翼吊布局民機(jī)短艙位置氣動(dòng)影響

張冬云,張美紅,王美黎,向傳濤

(中國(guó)商飛 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,上海 201210)

翼吊布局民機(jī)短艙位置氣動(dòng)影響

張冬云,張美紅,王美黎*,向傳濤

(中國(guó)商飛 上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院,上海 201210)

高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)使得飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)近距耦合，造成氣動(dòng)力特性惡化。本文使用CFD方法對(duì)孤立通氣短艙、某型民機(jī)機(jī)翼/機(jī)身組合體以及機(jī)翼/機(jī)身/短艙組合體構(gòu)型進(jìn)行黏性繞流數(shù)值模擬，分析流場(chǎng)特征，得出短艙安裝干擾阻力水平；分別改變短艙安裝的前伸量、下沉量、俯仰角、內(nèi)撇角等參數(shù)，研究短艙不同在翼位置對(duì)高速巡航升阻特性的影響，支持短艙在翼位置氣動(dòng)優(yōu)化。

通氣短艙；CFD方法；在翼位置；干擾阻力；升阻特性

0 引 言

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的布局主要有翼吊和尾吊兩種形式。在上反的后掠翼上使用翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)，已經(jīng)成為大型客機(jī)的通用布局形式，被波音、空客廣泛采用，國(guó)內(nèi)C919大型客機(jī)也采用翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)布局[1]。這種布局形式具有發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)流品質(zhì)高、有效降低翼根彎矩、防止顫振、降低客艙噪音、方便發(fā)動(dòng)機(jī)維修等優(yōu)點(diǎn)。

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)具有推力大、推進(jìn)效率高、噪音小、燃油消耗率低等優(yōu)點(diǎn)，是當(dāng)前民用噴氣飛機(jī)的主流發(fā)動(dòng)機(jī)。先進(jìn)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)朝著高涵道比的方向發(fā)展[2-3]，進(jìn)一步降低耗油率，如：用來(lái)取代CFM56-5B與CFM56-7B的LEAP-X系列發(fā)動(dòng)機(jī)[4]，涵道比由前者的5～6∶1提高到10～11∶1，但發(fā)動(dòng)機(jī)的直徑和迎風(fēng)面積增大。對(duì)于翼吊布局飛機(jī)來(lái)說(shuō)，在一定的起落架高度和發(fā)動(dòng)機(jī)離地間隙約束下，短艙安裝位置與機(jī)翼之間的距離更近，相互之間的氣動(dòng)干擾增強(qiáng)，給飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)工作帶來(lái)挑戰(zhàn)。

使用通氣短艙進(jìn)行CFD計(jì)算及風(fēng)洞試驗(yàn)，進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)影響流場(chǎng)分析及位置優(yōu)化，國(guó)內(nèi)外已開(kāi)展過(guò)類似工作[5-10]。但關(guān)于民機(jī)高涵道比大尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)的的氣動(dòng)研究?jī)?nèi)容并不多見(jiàn)。本文針對(duì)某跨聲速民機(jī)構(gòu)型，使用經(jīng)過(guò)流量匹配設(shè)計(jì)的高涵道比通氣短艙[11]，在經(jīng)布局權(quán)衡選定的短艙基準(zhǔn)在翼位置基礎(chǔ)上，從氣動(dòng)影響角度，分別改變前伸量、下沉量、俯仰角和內(nèi)撇角，研究短艙在翼位置對(duì)飛機(jī)升阻特性、表面壓力分布和空間流場(chǎng)的影響，為民機(jī)高涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置優(yōu)化提供借鑒。雖然展向位置對(duì)機(jī)身/機(jī)翼/發(fā)動(dòng)機(jī)之間的氣動(dòng)干擾有一定影響，但更多的是總體和氣動(dòng)布局問(wèn)題，不列入本文研究范圍。

1 短艙在翼位置參數(shù)

如圖1所示，以短艙展向在翼位置的機(jī)翼剖面前緣點(diǎn)為參考點(diǎn)，短艙外表面后緣上零縱(上零縱即短艙外表面后緣最高點(diǎn))為安裝定位點(diǎn)。通過(guò)以下參數(shù)確定短艙弦向安裝位置：短艙展向在翼位置的當(dāng)?shù)貦C(jī)翼剖面弦長(zhǎng)c；前伸量x/c，安裝定位點(diǎn)與參考點(diǎn)水平距離與c的比值，短艙向前為正；下沉量h/c，安裝定位點(diǎn)與參考點(diǎn)豎直距離與c的比值，短艙向下為正。

通過(guò)以下參數(shù)確定短艙安裝角度：俯仰角α，短艙軸線與機(jī)身水平面夾角，短艙前緣上偏為正；內(nèi)撇角β，短艙軸線與機(jī)身對(duì)稱面夾角，短艙前緣內(nèi)偏為正。

關(guān)于發(fā)動(dòng)機(jī)弦向安裝區(qū)間，總體布局主要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道唇口離地間隙、前起折斷/故障、轉(zhuǎn)子爆破、以及發(fā)動(dòng)機(jī)反推氣流與增升裝置部件干涉等。氣動(dòng)設(shè)計(jì)要考慮流道高度和貫入量的綜合影響，關(guān)注機(jī)身/機(jī)翼/掛架/短艙之間的氣動(dòng)干擾。短艙安裝角度要考慮發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)流方向與發(fā)動(dòng)機(jī)軸線關(guān)系。將滿足上述條件的某一短艙安裝位置作為基準(zhǔn)，在基準(zhǔn)安裝位置基礎(chǔ)上，分別改變短艙前伸量、下沉量、俯仰角、內(nèi)撇角，研究這些參數(shù)對(duì)升阻特性的影響。相對(duì)于基準(zhǔn)安裝位置，前伸量Δx/c序列為(-2%，0%，2%，5%，13%)，下沉量Δh/c序列為(-6.0%，0%，6.0%)，俯仰角Δα序列為(-3.0°，-1.5°，0°，1.5°)，內(nèi)撇角Δβ序列為(-1°，0°，1°)。從氣動(dòng)影響研究的參數(shù)完整性角度，選取上述位置，其中部分位置是不滿足短艙安裝的總體布局要求。

2 數(shù)值模擬

對(duì)帶通氣短艙飛機(jī)構(gòu)型進(jìn)行CFD數(shù)值模擬，分析發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣影響，進(jìn)而開(kāi)展短艙在翼位置及機(jī)翼/掛架/短艙一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)，是目前型號(hào)設(shè)計(jì)中的主流方法。

2.1 計(jì)算網(wǎng)格

使用ICEM-CFD軟件生成孤立短艙(NACE)、翼身組合體(WB)、以及機(jī)身/機(jī)翼/短艙組合體(WBN)的六面體網(wǎng)格。孤立短艙網(wǎng)格數(shù)約320萬(wàn)。為了進(jìn)行CFD對(duì)比分析，WB、WBN的網(wǎng)格拓?fù)浼熬W(wǎng)格分布較一致，網(wǎng)格單元數(shù)相近，分別為1400萬(wàn)和1500萬(wàn)左右。

通過(guò)網(wǎng)格拓?fù)浜途W(wǎng)格分布設(shè)計(jì)，并通過(guò)正交性、扭轉(zhuǎn)角、長(zhǎng)細(xì)比等多種網(wǎng)格質(zhì)量判據(jù)的檢驗(yàn)，保證CFD計(jì)算網(wǎng)格具有良好的正交性、連續(xù)的網(wǎng)格過(guò)渡以及在流動(dòng)復(fù)雜區(qū)域有足夠的網(wǎng)格密度捕捉流動(dòng)細(xì)節(jié)。部分網(wǎng)格拓?fù)?、表面網(wǎng)格和空間網(wǎng)格如圖3所示。

2.2 計(jì)算工況和邊界條件

為研究高速巡航狀態(tài)下，短艙安裝以及短艙不同在翼位置對(duì)升阻特性的影響，選取表1所示計(jì)算工況。

CFD求解包括以下邊界條件：a) 遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件：采用遠(yuǎn)場(chǎng)無(wú)反射邊界條件；b) 物面邊界條件：應(yīng)用固壁無(wú)滑移絕熱條件；c) 短艙邊界條件：采用通氣短艙，應(yīng)用物面邊界條件；d) 對(duì)稱面邊界條件：計(jì)算工況無(wú)側(cè)滑角，使用半模計(jì)算網(wǎng)格，對(duì)稱面上展向速度為0。

表1 計(jì)算工況Table 1 CFD study cases

2.3 計(jì)算軟件和數(shù)值方法

使用CFX5軟件進(jìn)行流場(chǎng)求解。使用基于格點(diǎn)的隱式守恒的有限體積法[12-13]離散RANS方程。方程離散使用了類似于Barth和Jesperson迎風(fēng)格式的有界高分辨率對(duì)流格式[14]。動(dòng)量方程中的雷諾應(yīng)力通過(guò)SST兩方程湍流模型和自動(dòng)壁面處理來(lái)計(jì)算。通過(guò)Rhie和Chow算法計(jì)算質(zhì)量流[15]，從而實(shí)現(xiàn)了壓力-速度耦合。

圖4為AIAA第二屆阻力預(yù)測(cè)會(huì)議(DPW2)上，針對(duì)有、無(wú)掛架/短艙的DLR-F6翼身組合體，CFX軟件結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)的對(duì)比[16]。CFX軟件能夠模擬構(gòu)型變化的阻力差量，可用于本文短艙不同在翼位置的氣動(dòng)特性影響預(yù)測(cè)。

圖5給出相同來(lái)流條件下，前伸量x/c=0%時(shí)，不同短艙下沉量WBN構(gòu)型的CFX求解收斂曲線。阻力收斂范圍在0.5cnts(cnts：無(wú)量綱阻力單位，1cnts =0.0001)以內(nèi)；且不同位置的WBN構(gòu)型氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)收斂歷史具有一致性，如CL、CD在第500收斂步同時(shí)到達(dá)波谷。本文CFD方法的收斂精度及不同構(gòu)型之間收斂的一致性，能夠提高不同在翼位置氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)差量的預(yù)測(cè)精度。除了CFD軟件求解精度以外，CFD求解的收斂精度主要由網(wǎng)格質(zhì)量來(lái)決定；收斂歷史的一致性主要通過(guò)不同在翼位置WBN構(gòu)型之間網(wǎng)格、計(jì)算收斂控制參數(shù)的一致性來(lái)實(shí)現(xiàn)。

3 短艙安裝影響

3.1 干擾阻力

短艙安裝阻力CDInst、干擾阻力CDInterf定義為：

根據(jù)上述阻力定義及CFD結(jié)果，得出CL=0.55時(shí)：

機(jī)翼在設(shè)計(jì)過(guò)程中考慮了短艙安裝氣動(dòng)影響。所以，相同升力系數(shù)下，WBN構(gòu)型(基準(zhǔn)安裝位置)的阻力較WB、孤立短艙阻力之和還小，WBN構(gòu)型的短艙和機(jī)翼/機(jī)身部件之間為有利氣動(dòng)干擾,也表明通過(guò)合理安排發(fā)動(dòng)機(jī)位置，是可能獲得有利氣動(dòng)干擾的。

3.2 流場(chǎng)特征

短艙周向等角度分布的24個(gè)Cp取值剖面如圖6所示，從短艙上零縱開(kāi)始，經(jīng)短艙內(nèi)側(cè)旋轉(zhuǎn)一周，角度依次對(duì)應(yīng)0°、15°、30°,…,345°，圖6還顯示出近短艙的機(jī)翼展向剖面位置。

圖7給出基準(zhǔn)安裝位置WBN構(gòu)型與WB構(gòu)型、孤立短艙構(gòu)型的機(jī)翼、短艙表面壓力分布對(duì)比。較WB構(gòu)型，短艙后緣收縮角改變了機(jī)翼前方來(lái)流迎角，機(jī)翼前緣吸力峰減弱。受短艙內(nèi)涵影響，機(jī)翼下表面吸力峰減弱。機(jī)翼前緣附近流場(chǎng)受機(jī)翼前緣駐點(diǎn)區(qū)影響，短艙外表面后緣壓力升高。

圖8給出的短艙周向空間截面壓力云圖直觀解釋了上述壓力分布規(guī)律。值得注意的是，對(duì)于后掠機(jī)翼，短艙在內(nèi)側(cè)與機(jī)翼前緣有較大的弦向重疊區(qū)域，相互之間的氣動(dòng)干擾更大。

(a) Wing span-wisesection at 30.0%

(b) Nacelle cross-section at 30°

(c) Wing span-wisesection at 35.6%

(d) Nacelle cross-section at 0°

(e) Wing span-wisesection at 40.6%

(f) Nacelle cross-section at 330°

圖7短艙安裝前后機(jī)翼、短艙Cp分布對(duì)比
Fig.7Cpcomparisonswith/withoutnacelle

近短艙空間截面展向速度分量分布及空間流線如圖9所示。機(jī)翼前緣駐點(diǎn)附近的高壓區(qū)、橫向流效應(yīng)與短艙后緣收縮角整流作用疊加，對(duì)短艙后緣和機(jī)翼前緣、下表面流動(dòng)造成影響。隨著短艙弦向位置及安裝角度的變化，短艙、機(jī)翼之間的影響會(huì)發(fā)生一定程度的改變。

4 在翼位置研究

4.1 前伸量影響

隨前伸量變化，WBN構(gòu)型氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)見(jiàn)表2，表中WBN構(gòu)型的CL、CD、CDCL=0.55值均為相對(duì)基準(zhǔn)位置WBN構(gòu)型的差量。CDCL=0.55曲線如圖10所示。由圖10可見(jiàn)，隨著短艙前移，相同迎角下，升力增加，阻力增加。CDCL=0.55比較接近，與基準(zhǔn)安裝位置的差量在0.5cnts以內(nèi)。

表2 不同前伸量氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)Table 2 Aero data for different forward installation positions

圖11給出不同前伸量的機(jī)翼、短艙表面壓力分布對(duì)比。隨著短艙前移，短艙外側(cè)周向剖面后緣與機(jī)翼前緣越來(lái)越遠(yuǎn)，壓力分布變化不大；短艙內(nèi)側(cè)剖面后緣越來(lái)越靠近機(jī)翼前緣，壓力分布受機(jī)翼前緣高壓區(qū)影響越來(lái)越大。受短艙尾端收縮角及后緣壓力恢復(fù)影響，短艙內(nèi)外兩側(cè)機(jī)翼剖面壓力分布呈規(guī)律性變化。壓力分布的變化，體現(xiàn)了第3節(jié)所述短艙安裝氣動(dòng)影響規(guī)律。

(a) Wing span-wise section at 30.0%

(b) Nacelle cross-section at 30°

(c) Wing span-wise section at 35.6%

(d) Nacelle cross-section at 0°

(e) Wing span-wise section at 40.6%

(f) Nacelle cross-section at 330°

圖11不同前伸量機(jī)翼、短艙Cp分布對(duì)比
Fig.11Cpcomparisonsfordifferentforwardinstallationpositions

4.2 下沉量影響

隨下沉量變化，WBN構(gòu)型氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)見(jiàn)表3，CDCL=0.55曲線如圖12所示。隨著短艙下沉，相同迎角下，升力、阻力略有減小。CDCL=0.55與基準(zhǔn)位置的差量在1cnts以內(nèi)。

表3 不同下沉量氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)Table 3 Aero data for different downward installation positions

4.3 俯仰角影響

隨俯仰角變化，WBN構(gòu)型氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)見(jiàn)表4，CDCL=0.55曲線如圖13所示。隨著短艙上仰，相同迎角下，升力、阻力增加。與基準(zhǔn)位置相比，α< 1.5°，CDCL=0.55的差量在1cnts以內(nèi)；α=1.5°，CDCL=0.55增加3.3cnts，此時(shí)，短艙阻力特性變差。壓力分布如圖14所示。

表4 不同俯仰角氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)Table 4 Aero data for different engine tilt angles

4.4 內(nèi)撇角影響

隨內(nèi)撇角變化，WBN構(gòu)型氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)見(jiàn)表5，CDCL=0.55曲線如圖15所示。隨著短艙內(nèi)撇，相同迎角下，升力、阻力減小。CDCL=0.55與基準(zhǔn)位置的差量在1cnts以內(nèi)。

表5 不同內(nèi)撇角氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)Table 5 Aero data for different toe angles

5 結(jié) 論

本文從氣動(dòng)影響角度，分別改變短艙基準(zhǔn)安裝位置的前伸量、下沉量、俯仰角和內(nèi)撇角，研究不同位置參數(shù)變化對(duì)WBN構(gòu)型升阻特性、壓力分布和流場(chǎng)的影響。通過(guò)研究，得出以下結(jié)論：

(1) 短艙在翼位置氣動(dòng)影響分析對(duì)CFD軟件的氣動(dòng)特性差量預(yù)測(cè)能力要求較高，在1cnts以內(nèi)；本文的CFD計(jì)算收斂精度在0.5cnts以內(nèi)，且不同在翼位置構(gòu)型的收斂具有一致性，阻力差量預(yù)測(cè)精度滿足氣動(dòng)影響分析要求。

(2) 本文機(jī)翼的氣動(dòng)設(shè)計(jì)考慮了短艙安裝影響，CL=0.55時(shí)，機(jī)翼/機(jī)身與短艙部件干擾阻力為-6cnts，存在有利干擾。表明在飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)過(guò)程中，通過(guò)精細(xì)氣動(dòng)設(shè)計(jì)獲得近距耦合有利氣動(dòng)干擾的可能性。

(3) 短艙后緣與機(jī)翼前緣流動(dòng)存在較強(qiáng)氣動(dòng)干擾。短艙后緣收縮角對(duì)機(jī)翼前方來(lái)流方向的影響、短艙后緣壓力恢復(fù)、機(jī)翼前緣駐點(diǎn)附近高壓區(qū)、橫向流等因素相互作用，影響了短艙后緣和近短艙機(jī)翼展向剖面壓力分布。隨著短艙在翼位置變化，短艙、機(jī)翼之間的相互影響發(fā)生一定程度的改變。

(4) 短艙前緣壓力分布主要受流量系數(shù)、短艙姿態(tài)及短艙前方來(lái)流方向影響。弦向位置變化對(duì)短艙前緣壓力分布影響小。

(5) 與基準(zhǔn)位置相比，α=1.5°時(shí)，短艙阻力特性惡化，CDCL=0.55增加3.3cnts，其他位置處的CDCL=0.55

與基準(zhǔn)位置的差量在1cnts以內(nèi)。

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Aerodynamicinfluenceofnacellepositionofawing-mountedcivilaircraft

ZHANG Dongyun,ZHANG Meihong,WANG Meili*,XIANG Chuantao

(ShanghaiAircraftDesignandResearchInstitute,COMAC,Shanghai201210,China)

High bypass engines make the aircraft/engine close couple,resulting in deterioration of aerodynamic characteristic.The CFD has been used to simulate viscous flow over an isolated Through Flow Nacelle(TFN),a wing-body configuration,and the wing-body-nacelle configuration of an airplane.Based on the CFD results,interference drag due to the nacelle installation has been obtained.By varying the forward and downward positions as well as the tilt and toe angles,the influence of different nacelle positions on lift and drag characteristic has been investigated to support the aerodynamic optimization of the nacelle position.

through flow nacelle; CFD method; installation position; interference drag; lift and drag characteristic

0258-1825(2017)06-0781-06

V224+.2; V211.46

A

10.7638/kqdlxxb-2015.0069

2015-06-01;

2015-09-03

張冬云(1985-),男，安徽合肥人，高級(jí)工程師,主要從事民用飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)與CFD分析,發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力影響數(shù)值模擬以及飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)與氣動(dòng)集成研究.E-mail:zhangdongyun@comac.cc

王美黎*(1988-)，女，湖北潛江人，工程師，主要從事民用飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)與CFD分析工作.E-mail:wangmeili@comac.cc

張冬云,張美紅,王美黎,等.翼吊布局民機(jī)短艙位置氣動(dòng)影響[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2017,35(6):781-786.

10.7638/kqdlxxb-2015.0069 ZHANG D Y,ZHANG M H,WANG M L,et al.Aerodynamic influence of nacelle position of a wing-mounted civil aircraft[J].Acta Aerodynamica Sinica,2017,35(6):781-786.