起飛迎角對尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣效率的影響研究

肖毅，馬經(jīng)忠，李廣，胡志東，劉敏

起飛迎角對尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣效率的影響研究

肖毅，馬經(jīng)忠，李廣，胡志東，劉敏

(中航工業(yè)洪都，江西南昌330024)

尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙式布局的飛機(jī)，安裝在后機(jī)身的發(fā)動(dòng)機(jī)位于機(jī)翼上方，在起飛過程中，機(jī)翼的洗流作用會對短艙的進(jìn)氣效率產(chǎn)生影響。為了評估不同起飛迎角對發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣效率的影響，本文在計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件Fluent中對飛機(jī)起飛構(gòu)型的全機(jī)流場進(jìn)行了數(shù)值模擬，著重考察了不同起飛迎角對短艙進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)及進(jìn)氣畸變指數(shù)的影響情況。計(jì)算結(jié)果表明，對于尾吊式發(fā)動(dòng)機(jī)短艙而言，起飛迎角增加將導(dǎo)致進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)減小、進(jìn)氣畸變指數(shù)增大，從而使進(jìn)氣效率下降。

起飛迎角；短艙；進(jìn)氣效率

0 引言

基于總體布局的考慮，大部分中小型公務(wù)機(jī)均采用尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙式氣動(dòng)布局，對于這種布局的飛機(jī)，短艙與其他部件尤其是與機(jī)翼的氣動(dòng)干擾是研究的難點(diǎn)之一[1]。早在2006年，中航商飛公司的朱杰就對超臨界機(jī)翼-尾吊短艙布局的高速氣動(dòng)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[2]。近年來，國內(nèi)對尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙式氣動(dòng)布局的飛機(jī)也進(jìn)行了大量的計(jì)算研究。在2014年，對進(jìn)氣道內(nèi)型面參數(shù)進(jìn)行了詳細(xì)設(shè)計(jì)，通過數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)增大進(jìn)口/喉道收縮比、適當(dāng)增加擴(kuò)散段長度有利于提高短艙的進(jìn)氣效率[3]；同年，還根據(jù)有無短艙及短艙安裝在不同位置對機(jī)翼高速升阻特性的影響進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，結(jié)果表明，短艙安裝越靠近機(jī)翼，機(jī)翼升、阻力系數(shù)下降越大，而升阻比會有所提高[4]；2015年，又通過不同發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量對機(jī)翼高速升阻特性的影響進(jìn)行了計(jì)算研究，發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣流量增加將導(dǎo)致機(jī)翼的升、阻力系數(shù)增加，但升阻比會有所降低[5]。

對于尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙式布局的飛機(jī)而言，起飛過程短艙與機(jī)翼的氣動(dòng)干擾問題同樣十分重要，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對不同起飛迎角下的全機(jī)模型進(jìn)行了數(shù)值模擬，著重考察了不同起飛迎角下發(fā)動(dòng)機(jī)在最大狀態(tài)時(shí)的總壓恢復(fù)系數(shù)及進(jìn)氣畸變指數(shù)的變化情況。

進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)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。

進(jìn)氣道流場總壓畸變(IDC,Inlet Distorted

Coefficient)定義如下：

其中p0,min為進(jìn)氣道出口氣流最小總壓。

1 計(jì)算模型及網(wǎng)格

圖1所示為全機(jī)起飛構(gòu)型的三維模型示意。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，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。不同起飛迎角如表1所示。

圖1 全機(jī)三維模型示意

表1 不同工況的表征參數(shù)

本文的計(jì)算模型(半模)在Pointwise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，短艙進(jìn)氣道內(nèi)劃分邊界層網(wǎng)格，計(jì)算模型的總網(wǎng)格數(shù)在700萬左右，計(jì)算模型的對稱面網(wǎng)格如圖2所示。

2 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，將進(jìn)氣道出口設(shè)置為壓力出口條件以模擬發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣；采用有限體積法求解Navier-Stokes方程；并采用可實(shí)現(xiàn)的kε(realizable k-ε)湍流模型對流動(dòng)進(jìn)行計(jì)算，該模型將湍動(dòng)粘度與應(yīng)變率聯(lián)系起來，使得流動(dòng)更加符合湍流的物理定律，適合于對射流、邊界層流動(dòng)、有分離流動(dòng)等進(jìn)行計(jì)算[6]。本文的計(jì)算條件為0km高度，0.2馬赫數(shù)，發(fā)動(dòng)機(jī)在最大狀態(tài)下工作。流場的控制方程如下式所示：

圖2 對稱面網(wǎng)格示意

3 計(jì)算結(jié)果分析

圖3為短艙XOY中心截面的流線示意。如圖所示，在馬赫數(shù)為0.2的起飛計(jì)算條件下，低速氣流在接近短艙時(shí)逐漸加速進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)，駐點(diǎn)出現(xiàn)在短艙唇口的前緣點(diǎn)附近，靠近進(jìn)氣道出口即發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇進(jìn)口的流動(dòng)較為均勻；從圖中可以看出，隨著迎角的增加，機(jī)翼表面及短艙后段的氣流分離趨勢不斷加劇，但由于短艙距離機(jī)翼尚有一段距離，起飛階段襟翼下放所帶來的渦流并不會對發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣造成影響。

圖4為不同迎角下進(jìn)氣道出口截面的總壓恢復(fù)系數(shù)云圖。從圖中可以看出，盡管起飛迎角已經(jīng)增加到16°，但尾吊短艙式進(jìn)氣道的進(jìn)氣效率還是比較高的，由于短艙在偏航方向有一個(gè)2°的安裝角，隨著起飛迎角的增大，進(jìn)氣道出口截面左側(cè)的低總壓區(qū)逐漸擴(kuò)展，進(jìn)氣道的總壓損失增加，流場畸變增大，進(jìn)氣效率下降。

圖3 短艙XOY中心截面流線示意

圖4 進(jìn)氣道出口截面總壓分布

進(jìn)氣效率隨起飛迎角的變化規(guī)律如圖5所示，具體數(shù)據(jù)如表2所示。與上文一致，從圖中可以看出，隨著起飛迎角的不斷增加，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸減小，進(jìn)氣道出口流場畸變不斷增大，進(jìn)氣效率下降。

圖5 進(jìn)氣效率隨迎角變化示意

表2 不同工況的計(jì)算結(jié)果

4 結(jié)語

本文在計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件Fluent中對不同起飛迎角對進(jìn)氣效率的影響進(jìn)行了計(jì)算分析，結(jié)果表明，隨著起飛迎角的不斷增大，進(jìn)氣道出口截面的總壓損失逐漸增大，進(jìn)氣畸變逐漸增加，進(jìn)氣效率下降；但由于某型飛機(jī)短艙安裝距機(jī)翼尚有一段距離，起飛階段所形成的機(jī)翼表面渦流并不會被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)而對進(jìn)氣造成影響。

[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(dòng)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]肖毅，馬經(jīng)忠，等.發(fā)動(dòng)機(jī)短艙內(nèi)型面參數(shù)設(shè)計(jì)對進(jìn)氣效率的影響研究[J].教練機(jī)，2014,1：24-28.

[4]胡志東，肖毅，等.尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對機(jī)翼高速升阻特性的影響研究[J].教練機(jī)，2014,3：44-48.

[5]馬經(jīng)忠，肖毅，等.尾吊發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量對機(jī)翼高速升阻特性的影響研究[J].教練機(jī)，2015,2：13-17.

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

>>>作者簡介

肖毅，男，1989年6月出生，2013年4月畢業(yè)于浙江理工大學(xué)，碩士，工程師，現(xiàn)從事進(jìn)排氣系統(tǒng)設(shè)計(jì)工作。

Study on Air Inlet Efficiency of Tail Suspended Engine Nacelle Effected by Takeoff AOA

Xiao Yi,Ma Jingzhong,Li Guang,Hu Zhidong,Liu Min
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

The aircraft with configuration of tail suspended engine nacelle normally has its engine installed in rear fuselage above wings,which may cause effect on air inlet efficiency due to wash flow on wings in process of takeoff. In order to assess the effects on air inlet efficiency of the engine nacelle at different takeoff AOAs,this paper depicts the numeric simulation on aircraft flow field under takeoff configuration by using Fluent software,the software to calculate the flow dynamics,it reviews with emphasis on the effects on total pressure recovery coefficient and air inlet distortion index of nacelle intake resulted from different takeoff AOAs.The calculation result shows the increase of takeoff AOA will cause reduction of intake total pressure recovery coefficient and increase of air inlet distortion index,which will further decrease the air inlet efficiency with consideration on tail-suspended engine nacelle.

Takeoff AOA;Nacelle;Air inlet efficiency

2016-07-11）