xiàn)（Q）是無粘通量，G（Q）粘性通量。無粘空間離散格式為二階迎風(fēng)Roe格式，該格式在求解精度和求解效率之間能達(dá)到一個(gè)較好的平衡，獲得了廣泛的應(yīng)用。粘性通量的空間離散格式為中心差分。時(shí)間推進(jìn)方式采用近似因子分解（AF）隱式時(shí)間推進(jìn)算法。

本文采用的湍流模型是Spalart－Allmaras（S－A）模型［16］，該模型是專門針對飛行器外流場求解而建立的，包含了豐富的經(jīng)驗(yàn)信息，具有較好的魯棒性，可以較好模擬絕大部分的附著流動(dòng)和小分離流動(dòng)。

2 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣邊界

發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)部燃燒與工作過程是相當(dāng)復(fù)雜的，但在飛機(jī)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)中我們只關(guān)注發(fā)動(dòng)機(jī)的吸氣和噴流效應(yīng)，這樣發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力在數(shù)值模擬過程中完全可以通過進(jìn)、排氣邊界條件來代替［13］。發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)以自由來流條件，質(zhì)量流率，噴口總溫和總壓的形式給出，這些參數(shù)必須轉(zhuǎn)換為流場基本變量如壓力，速度和溫度才能傳遞給求解器，在數(shù)值模擬中體現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的作用。在以往的研究中，發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣量多以無量綱參數(shù)質(zhì)量流量比（mass flow ratio）的形式給出［4，13］，以便于對比。本文出于工程應(yīng)用的考慮，發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣量以有量綱質(zhì)量流率（mass flow rate）直接給出。

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣邊界

根據(jù)本文所研究問題的實(shí)際情況，可以確定發(fā)動(dòng)機(jī)入口邊界處的流場為亞聲速流動(dòng)，且流線離開計(jì)算域。根據(jù)特征線理論，此邊界處只能指定一個(gè)流場參數(shù)［17］?？紤]到附面層的影響，入口邊界的壓力分布比速度分布更均勻，因此在實(shí)際計(jì)算中，選取靜壓作為邊界指定參數(shù)，速度和密度由流場內(nèi)部向外插值得到。氣流從遠(yuǎn)場到發(fā)動(dòng)機(jī)入口的過程中沒有激波間斷或強(qiáng)耗散，可以視為等熵過程，因此入口邊界處的初始靜壓值可通過等熵關(guān)系式求得。

由于以上近似處理，通過初始靜壓計(jì)算得到的發(fā)動(dòng)機(jī)入口質(zhì)量流率往往與給定值略有差別。為解決這一問題，在迭代過程中，需要不斷根據(jù)計(jì)算得到的入口質(zhì)量流率調(diào)整入口靜壓值，最終使計(jì)算得到的入口的質(zhì)量流率收斂到給定值。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)排氣邊界

從發(fā)動(dòng)機(jī)入口吸入的空氣被分配到兩個(gè)出口噴出發(fā)動(dòng)機(jī)，分別是外涵風(fēng)扇出口和內(nèi)涵渦輪出口，二者流量之比為涵道比。其中流經(jīng)渦輪的氣體還會(huì)混入少量燃油，不過在渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)中，燃油的流量相對較小，可以將其忽略。

發(fā)動(dòng)機(jī)噴流在噴管中加速，離開噴管時(shí)可以達(dá)到超聲速，但在出口邊界（圖1中紅色部分）處仍保持亞聲速（高壓低速狀態(tài)）。對于數(shù)值求解來說，發(fā)動(dòng)機(jī)的出口邊界是計(jì)算域的亞聲速入流邊界，根據(jù)特征線理論，需要并且只能指定兩個(gè)獨(dú)立的流場參數(shù)［17］，同時(shí)允許第三個(gè)參數(shù)在迭代過程中自由變化。本文給定總溫和總壓，靜壓由流場內(nèi)部插值得到，由總壓與靜壓的關(guān)系得到出口邊界處的當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)，進(jìn)而求得邊界處的其他參數(shù)。與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口邊界類似，發(fā)動(dòng)機(jī)出口的質(zhì)量流率并不能通過給定的總溫總壓自動(dòng)收斂到給定值并與發(fā)動(dòng)機(jī)入口相平衡。由于出口總溫總壓是與發(fā)動(dòng)機(jī)工況密切相關(guān)的參數(shù)，并且本文關(guān)注的要點(diǎn)是發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對掛架氣動(dòng)干擾的影響而非發(fā)動(dòng)機(jī)本身的性能，所以在計(jì)算中并未采取調(diào)整參數(shù)的手段來刻意匹配出口的質(zhì)量流率。根據(jù)實(shí)際的計(jì)算結(jié)果，在有動(dòng)力狀態(tài)的數(shù)值模擬中，發(fā)動(dòng)機(jī)出口的質(zhì)量流率偏差約為2.9%，對于飛機(jī)氣動(dòng)性能的研究而言是可以接受的。

3 排除網(wǎng)格影響的策略

在飛機(jī)氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)中，需要對比不同構(gòu)型氣動(dòng)性能相對差異來區(qū)分優(yōu)劣。由CFD（計(jì)算流體力學(xué)）給出的兩種不同構(gòu)型氣動(dòng)性能的差異可以分為兩個(gè)部分，一部分是外形差異引起的，另一部分是由數(shù)值計(jì)算引起的。其中，前者是我們真正所關(guān)心的，后者是要盡力消除的。計(jì)算帶來的差異又通常來自兩個(gè)方面，第一求解器，第二是計(jì)算網(wǎng)格［18］。一般情況下，在飛機(jī)氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)中，求解器很容易保持相同，而由于兩種不同的幾何外形的計(jì)算網(wǎng)格必然無法保證完全一致，網(wǎng)格差異只能盡力減小而無法徹底避免。正因如此，結(jié)構(gòu)網(wǎng)格由于其規(guī)律性和可控性，能將網(wǎng)格的差異控制在最小范圍，在氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)和優(yōu)化中具有其不可替代的優(yōu)勢。本文的計(jì)算即是基于多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的。

在機(jī)身／機(jī)翼／短艙一體化設(shè)計(jì)中，通常首先對無動(dòng)力短艙構(gòu)型進(jìn)行分析，在更精細(xì)的設(shè)計(jì)中再考慮發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力的影響。為了避免發(fā)動(dòng)機(jī)對氣流過度阻滯，在無動(dòng)力構(gòu)型的分析計(jì)算中，通常將發(fā)動(dòng)機(jī)簡化為前后通透的涵道而略去其他結(jié)構(gòu)。在有動(dòng)力構(gòu)型中為設(shè)置進(jìn)排氣邊界和保證發(fā)動(dòng)機(jī)噴管外形的真實(shí)描述，要包含比無動(dòng)力短艙更多的幾何細(xì)節(jié)。典型的動(dòng)力短艙和無動(dòng)力短艙的幾何模型對比如圖1所示，從圖中可見，兩者最主要的差異的是為保證核心機(jī)噴管形狀而增加的噴口整流錐（Exhaust cone）。對于翼吊布局的飛機(jī)來說，該整流錐位于機(jī)翼下方，同時(shí)由于結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的固有特性，噴口整流錐產(chǎn)生的網(wǎng)格會(huì)向上延伸到機(jī)翼，影響機(jī)翼上的網(wǎng)格分布（圖2），從而對機(jī)翼氣動(dòng)性能的計(jì)算結(jié)果產(chǎn)生影響。這樣，用兩種短艙外形來評(píng)估動(dòng)力影響的做法就值得懷疑：兩種構(gòu)型CFD評(píng)估結(jié)果的差異中，網(wǎng)格差異的貢獻(xiàn)難以界定。

圖1 有動(dòng)力短艙與無動(dòng)力短艙幾何模型的對比Fig.1 Comparison between geometries of powered and unpowered nacelle

理論上，通過網(wǎng)格收斂性的考察可以評(píng)估和基本消除網(wǎng)格對計(jì)算結(jié)果的影響，但對于復(fù)雜的工程實(shí)際構(gòu)型，在進(jìn)行基于N－S方程的CFD計(jì)算時(shí)，由于計(jì)算量過大，這一方法在目前并不具有實(shí)際操作性。針對上述問題，注意到模擬發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力效應(yīng)并不必然要求改變發(fā)動(dòng)機(jī)幾何模型，本文通過設(shè)置不同的發(fā)動(dòng)機(jī)噴口流體參數(shù)來分別模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的有動(dòng)力和無動(dòng)力狀態(tài)，以此完全消除網(wǎng)格差異的影響。忽略無動(dòng)力短艙的摩擦帶來的總壓損失，在模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的無動(dòng)力狀態(tài)時(shí)，將發(fā)動(dòng)機(jī)噴口邊界處的總溫和總壓調(diào)整為與入口處相同，相當(dāng)于發(fā)動(dòng)機(jī)并未向通過的氣流注入能量，達(dá)到模擬無動(dòng)力短艙流場的目的。這種邊界條件的處理方式會(huì)帶來發(fā)動(dòng)機(jī)出口質(zhì)量流率的虧損。為了排除發(fā)動(dòng)機(jī)噴流效應(yīng)研究中的網(wǎng)格影響，本文接受了質(zhì)量流率的不平衡。

圖2 發(fā)動(dòng)機(jī)整流錐對翼面的網(wǎng)格分布的影響Fig.2 Impact of the mesh arising from pylon on wing－surface mesh distribution

圖3是通過發(fā)動(dòng)機(jī)中心的水平平面的無量綱速度（當(dāng)?shù)厮俣扰c無窮遠(yuǎn)來流聲速的比值）云圖，左側(cè)對應(yīng)有動(dòng)力出口邊界，右側(cè)對應(yīng)無動(dòng)力出口邊界，發(fā)動(dòng)機(jī)引起的高速射流消失?？梢?，通過修改出口邊界條件可以比較理想地模擬發(fā)動(dòng)機(jī)的無動(dòng)力狀態(tài)。

圖3 兩種發(fā)動(dòng)機(jī)噴口邊界條件計(jì)算得出的速度云圖Fig.3 Velocity contour computed by two different nacelle exhaust boundary conditions

4 發(fā)動(dòng)機(jī)噴流引起的氣動(dòng)干擾

本文應(yīng)用上述策略研究了發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力對圖4所示翼吊布局構(gòu)型氣動(dòng)性能的影響。本文所用計(jì)算方法的可靠性驗(yàn)證見文獻(xiàn)［6］和［19］，在此不再贅述。

圖4 本文所考察的翼吊布局飛機(jī)模型Fig.4 The investigated aircraft model with wing mounted nacelle

由于所評(píng)估的是飛機(jī)的巡航性能（由于知識(shí)產(chǎn)權(quán)原因具體飛行狀態(tài)參數(shù)不便公開），計(jì)算是在定升力系數(shù)條件下進(jìn)行的，有動(dòng)力短艙構(gòu)型的巡航迎角比無動(dòng)力短艙構(gòu)型增加了0.046°，是一個(gè)很微小的增量。圖5為機(jī)翼四個(gè)不同展向位置的截面在有、無噴流時(shí)的壓力分布對比。這些截面的展向位置以發(fā)動(dòng)機(jī)中軸線為基準(zhǔn)，外翼方向?yàn)檎?，?nèi)翼方向?yàn)樨?fù)。例如，圖5（a）中Y／B＝－0.2表示該截面在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)側(cè)，距發(fā)動(dòng)機(jī)中軸線20%機(jī)翼半展長。由于發(fā)動(dòng)機(jī)和掛架有內(nèi)撇角，所以這四個(gè)截面并不關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)中軸線對稱。發(fā)動(dòng)機(jī)外側(cè)的兩個(gè)截面分別距發(fā)動(dòng)機(jī)中軸線4%和45%半翼展；發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)側(cè)的兩個(gè)截面分別距發(fā)動(dòng)機(jī)中軸線6%和20%半翼展。

從圖5所示的壓力分布中可以看出如下兩個(gè)特征：第一，噴流對機(jī)翼壓力分布的影響隨截面位置到發(fā)動(dòng)機(jī)的距離的增加而減弱。第二，發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力在掛架內(nèi)側(cè)臨近區(qū)域誘發(fā)了強(qiáng)烈的氣動(dòng)干擾，而在掛架外側(cè)沒有發(fā)生這種的現(xiàn)象。產(chǎn)生這一差異的主要原因是機(jī)身的存在，機(jī)翼的上反和后掠以及掛架垂直地面的安裝方式，使掛架內(nèi)側(cè)機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙之間的縫隙遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于外側(cè)的縫隙，并且掛架內(nèi)側(cè)的機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙在垂直方向上有重疊，二者與掛架一同構(gòu)成了一個(gè)狹窄的流道，在發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的誘導(dǎo)下出現(xiàn)了嚴(yán)重的局部高速區(qū)。從圖5中還以可以看出：發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力對機(jī)翼下表面壓力分布的影響趨勢不是單一的。因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)推力使得圖5（c）中的截面下表面壓力升高了，而這一趨勢是與其他三個(gè)截面相反的。圖6可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力除了產(chǎn)生高速射流外，還會(huì)在噴口處引起一個(gè)局部高壓區(qū)。發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力對當(dāng)?shù)匾砻鎵毫Ψ植嫉挠绊懭Q于射流與增壓的綜合效應(yīng)。在緊靠掛架外側(cè)的截面，發(fā)動(dòng)機(jī)射流未能誘發(fā)足夠強(qiáng)烈的氣流加速（機(jī)理分析見下節(jié)），從而發(fā)動(dòng)機(jī)噴口的壓力抬升占據(jù)主導(dǎo)地位，致使下翼面的壓力分布比無動(dòng)力狀態(tài)更加飽滿。

從圖5可以看出，除掛架內(nèi)側(cè)6%半展長處由于噴流／掛架／機(jī)翼氣動(dòng)干擾引起的壓力分布劇烈變化外，發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力對機(jī)翼表面壓力分布的影響都是相對溫和的。因此，在機(jī)翼壓力分布的前期設(shè)計(jì)中使用通氣短艙是可行的。

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力對機(jī)翼表面壓力分布的影響Fig.5 The influence of engine power on wing surface pressure distribute

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力引起的壓力抬升Fig.6 Pressure increase induced by engine power

5 掛架對噴流氣動(dòng)干擾的影響

在圖5（b）中，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流在掛架內(nèi)側(cè)引起了十分強(qiáng)烈的氣動(dòng)干擾，為更清晰地揭示這一現(xiàn)象的流動(dòng)機(jī)理，本節(jié)引入一個(gè)相對較長掛架構(gòu)型，稱為L構(gòu)型（Model L），相對地，上節(jié)中提到的構(gòu)型記為S構(gòu)型（Model S）。圖7是兩個(gè)掛架幾何外形和特征截面形狀的對比。

圖7 短掛架（Model S）和長掛架（Model L）模型對比Fig.7 Comparison between models of short pylon（Model S）and long pylon（Model S）

考慮圖5（b）中的機(jī)翼截面壓力分布，機(jī)翼下表面的低壓峰值在無動(dòng)力狀態(tài)時(shí)出現(xiàn)在30%當(dāng)?shù)叵议L以后，在有動(dòng)力狀態(tài)出現(xiàn)在30%當(dāng)?shù)叵议L以前。圖8是發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力開啟時(shí)兩種構(gòu)型掛架內(nèi)側(cè)表面壓力系數(shù)云圖。從圖中可以看出：在S構(gòu)型中存在一個(gè)非常明顯的、在垂直方向貫穿整個(gè)掛架的低壓區(qū)，L構(gòu)型中則未出現(xiàn)這一現(xiàn)象?？梢娺@種有動(dòng)力狀態(tài)下氣流過度加速的根本原因不在于噴流的引射效應(yīng)和機(jī)翼剖面形狀，而是在于掛架和噴流的干擾。

圖8 短掛架和長掛架在噴流作用下的內(nèi)側(cè)表面壓力云圖Fig.8 Inboard surface pressure contour of short and long pylon with engine power effect

進(jìn)一步考察掛架上這一低壓區(qū)出現(xiàn)和終止的原因。圖9是S構(gòu)型掛架內(nèi)外兩側(cè)的馬赫數(shù)云圖，可以看到，在掛架內(nèi)側(cè)，發(fā)動(dòng)機(jī)噴流中的最高當(dāng)?shù)伛R赫數(shù)至少已經(jīng)達(dá)到1.4，并且還在機(jī)翼下表面誘導(dǎo)出一個(gè)超聲速區(qū)。在掛架外側(cè)，除發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的直接影響區(qū)域外，機(jī)翼下表面的流動(dòng)基本處于亞聲速狀態(tài)。產(chǎn)生這一現(xiàn)象的機(jī)理是由于機(jī)身的存在及機(jī)翼的上反和后掠（圖4），同時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙尺寸較大，掛架內(nèi)側(cè)機(jī)翼和發(fā)動(dòng)機(jī)之間的縫隙相對外側(cè)就狹小得多，在通過這一“喉道”后，掛架內(nèi)側(cè)的流管相對劇烈的擴(kuò)張導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的超聲速氣流進(jìn)一步加速從而產(chǎn)生了非預(yù)期的高速低壓區(qū)，而掛架外側(cè)溫和的流管面積變化則產(chǎn)生了速度和壓力都比較“健康”的氣流。內(nèi)外兩股氣流在掛架后緣會(huì)合，在掛架外側(cè)的相對高壓的迫使下，內(nèi)側(cè)氣流出現(xiàn)了類似激波的陡峭壓力恢復(fù)。

圖9 噴流作用下短掛架內(nèi)側(cè)（左）和外側(cè)（右）截面馬赫數(shù)云圖對比Fig.9 Mach contour of inboard（left）and outboard（right）sections near short pylon with powered engine

對照圖9左，從圖10左可以出，將掛架的下緣延長后，掛架內(nèi)側(cè)噴流中的最大馬赫數(shù)降低到1.25左右，翼面附近誘導(dǎo)的超聲速區(qū)基本消失。從圖10右的壓力分布中可以看出，翼面低壓峰值大幅降低，壓力恢復(fù)更加緩和。從總的效果來看，氣動(dòng)干擾明顯減弱。其原因有兩個(gè)方面：1）長掛架的表面曲率分布更平緩（圖7下），掛架的延長的同時(shí)厚度必然有所增加，使機(jī)體結(jié)構(gòu)在發(fā)動(dòng)機(jī)下游的截面積收縮變得較為緩和，從而削弱了氣流的加速；2）較長的掛架推遲了掛架兩側(cè)氣流的交匯，使掛架內(nèi)側(cè)氣流得以有一個(gè)緩和的壓力恢復(fù)。

圖10 噴流作用下長掛架內(nèi)側(cè)截面馬赫數(shù)云圖和機(jī)翼表面壓力分布Fig.10 Mach contour and wing surface pressure distribution of inboard section near long pylon with engine power effect

從本例可以得出掛架氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的一條準(zhǔn)則：在掛架這一非升力部件的表面應(yīng)盡量限制或避免氣流的加速。如果超聲速區(qū)的出現(xiàn)不可避免，應(yīng)根據(jù)跨聲速面積率的要求，構(gòu)造較連續(xù)的流向橫截面積分布，使氣流的壓力恢復(fù)平穩(wěn)。這一思路在文獻(xiàn)［20］的掛架設(shè)計(jì)中也有所體現(xiàn)。

6 結(jié) 論

本文研究了基于雷諾平均N－S（RANS）方程的發(fā)動(dòng)機(jī)噴流數(shù)值模擬方法，提出了在發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力效應(yīng)研究中排除網(wǎng)格差異干擾的方法，分析了噴流影響下大涵道比翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)掛架氣動(dòng)干擾的流動(dòng)機(jī)理和掛架外形對大涵道比翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)噴流氣動(dòng)干擾的影響，得到如下結(jié)論：

（1）根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)口質(zhì)量流率和噴口總溫總壓以及無窮遠(yuǎn)來流狀態(tài)可以確定發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣邊界的所有狀態(tài)參數(shù)。數(shù)值計(jì)算中邊界參數(shù)的提供需根據(jù)控制方程的當(dāng)?shù)匦再|(zhì)區(qū)別處理。

（2）通過設(shè)定無總溫總壓增量的發(fā)動(dòng)機(jī)噴口邊界，使用帶動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)的模型模擬無動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)的流場，避免通常使用通氣短艙模擬無動(dòng)力狀態(tài)帶來的幾何差異引發(fā)的網(wǎng)格－數(shù)值結(jié)果－流場分析－設(shè)計(jì)等一系列連鎖干擾。

（3）發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的引射導(dǎo)致氣流加速使壓力降低，而發(fā)動(dòng)機(jī)的做功使噴口壓力升高。當(dāng)考慮發(fā)動(dòng)機(jī)對機(jī)翼壓力分布的影響時(shí)這兩者都不應(yīng)該被忽略。

（4）吊裝在后掠機(jī)翼上的大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)在噴流的作用下有可能誘發(fā)強(qiáng)烈的掛架內(nèi)側(cè)氣動(dòng)干擾，原因在于機(jī)身、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、上反的機(jī)翼和垂直與地面的掛架構(gòu)成了一個(gè)收縮－擴(kuò)張管道，而掛架內(nèi)側(cè)的流管截面變化相對外側(cè)更劇烈。

（5）掛架的外形對發(fā)動(dòng)機(jī)噴流引起的氣動(dòng)干擾有明顯的影響。適當(dāng)延長和增厚掛架，構(gòu)造截面變化和緩的流道，設(shè)計(jì)恰當(dāng)?shù)膾旒鼙砻媲?，可以避免發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的過度加速，進(jìn)而避免掛架內(nèi)側(cè)激波的出現(xiàn)。

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