尾吊發(fā)動機(jī)短艙安裝對機(jī)翼高速升阻特性的影響研究

胡志東，肖毅，馬經(jīng)忠，胡 楊

(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(yùn)輸機(jī)的重要部件之一[1]。學(xué)術(shù)界對短艙的研究已經(jīng)有數(shù)十年的歷史了， 由于大型客機(jī)和運(yùn)輸機(jī)研制的需要， 翼吊式發(fā)動機(jī)短艙一直是研究的熱點(diǎn)問題， 但近年來隨著中小型公務(wù)機(jī)市場的蓬勃發(fā)展， 尾吊式發(fā)動機(jī)短艙逐漸引起了人們的重視。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(jì)算，著重考察了有無短艙對機(jī)翼升阻比的影響，其計(jì)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]。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(jì)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(jì)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(jì)，使得全機(jī)阻力降低了0.00153[3]。

1 基本概念

根據(jù)某型飛機(jī)的設(shè)計(jì)條件及某型發(fā)動機(jī)的基本性能和外形參數(shù)， 可以計(jì)算確定短艙的主要幾何參數(shù)， 包括進(jìn)氣道的喉道面積和進(jìn)口面積、 擴(kuò)散段長度、短艙外罩的最大截面面積、前段長度、后段長度、噴口直徑等[4]。 為了全面評估短艙安裝對機(jī)翼高速升阻特性的影響， 本文利用CFD 軟件Fluent 對有無短艙、短艙安裝位置不同的全機(jī)模型進(jìn)行了數(shù)值模擬，著重考察了機(jī)翼升力系數(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：

2 計(jì)算模型及網(wǎng)格

基于某型發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)的初步短艙氣動方案在CATIA 中建立三維數(shù)模。 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。 圖1 所示為短艙安裝位置示意，本文只對短艙X 方向安裝位置進(jìn)行改變，不同安裝位置以短艙進(jìn)口中心距機(jī)翼后緣的距離來定義，具體指標(biāo)如表1 所示，表中對安裝位置進(jìn)行了無量綱化處理，Case.1 為基準(zhǔn)數(shù)據(jù)。

本文的計(jì)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(jì)算模型的總網(wǎng)格數(shù)在550 萬左右，全機(jī)對稱面網(wǎng)格如圖2所示。

圖1 短艙安裝示意

表1 不同短艙的幾何參數(shù)

圖2 全機(jī)對稱面網(wǎng)格示意

3 計(jì)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；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(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[5]。 本文首先對沒有安裝短艙的翼身組合體進(jìn)行了計(jì)算分析， 然后對短艙安裝在不同位置的全機(jī)流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，計(jì)算條件均為11km 高度、0.8 馬赫數(shù)的高空巡航狀態(tài)。 流場的控制方程如下式所示：

4 計(jì)算結(jié)果分析

表2 所示為不同工況的機(jī)翼升力系數(shù)、 阻力系數(shù)及升阻比的計(jì)算結(jié)果。 從表中可以看出，安裝發(fā)動機(jī)短艙之后，機(jī)翼的升、阻力系數(shù)均有所降低，阻力系數(shù)降低的更加明顯，機(jī)翼的升阻比將有所提高，這一結(jié)果與文獻(xiàn)[3]的結(jié)論是一致的。 圖3 所示為安裝位置不同的短艙對機(jī)翼高速升阻特性的影響規(guī)律，從圖中可以看出，在一定范圍內(nèi)，短艙安裝位置越靠近機(jī)翼，對機(jī)翼上表面的流場影響越大，機(jī)翼的升、阻力系數(shù)越小，但機(jī)翼的升阻比越大。

表2 不同工況的計(jì)算結(jié)果

圖3 不同短艙位置對機(jī)翼的升阻特性的影響

圖4 所示為不同工況全機(jī)表面靜壓分布情況。對比圖4(a)、圖4(b)和圖6 可以發(fā)現(xiàn)，安裝發(fā)動機(jī)短艙之后， 機(jī)翼上表面特別是靠近機(jī)身一側(cè)的靜壓分布發(fā)生了較大改變，由于設(shè)計(jì)點(diǎn)為M=0.8，速度遠(yuǎn)大于短艙內(nèi)的平均氣流速度（約M=0.48），安裝短艙后，短艙對機(jī)翼上表面的氣流產(chǎn)生了阻滯作用， 使得機(jī)翼上表面激波位置前移， 機(jī)翼上表面后緣低壓區(qū)減小，升力系數(shù)及壓差阻力系數(shù)減??；對比圖4(b)、圖4(c)和圖4(d)可以發(fā)現(xiàn)，短艙安裝位置越靠近機(jī)翼后緣，對機(jī)翼上表面的氣流阻滯作用越明顯，機(jī)翼上表面的激波前移距離越大，升阻力系數(shù)減小越多。

為進(jìn)一步說明短艙安裝對機(jī)翼表面激波的影響， 如圖5 所示選取機(jī)翼不同站位的壓力系數(shù)進(jìn)行分析。

圖4 不同工況的全機(jī)表面靜壓云圖

圖5 機(jī)翼不同站位示意

不同站位的壓力系數(shù)分布如圖6 所示， 短艙安裝主要對機(jī)翼上表面靠近后緣的壓力分布產(chǎn)生了較大影響，在靠近機(jī)身一側(cè)，隨著短艙安裝逐漸靠近機(jī)翼，機(jī)翼后緣的激波逐漸前移，導(dǎo)致機(jī)翼升、阻力系數(shù)逐漸下降。

壓力系數(shù)定義如下：

5 結(jié) 語

本文通過計(jì)算流體動力學(xué)軟件Fluent 對某型飛機(jī)短艙安裝對機(jī)翼高速升阻特性的影響進(jìn)行了數(shù)值模擬研究。 計(jì)算分析結(jié)果表明：高速飛行時，安裝尾吊式短艙會對機(jī)翼上的氣流形成阻滯作用， 使得機(jī)翼內(nèi)側(cè)上表面激波前移， 導(dǎo)致機(jī)翼升、 阻力系數(shù)下降，但機(jī)翼升阻比將有所提高；短艙安裝位置越靠近機(jī)翼，機(jī)翼升、阻力系數(shù)越小，升阻比越大。

圖6 機(jī)翼不同站位壓力系數(shù)分布

[1]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊》總編委.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊第5 冊民用飛機(jī)總體設(shè)計(jì)[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]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(jì)方法研究[J]. 氣體物理，2013，8(1)：7-14.

[4]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊》總編委.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊第6 冊氣動設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

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