民用運(yùn)輸機(jī)短艙渦流片設(shè)計(jì)研究

白俊強(qiáng)，劉 南，邱亞松，張曉亮，陳迎春，李亞林，周 濤

（1.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072；2.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 200232）

0 引 言

對于大型民用運(yùn)輸類飛機(jī)來說，隨著環(huán)保、經(jīng)濟(jì)性等各個(gè)方面的要求越來越高［1－2］，人們不停從各個(gè)方面采取各種措施提高全機(jī)的綜合性能［2－5］。其中一項(xiàng)重要舉措就是不斷增大發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比以提高發(fā)動(dòng)機(jī)燃油效率。但對于該類飛機(jī)普遍采用的翼吊布局來說，不斷增大的翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸會對增升裝置的氣動(dòng)性能產(chǎn)生極其不利的影響［3］。而增升裝置氣動(dòng)性能對全機(jī)綜合性能也有著重要影響［6－7］。

具體來說，大尺寸的翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)會對增升裝置產(chǎn)生以下三方面的不利影響［8］：一、為了滿足各種約束及提高巡航氣動(dòng)性能，大尺寸的翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)都安裝得更高更靠前，這使得其連接機(jī)翼的掛架不得不將前緣增升裝置分為兩段，而在兩段之間的掛架所在展向范圍難以使用前緣增升裝置。二、不連續(xù)的前緣增升裝置與掛架兩側(cè)形成的縫隙以及前緣增升裝置在該處的端面會在大迎角時(shí)誘導(dǎo)出許多空間低能量渦系；三、近似圓柱形的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙在中大迎角下產(chǎn)生的低速分離氣流會直接流到機(jī)翼上表面。

消除上述不利影響的一項(xiàng)重要措施就是在翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)上安裝短艙渦流片（nacelle chine）。例如，A380、Boeing787及A320、Boeing737的最新型號均在翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙上安裝了渦流片。而日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)（JAXA）的優(yōu)化算例［9－11］表明要想該項(xiàng)措施取得顯著效果，短艙渦流片的安裝位置必須在滿足一定約束的前提下進(jìn)行優(yōu)化。第二屆歐洲高升力計(jì)劃也分別從CFD和風(fēng)洞試驗(yàn)的角度，對短艙渦流片的流動(dòng)機(jī)理進(jìn)行了大量的研究［12－14］。

針對某翼吊布局飛機(jī)短艙渦流片位置需重新設(shè)計(jì)的問題，本文采用數(shù)值模擬的方法研究了短艙渦流片安裝位置影響增升裝置氣動(dòng)性能的流動(dòng)機(jī)理，并據(jù)此提出了優(yōu)化短艙渦流片安裝位置的準(zhǔn)則。設(shè)計(jì)結(jié)果表明，本文提出的優(yōu)化準(zhǔn)則是正確有效的。

1 計(jì)算方法和計(jì)算網(wǎng)格

1.1 數(shù)值方法

近些年來基于雷諾平均Navier－Stokes（RANS）方程的流場求解器已為工程設(shè)計(jì)廣泛使用，其主控方程為：

RANS方程的離散采用有限體積法，空間離散格式為二階迎風(fēng)Roe格式，時(shí)間推進(jìn)采用LU－SGS時(shí)間格式。綜合考慮計(jì)算效率和計(jì)算精度，流場模擬采用 Menter提出的k－ωSST湍流模型［15］，其具體方程式如下：

k－ωSST湍流模型在邊界層內(nèi)部采用 Wilcox kω模型，在邊界層邊緣和自由剪切層采用高雷諾數(shù)Jones－Launder k－ε模型，其間通過一個(gè)混合函數(shù)F1進(jìn)行過渡，屬于積分到壁面的兩方程渦粘性模型。該湍流模型綜合了k－ω和k－ε兩模型的優(yōu)點(diǎn)，同時(shí)避免了兩者的缺點(diǎn)，既消除了k－ω模型對遠(yuǎn)場邊界條件的依賴，又改善了k－ε模型對大逆壓梯度模擬結(jié)果不準(zhǔn)確的缺點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域內(nèi)的流場模擬［16］。

1.2 網(wǎng)格策略

本文的計(jì)算構(gòu)型是某型客機(jī)三段增升裝置著陸構(gòu)型（前緣縫翼＋主翼＋后緣襟翼），網(wǎng)格生成軟件采用ICEM CFD，計(jì)算網(wǎng)格為點(diǎn)對接的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為了準(zhǔn)確模擬附面層內(nèi)部流動(dòng)，物面處采用O型網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格和物面之間的距離為飛機(jī)的平均氣動(dòng)弦長乘以1.0×10－5，O網(wǎng)格生長率小于1.25，在流場參數(shù)（如速度、壓力等）梯度較大的區(qū)域，如襟翼和縫翼的縫道附近、渦流片所誘導(dǎo)的空間渦附近、縫翼和主翼的尾跡區(qū)、機(jī)翼翼根處、翼稍處等，需要適當(dāng)加密網(wǎng)格以準(zhǔn)確捕捉流動(dòng)現(xiàn)象。本文為了對比有無渦流片對增升裝置氣動(dòng)特性的影響，還采用了網(wǎng)格空化策略，具體方法是將渦流片處的空間網(wǎng)格加入流場網(wǎng)格，并其與短艙交界處生成O網(wǎng)格以精確模擬附面層流動(dòng)。

2 問題的提出與計(jì)算方法適應(yīng)性驗(yàn)證

2.1 問題的提出

圖1為某型飛機(jī)增升裝置（前緣縫翼＋主翼＋后緣襟翼）著陸構(gòu)型，在此命名為model－1，其翼吊短艙上安裝了一個(gè)渦流片。該渦流片對翼吊短艙引起的增升裝置氣動(dòng)性能惡化有顯著改善作用，并且經(jīng)過了風(fēng)洞試驗(yàn)的驗(yàn)證。但該渦流片有一部分位于發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置上，必須在不顯著影響增升裝置氣動(dòng)性能的前提下前移一段距離。

圖1 基本構(gòu)型model－1Fig.1 Basic configuration model－1

2.2 計(jì)算方法對問題的適應(yīng)性驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本文數(shù)值方法對上述問題的適應(yīng)性，對構(gòu)型model－1風(fēng)洞試驗(yàn)狀態(tài)進(jìn)行了模擬。圖2為該構(gòu)型所用的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量約為3500萬。在風(fēng)洞試驗(yàn)工況下，CFD數(shù)值模擬所得升力曲線與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對比見圖3。從圖中可以得出：CFD數(shù)值模擬對失速迎角和最大升力系數(shù)的捕捉相當(dāng)準(zhǔn)確，最大升力系數(shù)相差不超過0.03，失速迎角相差不到1°，充分證明本文所采取的CFD求解方法和網(wǎng)格生成策略的可行性。

圖2 計(jì)算網(wǎng)格Fig.2 The computation grid

圖3 計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比Fig.3 Comparison between results of experiment and calculation

3 渦流片及其安裝位置影響增升裝置氣動(dòng)特性的機(jī)理分析

為解決問題，首先需要理解短艙渦流片改善翼吊短艙對增升裝置氣動(dòng)性能惡化的機(jī)理，及其安裝位置對這種改善作用的影響機(jī)理。為此，本文對如下幾個(gè)構(gòu)型進(jìn)行了對比計(jì)算研究：將model－1構(gòu)型上的短艙渦流片空化，命名為 model－0；將 model－1構(gòu)型上的短艙渦流片前移一定距離，使之滿足發(fā)動(dòng)機(jī)反推約束得到model－2；在model－2的基礎(chǔ)上將渦流片繞短艙軸線下偏15°得到 model－3。model－1～model－3在翼吊短艙上的幾何差異如圖4所示。

圖4 各渦流片模型對比Fig.4 Comparison of several nacelle chines

在自由來流馬赫數(shù)Ma＝0.2，雷諾數(shù)20.0×106工況下，model－1、model－2、model－3較 model－0失速迎角分別增大了2°、2°和1°，最大升力系數(shù)分別增大了0.15、0.1和0.075?？梢?model－1上的渦流片能夠有效改善翼吊短艙引起的增升裝置氣動(dòng)性能惡化，而渦流片安裝位置對這種改善效果的影響也十分顯著，從而影響增升裝置的失速迎角和最大升力系數(shù)。

3.1 有無渦流片流場對比

為了充分了解渦流片改善翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)對增升裝置氣動(dòng)特性惡化的機(jī)理，本文對有無渦流片構(gòu)型model－0與model－1的流場進(jìn)行對比計(jì)算分析。相比model－1構(gòu)型，model－0的失速迎角減小2°，最大升力系數(shù)下降約0.15。

由于發(fā)動(dòng)機(jī)短艙以及掛架的影響，縫翼下偏后會在主翼上留下的臺階以及縫翼的端面等，大迎角時(shí)誘導(dǎo)出許多空間渦系，流至機(jī)翼上表面，這些渦的能量較低，渦核距機(jī)翼上表面較近，而且這段機(jī)翼前緣缺少縫翼，主翼所承受的逆壓梯度相對于其余翼段要大得多，這些因素共同導(dǎo)致了短艙后方的機(jī)翼上表面很容易發(fā)生流動(dòng)分離。圖5為model－0構(gòu)型的內(nèi)翼段的空間低速區(qū)（馬赫數(shù)范圍為0～0.18）從18°迎角到19°迎角的發(fā)展情況。由圖可見，隨著迎角的增加，機(jī)翼中段上表面的空間低速區(qū)逐漸擴(kuò)大，最終導(dǎo)致大面積的分離區(qū)。

圖5 model－0構(gòu)型的空間低速區(qū)Fig.5 Low speed area of model－0configuration

圖6為有無渦流片構(gòu)型的x方向等渦量云圖對比。在18°迎角時(shí)，model－1構(gòu)型的短艙渦流片會在機(jī)翼中段上方空間中誘導(dǎo)出一個(gè)很強(qiáng)的渦（如圖6b所示），明顯地抑制了機(jī)翼上表面其余的空間渦（model－1相對于model－0構(gòu)型除渦流片所誘導(dǎo)的渦以外，其余空間渦的等渦量云圖的范圍變小，渦核位置向下移動(dòng)），從而限制該處空間低速區(qū)的發(fā)展，增大失速迎角以及最大升力系數(shù)。

3.2 各渦流片構(gòu)型計(jì)算結(jié)果對比

如圖7所示是 model－1、model－2和 model－3諸構(gòu)型在20°迎角時(shí)的x方向渦量的空間分布（范圍－100／s～100／s），箭頭指向代表渦流片渦核在流場中的運(yùn)動(dòng)方向，渦核處x方向渦量為負(fù)，也就是意味著流體的旋轉(zhuǎn)方向?yàn)槟鏁r(shí)針（從機(jī)頭望去），由圖7可以明顯看出：該渦能量高，從而抑制了機(jī)翼中段其余空間渦的發(fā)展，將其限制在很小的范圍內(nèi)。

各構(gòu)型的渦流片所誘導(dǎo)的空間渦的位置和強(qiáng)度（以渦核處的總渦量評估）見表1和2，截面位置見圖8。

圖6 兩構(gòu)型等渦量圖對比Fig.6 Comparison of vorticity iso－surface between two configurations（with／without chine）

圖7 各構(gòu)型的空間渦量分布和渦核的發(fā)展（α＝20°）Fig.7 Vorticity distributing and development of eddy cores of three models（α＝20°）

圖8 截面位置Fig.8 Location of sections

為了增強(qiáng)渦流片對空間低速區(qū)的抑制作用，渦的強(qiáng)度和位置是設(shè)計(jì)渦流片應(yīng)該重點(diǎn)考慮的兩個(gè)問題。如表1、表2所示model－1構(gòu)型渦的位置較其余三個(gè)構(gòu)型要低，渦量也較大，這就表明model－1構(gòu)型中渦流片的效率最高，即該構(gòu)型的最大升力系數(shù)在三個(gè)構(gòu)型中最大。但是該構(gòu)型的渦流片位于反推力裝置上。

表1 渦核的位置（單位：m）Table 1 Location of eddy cores（unit：m）

表2 渦核處的渦量（單位：s－1）Table 2 Vorticity of eddy cores（unit：s－1）

為了使渦流片滿足幾何約束，model－2構(gòu)型在model－1的基礎(chǔ)上直接前移渦流片，然而由表2可以看出CFD計(jì)算結(jié)果表明model－2的渦流片所誘導(dǎo)的渦核空間位置太過偏上，對機(jī)翼中段上表面其余的空間渦無法產(chǎn)生有效的抑制作用，最大升力系數(shù)較model－1減少了約0.05。

為了將空間渦下移，model－3構(gòu)型在model－2構(gòu)型的基礎(chǔ)上將渦流片繞發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)了約15°。但是該構(gòu)型的升力特性最差，通過流場分析發(fā)現(xiàn)：雖然model－3構(gòu)型的渦流片的渦核位置在x＝20m截面處較model－2有所下降，但是該構(gòu)型渦流片所誘導(dǎo)的空間渦太弱，渦核處的渦量較其余三個(gè)構(gòu)型要小很多，在流場x＝21m截面及其下游區(qū)域渦核被分離氣流向上“擠壓”。該渦在圖7（c）中后面幾個(gè)剖面處已破裂，旋轉(zhuǎn)效應(yīng)基本消失，無法有效地抑制分離區(qū)的擴(kuò)展。model－3構(gòu)型的失速迎角僅為19°，最大升力系數(shù)也比model1下降約有0.075。

4 短艙渦流片機(jī)理分析

短艙渦流片的流動(dòng)機(jī)理與大后掠三角翼類似，都由三部分組成：粘性子渦核、旋轉(zhuǎn)渦核以及自由剪切層［17］。但是由于渦流片下表面與短艙相連，展向壓力梯度并沒有文中三角翼那么大，也就不會出現(xiàn)文獻(xiàn)中所提到的“二次渦”。

如圖9所示，短艙渦流片的前緣誘導(dǎo)出空間渦，隨后向渦流片上方運(yùn)動(dòng)，流管開始膨脹，當(dāng)渦核脫離渦流片后緣之后，流管又開始收縮。隨著空間渦的運(yùn)動(dòng)，其耗散作用也非常強(qiáng)，model－2構(gòu)型渦流片所誘導(dǎo)的空間渦在剛脫離渦流片后緣時(shí)渦核處的渦量約為1300／s，而到了x＝20m截面處渦量已不足650／s，減少了一半以上。綜上所述，對于短艙渦流片所誘導(dǎo)的空間渦，其強(qiáng)度主要受前緣處的當(dāng)?shù)貋砹饔呛蜏u流片與機(jī)翼之間的距離的影響。

圖9 model－2構(gòu)型短艙渦流片附近的空間流線Fig.9 The streamlines near nacelle chine of model－2configuration

由3.2節(jié)分析可見，短艙渦流片所誘導(dǎo)的空間渦的強(qiáng)度和高度是影響其增升效率的主要因素，以下就渦流片位置對這兩個(gè)因素的影響分別進(jìn)行分析。

4.1 渦流片前移

如圖10為model－0構(gòu)型（無渦流片）的短艙表面極限流線，由圖可見，隨著渦流片向前移，其所受機(jī)翼的上洗越弱，當(dāng)?shù)赜且簿托?，同時(shí)渦流片和機(jī)翼間的距離也隨之變大，所以渦流片的前后位置對圖9各截面空間渦強(qiáng)度的影響基本上是單調(diào)的，渦流片越靠前，圖8中各截面處的空間渦越弱。

圖10 model－0構(gòu)型的表面極限流線Fig.10 The surface streamline of model－0configuration

另一方面，渦流片前移會使其誘導(dǎo)的空間渦的運(yùn)動(dòng)軌跡上移。所以直接前移渦流片會減弱其對中段機(jī)翼上表面空間低速區(qū)的抑制作用，降低增升效率，正如本文中的model－1和model－2所示。

4.2 渦流片下移

在本文的設(shè)計(jì)空間內(nèi)（圖10中藍(lán)線以上區(qū)域），由于受到掛架等的影響，短艙表面的當(dāng)?shù)赜遣⒉浑S著上下位置而線性變化。如圖10所示，在短艙的前緣（紅線以前）附近，位置越靠下則當(dāng)?shù)赜窃酱?，而在短艙中間區(qū)域（紅線和綠線之間），氣流的當(dāng)?shù)赜亲兓淮?，在短艙后緣附近（綠線之后）由于氣流受機(jī)翼上洗的影響較大，位置越靠上則當(dāng)?shù)赜窃酱?。本文中短艙渦流片的前緣基本都位于短艙中段，也就是當(dāng)?shù)赜亲兓淮蟮膮^(qū)域。但是渦流片下移會使其距離機(jī)翼更遠(yuǎn)，所以渦流片越靠下，圖8中各截面處的空間渦越弱。

然而下移短艙渦流片又可以使空間渦向下移動(dòng)，增強(qiáng)其對機(jī)翼上表面的空間低速區(qū)的抑制能力。所以為了提高增升效率，必須在model－2和model－3之間精心選擇一個(gè)合適的上下位置。

5 滿足反推約束的短艙渦流片位置及外形重新設(shè)計(jì)

基于上述研究結(jié)果，為了提高飛機(jī)的失速迎角和最大升力系數(shù)，需要綜合考慮渦流片所誘導(dǎo)空間渦的位置以及強(qiáng)度。本文的設(shè)計(jì)思想是在渦強(qiáng)度基本不降低或降低很小的基礎(chǔ)上將該渦的位置盡量下移，以增強(qiáng)其對大迎角時(shí)機(jī)翼中段上表面空間低速氣流的抑制作用。

本文最終設(shè)計(jì)的滿足發(fā)動(dòng)機(jī)反推約束的短艙渦流片如圖11所示，將其命名為model－4，該構(gòu)型各截面渦核位置與渦強(qiáng)度見表3。

圖11 model－4構(gòu)型渦流片位置Fig.11 Location of chine of model－4configuration

表3 model－4構(gòu)型的截面渦核位置以及渦核處渦量Table 3 The location and vorticity of vortex core of model－4configuration

model－4構(gòu)型是在多次權(quán)衡設(shè)計(jì)中形成的，其在model－2構(gòu)型的基礎(chǔ)上將渦流片繞短艙軸線偏轉(zhuǎn)約5°。由表1～表3可見，相對于 model－1構(gòu)型，model－4的渦流片所誘導(dǎo)空間渦的渦核略高，渦強(qiáng)度基本未變，所以失速迎角基本保持不變，最大升力系數(shù)損失不到0.015，證明本文的設(shè)計(jì)策略是可行的。

6 結(jié) 論

（1）常規(guī)布局民用運(yùn)輸機(jī)的翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙會大幅度降低增升裝置的氣動(dòng)性能，添加短艙渦流片可以一定程度上彌補(bǔ)這種損失。

（2）優(yōu)秀的渦流片所誘導(dǎo)的空間渦會對大迎角時(shí)機(jī)翼中段上表面處空間低速氣流的發(fā)展起到很強(qiáng)的抑制作用，但設(shè)計(jì)過程中需要綜合考慮渦流片所誘導(dǎo)渦的強(qiáng)度和位置。

（3）短艙渦流片誘導(dǎo)的空間渦越強(qiáng)、位置越低，則改善增升裝置氣動(dòng)性能的效果越明顯。

（4）渦流片前移，會使其與機(jī)翼間的距離增加，當(dāng)?shù)赜菧p小，使其誘導(dǎo)的空間渦上移，渦強(qiáng)度減弱；渦流片下移，會使其與機(jī)翼間的距離增加，當(dāng)?shù)赜菦]有顯著變化（針對本文的設(shè)計(jì)空間），使其誘導(dǎo)的空間渦下移，渦強(qiáng)度減弱。

（5）本文所采取的設(shè)計(jì)策略是在渦強(qiáng)度（以渦核處的總渦量評估）基本不降低或者降低很小的基礎(chǔ)上，盡量下移渦流片的位置，以增強(qiáng)其所誘導(dǎo)渦的抑制作用。并對某型飛機(jī)短艙渦流片進(jìn)行外形和位置的重新設(shè)計(jì)之后，發(fā)動(dòng)機(jī)反推約束得到了滿足，而且氣動(dòng)特性基本未受影響。

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