起飞迎角对尾吊发动机短舱进气效率的影响研究

肖毅，马经忠，李广，胡志东，刘敏

起飞迎角对尾吊发动机短舱进气效率的影响研究

肖毅，马经忠，李广，胡志东，刘敏

(中航工业洪都，江西南昌330024)

尾吊发动机短舱式布局的飞机，安装在后机身的发动机位于机翼上方，在起飞过程中，机翼的洗流作用会对短舱的进气效率产生影响。为了评估不同起飞迎角对发动机短舱进气效率的影响，本文在计算流体动力学软件Fluent中对飞机起飞构型的全机流场进行了数值模拟，着重考察了不同起飞迎角对短舱进气道总压恢复系数及进气畸变指数的影响情况。计算结果表明，对于尾吊式发动机短舱而言，起飞迎角增加将导致进气道总压恢复系数减小、进气畸变指数增大，从而使进气效率下降。

起飞迎角；短舱；进气效率

0 引言

基于总体布局的考虑，大部分中小型公务机均采用尾吊发动机短舱式气动布局，对于这种布局的飞机，短舱与其他部件尤其是与机翼的气动干扰是研究的难点之一[1]。早在2006年，中航商飞公司的朱杰就对超临界机翼-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[2]。近年来，国内对尾吊发动机短舱式气动布局的飞机也进行了大量的计算研究。在2014年，对进气道内型面参数进行了详细设计，通过数值模拟发现增大进口/喉道收缩比、适当增加扩散段长度有利于提高短舱的进气效率[3]；同年，还根据有无短舱及短舱安装在不同位置对机翼高速升阻特性的影响进行了数值计算，结果表明，短舱安装越靠近机翼，机翼升、阻力系数下降越大，而升阻比会有所提高[4]；2015年，又通过不同发动机进气流量对机翼高速升阻特性的影响进行了计算研究，发现进气流量增加将导致机翼的升、阻力系数增加，但升阻比会有所降低[5]。

对于尾吊发动机短舱式布局的飞机而言，起飞过程短舱与机翼的气动干扰问题同样十分重要，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对不同起飞迎角下的全机模型进行了数值模拟，着重考察了不同起飞迎角下发动机在最大状态时的总压恢复系数及进气畸变指数的变化情况。

进气道总压恢复系数定义如下：

其中p0,ex为进气道出口气流平均总压，p0,∞为自由来流总压。

进气道流场总压畸变(IDC,Inlet Distorted

Coefficient)定义如下：

其中p0,min为进气道出口气流最小总压。

1 计算模型及网格

图1所示为全机起飞构型的三维模型示意。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。不同起飞迎角如表1所示。

图1 全机三维模型示意

表1 不同工况的表征参数

本文的计算模型(半模)在Pointwise中划分四面体空间网格，对飞机壁面进行局部加密处理，短舱进气道内划分边界层网格，计算模型的总网格数在700万左右，计算模型的对称面网格如图2所示。

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；采用有限体积法求解Navier-Stokes方程；并采用可实现的kε(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[6]。本文的计算条件为0km高度，0.2马赫数，发动机在最大状态下工作。流场的控制方程如下式所示：

图2 对称面网格示意

3 计算结果分析

图3为短舱XOY中心截面的流线示意。如图所示，在马赫数为0.2的起飞计算条件下，低速气流在接近短舱时逐渐加速进入发动机内，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；从图中可以看出，随着迎角的增加，机翼表面及短舱后段的气流分离趋势不断加剧，但由于短舱距离机翼尚有一段距离，起飞阶段襟翼下放所带来的涡流并不会对发动机的进气造成影响。

图4为不同迎角下进气道出口截面的总压恢复系数云图。从图中可以看出，尽管起飞迎角已经增加到16°，但尾吊短舱式进气道的进气效率还是比较高的，由于短舱在偏航方向有一个2°的安装角，随着起飞迎角的增大，进气道出口截面左侧的低总压区逐渐扩展，进气道的总压损失增加，流场畸变增大，进气效率下降。

图3 短舱XOY中心截面流线示意

图4 进气道出口截面总压分布

进气效率随起飞迎角的变化规律如图5所示，具体数据如表2所示。与上文一致，从图中可以看出，随着起飞迎角的不断增加，进气道的总压恢复系数逐渐减小，进气道出口流场畸变不断增大，进气效率下降。

图5 进气效率随迎角变化示意

表2 不同工况的计算结果

4 结语

本文在计算流体动力学软件Fluent中对不同起飞迎角对进气效率的影响进行了计算分析，结果表明，随着起飞迎角的不断增大，进气道出口截面的总压损失逐渐增大，进气畸变逐渐增加，进气效率下降；但由于某型飞机短舱安装距机翼尚有一段距离，起飞阶段所形成的机翼表面涡流并不会被吸入发动机内而对进气造成影响。

[1]《飞机设计手册》总编委.飞机设计手册第5册民用飞机总体设计[M].北京：航空工业出版社，2005. [2]朱杰.超临界机翼—尾吊短舱布局高速气动综合研究[C].第二届中国航空学会青年科技论坛文

集，北京，2006：285-292.

[3]肖毅，马经忠，等.发动机短舱内型面参数设计对进气效率的影响研究[J].教练机，2014,1：24-28.

[4]胡志东，肖毅，等.尾吊发动机短舱对机翼高速升阻特性的影响研究[J].教练机，2014,3：44-48.

[5]马经忠，肖毅，等.尾吊发动机空气流量对机翼高速升阻特性的影响研究[J].教练机，2015,2：13-17.

[6]王福军.计算流体动力学分析[M].北京：清华大学出版社，2004.

>>>作者简介

肖毅，男，1989年6月出生，2013年4月毕业于浙江理工大学，硕士，工程师，现从事进排气系统设计工作。

Study on Air Inlet Efficiency of Tail Suspended Engine Nacelle Effected by Takeoff AOA

Xiao Yi,Ma Jingzhong,Li Guang,Hu Zhidong,Liu Min
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

The aircraft with configuration of tail suspended engine nacelle normally has its engine installed in rear fuselage above wings,which may cause effect on air inlet efficiency due to wash flow on wings in process of takeoff. In order to assess the effects on air inlet efficiency of the engine nacelle at different takeoff AOAs,this paper depicts the numeric simulation on aircraft flow field under takeoff configuration by using Fluent software,the software to calculate the flow dynamics,it reviews with emphasis on the effects on total pressure recovery coefficient and air inlet distortion index of nacelle intake resulted from different takeoff AOAs.The calculation result shows the increase of takeoff AOA will cause reduction of intake total pressure recovery coefficient and increase of air inlet distortion index,which will further decrease the air inlet efficiency with consideration on tail-suspended engine nacelle.

Takeoff AOA;Nacelle;Air inlet efficiency

2016-07-11）