民用运输机短舱涡流片设计研究

白俊强，刘 南，邱亚松，张晓亮，陈迎春，李亚林，周 涛

（1.西北工业大学 航空学院，西安 710072；2.上海飞机设计研究院，上海 200232）

0 引 言

对于大型民用运输类飞机来说，随着环保、经济性等各个方面的要求越来越高［1－2］，人们不停从各个方面采取各种措施提高全机的综合性能［2－5］。其中一项重要举措就是不断增大发动机的涵道比以提高发动机燃油效率。但对于该类飞机普遍采用的翼吊布局来说，不断增大的翼吊发动机尺寸会对增升装置的气动性能产生极其不利的影响［3］。而增升装置气动性能对全机综合性能也有着重要影响［6－7］。

具体来说，大尺寸的翼吊发动机会对增升装置产生以下三方面的不利影响［8］：一、为了满足各种约束及提高巡航气动性能，大尺寸的翼吊发动机都安装得更高更靠前，这使得其连接机翼的挂架不得不将前缘增升装置分为两段，而在两段之间的挂架所在展向范围难以使用前缘增升装置。二、不连续的前缘增升装置与挂架两侧形成的缝隙以及前缘增升装置在该处的端面会在大迎角时诱导出许多空间低能量涡系；三、近似圆柱形的发动机短舱在中大迎角下产生的低速分离气流会直接流到机翼上表面。

消除上述不利影响的一项重要措施就是在翼吊发动机上安装短舱涡流片（nacelle chine）。例如，A380、Boeing787及A320、Boeing737的最新型号均在翼吊发动机短舱上安装了涡流片。而日本宇宙航空研究开发机构（JAXA）的优化算例［9－11］表明要想该项措施取得显著效果，短舱涡流片的安装位置必须在满足一定约束的前提下进行优化。第二届欧洲高升力计划也分别从CFD和风洞试验的角度，对短舱涡流片的流动机理进行了大量的研究［12－14］。

针对某翼吊布局飞机短舱涡流片位置需重新设计的问题，本文采用数值模拟的方法研究了短舱涡流片安装位置影响增升装置气动性能的流动机理，并据此提出了优化短舱涡流片安装位置的准则。设计结果表明，本文提出的优化准则是正确有效的。

1 计算方法和计算网格

1.1 数值方法

近些年来基于雷诺平均Navier－Stokes（RANS）方程的流场求解器已为工程设计广泛使用，其主控方程为：

RANS方程的离散采用有限体积法，空间离散格式为二阶迎风Roe格式，时间推进采用LU－SGS时间格式。综合考虑计算效率和计算精度，流场模拟采用 Menter提出的k－ωSST湍流模型［15］，其具体方程式如下：

k－ωSST湍流模型在边界层内部采用 Wilcox kω模型，在边界层边缘和自由剪切层采用高雷诺数Jones－Launder k－ε模型，其间通过一个混合函数F1进行过渡，属于积分到壁面的两方程涡粘性模型。该湍流模型综合了k－ω和k－ε两模型的优点，同时避免了两者的缺点，既消除了k－ω模型对远场边界条件的依赖，又改善了k－ε模型对大逆压梯度模拟结果不准确的缺点，广泛应用于航空航天领域内的流场模拟［16］。

1.2 网格策略

本文的计算构型是某型客机三段增升装置着陆构型（前缘缝翼＋主翼＋后缘襟翼），网格生成软件采用ICEM CFD，计算网格为点对接的结构网格，为了准确模拟附面层内部流动，物面处采用O型网格，第一层网格和物面之间的距离为飞机的平均气动弦长乘以1.0×10－5，O网格生长率小于1.25，在流场参数（如速度、压力等）梯度较大的区域，如襟翼和缝翼的缝道附近、涡流片所诱导的空间涡附近、缝翼和主翼的尾迹区、机翼翼根处、翼稍处等，需要适当加密网格以准确捕捉流动现象。本文为了对比有无涡流片对增升装置气动特性的影响，还采用了网格空化策略，具体方法是将涡流片处的空间网格加入流场网格，并其与短舱交界处生成O网格以精确模拟附面层流动。

2 问题的提出与计算方法适应性验证

2.1 问题的提出

图1为某型飞机增升装置（前缘缝翼＋主翼＋后缘襟翼）着陆构型，在此命名为model－1，其翼吊短舱上安装了一个涡流片。该涡流片对翼吊短舱引起的增升装置气动性能恶化有显著改善作用，并且经过了风洞试验的验证。但该涡流片有一部分位于发动机反推装置上，必须在不显著影响增升装置气动性能的前提下前移一段距离。

图1 基本构型model－1Fig.1 Basic configuration model－1

2.2 计算方法对问题的适应性验证

为了验证本文数值方法对上述问题的适应性，对构型model－1风洞试验状态进行了模拟。图2为该构型所用的结构网格，网格单元数量约为3500万。在风洞试验工况下，CFD数值模拟所得升力曲线与风洞试验结果的对比见图3。从图中可以得出：CFD数值模拟对失速迎角和最大升力系数的捕捉相当准确，最大升力系数相差不超过0.03，失速迎角相差不到1°，充分证明本文所采取的CFD求解方法和网格生成策略的可行性。

图2 计算网格Fig.2 The computation grid

图3 计算结果与试验结果对比Fig.3 Comparison between results of experiment and calculation

3 涡流片及其安装位置影响增升装置气动特性的机理分析

为解决问题，首先需要理解短舱涡流片改善翼吊短舱对增升装置气动性能恶化的机理，及其安装位置对这种改善作用的影响机理。为此，本文对如下几个构型进行了对比计算研究：将model－1构型上的短舱涡流片空化，命名为 model－0；将 model－1构型上的短舱涡流片前移一定距离，使之满足发动机反推约束得到model－2；在model－2的基础上将涡流片绕短舱轴线下偏15°得到 model－3。model－1～model－3在翼吊短舱上的几何差异如图4所示。

图4 各涡流片模型对比Fig.4 Comparison of several nacelle chines

在自由来流马赫数Ma＝0.2，雷诺数20.0×106工况下，model－1、model－2、model－3较 model－0失速迎角分别增大了2°、2°和1°，最大升力系数分别增大了0.15、0.1和0.075。可见 model－1上的涡流片能够有效改善翼吊短舱引起的增升装置气动性能恶化，而涡流片安装位置对这种改善效果的影响也十分显著，从而影响增升装置的失速迎角和最大升力系数。

3.1 有无涡流片流场对比

为了充分了解涡流片改善翼吊发动机对增升装置气动特性恶化的机理，本文对有无涡流片构型model－0与model－1的流场进行对比计算分析。相比model－1构型，model－0的失速迎角减小2°，最大升力系数下降约0.15。

由于发动机短舱以及挂架的影响，缝翼下偏后会在主翼上留下的台阶以及缝翼的端面等，大迎角时诱导出许多空间涡系，流至机翼上表面，这些涡的能量较低，涡核距机翼上表面较近，而且这段机翼前缘缺少缝翼，主翼所承受的逆压梯度相对于其余翼段要大得多，这些因素共同导致了短舱后方的机翼上表面很容易发生流动分离。图5为model－0构型的内翼段的空间低速区（马赫数范围为0～0.18）从18°迎角到19°迎角的发展情况。由图可见，随着迎角的增加，机翼中段上表面的空间低速区逐渐扩大，最终导致大面积的分离区。

图5 model－0构型的空间低速区Fig.5 Low speed area of model－0configuration

图6为有无涡流片构型的x方向等涡量云图对比。在18°迎角时，model－1构型的短舱涡流片会在机翼中段上方空间中诱导出一个很强的涡（如图6b所示），明显地抑制了机翼上表面其余的空间涡（model－1相对于model－0构型除涡流片所诱导的涡以外，其余空间涡的等涡量云图的范围变小，涡核位置向下移动），从而限制该处空间低速区的发展，增大失速迎角以及最大升力系数。

3.2 各涡流片构型计算结果对比

如图7所示是 model－1、model－2和 model－3诸构型在20°迎角时的x方向涡量的空间分布（范围－100／s～100／s），箭头指向代表涡流片涡核在流场中的运动方向，涡核处x方向涡量为负，也就是意味着流体的旋转方向为逆时针（从机头望去），由图7可以明显看出：该涡能量高，从而抑制了机翼中段其余空间涡的发展，将其限制在很小的范围内。

各构型的涡流片所诱导的空间涡的位置和强度（以涡核处的总涡量评估）见表1和2，截面位置见图8。

图6 两构型等涡量图对比Fig.6 Comparison of vorticity iso－surface between two configurations（with／without chine）

图7 各构型的空间涡量分布和涡核的发展（α＝20°）Fig.7 Vorticity distributing and development of eddy cores of three models（α＝20°）

图8 截面位置Fig.8 Location of sections

为了增强涡流片对空间低速区的抑制作用，涡的强度和位置是设计涡流片应该重点考虑的两个问题。如表1、表2所示model－1构型涡的位置较其余三个构型要低，涡量也较大，这就表明model－1构型中涡流片的效率最高，即该构型的最大升力系数在三个构型中最大。但是该构型的涡流片位于反推力装置上。

表1 涡核的位置（单位：m）Table 1 Location of eddy cores（unit：m）

表2 涡核处的涡量（单位：s－1）Table 2 Vorticity of eddy cores（unit：s－1）

为了使涡流片满足几何约束，model－2构型在model－1的基础上直接前移涡流片，然而由表2可以看出CFD计算结果表明model－2的涡流片所诱导的涡核空间位置太过偏上，对机翼中段上表面其余的空间涡无法产生有效的抑制作用，最大升力系数较model－1减少了约0.05。

为了将空间涡下移，model－3构型在model－2构型的基础上将涡流片绕发动机转轴偏转了约15°。但是该构型的升力特性最差，通过流场分析发现：虽然model－3构型的涡流片的涡核位置在x＝20m截面处较model－2有所下降，但是该构型涡流片所诱导的空间涡太弱，涡核处的涡量较其余三个构型要小很多，在流场x＝21m截面及其下游区域涡核被分离气流向上“挤压”。该涡在图7（c）中后面几个剖面处已破裂，旋转效应基本消失，无法有效地抑制分离区的扩展。model－3构型的失速迎角仅为19°，最大升力系数也比model1下降约有0.075。

4 短舱涡流片机理分析

短舱涡流片的流动机理与大后掠三角翼类似，都由三部分组成：粘性子涡核、旋转涡核以及自由剪切层［17］。但是由于涡流片下表面与短舱相连，展向压力梯度并没有文中三角翼那么大，也就不会出现文献中所提到的“二次涡”。

如图9所示，短舱涡流片的前缘诱导出空间涡，随后向涡流片上方运动，流管开始膨胀，当涡核脱离涡流片后缘之后，流管又开始收缩。随着空间涡的运动，其耗散作用也非常强，model－2构型涡流片所诱导的空间涡在刚脱离涡流片后缘时涡核处的涡量约为1300／s，而到了x＝20m截面处涡量已不足650／s，减少了一半以上。综上所述，对于短舱涡流片所诱导的空间涡，其强度主要受前缘处的当地来流迎角和涡流片与机翼之间的距离的影响。

图9 model－2构型短舱涡流片附近的空间流线Fig.9 The streamlines near nacelle chine of model－2configuration

由3.2节分析可见，短舱涡流片所诱导的空间涡的强度和高度是影响其增升效率的主要因素，以下就涡流片位置对这两个因素的影响分别进行分析。

4.1 涡流片前移

如图10为model－0构型（无涡流片）的短舱表面极限流线，由图可见，随着涡流片向前移，其所受机翼的上洗越弱，当地迎角也就小，同时涡流片和机翼间的距离也随之变大，所以涡流片的前后位置对图9各截面空间涡强度的影响基本上是单调的，涡流片越靠前，图8中各截面处的空间涡越弱。

图10 model－0构型的表面极限流线Fig.10 The surface streamline of model－0configuration

另一方面，涡流片前移会使其诱导的空间涡的运动轨迹上移。所以直接前移涡流片会减弱其对中段机翼上表面空间低速区的抑制作用，降低增升效率，正如本文中的model－1和model－2所示。

4.2 涡流片下移

在本文的设计空间内（图10中蓝线以上区域），由于受到挂架等的影响，短舱表面的当地迎角并不随着上下位置而线性变化。如图10所示，在短舱的前缘（红线以前）附近，位置越靠下则当地迎角越大，而在短舱中间区域（红线和绿线之间），气流的当地迎角变化不大，在短舱后缘附近（绿线之后）由于气流受机翼上洗的影响较大，位置越靠上则当地迎角越大。本文中短舱涡流片的前缘基本都位于短舱中段，也就是当地迎角变化不大的区域。但是涡流片下移会使其距离机翼更远，所以涡流片越靠下，图8中各截面处的空间涡越弱。

然而下移短舱涡流片又可以使空间涡向下移动，增强其对机翼上表面的空间低速区的抑制能力。所以为了提高增升效率，必须在model－2和model－3之间精心选择一个合适的上下位置。

5 满足反推约束的短舱涡流片位置及外形重新设计

基于上述研究结果，为了提高飞机的失速迎角和最大升力系数，需要综合考虑涡流片所诱导空间涡的位置以及强度。本文的设计思想是在涡强度基本不降低或降低很小的基础上将该涡的位置尽量下移，以增强其对大迎角时机翼中段上表面空间低速气流的抑制作用。

本文最终设计的满足发动机反推约束的短舱涡流片如图11所示，将其命名为model－4，该构型各截面涡核位置与涡强度见表3。

图11 model－4构型涡流片位置Fig.11 Location of chine of model－4configuration

表3 model－4构型的截面涡核位置以及涡核处涡量Table 3 The location and vorticity of vortex core of model－4configuration

model－4构型是在多次权衡设计中形成的，其在model－2构型的基础上将涡流片绕短舱轴线偏转约5°。由表1～表3可见，相对于 model－1构型，model－4的涡流片所诱导空间涡的涡核略高，涡强度基本未变，所以失速迎角基本保持不变，最大升力系数损失不到0.015，证明本文的设计策略是可行的。

6 结 论

（1）常规布局民用运输机的翼吊发动机短舱会大幅度降低增升装置的气动性能，添加短舱涡流片可以一定程度上弥补这种损失。

（2）优秀的涡流片所诱导的空间涡会对大迎角时机翼中段上表面处空间低速气流的发展起到很强的抑制作用，但设计过程中需要综合考虑涡流片所诱导涡的强度和位置。

（3）短舱涡流片诱导的空间涡越强、位置越低，则改善增升装置气动性能的效果越明显。

（4）涡流片前移，会使其与机翼间的距离增加，当地迎角减小，使其诱导的空间涡上移，涡强度减弱；涡流片下移，会使其与机翼间的距离增加，当地迎角没有显著变化（针对本文的设计空间），使其诱导的空间涡下移，涡强度减弱。

（5）本文所采取的设计策略是在涡强度（以涡核处的总涡量评估）基本不降低或者降低很小的基础上，尽量下移涡流片的位置，以增强其所诱导涡的抑制作用。并对某型飞机短舱涡流片进行外形和位置的重新设计之后，发动机反推约束得到了满足，而且气动特性基本未受影响。

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