尾吊发动机空气流量对机翼高速升阻特性的影响研究

2015-04-03马经忠胡志东曾平君

教练机 2015年2期

马经忠，肖毅，胡志东，胡杨，曾平君

(中航工业洪都，江西南昌330024)

0 引言

发动机短舱是亚音速运输机的重要部件之一[1]。近年来蓬勃发展的中小型公务机市场，使得针对尾吊式发动机短舱的研究成为了学术界关注的热点问题，短舱与飞机其他部件尤其是与机翼的气动干扰是研究的难点之一。2006年，中航商飞公司的朱杰对超临界机翼-尾吊短舱布局的高速气动特性进行了研究，利用商用CFD(Computational Fluid Dynamics)软件Fluent对模型进行了数值计算，着重考察了有无短舱对机翼升阻比的影响，其计算结果表明，采用近距尾吊短舱的飞机，机翼在短舱的影响下，升力和阻力都有所降低，阻力降低更加明显，升阻比将有所提高[2]。2009年，湾流公司和伊利诺伊大学的研究人员联合对尾吊动力装置的低噪声超音速运输机进行了先进的短舱概念设计，该短舱方案除发动机自身的涵道外，将短舱外壁面做成通气形式，可以有效降低短舱阻力[3]。2013年，西北工业大学的左英桃等对机翼-机身-短舱-挂架的外形气动优化设计方法进行了研究，采用径向基函数的无限插值方法进行了复杂外形的动网格生成，利用离散共轭方法计算目标函数梯度，对DLR-F6机型进行了优化设计[4]。

发动机进口空气流量是衡量发动机状态的重要性能指标[5]，对于尾吊式发动机短舱而言，当吸入发动机的空气流量发生改变后，势必会对机翼附近的流场产生影响，短舱、机翼、发动机进气之间的气动干扰问题变得复杂而重要起来，然而学术界针对此类问题的研究还不多见，为了对这种影响进行全面评估，本文利用CFD软件Fluent对发动机在不同进口空气流量下的全机模型进行了数值模拟，着重考察了机翼的升力系数、阻力系数和升阻比的变化情况。

升力系数定义如下：

阻力系数定义如下：

升阻比的定义如下：

压力系数定义如下：

其中L为升力，D为阻力，q∞为自由来流速压，S为参考面积，p∞为来流静压。

1 计算模型及网格

图1所示为全机三维模型示意图。为保证进气道在机翼下洗场中，唇口基本对准来流方向以提高巡航时的进气效率，给予短舱在俯仰方向2°的抬头安装角；为了减小偏航力矩，减小底部阻力，降低单发停车状态下方向舵的操作力和减少机身尾部的死流区，给予短舱偏航方向2°的外偏安装角。如表1所示，不同的进口空气流量对应了不同的发动机状态，Case.4是此类飞机巡航时使用较多的发动机状态，发动机状态发生改变对飞机性能的影响是本文研究的重点问题。

本文的计算模型(半模)首先在Gambit中划分非结构化的三角形表面网格，然后在Tgrid中划分四面体空间网格，对飞机壁面进行局部加密处理，计算模型的总网格数在550万左右，计算模型的对称面网格如图2所示。

图1 全机三维模型示意图

表1 不同工况的表征参数

图2 对称面网格示意图

2 计算方法概述

本文的数值模拟在商用CFD软件Fluent中进行。将流场边界设置为压力远场条件，将进气道出口设置为压力出口条件以模拟发动机进气，将短舱出口设置为压力进口条件以模拟发动机喷流；采用有限体积法求解Navier-Stokes方程；使用二阶迎风格式对时间和空间项进行离散；采用可实现的 k-ε (realizable k-ε)湍流模型对流动进行计算，该模型将湍动粘度与应变率联系起来，使得流动更加符合湍流的物理定律，适合于对射流、边界层流动、有分离流动等进行计算[7]。本文的计算条件为11km高度，0.8马赫数，1°攻角的高空巡航状态。流场的控制方程为：

3 计算结果分析

图3为短舱XOY中心截面的马赫数云图。如图所示，在高亚音速的计算条件下，机翼上表面形成了超音速区，并伴随有激波生成，速度低、压力高的驻点出现在机翼前缘点附近；0.8马赫数的高速气流在接近短舱时逐渐减速吸入发动机内，驻点出现在短舱唇口的前缘点附近，靠近进气道出口即发动机风扇进口的流动较为均匀；对比图3(a)与图3(b)可以发现，当发动机空气流量增加时，短舱进气道内的气流速度同样增加，与此同时，机翼上表面的激波逐渐后移，流动分布发生了改变。由此可见，飞机在高速巡航时，发动机状态的改变不仅会影响发动机的推力，还会通过改变全机的流场分布，对飞机的升阻特性也造成影响。

图3 短舱XOY中心截面马赫数云图

图4 发动机进口空气流量对机翼升阻特性的影响

图4所示为不同发动机状态对机翼高速升阻特性的影响规律，从图中可以看出，随着发动机进口空气流量的增加，短舱进气对机翼上表面流场的影响越大，机翼的升、阻力系数越大，但机翼的升阻比逐渐降低，这一现象的产生与机翼上表面的压力分布发生了改变有直接关系。不同工况的计算结果如表2所示。

表2 不同工况的计算结果

图5所示为不同工况全机表面静压分布情况。对比图5(a)、图5(b)可以发现，发动机进口空气流量增加之后，发动机对机翼上表面气流的抽吸作用增强，导致靠近机身一侧的静压分布发生了改变，使得机翼上表面激波位置略微后移，机翼上表面后缘低压区增大，升力系数及压差阻力系数增大。

图5 不同工况的全机表面静压云图

为进一步说明发动机进气流量对机翼表面压力分布的影响，如图6所示，选取机翼不同站位的压力系数进行分析。

图6 机翼不同站位示意图

Z=1站位的压力系数分布如图7所示，机翼上表面的压力系数为负值，下表面的压力系数为正值，这一压差是机翼产生升力的主要因素。从图中可以看出，发动机进气流量的改变只对机翼上表面靠近后缘区域(图中黑框所示)的压力分布产生了影响。

图7 机翼Z=1站位压力系数分布

为了进一步说明发动机状态对机翼表面压力系数分布的影响，如图8所示只取机翼上表面后缘区域的压力系数进行分析，从图中可以明显看出，发动机状态增加，进口空气流量增大后，机翼后缘的激波逐渐后移，导致机翼升、阻力系数逐渐增加。从获得高升阻比的角度出发，在推力足够的情况下，应当尽可能降低发动机状态，减少吸入发动机内的空气流量；而增大发动机状态，增加进入发动机内的空气流量，将使得机翼获得更大的升力系数。

4 结语

本文在计算流体动力学软件Fluent中，对不同发动机进口空气流量对机翼高速升阻特性的影响进行了数值模拟计算分析。对于尾吊式发动机短舱而言，发动机状态增加，进口空气流量增大会使得机翼内侧上表面激波后移，导致机翼升、阻力系数增加，但机翼升阻比将有所降低;飞机气动方案设计时，应考虑发动机状态对设计点升力系数、升阻比等的影响;本文研究结果可为高速风洞试验升阻力系数修正方向提供依据，为高速TPS(涡轮动力模拟)试验提供参考。