馬經(jīng)忠，肖 毅，胡志東，胡 楊，曾平君

(中航工業(yè)洪都，江西南昌330024)

0 引 言

發(fā)動機(jī)短艙是亞音速運輸機(jī)的重要部件之一[1]。近年來蓬勃發(fā)展的中小型公務(wù)機(jī)市場，使得針對尾吊式發(fā)動機(jī)短艙的研究成為了學(xué)術(shù)界關(guān)注的熱點問題，短艙與飛機(jī)其他部件尤其是與機(jī)翼的氣動干擾是研究的難點之一。2006年，中航商飛公司的朱杰對超臨界機(jī)翼-尾吊短艙布局的高速氣動特性進(jìn)行了研究，利用商用CFD(Computational Fluid Dynamics)軟件Fluent對模型進(jìn)行了數(shù)值計算，著重考察了有無短艙對機(jī)翼升阻比的影響，其計算結(jié)果表明，采用近距尾吊短艙的飛機(jī)，機(jī)翼在短艙的影響下，升力和阻力都有所降低，阻力降低更加明顯，升阻比將有所提高[2]。2009年，灣流公司和伊利諾伊大學(xué)的研究人員聯(lián)合對尾吊動力裝置的低噪聲超音速運輸機(jī)進(jìn)行了先進(jìn)的短艙概念設(shè)計，該短艙方案除發(fā)動機(jī)自身的涵道外，將短艙外壁面做成通氣形式，可以有效降低短艙阻力[3]。2013年，西北工業(yè)大學(xué)的左英桃等對機(jī)翼-機(jī)身-短艙-掛架的外形氣動優(yōu)化設(shè)計方法進(jìn)行了研究，采用徑向基函數(shù)的無限插值方法進(jìn)行了復(fù)雜外形的動網(wǎng)格生成，利用離散共軛方法計算目標(biāo)函數(shù)梯度，對DLR-F6機(jī)型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計[4]。

發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量是衡量發(fā)動機(jī)狀態(tài)的重要性能指標(biāo)[5]，對于尾吊式發(fā)動機(jī)短艙而言，當(dāng)吸入發(fā)動機(jī)的空氣流量發(fā)生改變后，勢必會對機(jī)翼附近的流場產(chǎn)生影響，短艙、機(jī)翼、發(fā)動機(jī)進(jìn)氣之間的氣動干擾問題變得復(fù)雜而重要起來，然而學(xué)術(shù)界針對此類問題的研究還不多見，為了對這種影響進(jìn)行全面評估，本文利用CFD軟件Fluent對發(fā)動機(jī)在不同進(jìn)口空氣流量下的全機(jī)模型進(jìn)行了數(shù)值模擬，著重考察了機(jī)翼的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和升阻比的變化情況。

升力系數(shù)定義如下：

阻力系數(shù)定義如下：

升阻比的定義如下：

壓力系數(shù)定義如下：

其中L為升力，D為阻力，q∞為自由來流速壓，S為參考面積，p∞為來流靜壓。

1 計算模型及網(wǎng)格

圖1所示為全機(jī)三維模型示意圖。為保證進(jìn)氣道在機(jī)翼下洗場中，唇口基本對準(zhǔn)來流方向以提高巡航時的進(jìn)氣效率，給予短艙在俯仰方向2°的抬頭安裝角；為了減小偏航力矩，減小底部阻力，降低單發(fā)停車狀態(tài)下方向舵的操作力和減少機(jī)身尾部的死流區(qū)，給予短艙偏航方向2°的外偏安裝角。如表1所示，不同的進(jìn)口空氣流量對應(yīng)了不同的發(fā)動機(jī)狀態(tài)，Case.4是此類飛機(jī)巡航時使用較多的發(fā)動機(jī)狀態(tài)，發(fā)動機(jī)狀態(tài)發(fā)生改變對飛機(jī)性能的影響是本文研究的重點問題。

本文的計算模型(半模)首先在Gambit中劃分非結(jié)構(gòu)化的三角形表面網(wǎng)格，然后在Tgrid中劃分四面體空間網(wǎng)格，對飛機(jī)壁面進(jìn)行局部加密處理，計算模型的總網(wǎng)格數(shù)在550萬左右，計算模型的對稱面網(wǎng)格如圖2所示。

圖1 全機(jī)三維模型示意圖

表1 不同工況的表征參數(shù)

圖2 對稱面網(wǎng)格示意圖

2 計算方法概述

本文的數(shù)值模擬在商用CFD軟件Fluent中進(jìn)行。將流場邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場條件，將進(jìn)氣道出口設(shè)置為壓力出口條件以模擬發(fā)動機(jī)進(jìn)氣，將短艙出口設(shè)置為壓力進(jìn)口條件以模擬發(fā)動機(jī)噴流；采用有限體積法求解Navier-Stokes方程；使用二階迎風(fēng)格式對時間和空間項進(jìn)行離散；采用可實現(xiàn)的 k-ε (realizable k-ε)湍流模型對流動進(jìn)行計算，該模型將湍動粘度與應(yīng)變率聯(lián)系起來，使得流動更加符合湍流的物理定律，適合于對射流、邊界層流動、有分離流動等進(jìn)行計算[7]。本文的計算條件為11km高度，0.8馬赫數(shù)，1°攻角的高空巡航狀態(tài)。流場的控制方程為：

3 計算結(jié)果分析

圖3為短艙XOY中心截面的馬赫數(shù)云圖。如圖所示，在高亞音速的計算條件下，機(jī)翼上表面形成了超音速區(qū)，并伴隨有激波生成，速度低、壓力高的駐點出現(xiàn)在機(jī)翼前緣點附近；0.8馬赫數(shù)的高速氣流在接近短艙時逐漸減速吸入發(fā)動機(jī)內(nèi)，駐點出現(xiàn)在短艙唇口的前緣點附近，靠近進(jìn)氣道出口即發(fā)動機(jī)風(fēng)扇進(jìn)口的流動較為均勻；對比圖3(a)與圖3(b)可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)發(fā)動機(jī)空氣流量增加時，短艙進(jìn)氣道內(nèi)的氣流速度同樣增加，與此同時，機(jī)翼上表面的激波逐漸后移，流動分布發(fā)生了改變。由此可見，飛機(jī)在高速巡航時，發(fā)動機(jī)狀態(tài)的改變不僅會影響發(fā)動機(jī)的推力，還會通過改變?nèi)珯C(jī)的流場分布，對飛機(jī)的升阻特性也造成影響。

圖3 短艙XOY中心截面馬赫數(shù)云圖

圖4 發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量對機(jī)翼升阻特性的影響

圖4所示為不同發(fā)動機(jī)狀態(tài)對機(jī)翼高速升阻特性的影響規(guī)律，從圖中可以看出，隨著發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量的增加，短艙進(jìn)氣對機(jī)翼上表面流場的影響越大，機(jī)翼的升、阻力系數(shù)越大，但機(jī)翼的升阻比逐漸降低，這一現(xiàn)象的產(chǎn)生與機(jī)翼上表面的壓力分布發(fā)生了改變有直接關(guān)系。不同工況的計算結(jié)果如表2所示。

表2 不同工況的計算結(jié)果

圖5所示為不同工況全機(jī)表面靜壓分布情況。對比圖5(a)、圖5(b)可以發(fā)現(xiàn)，發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量增加之后，發(fā)動機(jī)對機(jī)翼上表面氣流的抽吸作用增強，導(dǎo)致靠近機(jī)身一側(cè)的靜壓分布發(fā)生了改變，使得機(jī)翼上表面激波位置略微后移，機(jī)翼上表面后緣低壓區(qū)增大，升力系數(shù)及壓差阻力系數(shù)增大。

圖5 不同工況的全機(jī)表面靜壓云圖

為進(jìn)一步說明發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量對機(jī)翼表面壓力分布的影響，如圖6所示，選取機(jī)翼不同站位的壓力系數(shù)進(jìn)行分析。

圖6 機(jī)翼不同站位示意圖

Z=1站位的壓力系數(shù)分布如圖7所示，機(jī)翼上表面的壓力系數(shù)為負(fù)值，下表面的壓力系數(shù)為正值，這一壓差是機(jī)翼產(chǎn)生升力的主要因素。從圖中可以看出，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量的改變只對機(jī)翼上表面靠近后緣區(qū)域(圖中黑框所示)的壓力分布產(chǎn)生了影響。

圖7 機(jī)翼Z=1站位壓力系數(shù)分布

為了進(jìn)一步說明發(fā)動機(jī)狀態(tài)對機(jī)翼表面壓力系數(shù)分布的影響，如圖8所示只取機(jī)翼上表面后緣區(qū)域的壓力系數(shù)進(jìn)行分析，從圖中可以明顯看出，發(fā)動機(jī)狀態(tài)增加，進(jìn)口空氣流量增大后，機(jī)翼后緣的激波逐漸后移，導(dǎo)致機(jī)翼升、阻力系數(shù)逐漸增加。從獲得高升阻比的角度出發(fā)，在推力足夠的情況下，應(yīng)當(dāng)盡可能降低發(fā)動機(jī)狀態(tài)，減少吸入發(fā)動機(jī)內(nèi)的空氣流量；而增大發(fā)動機(jī)狀態(tài)，增加進(jìn)入發(fā)動機(jī)內(nèi)的空氣流量，將使得機(jī)翼獲得更大的升力系數(shù)。

4 結(jié) 語

本文在計算流體動力學(xué)軟件Fluent中，對不同發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量對機(jī)翼高速升阻特性的影響進(jìn)行了數(shù)值模擬計算分析。對于尾吊式發(fā)動機(jī)短艙而言，發(fā)動機(jī)狀態(tài)增加，進(jìn)口空氣流量增大會使得機(jī)翼內(nèi)側(cè)上表面激波后移，導(dǎo)致機(jī)翼升、阻力系數(shù)增加，但機(jī)翼升阻比將有所降低;飛機(jī)氣動方案設(shè)計時，應(yīng)考慮發(fā)動機(jī)狀態(tài)對設(shè)計點升力系數(shù)、升阻比等的影響;本文研究結(jié)果可為高速風(fēng)洞試驗升阻力系數(shù)修正方向提供依據(jù)，為高速TPS(渦輪動力模擬)試驗提供參考。

圖8 機(jī)翼不同站位壓力系數(shù)分布

[1]《飛機(jī)設(shè)計手冊》總編委.飛機(jī)設(shè)計手冊第5冊民用飛機(jī)總體設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2005.

[2]朱杰.超臨界機(jī)翼—尾吊短艙布局高速氣動綜合研究 [C].第二屆中國航空學(xué)會青年科技論壇文集，北京，2006:285-292.

[3]Yong Han Yeong et al.Wind Tunnel Testing of a Nacelle Bypass Concept for a Quiet Supersonic Aircraft.AIAA 2009-4207.

[4]左英桃，傅林，高正紅.機(jī)翼-機(jī)身-短艙-掛架外形氣動優(yōu)化設(shè)計方法研究[J].氣體物理，2013，8 (1)：7-14.

[5]廉筱純，吳虎.航空發(fā)動機(jī)原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2005.

[6]王福軍.計算流體動力學(xué)分析[M].北京：清華大學(xué)出版社，2004.