趙富榮,魏 猛,楊康智,程志航

(中航通飛華南飛機(jī)工業(yè)有限公司 研發(fā)中心,廣東 珠海 519040)

0 引言

渦槳飛機(jī)以其獨(dú)有的優(yōu)勢在特殊的運(yùn)輸場景有較為廣泛的應(yīng)用。渦槳飛機(jī)具有耗油低、拉力大等優(yōu)點(diǎn),在支線客機(jī)和中大型軍用運(yùn)輸機(jī)等領(lǐng)域占有重要地位[1]。獨(dú)特的動力形式賦予了渦槳飛機(jī)優(yōu)越的推進(jìn)效率、良好的低速機(jī)動和起降性能,使得其在軍用及民用領(lǐng)域占有重要的地位并得以不斷發(fā)展,但同時也帶來了一系列需要重點(diǎn)關(guān)注的問題[2]。

大型渦槳飛機(jī)一般采用四臺發(fā)動機(jī),在機(jī)翼上沿展向?qū)ΨQ安裝。短艙是包括發(fā)動機(jī)及其附件的重要機(jī)體部件,短艙打斷了原本連續(xù)的機(jī)翼前緣,使大型渦槳飛機(jī)的機(jī)翼不再像渦扇飛機(jī)一樣適合布置前緣縫翼,且在中、大迎角狀態(tài)下會遮擋短艙后方的機(jī)翼,對機(jī)翼產(chǎn)生較強(qiáng)的氣動干擾。這種干擾會嚴(yán)重影響飛機(jī)的失速特性和最大升力系數(shù)。在飛機(jī)研發(fā)階段中翼吊短艙外形和吊裝位置需要精細(xì)的氣動設(shè)計,將其不利影響最小化[3]。

民用渦槳飛機(jī)設(shè)計手段相對落后,針對翼吊發(fā)動機(jī)短艙的優(yōu)化設(shè)計多是針對噴氣飛機(jī),少有針對渦槳飛機(jī)的翼吊短艙進(jìn)行的氣動影響研究[3]。因此在渦槳飛機(jī)的研制中,特別是大型多發(fā)渦槳飛機(jī),可以參考的研究成果較少。目前對于渦扇飛機(jī)短艙、掛架與機(jī)翼的氣動干擾機(jī)理和控制措施,國內(nèi)外的高校、科研院所和航空企業(yè)都開展了大量的研究。

本文針對大型渦槳飛機(jī)發(fā)動機(jī)短艙對機(jī)翼的氣動干擾進(jìn)行研究。首先分析翼吊短艙機(jī)翼氣動干擾對失速特性和最大升力系數(shù)的影響,總結(jié)短艙對機(jī)翼產(chǎn)生氣動干擾的空氣動力學(xué)機(jī)理;然后通過工程案例的研究,提出了短艙對機(jī)翼氣動干擾的控制措施,并結(jié)合實(shí)際案例對控制措施的應(yīng)用進(jìn)行了驗(yàn)證。

1 發(fā)動機(jī)短艙氣動影響分析

1.1 發(fā)動機(jī)短艙氣動影響的機(jī)理

大型渦槳飛機(jī)發(fā)動機(jī)短艙一般布置在機(jī)翼前緣,發(fā)動機(jī)短艙的長度相對其控制剖面當(dāng)量直徑的尺度較大。發(fā)動機(jī)短艙對飛機(jī)產(chǎn)生氣動影響有以下兩項原因。其一,在中、大迎角下,由于短艙的遮擋,在短艙后方非常容易產(chǎn)生流動分離,分離區(qū)域的低能量氣流在受短艙擾動較小的氣流剪切力帶動下,會流向短艙后方的機(jī)翼上表面,并與該區(qū)域的附面層混合,其結(jié)果會使主翼表面的附面層較正常情況下增厚很多,在大迎角時就會出現(xiàn)大范圍流動滯止區(qū),并呈現(xiàn)出展向逐步擴(kuò)散的趨勢,最終形成一片近似三角形的流動滯止區(qū)。其二,短艙與飛機(jī)相貫位置會產(chǎn)生渦流,在帶短艙的機(jī)翼數(shù)值模擬研究中,發(fā)現(xiàn)這種渦流產(chǎn)生在短艙與機(jī)翼前緣相貫線的兩側(cè),且在來流的影響下,會貼近機(jī)翼上表面向下游發(fā)展,對機(jī)翼上表面流動造成很大影響。這兩項原因決定了短艙對機(jī)翼的氣動影響特征。

1.2 發(fā)動機(jī)短艙氣動影響的特征

大型渦槳飛機(jī)發(fā)動機(jī)短艙對全機(jī)產(chǎn)生氣動影響主要表現(xiàn)在兩個方面,即失速特性和最大升力系數(shù)。短艙的尾跡在機(jī)翼上表面上方卷起一個較大的旋渦,該旋渦破裂使流動發(fā)生大面積分離,從而導(dǎo)致失速提前。短艙導(dǎo)致機(jī)翼上表面出現(xiàn)的滯流區(qū)覆蓋了大部分增升裝置,在中大迎角下,會嚴(yán)重影響增升裝置的效率,導(dǎo)致最大升力減小。某大型渦槳飛機(jī)風(fēng)洞試驗(yàn)中機(jī)翼上表面分離的絲線流場顯示試驗(yàn)如圖1所示,由圖可以看出短艙后方上翼面的流動分離情況。

圖1 機(jī)翼上表面分離的絲線流場顯示試驗(yàn)

2 短艙氣動影響數(shù)值模擬研究

2.1 數(shù)值模擬方法

流場求解采用Star-CCM+軟件;控制方程為定常雷諾平均N-S方程,選用分離式方法求解;湍流模型使用SA模型,采用全湍流;3D網(wǎng)格采用Star-CCM+軟件劃分,類型為粘性笛卡爾網(wǎng)格,物面附近加入附面層網(wǎng)格。

2.2 數(shù)值模擬驗(yàn)證

使用上述的數(shù)值模擬方法和湍流模型,分別對機(jī)翼-機(jī)身-短艙組合體、帶增升裝置的機(jī)翼-機(jī)身-短艙組合體進(jìn)行數(shù)值模擬。

12度迎角下發(fā)動機(jī)短艙出現(xiàn)的兩處渦流如圖2所示。第一處是自由來流繞過短艙后,在短艙上部產(chǎn)生渦流,第二處是短艙與機(jī)翼相貫處,由于相互干擾產(chǎn)生的渦流。

圖2 12度迎角下發(fā)動機(jī)短艙出現(xiàn)的兩處渦流

短艙對增升裝置的氣動影響如圖3所示?？梢钥吹?增升裝置處于兩個短艙上翼面誘導(dǎo)出的滯流區(qū)內(nèi),從而影響飛機(jī)的最大升力系數(shù)。

圖3 短艙對增升裝置的氣動影響

3 短艙氣動影響的控制原理

從以上分析和數(shù)值模擬可以看出,要控制短艙產(chǎn)生的氣動影響,可以通過設(shè)計調(diào)整短艙誘導(dǎo)的渦流位置和強(qiáng)度,讓其對機(jī)翼產(chǎn)生符合設(shè)計預(yù)期的氣動影響,從而確保飛機(jī)的失速特性和最大升力系數(shù)符合設(shè)計要求。

誘導(dǎo)渦流的位置和強(qiáng)度控制,可以通過改變短艙與機(jī)翼前緣的相對位置、相貫區(qū)域修型、安裝短艙渦流發(fā)生器和短艙控制剖面設(shè)計優(yōu)化來實(shí)現(xiàn)。改變相對位置、相貫區(qū)域修型和短艙控制剖面設(shè)計優(yōu)化都是為了控制短艙對機(jī)翼的氣動干擾。短艙渦流發(fā)生器是通過誘導(dǎo)渦流來影響流場分布,達(dá)到控制渦流位置和強(qiáng)度的目的。

4 短艙氣動影響的控制措施

4.1 調(diào)整短艙與機(jī)翼前緣相對位置

通過短艙下沉,來削弱短艙對機(jī)翼的干擾。從相關(guān)研究來看[3-5],短艙下沉之后,短艙對機(jī)翼的前緣上洗效應(yīng)減弱,機(jī)翼的前緣低壓峰值減小,短艙后方機(jī)翼上翼面的流線展向擴(kuò)散效果減弱。這些現(xiàn)象都使得局部氣流更加穩(wěn)定,有利于提高失速迎角。翼身組合體著陸構(gòu)型的升力特性得到明顯改善,且失速特性有所緩和。短艙下沉可以有效減弱短艙對機(jī)翼的干擾,但下沉短艙對于巡航構(gòu)型阻力特性有不利影響,對于講究經(jīng)濟(jì)性的飛機(jī)來說很難接受。

4.2 短艙與機(jī)翼前緣相貫區(qū)域修型

為了控制短艙與機(jī)翼前緣相交位置的流動,可以在短艙與機(jī)翼前緣相貫線兩側(cè)機(jī)翼設(shè)置邊條修型。A400M飛機(jī)短艙與機(jī)翼如圖4所示,可以看出A400M飛機(jī)外發(fā)短艙內(nèi)側(cè)的機(jī)翼前緣在與短艙相貫位置做了邊條修型。

圖4 A400M飛機(jī)短艙與機(jī)翼

4.3 短艙上設(shè)置渦流發(fā)生器

短艙上設(shè)置渦流發(fā)生器,針對短艙后翼面分離敏感區(qū)域,合理地誘發(fā)漩渦,通過漩渦與邊界層的相互作用,達(dá)到控制和改善這些區(qū)域的流場品質(zhì)和抑制并延遲流動分離的目的[6]。

渦流發(fā)生器產(chǎn)生旋渦強(qiáng)度對其推遲失速的效果有明顯作用?？梢酝ㄟ^渦流發(fā)生器的前后位置和安裝角控制所產(chǎn)生旋渦的強(qiáng)度。渦流發(fā)生器也被稱為擾流片。張文升等[7]研究表明:短艙擾流片弦向位置明顯影響擾流片的當(dāng)?shù)貋砹饔?進(jìn)而改變所產(chǎn)生旋渦的強(qiáng)度;擾流片的周向安裝角主要影響擾流片的來流強(qiáng)度,同樣影響所產(chǎn)生旋渦的強(qiáng)度。溫慶等[8]在短艙擾流片減緩螺旋槳飛機(jī)失速研究中表明,擾流片明顯改善了短艙根部的吸力峰極值,不同位置的擾流片對失速以后的最大升力特性影響差異明顯。

4.4 短艙控制剖面優(yōu)化設(shè)計

分析渦槳飛機(jī)短艙對機(jī)翼氣動干擾的流動機(jī)理,發(fā)動機(jī)短艙對機(jī)翼干擾是機(jī)翼和短艙壓力分布的相互影響,其本質(zhì)是短艙與機(jī)翼各自吸力峰的相互干擾。這種干擾的產(chǎn)生主要取決于短艙與機(jī)翼交接處的外形和曲率分布,因?yàn)槎膛摵蜋C(jī)翼壓力分布的規(guī)律取決于各自的曲面外形曲率分布,因此在進(jìn)行設(shè)計時需同時考慮短艙和機(jī)翼相貫區(qū)的型值和曲率分布情況,采用數(shù)值計算手段觀察二者的壓力分布情況,盡量將兩吸力峰的分布交錯開來,從而得到較為合理的設(shè)計。基于該理論,如果對非下沉短艙通過精心的修型設(shè)計,在低速大迎角工況下也能達(dá)到下沉短艙的效果,同時還能有效避免下沉短艙巡航構(gòu)型對阻力特性造成的不利影響。因此在完成機(jī)翼和短艙前段設(shè)計后,應(yīng)該立即對短艙機(jī)翼交接處的外形進(jìn)行設(shè)計與分析,確定短艙后段的最優(yōu)外形,以削弱短艙對機(jī)翼的氣動干擾。帶短艙控制剖面主要控制參數(shù)如圖5所示,其中,L為肩部控制二次曲線的起點(diǎn)到短艙對稱面的距離,f為二次曲線曲率的控制參數(shù)。

圖5 帶短艙控制剖面主要控制參數(shù)

5 短艙氣動影響的工程實(shí)例

某大型渦槳飛機(jī)采用懸臂式上單翼、“T”形尾翼、前三點(diǎn)可收放式起落架布局形式。大展弦比梯形機(jī)翼前緣安裝四臺渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)。設(shè)計中,在標(biāo)準(zhǔn)大氣、海平面高度、來流馬赫數(shù)0.146 9的計算條件下,帶短艙的翼身組合體的升力曲線在10°至15°出現(xiàn)塌陷區(qū),帶短艙的翼身組合體升力曲線如圖6所示。

圖6 帶短艙的翼身組合體升力曲線

帶短艙的翼身組合體壓力分布和流線如圖7所示。可以看出,升力系數(shù)突然掉落與機(jī)翼短艙干擾存在一定關(guān)系。

圖7 帶短艙的翼身組合體壓力分布和流線

在設(shè)計優(yōu)化中,采用同樣的計算條件,即標(biāo)準(zhǔn)大氣、海平面高度、來流馬赫數(shù)0.146 9,針對5種設(shè)計方案進(jìn)行數(shù)值計算分析。

方案1 短艙為初始設(shè)計,短艙對機(jī)翼干擾較強(qiáng),在中等迎角時翼面上開始出現(xiàn)分離,隨著迎角的增加分離面積增加,方案1最終分離分布如圖8所示。

圖8 方案1最終分離分布

方案2 短艙后部控制剖面進(jìn)行修型,內(nèi)發(fā)短艙和外發(fā)短艙后段肩部過渡設(shè)計特性相似,均采用內(nèi)側(cè)過渡曲率半徑較小的設(shè)計,當(dāng)?shù)匾硇秃穸炔煌?外發(fā)短艙肩部整體高度更低。中等迎角時短艙對機(jī)翼產(chǎn)生有利干擾,分離面積較小,但外發(fā)短艙外側(cè)有不利干擾跡象。隨著迎角增加,外發(fā)短艙外側(cè)的干擾增強(qiáng)。最終分離區(qū)位于內(nèi)發(fā)短艙內(nèi)側(cè)和外發(fā)短艙外側(cè),分離位置不理想,方案2最終分離分布如圖9所示。

圖9 方案2最終分離分布

方案3 針對外發(fā)短艙修型做出修改,使外發(fā)短艙后段肩部過渡的曲率半徑減小,兩側(cè)肩部高度增加并向后延伸至接近前梁處,外發(fā)短艙后段左右兩側(cè)的肩部形狀基本對稱,內(nèi)發(fā)短艙后段肩部的設(shè)計未做更改,內(nèi)發(fā)短艙后段內(nèi)側(cè)肩部曲率半徑小于其外側(cè)。修型后,中等迎角時外側(cè)短艙對機(jī)翼產(chǎn)生有利干擾,外發(fā)短艙外側(cè)機(jī)翼上表面的分離面積減小,修型效果良好。最終分離區(qū)位于內(nèi)發(fā)短艙和外發(fā)短艙之間,符合設(shè)計預(yù)期,方案3最終分離分布如圖10所示。

圖10 方案3最終分離分布

方案4 基于方案3,輕微弱化了內(nèi)發(fā)短艙后段內(nèi)側(cè)肩部突出的設(shè)計,基于這個肩部突出設(shè)計強(qiáng)化內(nèi)發(fā)短艙后段外側(cè)的肩部突出設(shè)計。修型后,最終分離區(qū)位于兩發(fā)之間及外發(fā)短艙外側(cè),不符合設(shè)計目標(biāo),方案4最終分離分布如圖11所示。

圖11 方案4最終分離分布

方案5 基于方案4,內(nèi)發(fā)短艙后段內(nèi)側(cè)肩部突出設(shè)計與方案4相同,弱化內(nèi)發(fā)短艙后段外側(cè)的肩部突出設(shè)計,最終分離區(qū)位于兩發(fā)之間,符合設(shè)計目標(biāo),方案5最終分離分布如圖12所示。

圖12 方案5最終分離分布

短艙各方案中大迎角升力曲線如圖13所示。

圖13 短艙各方案中大迎角升力曲線

6 結(jié)論

本文以大型渦槳飛機(jī)常用的翼吊發(fā)動機(jī)短艙布局為背景,分析了短艙氣動影響的流動機(jī)理,并進(jìn)行了數(shù)值模擬驗(yàn)證。結(jié)合渦槳飛機(jī)短艙機(jī)翼氣動干擾控制措施研究案例,探討了短艙機(jī)翼氣動干擾控制措施,并對短艙剖面優(yōu)化設(shè)計控制短艙氣動影響的具體案例進(jìn)行了驗(yàn)證分析。結(jié)果表明:(1)短艙的氣動影響主要表現(xiàn)在大型渦槳飛機(jī)失速特性和最大升力系數(shù)方面;(2)可以通過精細(xì)設(shè)計調(diào)整渦流位置和強(qiáng)度來控制短艙的氣動影響;(3)短艙控制剖面優(yōu)化設(shè)計能有效改善飛機(jī)失速特性。