基于数值模拟的翼身融合布局飞机上悬式发动机布置技术

2019-09-25赵振山冯剑苗树明杜羽

航空学报 2019年9期

赵振山，冯剑，苗树明，杜羽

航空工业空气动力研究院高速高雷诺数气动力航空科技重点实验室，沈阳 110034

发动机进排气对飞机气动特性具有重要影响，发动机布置技术研究是先进飞机设计发展的关键技术之一[1]。对于BWB运输类飞机，发动机位于翼身升力面之上，进排气影响完全作用于吸力面，对飞机升、阻等特性具有显著影响[2-5]，因此，在飞机设计阶段对发动机位置、布置方式进行优化，对提高飞机的气动性能是非常重要的。发动机系统和机体之间的整体优化设计及其最佳位置匹配能大大提高飞机的整体性能，精确预测和分析机体和动力装置之间的相互干扰影响，对于评估和改善整机空气动力性能十分必要[6-10]。

在风洞中采用高压冷空气进行发动机进排气动力模拟试验是一个比较复杂的课题，投资大，需用设备多，技术难度大[11]，涉及到气源、供气设备、专用测力天平、动力模拟器、校准设备、内外流测试设备、模拟参数选取、洞壁干扰修正、各设备控制和数据采集处理系统。受试验条件和技术条件的限制，即便是采用目前最先进的涡轮动力模拟器(TPS)，也仅能实现70%左右的相似参数模拟[12]，因此，在总体设计阶段，开发并采用先进的计算流体力学(CFD)技术，对发动机布置方案和进排气影响进行研究，成为优化飞机性能、提高飞机设计水平的重要手段[13-19]。

本文通过研究短舱进排气模拟需要的进、出口边界条件及公式表达，以文献提及的典型短舱构型为验证算例，开展进排气数值模拟，并将计算结果与文献结果进行对比，验证计算方法的正确性[20-23]。在此基础上针对BWB运输类飞机的发动机不同布置方式，开展飞机巡航飞行状态进排气与全机流场耦合的数值模拟，分析得到发动机不同布置方式的流动机理和气动力结论。

1 进排气数值模拟方法

1.1 控制方程及湍流模型

全机流场计算基于求解Navier-Stokes方程。笛卡儿坐标系下雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程为

(1)

式中：U为速度矢量；FI和FV分别为无黏和有黏通量矩阵；Q为源项矢量。

计算采用的湍流模型为显式代数雷诺应力模型(EARSM)。

1.2 短舱进排气模拟

短舱进口采用流出边界条件进行处理，短舱捕获面积比计算表达式为

(2)

式中：A∞为短舱来流进口前自由流管等效面积；Afan为叶片迎风面积。引入以下关系式：

(3)

(4)

p=ρRT

(5)

(6)

联立式(2)～式(6)，推导可得

(7)

式中：下标∞表示来流参数。

等熵流存在如下关系式：

(8)

(9)

(10)

式中：下标0表示滞止状态的气流参数。

气流在收敛-扩张型管道中流动，临界状态时，马赫数Ma=1。此时，等熵流关系式为

(11)

(12)

(13)

式中：上标*表示临界状态的气流参数。

根据质量守恒，当地质量流量应与管道临界位置处质量流量相等，即

ρAU=ρ*A*U*

(14)

联立式(3)、式(4)和式(14)，推导可得

(15)

将式(15)与式(8)、式(10)和式(11)联立，可得：

(16)

气流临界位置处的管道横截面积与短舱来流进口前部流管等效面积的关系式可写为

(17)

式中：La∞为自由流的拉瓦尔数，其计算式为

(18)

进一步推导，可得发动机风扇叶片位置处的马赫数、静压表达式为

(19)

(20)

式中：下标fan代表风扇叶片位置处的参数。

叶片位置各网格节点被赋以pfan初值，流场中其他节点原始变量值外插得到。

在短舱排气位置设定流入边界条件。需要设定的具体参量包括总静压比p0,Ex/p∞(排气位置总压与远前方来流静压之比)、总静温比T0,Ex/T∞(排气位置总温与远前方来流静温之比)。

2 进排气计算验证

2.1 算例数模

计算验证采用的短舱构型来源于庞巴迪CL-604飞机的短舱(见图1)，但是做了很大程度的简化，去除了内涵，仅仅保留了短舱的基本外形尺寸，作为验证进排气效能计算方法的模型。

根据文献[24]提及的参数，重建了短舱三维数模，短舱进气口和排气口的面积比为4。根据不同的短舱进、出口位置处理方法，生成了两套模型，目的是用于计算技术验证及与参考文献的数据对比。第1套短舱模型进、出口位置分别位于短舱的进、出口横截面(下称“No base”)；第2套短舱模型进、出口位置分别相对第1套模型所在位置沿短舱中轴线向内缩进0.1倍所在截面直径(下称“With base”)。图2为重建的三维数模，图中D和d分别为短舱进气口和排气口的直径。

图1 庞巴迪CL-604飞机Fig.1 Bombardier CL-604 aircraft

图2 重建的短舱三维数模Fig.2 Reconstruction of three-dimensional model for nacelle

2.2 短舱进排气口位置验证

文献[24]针对短舱两个不同的边界条件位置(No base，With base)采用相同的排气压力比、温度比进行数值模拟。计算采用的自由来流速度为50 m/s，静压为1×105Pa，飞机迎角、侧滑角均为0°。短舱排气位置总压与自由来流静压之比p0,Ex/p∞=1.5，总静温比T0,Ex/T∞=1。

图3为文献[24]给出的沿短舱排气口圆面中轴线位置的压比量值曲线，对排气口的计算分别采用了马赫数外插及压力外插两种方法。文献[24]给出的结论为:

1) 对排气口的计算，压力外插比马赫数外插计算结果更合理，降低了压比在排气口上、下边界区的脉动。

2) 采用短舱With base构型计算得到的结果更加合理，相比No base构型，其在排气口上、下边界区的脉动明显减小。

为了验证开发的进排气计算技术，采用排气口压力外插计算方法，对短舱No base、With base这两种构型，采用与文献[24]相同的排气压力比、温度比进行了计算。图4为与文献[24]计算结果的比较，通过沿短舱排气口圆面中轴线进行压力比的积分，得到的结果是：采用No base构型时，排气口压比p0,Ex/p∞为1.478；采用With base构型时，排气口压比p0,Ex/p∞为1.495，而对排气口设置的目标压比是1.50。

图3 短舱排气口圆面纵向中线压比量值曲线[24]Fig.3 Curves of longitudinal midline pressure ratio on round surface of nacelle exhuast port[24]

图4 本文结果与文献[24]结果的比较Fig.4 Comparison of results between this paper and Ref.[24]

2.3 流场对比验证

图5给出了文献[24]及采用With base构型计算得到的短舱中轴面马赫数及流线分布图，由图可知：计算得到的马赫数云图、中轴面流线与文献[24]结果总体吻合。提取计算得到的短舱进、出口位置马赫数可知：短舱进口远前方气流马赫数从大约0.15加速到进口区附近的大约0.22；短舱出口气流初始马赫数大约为0.80，这与文献[24] 提及的流场计算结果是吻合的。

进排气计算技术验证的结论为:

1) 针对短舱No base、With base这两种进排气边界位置构型，数值模拟结果与参考文献结果总体一致，排气口中心区得到的压比都与目标值一致，但是在上、下边界区都存在压比振荡。

图5 马赫数及流线分布对比Fig.5 Comparison of Mach number and streamlines distribution

2) With base构型相比No base构型，很大程度上降低了排气口上、下边界区的振荡，而且其沿圆面中轴线积分得到的压比也与目标压比值基本一致，该构型对进、出口位置的设定方法更加合理。

3 发动机布置技术

3.1 数模及网格

研究针对的BWB运输类飞机，采用背负式“上悬”发动机布置形式，双发，其数模如图6所示。短舱外形模拟真实发动机，基于典型短舱计算技术验证的结论，采用With base的方法确定短舱出口边界条件界面，基于真实发动机进口风扇位置确定进口边界界面。

数值模拟采用半模型、结构网格，计算域布局及网格分布见图7。计算网格模拟了机身、发动机进口及内、外涵道，重点对短舱及模型表面曲率变化显著区域进行网格加密，表面网格分布见图8,计算网格数量为1 300万。

图6 翼身融合布局飞机及发动机进排气数模Fig.6 Blended-wing-body aircraft and engine intake and exhaust models

图7 计算域布局及网格分布Fig.7 Layout of computing domain and grid distribution

图8 表面网格分布Fig.8 Surface grid distribution

3.2 发动机位置的影响

在飞机设计巡航飞行状态(高度H=11 km、Ma=0.8、迎角α=2°)，通过改变发动机支撑高度、发动机沿流向及展向位置参数，开展CFD数值模拟，研究该参数变化对全机气动特性及发动机进排气的影响，形成规律性结论。

3.2.1 短舱支撑高度的影响

为了对短舱支撑高度参数变化影响进行研究，以基础构型为基准，分别设计长支撑(短舱沿纵向整体上移500 mm)及短支撑(短舱沿纵向整体下移500 mm)构型，如图9所示。

图10给出了短舱不同支撑高度条件下数值计算得到的飞机升、阻力系数(CL和CD)值随迎角的变化曲线，由图可知：短舱不同支撑高度下，包含进排气模拟的全机升力系数差异极小；在阻力方面，长支撑构型时全机阻力略大于基础构型，而短支撑构型时全机阻力略小于基础构型。图11给出了不同短舱支撑高度构型的发动机进气道风扇界面总压恢复图谱，由图可知：基础构型与长支撑构型得到的总压恢复较高，而短支撑构型时在总压恢复图谱下部存在明显的低压区；通过对流场的分析发现：短支撑高度下，虽然主要的边界层不会被吸入发动机，但是边界层边缘的低能流还是会有少量进入进气道，造成风扇界面下部存在低总压区。

图9 短舱不同支撑高度构型Fig.9 Different support height configurations of nacelle

短舱支撑高度参数变化影响研究表明：支撑高度在一定范围内变化，不会带来全机升力的显著改变；支撑越短，阻力越小，支撑越长，阻力越大，但是短的支撑同时会导致部分低能流进入发动机进气道，导致进气道总压恢复性能的降低。

图10 短舱支撑高度变化对升、阻力系数影响Fig.10 Influence of nacelle support height change on lift and drag coefficients

图11 短舱支撑高度变化对进气道风扇界面总压恢复系数的影响Fig.11 Influence of nacelle support height chang on total pressure recovery coefficient of intake fan section

分析表明：长支撑支臂后部的流动分离区明显大于短支撑，这是其阻力大于短支撑构型的根本原因；而短支撑构型风扇界面的总压恢复系数为0.996 4，相比长支撑构型的0.998 7变化较小，带来的发动机推力减小量较小。因此，相比支撑高度带来的风扇界面进气道性能变化，其对全机阻力的影响占主导因素。

3.2.2 短舱流向位置的影响

为了对短舱沿流向安装参数变化的影响进行研究，以基础构型为基准，分别设计沿流向前移构型(短舱整体前移2 000 mm)及沿流向后移构型(短舱整体后移2 000 mm)，如图12所示。

图13给出了短舱不同流向安装位置条件下数值计算得到的飞机升、阻力系数值随迎角的变化曲线，由图可知：短舱沿流向后移，全机升力系数相对基础构型有所提高、阻力有所降低；短舱沿流向前移，全机升力系数相对基础构型有所降低、阻力有所提高。

短舱流向位置参数变化影响研究表明：发动机短舱位置相对基础构型沿流向整体向后移动2 000 mm，可以使得全机设计状态升力提高11.99%、阻力降低14.76%；此时，发动机进气道总压恢复系数相比基础构型降低0.030 4%。

为了分析流动机理，图14给出了短舱不同流向安装位置的流线图，由图可知：随着短舱后移，原来在基础构型支撑后面因为流道先压缩后扩张导致的流动分离消除了，正是流动分离的消除导致全机升力提高、阻力降低。短舱后移同时会带来飞机配平上的一些附加问题，增加飞机控制舵面的设计难度。

图12 短舱不同流向位置构型Fig.12 Different streamwise position configurations of nacelle

图13 短舱流向位置变化对升、阻力系数影响Fig.13 Influence of streamwise position change of nacelle on lift and drag coefficients

图14 短舱不同流向位置的流线图Fig.14 Streamlines of different streamwise positions of nacelle

3.2.3 短舱展向位置的影响

为了对短舱沿展向安装参数变化影响进行研究，以基础构型为基准，分别设计沿展向外移构型(短舱整体沿展向外移1 500 mm)及沿展向内移构型(短舱整体沿展向内移1 500 mm),如图15所示。

图16给出了短舱不同展向安装位置条件下数值计算得到的飞机升、阻力系数值随迎角的变化曲线，由图可知：短舱不同的展向安装位置下，升力差异较小；短舱沿展向外移1 500 mm会导致阻力的降低。

图17给出了基础构型通过短舱的进排气空间流线，结合该图与外移构型的计算结果分析可知：短舱沿展向外移后，原来在基础构型支撑后面的流动分离明显减小，发动机出口后流线弯曲明显改善；另外，发动机展向外移后，气流进入发动机短舱所经过的飞机机体上部物面缩短，能够提高发动机进气总压恢复，以上因素的综合影响，导致发动机展向外移后阻力降低。