大迎角下发动机尾吊布局公务机动力影响研究

张文琦，宋敏华，王浩

中国航空研究院，北京 100029

发动机尾吊布局是当前高速公务机典型布局形式之一，采用该种动力布局形式的飞机发动机和机身之间距离较近，机身、机翼对发动机附近流场品质存在显著影响，此外，发动机安装与动力效应对飞机机翼、尾翼等气动部件，以及机身后体也存在明显干扰，从而影响飞机全机构型的气动特性，因此动力影响是飞机全机构型精细气动设计必须考虑的因素之一。

从20世纪80年代开始，美国国家航空航天局（NASA）兰利中心[1]和航空宇宙技术研究所（NAL）[2-3]对发动机的动力影响效应进行了试验和数值研究。21 世纪初，国内李杰[4-5]采用多块网格技术与边界层方程/欧拉方程耦合求解技术开展了翼吊式双发民机机体/动力装置的数值模拟，贾洪印等[6-7]研究了进排气效应对机翼气动载荷的影响，并分析了发动机进排气效应对翼吊式和尾吊式两种典型民机构型气动特性的影响，乔磊等[8]研究了喷流影响下大涵道比翼吊发动机挂架气动干扰的流动机理和挂架外形对大涵道比翼吊发动机喷流气动干扰的影响。聂雪媛[9]研究了考虑弹性变形的发动机动力效应对民机全机气动特性的影响。党亚斌等[10]研究了发动机安装效应对尾吊式民机推力预测的影响。高翔[11]等研究了排气系统干扰阻力，建立了排气系统阻力增量的确定方法。周翰玮[12]针对背撑发动机布置的翼身融合布局民机，研究了包括喷流短舱及通气短舱的影响，短舱高度、展向位置、弦向位置等参数影响。杜玺[13]等开展了考虑动力影响的自然层流短舱气动设计并进行了试验验证。顾文婷[14]针对该类布局的民机研究了机体对发动机周围流场的干扰和安装效应对有效推力的影响。

目前，针对动力影响效应的研究大部分都针对巡航构型，而在起降阶段，尤其是起飞时，发动机功率大，进气道的捕获面积比大，相较于通气短舱，进排气效应显著，加剧了发动机和机体之间的流动干扰，因此，开展起降阶段的大迎角下动力影响效应研究具有重要的意义。本文考虑发动机进排气的影响，研究了某发动机尾吊布局高速涡扇公务机在起降状态下的动力效应对飞机气动性能的影响规律。

1 数值方法

1.1 控制方程及其离散

本文的流动数值模拟基于积分形式的N—S方程，其形式为

式中:Ω为控制体,∂Ω是控制体的边界,Q=(ρ,ρu,ρv,ρw,ρE)为流动的守恒变量，n是网格面的外法线矢量，dS表示面积分的微元。计算采用雷诺平均方法，采用的湍流模型为SA一方程模型，对流项空间离散采用Roe格式，时间离散采用隐式格式。固壁边界采用无滑移绝热边界，远场边界基于当地黎曼不变量求解，两个当地一维黎曼不变量确定远场边界的法向速度和声速。

1.2 发动机进气及排气边界

（1）发动机进气边界压力出口边界

发动机在工作状态下，利用压力出口边界模拟发动机进气截面处的流动条件。对于亚声速压力出口边界，一般模拟进气截面的静压。本文将发动机进气截面边界条件设置为当地流动静压与自由流静压之比，其数值在计算过程中可根据实时流量监测自动调节，直至流量达到预设目标，且由程序外插得到当地流场的ρ、u、v、w。

（2）发动机排气边界-压力入口边界

对发动机排气效应采用在发动机内外涵道出口截面设置压力入口边界来模拟当地物理场，在边界处指定当地总压、总温与自由流总压总温之比以及流动方向，外推当地气流的黎曼不变量。

2 数值方法验证

本文对数值模拟方法的验证采用NAL 的“NALAERO-02-01”TPS 风洞试验模型的典型工况开展，计算状态见表1，模型迎角、侧滑角均为0°。

表1 计算状态Table 1 Computational conditions

表1 中，MFR 为捕获面积比，FPR、FTR 分别为风洞实测外涵道出口总压比、总温比，CPR、CTR 分别为风洞实测内涵道出口总压比、总温比。

计算采用多块结构网格，网格的远场大小是模型平均气动弦长的120倍，边界层网格近物面第一层厚度为10-6m量级，网格尺度增长比例为1.1。总网格量约为750万，子午面的网格分布如图1 所示。图2 是三种不同工作状态下表面压力分布的计算结果与风洞试验结果的对比，计算得到的短舱表面压力分布与风洞试验数据吻合良好。因此，本文采取的数值计算方法基本可信。

图1 子午面平面网格Fig.1 Surface mesh in the meridian plane

图2 三种状态下压力分布计算值与试验值的对比Fig.2 Pressure distribution comparison between computation and experiment under three conditions

3 某高速涡扇公务机动力影响研究

3.1 计算网格

全机构型网格拓扑及表面网格分布如图3、图4 所示，计算采用多块结构网格，总网格量约为2900万个空间六面体单元。

图3 全机构型网格拓扑Fig.3 Topology of full aircraft structural mesh

图4 全机表面网格Fig.4 Surface mesh of full aircraft

3.2 计算结果与分析

为评估尾吊动力效应对全机低速大迎角气动特性的影响，本文分别对不同迎角、侧滑角状态的通气短舱/带动力全机构型开展了数值模拟仿真。计算马赫数Ma=0.2，高度为海平面高度。

图5～图8分别是12°～15°迎角下，带动力和不带动力状态的表面极限流线与压力分布云图。动力效应对机翼、平尾表面的流动形态影响较小，分离特性基本一致。图9 是在短舱中截面处的马赫数分布特征，相对于无动力情形，考虑发动机进排气后，短舱入口的流速明显增大，机翼后上部流动也因为发动机吸气出现了明显的加速。图10 是有/无动力条件下升力系数对比曲线。相同速度条件下，起飞/着陆时全机受发动机不同功率状态影响，两种状态的升力系数曲线在失速前发生了显著平移，而不同功率状态动力对升力线斜率及失速迎角则没有显著影响。如图11所示，在带动力后，飞机的俯仰力矩系数斜率增大，增强了飞机纵向静稳定性，可能会增加全机配平阻力。

图5 有无动力时表面压力与流线对比(α=12°)Fig.5 Comparison between surface pressure and streamlines with and without power(α=12°)

图6 有无动力时表面压力与流线对比(α=13°)Fig.6 Comparison between surface pressure and streamlines with and without power(α=13°)

图7 有无动力时表面压力与流线对比(α=14°)Fig.7 Comparison between surface pressure and streamlines with and without power(α=14°)

图8 有无动力时表面压力与流线对比(α=15°)Fig.8 Comparison between surface pressure and streamlines with and without power(α=15°)

图9 有无动力时马赫数分布对比(α=15°)Fig.9 Comparison between Mach number with and without power(α=15°)

图10 两种状态下升力系数对比Fig.10 Lift coefficient comparison under the two conditions

图11 两种状态下力矩系数对比Fig.11 Moment coefficient comparison under the two conditions

迎角在12°和14°下的横航向稳定性分别如图12、图13所示，无动力条件下该飞机在横/航向均为静稳定，动力效应使得全机横/航向静稳定性均得到有效增强。

图12 迎角12°时的横、航向稳定性Fig.12 Lateral and heading stability at α=12°

图13 迎角14°时的横、航向稳定性Fig.13 Lateral and heading stability at the α=14°

4 结论

本文通过对有、无动力条件下某高速涡扇公务机典型状态的计算流体力学（CFD）仿真，研究了尾吊动力对该布局飞机的低速大迎角气动特性影响，形成如下结论:（1）在短舱和机翼相距较远时，动力效应对机翼表面的流动形态影响较小，机翼表面的流动形态和分离特性受发动机动力影响较弱；（2）发动机进排气效应能有效增大全机的升力系数，但对失速迎角影响不大；（3）带动力后，全机的纵向和横航向的稳定性增加。