基于數(shù)值模擬的翼身融合布局飛機上懸式發(fā)動機布置技術(shù)

趙振山，馮劍，苗樹明，杜羽

航空工業(yè)空氣動力研究院 高速高雷諾數(shù)氣動力航空科技重點實驗室，沈陽 110034

發(fā)動機進排氣對飛機氣動特性具有重要影響，發(fā)動機布置技術(shù)研究是先進飛機設計發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)之一[1]。對于BWB運輸類飛機，發(fā)動機位于翼身升力面之上，進排氣影響完全作用于吸力面，對飛機升、阻等特性具有顯著影響[2-5]，因此，在飛機設計階段對發(fā)動機位置、布置方式進行優(yōu)化，對提高飛機的氣動性能是非常重要的。發(fā)動機系統(tǒng)和機體之間的整體優(yōu)化設計及其最佳位置匹配能大大提高飛機的整體性能，精確預測和分析機體和動力裝置之間的相互干擾影響，對于評估和改善整機空氣動力性能十分必要[6-10]。

在風洞中采用高壓冷空氣進行發(fā)動機進排氣動力模擬試驗是一個比較復雜的課題，投資大，需用設備多，技術(shù)難度大[11]，涉及到氣源、供氣設備、專用測力天平、動力模擬器、校準設備、內(nèi)外流測試設備、模擬參數(shù)選取、洞壁干擾修正、各設備控制和數(shù)據(jù)采集處理系統(tǒng)。受試驗條件和技術(shù)條件的限制，即便是采用目前最先進的渦輪動力模擬器(TPS)，也僅能實現(xiàn)70%左右的相似參數(shù)模擬[12]，因此，在總體設計階段，開發(fā)并采用先進的計算流體力學(CFD)技術(shù)，對發(fā)動機布置方案和進排氣影響進行研究，成為優(yōu)化飛機性能、提高飛機設計水平的重要手段[13-19]。

本文通過研究短艙進排氣模擬需要的進、出口邊界條件及公式表達，以文獻提及的典型短艙構(gòu)型為驗證算例，開展進排氣數(shù)值模擬，并將計算結(jié)果與文獻結(jié)果進行對比，驗證計算方法的正確性[20-23]。在此基礎(chǔ)上針對BWB運輸類飛機的發(fā)動機不同布置方式，開展飛機巡航飛行狀態(tài)進排氣與全機流場耦合的數(shù)值模擬，分析得到發(fā)動機不同布置方式的流動機理和氣動力結(jié)論。

1 進排氣數(shù)值模擬方法

1.1 控制方程及湍流模型

全機流場計算基于求解Navier-Stokes方程。笛卡兒坐標系下雷諾平均Navier-Stokes(RANS)方程為

(1)

式中：U為速度矢量；FI和FV分別為無黏和有黏通量矩陣；Q為源項矢量。

計算采用的湍流模型為顯式代數(shù)雷諾應力模型(EARSM)。

1.2 短艙進排氣模擬

短艙進口采用流出邊界條件進行處理，短艙捕獲面積比計算表達式為

(2)

式中：A∞為短艙來流進口前自由流管等效面積；Afan為葉片迎風面積。引入以下關(guān)系式：

(3)

(4)

p=ρRT

(5)

(6)

聯(lián)立式(2)～式(6)，推導可得

(7)

式中：下標∞表示來流參數(shù)。

等熵流存在如下關(guān)系式：

(8)

(9)

(10)

式中：下標0表示滯止狀態(tài)的氣流參數(shù)。

氣流在收斂-擴張型管道中流動，臨界狀態(tài)時，馬赫數(shù)Ma=1。此時，等熵流關(guān)系式為

(11)

(12)

(13)

式中：上標*表示臨界狀態(tài)的氣流參數(shù)。

根據(jù)質(zhì)量守恒，當?shù)刭|(zhì)量流量應與管道臨界位置處質(zhì)量流量相等，即

ρAU=ρ*A*U*

(14)

聯(lián)立式(3)、式(4)和式(14)，推導可得

(15)

將式(15)與式(8)、式(10)和式(11)聯(lián)立，可得：

(16)

氣流臨界位置處的管道橫截面積與短艙來流進口前部流管等效面積的關(guān)系式可寫為

(17)

式中：La∞為自由流的拉瓦爾數(shù)，其計算式為

(18)

進一步推導，可得發(fā)動機風扇葉片位置處的馬赫數(shù)、靜壓表達式為

(19)

(20)

式中：下標fan代表風扇葉片位置處的參數(shù)。

葉片位置各網(wǎng)格節(jié)點被賦以pfan初值，流場中其他節(jié)點原始變量值外插得到。

在短艙排氣位置設定流入邊界條件。需要設定的具體參量包括總靜壓比p0,Ex/p∞(排氣位置總壓與遠前方來流靜壓之比)、總靜溫比T0,Ex/T∞(排氣位置總溫與遠前方來流靜溫之比)。

2 進排氣計算驗證

2.1 算例數(shù)模

計算驗證采用的短艙構(gòu)型來源于龐巴迪CL-604飛機的短艙(見圖1)，但是做了很大程度的簡化，去除了內(nèi)涵，僅僅保留了短艙的基本外形尺寸，作為驗證進排氣效能計算方法的模型。

根據(jù)文獻[24]提及的參數(shù)，重建了短艙三維數(shù)模，短艙進氣口和排氣口的面積比為4。根據(jù)不同的短艙進、出口位置處理方法，生成了兩套模型，目的是用于計算技術(shù)驗證及與參考文獻的數(shù)據(jù)對比。第1套短艙模型進、出口位置分別位于短艙的進、出口橫截面(下稱“No base”)；第2套短艙模型進、出口位置分別相對第1套模型所在位置沿短艙中軸線向內(nèi)縮進0.1倍所在截面直徑(下稱“With base”)。圖2為重建的三維數(shù)模，圖中D和d分別為短艙進氣口和排氣口的直徑。

圖1 龐巴迪CL-604飛機Fig.1 Bombardier CL-604 aircraft

圖2 重建的短艙三維數(shù)模Fig.2 Reconstruction of three-dimensional model for nacelle

2.2 短艙進排氣口位置驗證

文獻[24]針對短艙兩個不同的邊界條件位置(No base，With base)采用相同的排氣壓力比、溫度比進行數(shù)值模擬。計算采用的自由來流速度為50 m/s，靜壓為1×105Pa，飛機迎角、側(cè)滑角均為0°。短艙排氣位置總壓與自由來流靜壓之比p0,Ex/p∞=1.5，總靜溫比T0,Ex/T∞=1。

圖3為文獻[24]給出的沿短艙排氣口圓面中軸線位置的壓比量值曲線，對排氣口的計算分別采用了馬赫數(shù)外插及壓力外插兩種方法。文獻[24]給出的結(jié)論為:

1) 對排氣口的計算，壓力外插比馬赫數(shù)外插計算結(jié)果更合理，降低了壓比在排氣口上、下邊界區(qū)的脈動。

2) 采用短艙With base構(gòu)型計算得到的結(jié)果更加合理，相比No base構(gòu)型，其在排氣口上、下邊界區(qū)的脈動明顯減小。

為了驗證開發(fā)的進排氣計算技術(shù)，采用排氣口壓力外插計算方法，對短艙No base、With base這兩種構(gòu)型，采用與文獻[24]相同的排氣壓力比、溫度比進行了計算。圖4為與文獻[24]計算結(jié)果的比較，通過沿短艙排氣口圓面中軸線進行壓力比的積分，得到的結(jié)果是：采用No base構(gòu)型時，排氣口壓比p0,Ex/p∞為1.478；采用With base構(gòu)型時，排氣口壓比p0,Ex/p∞為1.495，而對排氣口設置的目標壓比是1.50。

圖3 短艙排氣口圓面縱向中線壓比量值曲線[24]Fig.3 Curves of longitudinal midline pressure ratio on round surface of nacelle exhuast port[24]

圖4 本文結(jié)果與文獻[24]結(jié)果的比較Fig.4 Comparison of results between this paper and Ref.[24]

2.3 流場對比驗證

圖5給出了文獻[24]及采用With base構(gòu)型計算得到的短艙中軸面馬赫數(shù)及流線分布圖，由圖可知：計算得到的馬赫數(shù)云圖、中軸面流線與文獻[24]結(jié)果總體吻合。提取計算得到的短艙進、出口位置馬赫數(shù)可知：短艙進口遠前方氣流馬赫數(shù)從大約0.15加速到進口區(qū)附近的大約0.22；短艙出口氣流初始馬赫數(shù)大約為0.80，這與文獻[24] 提及的流場計算結(jié)果是吻合的。

進排氣計算技術(shù)驗證的結(jié)論為:

1) 針對短艙No base、With base這兩種進排氣邊界位置構(gòu)型，數(shù)值模擬結(jié)果與參考文獻結(jié)果總體一致，排氣口中心區(qū)得到的壓比都與目標值一致，但是在上、下邊界區(qū)都存在壓比振蕩。

圖5 馬赫數(shù)及流線分布對比Fig.5 Comparison of Mach number and streamlines distribution

2) With base構(gòu)型相比No base構(gòu)型，很大程度上降低了排氣口上、下邊界區(qū)的振蕩，而且其沿圓面中軸線積分得到的壓比也與目標壓比值基本一致，該構(gòu)型對進、出口位置的設定方法更加合理。

3 發(fā)動機布置技術(shù)

3.1 數(shù)模及網(wǎng)格

研究針對的BWB運輸類飛機，采用背負式“上懸”發(fā)動機布置形式，雙發(fā)，其數(shù)模如圖6所示。短艙外形模擬真實發(fā)動機，基于典型短艙計算技術(shù)驗證的結(jié)論，采用With base的方法確定短艙出口邊界條件界面，基于真實發(fā)動機進口風扇位置確定進口邊界界面。

數(shù)值模擬采用半模型、結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，計算域布局及網(wǎng)格分布見圖7。計算網(wǎng)格模擬了機身、發(fā)動機進口及內(nèi)、外涵道，重點對短艙及模型表面曲率變化顯著區(qū)域進行網(wǎng)格加密，表面網(wǎng)格分布見圖8,計算網(wǎng)格數(shù)量為1 300萬。

圖6 翼身融合布局飛機及發(fā)動機進排氣數(shù)模Fig.6 Blended-wing-body aircraft and engine intake and exhaust models

圖7 計算域布局及網(wǎng)格分布Fig.7 Layout of computing domain and grid distribution

圖8 表面網(wǎng)格分布Fig.8 Surface grid distribution

3.2 發(fā)動機位置的影響

在飛機設計巡航飛行狀態(tài)(高度H=11 km、Ma=0.8、迎角α=2°)，通過改變發(fā)動機支撐高度、發(fā)動機沿流向及展向位置參數(shù)，開展CFD數(shù)值模擬，研究該參數(shù)變化對全機氣動特性及發(fā)動機進排氣的影響，形成規(guī)律性結(jié)論。

3.2.1 短艙支撐高度的影響

為了對短艙支撐高度參數(shù)變化影響進行研究，以基礎(chǔ)構(gòu)型為基準，分別設計長支撐(短艙沿縱向整體上移500 mm)及短支撐(短艙沿縱向整體下移500 mm)構(gòu)型，如圖9所示。

圖10給出了短艙不同支撐高度條件下數(shù)值計算得到的飛機升、阻力系數(shù)(CL和CD)值隨迎角的變化曲線，由圖可知：短艙不同支撐高度下，包含進排氣模擬的全機升力系數(shù)差異極?。辉谧枇Ψ矫?，長支撐構(gòu)型時全機阻力略大于基礎(chǔ)構(gòu)型，而短支撐構(gòu)型時全機阻力略小于基礎(chǔ)構(gòu)型。圖11給出了不同短艙支撐高度構(gòu)型的發(fā)動機進氣道風扇界面總壓恢復圖譜，由圖可知：基礎(chǔ)構(gòu)型與長支撐構(gòu)型得到的總壓恢復較高，而短支撐構(gòu)型時在總壓恢復圖譜下部存在明顯的低壓區(qū)；通過對流場的分析發(fā)現(xiàn)：短支撐高度下，雖然主要的邊界層不會被吸入發(fā)動機，但是邊界層邊緣的低能流還是會有少量進入進氣道，造成風扇界面下部存在低總壓區(qū)。

圖9 短艙不同支撐高度構(gòu)型Fig.9 Different support height configurations of nacelle

短艙支撐高度參數(shù)變化影響研究表明：支撐高度在一定范圍內(nèi)變化，不會帶來全機升力的顯著改變；支撐越短，阻力越小，支撐越長，阻力越大，但是短的支撐同時會導致部分低能流進入發(fā)動機進氣道，導致進氣道總壓恢復性能的降低。

圖10 短艙支撐高度變化對升、阻力系數(shù)影響Fig.10 Influence of nacelle support height change on lift and drag coefficients

圖11 短艙支撐高度變化對進氣道風扇界面總壓恢復系數(shù)的影響Fig.11 Influence of nacelle support height chang on total pressure recovery coefficient of intake fan section

分析表明：長支撐支臂后部的流動分離區(qū)明顯大于短支撐，這是其阻力大于短支撐構(gòu)型的根本原因；而短支撐構(gòu)型風扇界面的總壓恢復系數(shù)為0.996 4，相比長支撐構(gòu)型的0.998 7變化較小，帶來的發(fā)動機推力減小量較小。因此，相比支撐高度帶來的風扇界面進氣道性能變化，其對全機阻力的影響占主導因素。

3.2.2 短艙流向位置的影響

為了對短艙沿流向安裝參數(shù)變化的影響進行研究，以基礎(chǔ)構(gòu)型為基準，分別設計沿流向前移構(gòu)型(短艙整體前移2 000 mm)及沿流向后移構(gòu)型(短艙整體后移2 000 mm)，如圖12所示。

圖13給出了短艙不同流向安裝位置條件下數(shù)值計算得到的飛機升、阻力系數(shù)值隨迎角的變化曲線，由圖可知：短艙沿流向后移，全機升力系數(shù)相對基礎(chǔ)構(gòu)型有所提高、阻力有所降低；短艙沿流向前移，全機升力系數(shù)相對基礎(chǔ)構(gòu)型有所降低、阻力有所提高。

短艙流向位置參數(shù)變化影響研究表明：發(fā)動機短艙位置相對基礎(chǔ)構(gòu)型沿流向整體向后移動2 000 mm，可以使得全機設計狀態(tài)升力提高11.99%、阻力降低14.76%；此時，發(fā)動機進氣道總壓恢復系數(shù)相比基礎(chǔ)構(gòu)型降低0.030 4%。

為了分析流動機理，圖14給出了短艙不同流向安裝位置的流線圖，由圖可知：隨著短艙后移，原來在基礎(chǔ)構(gòu)型支撐后面因為流道先壓縮后擴張導致的流動分離消除了，正是流動分離的消除導致全機升力提高、阻力降低。短艙后移同時會帶來飛機配平上的一些附加問題，增加飛機控制舵面的設計難度。

圖12 短艙不同流向位置構(gòu)型Fig.12 Different streamwise position configurations of nacelle

圖13 短艙流向位置變化對升、阻力系數(shù)影響Fig.13 Influence of streamwise position change of nacelle on lift and drag coefficients

圖14 短艙不同流向位置的流線圖Fig.14 Streamlines of different streamwise positions of nacelle

3.2.3 短艙展向位置的影響

為了對短艙沿展向安裝參數(shù)變化影響進行研究，以基礎(chǔ)構(gòu)型為基準，分別設計沿展向外移構(gòu)型(短艙整體沿展向外移1 500 mm)及沿展向內(nèi)移構(gòu)型(短艙整體沿展向內(nèi)移1 500 mm),如圖15所示。

圖16給出了短艙不同展向安裝位置條件下數(shù)值計算得到的飛機升、阻力系數(shù)值隨迎角的變化曲線，由圖可知：短艙不同的展向安裝位置下，升力差異較小；短艙沿展向外移1 500 mm會導致阻力的降低。

圖17給出了基礎(chǔ)構(gòu)型通過短艙的進排氣空間流線，結(jié)合該圖與外移構(gòu)型的計算結(jié)果分析可知：短艙沿展向外移后，原來在基礎(chǔ)構(gòu)型支撐后面的流動分離明顯減小，發(fā)動機出口后流線彎曲明顯改善；另外，發(fā)動機展向外移后，氣流進入發(fā)動機短艙所經(jīng)過的飛機機體上部物面縮短，能夠提高發(fā)動機進氣總壓恢復，以上因素的綜合影響，導致發(fā)動機展向外移后阻力降低。

圖15 短艙不同展向位置構(gòu)型Fig.15 Different spanwise position configurations of nacelle

圖16 短艙展向位置變化對升、阻力系數(shù)影響Fig.16 Influence of spanwise position change of nacelle on lift and drag coefficients

圖17 壁面靜壓云圖及流經(jīng)短艙的流線Fig.17 Contours of wall static pressure and streamlines flowing through nacelle

4 結(jié) 論

通過對翼身融合布局飛機上懸式發(fā)動機布置技術(shù)進行數(shù)值模擬研究，可得到以下結(jié)論：

1) 發(fā)動機短艙支撐高度在一定范圍內(nèi)變化，不會導致全機升力的顯著改變；支撐越短，阻力越小，過短支撐同時會導致部分低能流進入發(fā)動機進氣道，導致進氣道總壓恢復性能降低。

2) 短艙沿流向位置前移，全機升力系數(shù)相對基礎(chǔ)構(gòu)型降低、阻力升高；短艙沿流向后移，全機升力系數(shù)相對基礎(chǔ)構(gòu)型提高、阻力降低，其根本流動機理是短艙后移后，原來在基礎(chǔ)構(gòu)型支撐后面因為先流道壓縮后擴張導致的流動分離消除了。

3) 短艙不同展向位置下，升力差異較小，短艙展向外移會導致阻力降低，其流動機理是短艙沿展向外移后，上懸支撐后面的流動分離區(qū)減小。