動力效應(yīng)對民機高速抖振特性影響數(shù)值研究

郭少杰，王斌，楊中艷，張旭

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院 第二研究所，北京　100074)

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動力效應(yīng)對民機高速抖振特性影響數(shù)值研究

郭少杰，王斌，楊中艷，張旭

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院 第二研究所，北京100074)

民機的高速抖振通常是由機翼上激波誘導(dǎo)的分離所致，而發(fā)動機動力效應(yīng)可能會對機翼上激波的強度帶來明顯影響。基于經(jīng)過TPS標(biāo)模及DLR-F6標(biāo)模算例驗證的、在多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格系統(tǒng)上求解雷諾平均N-S方程的數(shù)值方法，結(jié)合通過定常計算結(jié)果判定抖振發(fā)生原因及起始升力系數(shù)的方法，研究發(fā)動機動力效應(yīng)對某民機巡航構(gòu)型高速抖振特性的影響。結(jié)果表明：動力效應(yīng)給基于通氣短艙設(shè)計外形的高速抖振特性帶來了不利影響，使其抖振起始升力系數(shù)降低約1.3%總升力系數(shù)。

數(shù)值模擬；通氣短艙；動力短艙；進排氣邊界；抖振特性

0　引　言

飛機/發(fā)動機一體化設(shè)計是現(xiàn)代民機氣動設(shè)計的一個重要方向。在目前的飛機/發(fā)動機一體化氣動設(shè)計中，發(fā)動機主要通過通氣短艙來近似[1-3]，但通氣短艙只能反映發(fā)動機的幾何信息、無法表現(xiàn)出發(fā)動機真實工況下的動力效應(yīng)，而發(fā)動機的動力效應(yīng)對飛機氣動特性具有重要影響，特別是發(fā)動機出口噴流的引射作用可能引起機翼上激波位置和強度的變化[4-5]。現(xiàn)階段民機一般在跨聲速段巡航，其在巡航馬赫數(shù)下的抖振通常是由激波誘導(dǎo)邊界層分離所引起的，因此，發(fā)動機動力效應(yīng)引起的激波位置和強度的變化可能惡化其基于通氣短艙設(shè)計外形的抖振特性。適航規(guī)章要求，客機在正常使用狀態(tài)下不得超過抖振發(fā)生邊界，故考慮動力效應(yīng)的影響可能會縮小設(shè)計外形的飛行包線，給飛機安全性帶來不利影響。

在以往的飛機設(shè)計過程中，大多采用經(jīng)驗和半經(jīng)驗的預(yù)估方法或風(fēng)洞試驗作為抖振的主要研究手段，但是經(jīng)驗性預(yù)估方法無法考慮發(fā)動機動力效應(yīng)，而在風(fēng)洞中進行考慮發(fā)動機動力效應(yīng)的抖振邊界測量，其難度和花費都非常大，且無法大量應(yīng)用于前期設(shè)計階段。隨著計算機技術(shù)的飛速發(fā)展以及計算流體力學(xué)學(xué)科的逐步完善，目前數(shù)值手段已經(jīng)具備了模擬發(fā)動機動力效應(yīng)及預(yù)測抖振特性的能力。

目前，國內(nèi)外采用數(shù)值手段對發(fā)動機動力效應(yīng)的研究主要集中在其對設(shè)計點升阻特性及部件壓力分布的影響上，對偏離設(shè)計點的抖振特性的研究則很少。例如，賈洪印等[4]基于非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格研究了設(shè)計點下發(fā)動機動力效應(yīng)對飛機縱向氣動特性的影響；喬磊等[5]采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格研究了大涵道比翼吊發(fā)動機噴流的氣動干擾；N.Hirose等[6]基于歐拉方程研究了一個渦輪動力模擬器的流場；C.C.Rossow等[7]分析了動力效應(yīng)對某運輸機構(gòu)型的影響；譚兆光等[8]研究了DLR-F6標(biāo)模在加裝動力短艙和通氣短艙下氣動特性的差異；郭少杰等[9]對外吹式襟翼動力增升進行了數(shù)值模擬；張美紅等[10]研究了CFD技術(shù)在帶動力飛機氣動設(shè)計中的應(yīng)用。

對跨聲速抖振特性的研究則主要集中在翼型或機翼等簡單部件的機理研究及抖振邊界的預(yù)測上，例如，Xiong Juntao等[11]基于非定常N-S方程研究了NACA0012翼型的抖振特性；Huang Jingbo等[12]對OAT15A 翼型的抖振特性進行了數(shù)值分析；楊永年等[13]對某跨音速翼型的抖振特性進行了研究；郭同慶等[14]對某跨聲速機翼抖振初始迎角進行了N-S方程定常計算分析。

本文通過數(shù)值模擬方法，首先，驗證通過進排氣邊界條件模擬發(fā)動機動力效應(yīng)的可靠性；然后，綜合考慮計算精度和效率，給出一種通過定常計算結(jié)果判定抖振發(fā)生原因及起始升力系數(shù)的方法；最后，研究動力效應(yīng)對某民機全機構(gòu)型巡航馬赫數(shù)下抖振特性的影響。

1　數(shù)值方法

數(shù)值計算基于中國航天空氣動力技術(shù)研究院自主研發(fā)的氣動計算平臺NS-Solver，其在多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格系統(tǒng)上求解三維積分形式的雷諾平均N-S方程：

(1)

式中：V為控制體體積；S為控制體表面積；Q為守恒變量矢量；f為通過表面S的通量(凈流出量)，包含三個方向的粘性和無粘通量；n為表面S的外法向單位矢量。

NS-Solver采用格心格式的有限體積法對控制方程進行離散，其中，剪切應(yīng)力和熱傳導(dǎo)項采用中心差分格式；對流項和壓力項采用Roe平均通量差分分裂格式(FDS)；單元交接面上的狀態(tài)變量采用MUSCL方法計算，并結(jié)合min-mod通量限制器消除間斷處數(shù)值振蕩；時間推進方式采用近似因子分解(AF)隱式時間推進算法。程序中包含多個湍流模型，本文采用SST模型，該模型對附著流和分離流動都有較高的模擬精度。

2　進排氣邊界條件

采用基于特征變量的邊界條件來模擬發(fā)動機風(fēng)扇入口、風(fēng)扇出口及核心機出口流動。將風(fēng)扇入口作為流場出口，風(fēng)扇出口和核心機出口作為流場入口。通過在風(fēng)扇出口和核心機出口指定流場入口條件、在風(fēng)扇入口指定流場出口條件來模擬渦扇發(fā)動機的動力效應(yīng)。

由于與擬研究外形的發(fā)動機工況對應(yīng)的邊界為亞音速出入流邊界，風(fēng)扇入口為出流邊界，該邊界有一個特征波返回計算域內(nèi)，需要指定一個變量，本文指定質(zhì)量流量；風(fēng)扇出口和核心機出口為入流邊界，其有四個特征波指向計算域內(nèi)，需要指定四個變量，本文指定流動方向(迎角和側(cè)滑角)、總溫和總壓。發(fā)動機進排氣邊界條件及其流動參數(shù)的給定方式如圖1所示。

圖1　進排氣邊界條件指定Fig.1　Setting of intake and exhaust boundary conditions

3　方法驗證

關(guān)于動力短艙的計算可靠性驗證詳見參考文獻[9]，擬研究外形為典型的翼吊雙發(fā)客機構(gòu)型，故選用與之幾何相似的DLR-F6WBPN構(gòu)型來驗證研究方法對典型客機構(gòu)型跨聲速氣動特性的預(yù)測能力。DLR-F6是AIAA第二屆阻力預(yù)測工作組(DPW2)的標(biāo)準模型，其擁有大量試驗數(shù)據(jù)可用于分析對比。依據(jù)網(wǎng)格生成規(guī)范，自行生成點對點多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，外形的表面網(wǎng)格如圖2所示。計算狀態(tài)與對比的試驗數(shù)據(jù)均來自AIAA阻力預(yù)測工作組公布的數(shù)據(jù)。

圖2　DLR-F6表面網(wǎng)格Fig.2　Surface gird of DLR-F6

校核計算的狀態(tài)為：Ma=0.75，α=1.0°，Re=3.0×106(基于平均氣動弦長)。沿機翼各展向站位壓力分布的計算值和試驗值對比如圖3所示，可以看出，計算值和試驗值在各個站位都吻合良好，尤其是在33.1%和37.7%兩個展向站位，雖然它們位于發(fā)動機短艙掛架兩側(cè)，短艙、掛架、機翼的結(jié)合處，流動非常復(fù)雜，但是計算值與試驗值依然吻合良好。

(a) 壓力系數(shù)截面位置

(b) η=23.9%

(c) η=33.1%

(d) η=37.7%

(e) η=41.1%

(f) η=51.4%

(g) η=63.8%

(h) η=84.7% 圖3　機翼表面壓力分布計算結(jié)果與試驗值的對比Fig.3　Comparisons of pressure distribution betweencomputational and test data

吊掛內(nèi)側(cè)33.1%截面處空間馬赫數(shù)分布如圖4所示。

圖4　掛架內(nèi)側(cè)空間截面的馬赫數(shù)云圖Fig.4　Mach contour of η=33.1% station of wing

從圖4可以看出：在吊掛內(nèi)側(cè)33.1%截面處，氣流在機翼與短艙形成的通道內(nèi)加速到超聲速，再經(jīng)過一道強激波恢復(fù)到亞聲速；結(jié)合圖3(c)，表明計算能夠準確地預(yù)測機翼下翼面與短艙形成的通道內(nèi)的激波強度和位置。

綜上所述，本文采用的數(shù)值計算方法和網(wǎng)格生成策略可以很好地預(yù)測典型翼吊發(fā)動機布局客機的跨聲速氣動特性，將其應(yīng)用于預(yù)測、分析類似外形飛機的跨聲速氣動特性是可行、可靠的。

4　動力效應(yīng)對抖振特性的影響

4.1幾何模型與計算網(wǎng)格

以某民機全機巡航構(gòu)型為研究對象，其通氣短艙外形標(biāo)記為FT、動力短艙外形標(biāo)記為PN。FT和PN的網(wǎng)格拓撲和分布，除在發(fā)動機短艙處不同(原因是幾何外形不同所導(dǎo)致的)外，其他區(qū)域完全一致。網(wǎng)格規(guī)模為2 400萬網(wǎng)格單元，壁面第一層網(wǎng)格高度為1×10-6m，壁面網(wǎng)格增長率為1.15，F(xiàn)T全機表面網(wǎng)格如圖5所示，F(xiàn)T和PN短艙附近表面網(wǎng)格如圖6所示。

圖5　FT全機表面網(wǎng)格圖Fig.5　All configuration surface grid of FT

(a) FT

(b) PN圖6　FT和PN短艙附近網(wǎng)格Fig.6　Surface grids near nacelle ofFT and PN configurations

本文研究狀態(tài)為巡航狀態(tài)，故選用發(fā)動機在巡航功率時的參數(shù)作為輸入。發(fā)動機廠商提供的飛機巡航狀態(tài)下發(fā)動機風(fēng)扇出入口及核心機出口的具體工作參數(shù)如表1所示。

表1　發(fā)動機工作參數(shù)

4.2動力效應(yīng)對抖振形式的影響

為了初步判定抖振起始的迎角或升力系數(shù)，計算迎角為0°～8°(間隔1°)下的FT和PN的升力曲線，如圖7所示，可以看出升力線在迎角為3.2°～4.0°進入非線性區(qū)，翼面出現(xiàn)一定面積的氣流分離。為了更準確地估計分離起始位置，對CL為0.70～0.80(間隔0.01)進行固定升力系數(shù)計算，以升力線斜率減小5%作為抖振起始的初步判定依據(jù)，得出FT抖振起始升力系數(shù)約為0.79，PN約為0.78。

圖7　升力線對比Fig.7　Comparison of lift coefficient curves betweenFT and PN configurations

選取FTCL=0.79、PNCL=0.78的結(jié)果進行分析研究，F(xiàn)T與PN表面極限流線的對比如圖8所示。

(a) FT，CL=0.79

(b) PN，CL=0.78 圖8　表面極限流線Fig.8　Comparison of surface limiting streamline

從圖8可以看出：二者的分離形式均為外翼激波誘導(dǎo)邊界層分離，分離后再附著，在激波后形成一定面積的分離區(qū)。因此，其抖振都是由外翼激波誘導(dǎo)邊界層分離所致，動力效應(yīng)未改變其抖振形式。

4.3動力效應(yīng)對抖振起始升力系數(shù)的影響

從非定常計算的角度，激波誘導(dǎo)分離導(dǎo)致抖振的機理為：在某一迎角或升力系數(shù)下，機翼上表面出現(xiàn)較強激波，激波邊界層干擾導(dǎo)致激波下游氣流分離，激波和分離相互作用產(chǎn)生激波振蕩，引起抖振發(fā)生[12]。雖然抖振本身是一個非定?，F(xiàn)象，但是其非定常特征在定常計算中會表現(xiàn)為：隨著升力系數(shù)增大，激波先向下游移動，激波強度隨之增強，激波誘導(dǎo)邊界層分離，為了維持激波與分離的相容性，激波向前移動。因此，非定常的激波振蕩現(xiàn)象在定常計算中會表現(xiàn)為激波位置的前移，用定常結(jié)果來預(yù)測跨聲速機翼抖振初始迎角時，激波位置前移是一個可靠判據(jù)[14]。

抖振起始通常定義為翼面上出現(xiàn)明顯分離區(qū)的時刻，這是一個定性的概念，需要較強的工程經(jīng)驗[14]。因此，在激波位置前移判據(jù)中，可以假定只要激波出現(xiàn)前移，就意味著激波誘導(dǎo)邊界層分離導(dǎo)致的抖振已經(jīng)出現(xiàn)，據(jù)此得出的抖振邊界可能比實際情況略微保守，但是依然可以為工程設(shè)計提供有價值的參考。

鑒于研究外形幾何復(fù)雜，非定常模擬計算量大、周期長、用于設(shè)計校核的可操作性差等因素，通過分析定常計算結(jié)果得到激波位置轉(zhuǎn)折點的方法，來研究動力效應(yīng)對抖振起始升力系數(shù)的影響。

選取FT和PN在固定升力系數(shù)0.78時的計算結(jié)果進行分析，短艙50%截面處馬赫數(shù)分布如圖9所示。

(a) FT

(b) PN圖9　短艙展向50%截面馬赫數(shù)分布圖(CL=0.78)Fig.9　Comparison of Mach contour on 50%section of nacelle(CL=0.78)

從圖9可以看出：風(fēng)扇進氣對風(fēng)扇入口處局部流場影響不大，而風(fēng)扇出口和核心機出口對其附近流場影響較大。

以激波前后壓力差作為判據(jù)，選取激波最強位置作為抖振發(fā)生的判定位置，結(jié)果顯示此位置位于機翼展向距對稱面72%處，該截面處空間馬赫數(shù)分布如圖10所示，可以看出發(fā)動機動力效應(yīng)使上翼面激波增強。

(a) FT

(b) PN圖10　機翼展向72%截面處馬赫數(shù)分布(CL=0.78)Fig.10　Comparison of Mach contour onwing 72% section(CL=0.78)

FT和PN激波位置隨升力增加的變化趨勢如圖11所示，可以看出FT、PN分別在升力系數(shù)為0.78、0.77時激波位置前移，表明動力效應(yīng)使飛機在巡航馬赫數(shù)下抖振起始升力系數(shù)降低約0.01(1.3%總升力系數(shù))。

(a) FT

(b) PN圖11　激波位置隨升力系數(shù)變化Fig.11　Shock wave locations v.s. lift coefficient

5　結(jié)　論

(1) 本文采用的進排氣邊界條件處理方法、網(wǎng)格生成策略及求解方法可以有效地模擬發(fā)動機動力效應(yīng)及常規(guī)布局客機巡航構(gòu)型的跨聲速氣動特性。

(2) 通過定常計算結(jié)果的升力線及表面極限流線可以方便、簡明地得出抖振發(fā)生的位置與形式。通過激波位置前移判據(jù)可以進一步定量地得出抖振起始升力系數(shù)。

(3) 動力效應(yīng)對本文外形巡航馬赫數(shù)下的抖振特性帶來不利影響；動力效應(yīng)沒有改變外形的抖振發(fā)生形式，但是使抖振起始升力系數(shù)降低了1.3%總升力系數(shù)，主要原因是動力效應(yīng)使得上翼面激波變強。

(4) 基于通氣短艙設(shè)計的氣動外形，在校核其抖振升力系數(shù)是否滿足設(shè)計指標(biāo)時，應(yīng)考慮發(fā)動機動力給其帶來的不利影響。

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(編輯：馬文靜)

Numerical Investigation for the Effects of Power of Engine on Buffet Characteristics of a Civil Aircraft

Guo Shaojie, Wang Bin, Yang Zhongyan, Zhang Xu

(The Second Research Institute, China Academy of Aerospace Aerodynamics， Beijing 100074, China)

The high speed buffet of the civil aircraft usually results from separation induced by the shock wave that is on the wing, but the strength of shock wave on the wing could obviously be affected by powered effects of engine. The research is done about the interference of the powered effects to high speed buffet characteristics on the cruise configuration of a civil aircraft with method of solving RANS equations on multi-block structured grid system. Firstly, it is verified that the powered effects can be modeled by intake and exhaust boundary conditions. Secondly, the method that it can be used to judge buffeting onset is given by comprehensive consideration of calculation accuracy and efficiency in the preliminary design stage. Analysis shows: the powered effects has a bad interference to buffeting onset that is designed based on flow-through nacelle at the cruise Mach number, lift coefficient of buffeting onset is reduced about 1.3% of total.

numerical simulation; flow-through nacelle; powered nacelle; intake and exhaust boundary conditions; buffet characteristics

2016-05-11；

2016-06-01

王斌,caaawb@163.com

1674-8190(2016)03-301-08

V211.7

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.03.006

郭少杰(1984-)男，碩士，工程師。主要研究方向：理論與計算流體力學(xué)。

王斌(1980-)男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛行器設(shè)計。

楊中艷(1983-)女，碩士，工程師。主要研究方向：風(fēng)洞試驗技術(shù)。

張旭(1985-)男，碩士，工程師。主要研究方向：CFD數(shù)值模擬。