發(fā)動(dòng)機(jī)短艙安裝位置對(duì)民機(jī)氣動(dòng)性能參數(shù)影響

游澤宇，劉戰(zhàn)合，吳登宇

（鄭州航空工業(yè)管理學(xué)院航空工程學(xué)院，河南 鄭州 450046）

發(fā)動(dòng)機(jī)的吊掛位置是民用飛機(jī)總體設(shè)計(jì)的重要參數(shù)，對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)性能影響尤為明顯[1-3]。在民用飛機(jī)的設(shè)計(jì)過(guò)程中吊掛系統(tǒng)位置選擇和設(shè)計(jì)通常在飛機(jī)設(shè)計(jì)初步設(shè)計(jì)階段到詳細(xì)設(shè)計(jì)階段完成，一旦該項(xiàng)工作在飛機(jī)詳細(xì)設(shè)計(jì)階段出現(xiàn)嚴(yán)重問(wèn)題，將付出巨大的代價(jià)進(jìn)行修正[4,5]。

降低飛行阻力是飛行器設(shè)計(jì)的重要考慮因素，低的飛行阻力在經(jīng)濟(jì)性上具有較高優(yōu)勢(shì)，這一點(diǎn)在民用航空領(lǐng)域更為關(guān)注[6,7]。對(duì)采用發(fā)動(dòng)機(jī)短艙方式的民航飛機(jī)，短艙帶來(lái)的流場(chǎng)干擾會(huì)在一定程度上造成飛機(jī)外流場(chǎng)的畸變，從而增大阻力，因此，如何降低短艙帶來(lái)的阻力具有一定的研究意義[8-10]。

以某種常規(guī)布局客機(jī)為研究對(duì)象，研究了尾吊、翼吊（三種不同翼吊方式）對(duì)不同狀態(tài)下的氣動(dòng)特性影響，并結(jié)合流場(chǎng)壓力變化、壓力云圖等分析了氣動(dòng)影響。研究結(jié)果可以對(duì)民用飛機(jī)的短艙位置選擇提供參考。

1 基本理論及計(jì)算參數(shù)設(shè)置

1.1 繞流控制方程與湍流模型

在笛卡爾直角坐標(biāo)系下，對(duì)飛機(jī)不可壓定常粘性空氣繞流三維流場(chǎng)，其質(zhì)量連續(xù)微分方程和動(dòng)量N-S方程寫(xiě)為[8,9]：

選用SST湍流模型(剪切應(yīng)力傳輸模型)，該模型更適于對(duì)流減壓區(qū)域計(jì)算，在近壁面和遠(yuǎn)壁面處都能得到比較精確的解[8,9]。

1.2 計(jì)算模型及短艙位置

結(jié)合已有民用飛機(jī)設(shè)計(jì)思路，將發(fā)動(dòng)機(jī)短艙按翼吊和尾吊兩種布局形式共4個(gè)安裝位置，以波音737總體外形為基準(zhǔn)，參考其短艙位置方式（即位于機(jī)翼前）、ARJ21和達(dá)索獵鷹7X，如圖1所示，分別為發(fā)動(dòng)機(jī)短艙在機(jī)翼前、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙在機(jī)翼正下方、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙在機(jī)翼后、尾吊布局，依次命名為位置A、B、C、D。

圖1 短艙安裝位置示意圖

對(duì)A、B、C位置，發(fā)動(dòng)機(jī)掛架對(duì)稱面均距離飛機(jī)對(duì)稱面為6 m，A位置發(fā)動(dòng)機(jī)末端在機(jī)翼前緣處，B位置發(fā)動(dòng)機(jī)前端在機(jī)翼前緣處，C位置發(fā)動(dòng)機(jī)前端在機(jī)翼后緣處。對(duì)D位置，參考如ARJ21和達(dá)索獵鷹7X等民機(jī)，其發(fā)動(dòng)機(jī)距機(jī)頭70～80%的機(jī)身長(zhǎng)度，對(duì)本文研究對(duì)象取76%，即發(fā)動(dòng)機(jī)前端距機(jī)頭23 m。

飛機(jī)模型主要幾何參數(shù)如表1所示。

表1 飛機(jī)模型的主要幾何參數(shù)表

1.3 計(jì)算設(shè)置

根據(jù)壓力遠(yuǎn)場(chǎng)（Pressure-Far-Field）邊界條件的使用條件，模型距計(jì)算域邊界的距離至少為其特征長(zhǎng)度的25倍，取計(jì)算域邊界距離模型750m以上。在壁面邊界層區(qū)域生成10層邊界層棱柱網(wǎng)格（Y plus值=10），并在機(jī)翼后方設(shè)置網(wǎng)格加密。

為保證計(jì)算精度并適當(dāng)考慮計(jì)算時(shí)間，使用ICEM CFD前處理軟件生成400萬(wàn)左右網(wǎng)格單元進(jìn)行流場(chǎng)特性數(shù)值計(jì)算。A情況下的發(fā)動(dòng)機(jī)附近網(wǎng)格如圖2所示。

圖2 A模型局部計(jì)算網(wǎng)格

基于FLUENT軟件，部分?jǐn)?shù)值計(jì)算設(shè)置如表2所示，計(jì)算域所有邊界均為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，飛機(jī)所有表面均設(shè)定為非滑移（Wall）邊界，選擇氣體條件為理想氣體，氣體粘度遵循三方程薩瑟蘭公式。計(jì)算過(guò)程中，以收斂殘差標(biāo)準(zhǔn)設(shè)定為1.0e-04，即升力系數(shù)、阻力系數(shù)波動(dòng)在1.0e-04以內(nèi)。

表2 計(jì)算參數(shù)設(shè)置

2 壓力云圖的影響

發(fā)動(dòng)機(jī)短艙處于不同位置時(shí)會(huì)引起氣動(dòng)性能的變化，其本質(zhì)原因是發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)壓力分布的影響，從兩個(gè)維度進(jìn)行分析，一是發(fā)動(dòng)機(jī)在展向?qū)?yīng)的截面處的壓力云圖，二是發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)機(jī)翼下方的壓力云圖影響。

2.1 展向截面壓力云圖分析

圖3為迎角4°時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙在不同安裝位置的展向截面壓力云圖。

圖3 短艙不同安裝位置展向截面壓力云圖

如圖3（A）所示，即發(fā)動(dòng)機(jī)短艙為A位置，短艙安裝在機(jī)翼前，氣流流經(jīng)短艙表面時(shí)加速，影響了機(jī)翼下表面局部的流速，在機(jī)翼下表面產(chǎn)生局部低壓區(qū)，對(duì)機(jī)翼產(chǎn)生的升力有較小的影響，同時(shí)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)離機(jī)翼有一段距離，產(chǎn)生氣動(dòng)耦合作用較小，對(duì)阻力影響相對(duì)B、C位置較小。

圖3（B）可以看出，對(duì)于位置B情況，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙在機(jī)翼正下方時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的外流場(chǎng)與機(jī)翼的外流場(chǎng)相互干擾，使得機(jī)翼前緣位置下方氣壓降低，在一定程度上降低了機(jī)翼升力；同時(shí)，觀察在機(jī)翼前緣、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙前方，高壓區(qū)影響范圍增大，并產(chǎn)生局部高壓區(qū)域耦合現(xiàn)象，從而增加飛機(jī)的總阻力。

對(duì)位置C，與A和B對(duì)比，圖3（C）說(shuō)明，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙安裝在機(jī)翼后方時(shí)，機(jī)翼的下洗氣流干擾發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的外流場(chǎng)，增加了流經(jīng)短艙的局部氣流流速，使短艙局部表面壓力減小，從而降低機(jī)翼該位置上產(chǎn)生的升力；同時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙前方有較大高壓區(qū)，增加了對(duì)應(yīng)狀態(tài)下的阻力。

如圖3（D）所示，尾吊布局時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙外流場(chǎng)與機(jī)體流場(chǎng)相互干擾較小，由于距離機(jī)翼較遠(yuǎn)，對(duì)機(jī)翼附近壓力幾乎無(wú)影響，因此升力上損失較?。挥捎诎l(fā)動(dòng)機(jī)短艙的存在，在機(jī)身部位、短艙前方產(chǎn)生局部高壓區(qū)域，形成干擾阻力，在一定程度上增加了飛機(jī)的總阻力。

2.2 機(jī)翼下表面壓力云圖對(duì)比分析

為進(jìn)一步研究升阻特性的影響，分析同一飛行狀態(tài)下不同安裝位置對(duì)機(jī)翼下表面壓力的影響，如圖4所示。

圖4 短艙不同安裝位置機(jī)翼下表面壓力云圖對(duì)比

觀察圖4中（A）（B）（C）可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的存在會(huì)影響到機(jī)翼下表面的壓力分布，總體來(lái)看，位置A的影響最小，與（D）對(duì)比可以看出，僅由掛架對(duì)機(jī)翼下方掛架部位有較小的影響，因此，對(duì)升力的影響有限，接近位置D的壓力分布。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位于機(jī)翼正下方時(shí)，短艙的出現(xiàn)在一定程度上對(duì)機(jī)翼下方氣流構(gòu)成了干擾，較大的影響了機(jī)翼下方的壓力分布，且增加了低壓區(qū)域范圍，減小了對(duì)應(yīng)位置對(duì)升力的貢獻(xiàn)，降低了升力及整機(jī)升力系數(shù)。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙后置至C位置時(shí)，氣動(dòng)干擾更加明顯，結(jié)合圖4分析可以看出，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)機(jī)翼下方壓力的干擾更為明顯，盡管在機(jī)翼表面下方有一定的高壓區(qū)域，但發(fā)動(dòng)機(jī)短艙受到機(jī)翼下洗氣流影響，降低了對(duì)應(yīng)的區(qū)域壓力，綜合構(gòu)成對(duì)機(jī)翼的升力影響，從后續(xù)氣動(dòng)參數(shù)可以看出，該位置下的升力系數(shù)較B位置稍大，正是機(jī)翼下方表面壓力增加的效應(yīng)。

相應(yīng)的，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位于機(jī)身后端位置D時(shí)，如前所述，距離機(jī)翼位置較遠(yuǎn)，可視為對(duì)機(jī)翼下表面的壓力影響忽略不計(jì)，因此幾乎不影響升力的變化。

3 氣動(dòng)特性影響分析

壓力云圖在一定程度上說(shuō)明了氣動(dòng)特性如升力系數(shù)、阻力系數(shù)的影響機(jī)理，但量化的影響需要通過(guò)氣動(dòng)參數(shù)的變化來(lái)研究。對(duì)四種位置A、B、C、D，分別計(jì)算了升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比曲線，進(jìn)一步研究不同位置下氣動(dòng)性能的影響規(guī)律。圖5，圖6，圖7分別為-6°至24°迎角下，A、B、C、D的升力系數(shù)、阻力系數(shù)、升阻比變化曲線。

圖5 升力系數(shù)曲線對(duì)比

由升力系數(shù)變化曲線圖5可以看出，曲線A與D接近，重合度較高，具有較高的升力線斜率，0度迎角以上，A、D的升力系數(shù)稍大，結(jié)合壓力云圖3、4，造成這一現(xiàn)象的原因是發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)機(jī)翼表面附近壓力的影響所致；迎角大于10度時(shí)，受機(jī)翼表面后緣分離影響，曲線開(kāi)始偏離，在14度之后表現(xiàn)較為強(qiáng)烈，開(kāi)始有失速趨勢(shì)，且A、D兩種位置的失速性能較好。

0度迎角時(shí)，四種位置升力系數(shù)差距較小，結(jié)合曲線特征，A位置的升力系數(shù)由2度迎角的1.0399增加到16度迎角的1.9334，與之接近，D位置升力系數(shù)對(duì)應(yīng)由1.0367增加到1.9170，且大多情況下A位置升力系數(shù)較大。對(duì)C位置，由于升力線斜率較小，升力系數(shù)迎角較大時(shí)，升力系數(shù)相對(duì)其它位置較小，D位置介于三者之間。因此，從巡航狀態(tài)（2～6度迎角）來(lái)看，A位置具有最優(yōu)的升力系數(shù)，與D接近。

圖6 阻力系數(shù)曲線對(duì)比

從阻力系數(shù)曲線來(lái)看，圖6說(shuō)明，A、D阻力系數(shù)曲線基本重合，說(shuō)明發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)阻力的影響在兩個(gè)位置接近，同時(shí)，由圖可以看出，在迎角0～20°范圍內(nèi)，A、D阻力最小，B次之，C最大，說(shuō)明發(fā)動(dòng)機(jī)短艙位置對(duì)阻力系數(shù)有較大影響。對(duì)位置A來(lái)說(shuō)，阻力系數(shù)由0°迎角的0.2209增加為16°迎角的0.5851，位置D為0.2168增加到0.5852，作為對(duì)比，位置B變化為0.2579增加到0.5892，位置C變化為0.2571增加到0.6693，可以看出，阻力系數(shù)A相對(duì)C在16°迎角時(shí)降低了12.5%，幅度較大，以上特性也體現(xiàn)在壓力云圖分析中。因此，從阻力系數(shù)來(lái)看，A、D具有較好的阻力性能，B次之，C最差。

四種位置的升阻比曲線如圖7所示，可以看出，與升力系數(shù)、阻力系數(shù)類似，位置A和D升阻比曲線變化特點(diǎn)接近，二者曲線基本重合；B和C盡管在-4和-6°迎角時(shí)具有較高的升阻，但在-2°及其以上，升阻比開(kāi)始減小，位置B在0～12°的升阻比比A和D小，之后接近，而位置D在0°之后，升阻比均比A和D小，且差距較大。在4°迎角時(shí)，位置A、B、C、D的升阻比分別為4.3969、3.9331、3.7514、4.4253，A、B的升阻比分別比C提高了17.2%、17.9%，升阻比提高較為明顯。

圖7 升阻比曲線對(duì)比

為進(jìn)一步分析氣動(dòng)性能影響，不同位置的典型氣動(dòng)性能參數(shù)如表3所示。

表3 短艙不同安裝位置部分氣動(dòng)性能參數(shù)對(duì)比表

由表可以看出，位置A和D典型氣動(dòng)參數(shù)基本接近，如前所述，是由于二者發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)升力、阻力系數(shù)的影響較小，考慮到結(jié)構(gòu)、維護(hù)等問(wèn)題，民航飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙布置應(yīng)選擇A較好。位置B氣動(dòng)性能稍差，位置C最差，在設(shè)計(jì)過(guò)程中，應(yīng)盡量避免使用。

以巡航迎角4°為例，位置A相對(duì)C的升力系數(shù)增加了2%左右，阻力系數(shù)減小了12.9%，最大升阻比如前所述增加了17.2%，同時(shí)，升力線斜率也有較大的增加。

4 結(jié)論

為研究民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)位置的氣動(dòng)性能影響規(guī)律，建立了飛行模型，采用Fluent軟件分析了發(fā)動(dòng)機(jī)短艙典型位置的氣動(dòng)特性，得到以下結(jié)論：

1）壓力云圖影響：位置A和D上，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)機(jī)翼影響較小，而對(duì)B和C，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙前方產(chǎn)生了高壓區(qū)域，增加了阻力，機(jī)翼下方的壓力分布也較為復(fù)雜，降低了升力。

2）氣動(dòng)特性影響：發(fā)動(dòng)機(jī)短艙不同位置對(duì)升力系數(shù)有一定影響，但相對(duì)阻力系數(shù)影響較弱；位置A和D的升力系數(shù)、阻力系數(shù)曲線基本接近，具有較好的氣動(dòng)性能，位置B次之，而位置C最差；16°迎角時(shí)，位置A相對(duì)C的阻力系數(shù)降低了12.5%，改善了氣動(dòng)性能。

3）典型狀態(tài)氣動(dòng)影響：對(duì)位置A，迎角4°的升力系數(shù)最大，阻力系數(shù)最小，相對(duì)位置C降低了12.9%；位置A的最大升力系數(shù)和最大升阻比與D接近，均大于B和C位置。