肖 毅，胡志東，曾平君，李 廣

(航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024)

0 引言

中小型公務(wù)機(jī)/通勤飛機(jī)大多數(shù)采用尾吊發(fā)動機(jī)短艙布局形式，其進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)必須在各種可能出現(xiàn)的飛行條件下滿足發(fā)動機(jī)的空氣流量及進(jìn)氣品質(zhì)要求[1]。進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)及穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)是評價(jià)進(jìn)氣性能與品質(zhì)的重要指標(biāo)，對發(fā)動機(jī)工作的經(jīng)濟(jì)性、安全性有直接影響，其中側(cè)風(fēng)是影響進(jìn)氣道性能的因素之一[2]。前期國內(nèi)對進(jìn)氣道性能的研究主要集中在無人機(jī)進(jìn)氣道及進(jìn)氣道與飛機(jī)一體化研究方面[3-6]，與側(cè)風(fēng)相關(guān)的研究尚不多見。國外學(xué)者從20世紀(jì)初便開始對側(cè)風(fēng)條件下的進(jìn)氣道性能開展各類研究，Tourrette基于Navier-Stokes方程對進(jìn)氣道側(cè)風(fēng)性能進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比分析[7]；2007年，Colin著重研究了側(cè)風(fēng)所產(chǎn)生的進(jìn)氣畸變問題，對比多種湍流模型后，建立了一種高效、準(zhǔn)確的數(shù)值模擬方法[8]。隨著國產(chǎn)大飛機(jī)項(xiàng)目的不斷推進(jìn)，近年來，國內(nèi)民機(jī)大側(cè)風(fēng)相關(guān)研究也得到了長足的發(fā)展，2015年，劉凱禮等對民用飛機(jī)進(jìn)氣道的側(cè)風(fēng)畸變進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，給出了進(jìn)氣道側(cè)風(fēng)條件下工作的流場特性，分析了導(dǎo)致側(cè)風(fēng)畸變的流動機(jī)理[9]；與此同時(shí)，中國飛行試驗(yàn)研究院的張海妮等對民用飛機(jī)大側(cè)風(fēng)起降試飛關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了研究，提出了將飛機(jī)的理論抗側(cè)風(fēng)量換算至全重量范圍內(nèi)的方法[10]。

根據(jù)民用飛機(jī)適航規(guī)章要求，飛機(jī)在起降狀態(tài)下進(jìn)氣道應(yīng)在至少10.29m/s(20節(jié))側(cè)風(fēng)條件下滿足發(fā)動機(jī)進(jìn)氣品質(zhì)要求，本文選取了一種典型的尾吊發(fā)動機(jī)短艙式布局的飛機(jī)，對不同側(cè)風(fēng)條件下的進(jìn)氣道性能進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了大側(cè)風(fēng)條件下的進(jìn)氣道流場特性，著重對進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)及穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)進(jìn)行了研究，為后續(xù)的進(jìn)氣道風(fēng)洞試驗(yàn)等工作提供支撐。

1 計(jì)算模型及網(wǎng)格

本文的研究對象——全機(jī)示意圖如圖1所示，該飛機(jī)采用高升阻比超臨界翼型、大展弦比下單翼、高置T型平尾，以短艙形式尾吊兩臺渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，短艙與機(jī)身通過掛架相連接。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(shí)的進(jìn)氣效率，給予短艙在俯仰方向2°的抬頭安裝角；為了減小偏航力矩及底部阻力，降低單發(fā)停車狀態(tài)下方向舵的操作力，給予短艙偏航方向3°的外偏安裝角。

圖1 全機(jī)示意圖

本文的計(jì)算模型在網(wǎng)格生成軟件ICEM中劃分四面體網(wǎng)格（見圖2），為了更加準(zhǔn)確地捕捉全機(jī)的流場分布特性，采用類似于密度核的方式對飛機(jī)附近區(qū)域進(jìn)行局部網(wǎng)格加密處理；為了準(zhǔn)確捕捉進(jìn)氣道的流場分布特性，進(jìn)氣道內(nèi)劃分了附面層網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格高度為0.01mm，總層數(shù)15層，y+值在1～5范圍內(nèi)；總的計(jì)算網(wǎng)格數(shù)在700萬左右。

圖2 網(wǎng)格劃分示意圖

2 計(jì)算方法概述

本文的數(shù)值模擬在計(jì)算流體動力學(xué)軟件Fluent中進(jìn)行。將流場邊界設(shè)置為速度入口條件；將進(jìn)氣道出口設(shè)置為壓力出口條件，通過改變反壓的大小調(diào)節(jié)空氣流量來模擬不同發(fā)動機(jī)狀態(tài)；采用有限體積法求解Navier-Stokes方程；使用二階迎風(fēng)格式對時(shí)間和空間項(xiàng)進(jìn)行離散；采用可實(shí)現(xiàn)的k-ε(realizable k-ε)湍流模型對流動進(jìn)行計(jì)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(jì)算[11]。本文中飛機(jī)起降狀態(tài)的來流條件為：H=0km、V∞=68.06m/s(M=0.2)、α=8°，發(fā)動機(jī)狀態(tài)為慢車及最大狀態(tài)，不同的側(cè)風(fēng)條件為：Vcr=0m/s、7.72m/s(15 節(jié))、10.29m/s(20節(jié))、15.43m/s(30節(jié))。流場的控制方程如式中所示：

式中，div?a=?ax/?x+?ay/?y+?az/?z，grad(a)=?a/?x+?a/?y+?a/?z， 符號 Su、Sv 和 Sw是動量守恒方程的廣義源項(xiàng)，T為溫度，k為流體的傳熱系數(shù)，Cp為比熱容，ST為粘性耗散項(xiàng)，R為摩爾氣體常數(shù)。

本文的進(jìn)氣道性能評價(jià)指標(biāo)為進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)及穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)，其中總壓恢復(fù)系數(shù)的定義如下：

其中 p0，ex為進(jìn)氣道出口氣流平 均總壓 ，p0，∞為自由來流總壓。

穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)主要用來評價(jià)進(jìn)氣道流場的不均勻度，定義如下：

其中，σ0的取值與試驗(yàn)方法一致，將進(jìn)氣道出口截面按等面積方法劃分成若干區(qū)域，取若干區(qū)域內(nèi)最小的總壓值進(jìn)行計(jì)算。

3 計(jì)算結(jié)果分析

3.1 進(jìn)氣道性能隨側(cè)風(fēng)變化規(guī)律

如圖3所示，從計(jì)算結(jié)果來看，在飛機(jī)起降過程中，短艙式進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)較高，基本都在0.99以上，流場分布相對均勻，穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)很小，遠(yuǎn)在發(fā)動機(jī)的可承受范圍之內(nèi)；對比慢車及最大狀態(tài)可以發(fā)現(xiàn)，隨著發(fā)動機(jī)空氣流量的增大，進(jìn)氣道總壓損失增加，流場變得更加不均勻，進(jìn)氣道性能降低；同一發(fā)動機(jī)狀態(tài)下，隨著側(cè)風(fēng)的逐漸增大，進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸減小，流場畸變增大，進(jìn)氣性能呈降低趨勢，這一規(guī)律在發(fā)動機(jī)空氣流量較大的最大狀態(tài)下，表現(xiàn)尤為突出；下文將對進(jìn)氣道出口及短艙中心截面的流場特性進(jìn)行詳細(xì)分析，闡明影響進(jìn)氣道性能隨側(cè)風(fēng)變化規(guī)律的原因。

圖3 進(jìn)氣道性能隨側(cè)風(fēng)變化規(guī)律

3.2 進(jìn)氣道出口流場特性

如圖4(a)所示，在慢車狀態(tài)、無側(cè)風(fēng)條件下，進(jìn)氣道出口總壓損失較小且分布均勻，由于氣流與壁面之間的摩擦損失，在近壁面處有面積較小的環(huán)形低總壓區(qū)，由于短艙在俯仰方向存在2°的抬頭安裝角，進(jìn)氣道出口下方的總壓損失相對更大；隨著側(cè)風(fēng)的逐漸增大，相當(dāng)于來流與短艙之間出現(xiàn)了不同大小的側(cè)滑角，進(jìn)氣道出口的總壓損失增加，流場的總壓分布不均勻度逐漸增大；由于短艙在偏航方向存在3°的外偏安裝角，在來流和側(cè)風(fēng)的綜合作用下，進(jìn)氣道出口的右下方會存在一定程度的遮擋，造成總壓損失相對更大，因此高總壓區(qū)出現(xiàn)在進(jìn)氣道出口的左上方。

如圖5所示，與慢車狀態(tài)相比，在發(fā)動機(jī)最大狀態(tài)下，由于空氣流量的顯著增大，進(jìn)氣道內(nèi)流速增加，氣流之間以及氣流與壁面之間的摩擦損失增大，近壁面處的總壓損失明顯增加，總壓恢復(fù)系數(shù)有所降低，穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)更大；與慢車狀態(tài)類似，在15.43m/s的側(cè)風(fēng)條件下，由于短艙在偏航方向存在3°的外偏安裝角，在來流和側(cè)風(fēng)的綜合作用下，高總壓區(qū)同樣出現(xiàn)在進(jìn)氣道出口的左上方。

圖4 慢車狀態(tài)下進(jìn)氣道出口總壓分布云圖

3.3 短艙中心截面流場特性

短艙XOY截面的速度分布如圖6所示，氣流經(jīng)過機(jī)翼后有明顯的下洗趨勢，但在接近短艙時(shí)基本能平直地對準(zhǔn)進(jìn)氣道入口，氣流不出現(xiàn)明顯拐折是這類進(jìn)氣道總壓損失普遍較小的重要原因；即便是在小流量的慢車狀態(tài)下，進(jìn)氣道出口的流速也會大于來流速度，駐點(diǎn)出現(xiàn)在進(jìn)氣道前緣點(diǎn)的內(nèi)唇口附近，靠近進(jìn)氣道出口即發(fā)動機(jī)入口的流動較為均勻，在來流迎角的作用下，進(jìn)氣道下方的低速流動面積分布更大，導(dǎo)致進(jìn)氣道下方的總壓損失更大；對比圖6(a)與圖6(b)可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)側(cè)風(fēng)增大時(shí)，流場內(nèi)來流速度也隨之增大，進(jìn)氣道外唇口的流動加速現(xiàn)象更加明顯，而進(jìn)氣道內(nèi)唇口上下方位的低速流動區(qū)域?qū)⒂兴鶖U(kuò)展，使得進(jìn)氣道性能有所降低。

圖5 最大狀態(tài)下進(jìn)氣道出口總壓分布云圖

圖6 慢車狀態(tài)下短艙XOY截面速度云圖

圖7 慢車狀態(tài)下短艙XOZ截面速度云圖

短艙XOZ截面的速度分布如圖7所示，由于機(jī)身的阻擋以及發(fā)動機(jī)的抽吸作用，從流線上看，在靠近短艙附近，側(cè)風(fēng)所帶來的側(cè)滑作用已經(jīng)得到了很大程度的減弱；但從速度云圖來看，在側(cè)風(fēng)的作用下，由于短艙在偏航方向存在3°的外偏安裝角，圖6(b)中進(jìn)氣道下方的低速流動區(qū)域逐漸擴(kuò)展，導(dǎo)致進(jìn)氣道出口在同一方位的總壓損失將有所增加。

圖8 最大狀態(tài)下短艙XOZ截面速度云圖

如圖8所示，與慢車狀態(tài)相比，在發(fā)動機(jī)最大狀態(tài)下，進(jìn)氣道內(nèi)的流速明顯增大，低速來流在接近短艙是先加速后減速進(jìn)入發(fā)動機(jī)內(nèi)，駐點(diǎn)出現(xiàn)在進(jìn)氣道前緣點(diǎn)的外唇口附近，由于空氣流量的顯著增大，進(jìn)氣道內(nèi)唇口附近出現(xiàn)了加速區(qū)域；與慢車狀態(tài)類似，在側(cè)風(fēng)的作用下，進(jìn)氣道下方的低速流動區(qū)域逐漸擴(kuò)展，導(dǎo)致進(jìn)氣道出口在同一方位總壓損失有所增加。

4 結(jié)論

在來流與側(cè)風(fēng)的綜合作用下，進(jìn)氣道損失會有所增加，流場畸變增大，性能有所降低；從計(jì)算結(jié)果來看，無論是發(fā)動機(jī)慢車還是最大狀態(tài)，短艙式進(jìn)氣道的性能普遍較高，即便是在30節(jié)的側(cè)風(fēng)條件下，進(jìn)氣道出口的流場畸變也不會顯著增加，仍然在發(fā)動機(jī)的可承受范圍之內(nèi)。