肖 毅，馬經(jīng)忠，胡志東，陳雅麗

(中航工業(yè)洪都，江西南昌330024)

0 引言

發(fā)動(dòng)機(jī)短艙是包容發(fā)動(dòng)機(jī)的重要結(jié)構(gòu)部件，包含動(dòng)力裝置的進(jìn)氣系統(tǒng)即進(jìn)氣道，與動(dòng)力裝置的排氣系統(tǒng)即噴管系統(tǒng)和反推力裝置，以及連接進(jìn)氣系統(tǒng)和發(fā)動(dòng)機(jī)排氣系統(tǒng)的短艙艙門，是亞音速運(yùn)輸機(jī)的重要部件之一[1]。近年來國內(nèi)外的研究人員主要針對(duì)短艙的吊裝形式和安裝位置進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，利用自主開發(fā)的優(yōu)化程序并結(jié)合CFD(Computational Fluid Dynamics)手段，總結(jié)形成了多種短艙優(yōu)化設(shè)計(jì)的方法，著重分析了短艙阻力大小和表面激波的分布規(guī)律[2,3]。由于短艙進(jìn)氣效率普遍較高，有關(guān)短艙進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的文獻(xiàn)并不多見，但是針對(duì)收縮比、擴(kuò)散段長度等進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中的重要幾何參數(shù)的研究仍然有必要進(jìn)行。在某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙研制的過程中，為了研究收縮比和擴(kuò)散段長度對(duì)進(jìn)氣效率的影響，本文在商用CFD軟件Fluent中對(duì)不同的進(jìn)氣道模型進(jìn)行了數(shù)值模擬，分析了進(jìn)氣道出口截面總壓恢復(fù)和流場(chǎng)畸變的變化規(guī)律。

進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)定義如下：

其中，p0,ex為進(jìn)氣道出口氣流平均總壓，p0,∞為自由來流總壓，在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中，總壓恢復(fù)系數(shù)越高越好。

進(jìn)氣道流場(chǎng)總壓畸變 (IDC,Inlet Distorted Coefficient)定義如下：

其中，p0,min為進(jìn)氣道出口氣流最小總壓，在進(jìn)氣道設(shè)計(jì)中，流場(chǎng)畸變?cè)叫≡胶谩?/p>

1 發(fā)動(dòng)機(jī)短艙參數(shù)設(shè)計(jì)概述

圖1所示為短艙設(shè)計(jì)需要確定的主要幾何參數(shù)。根據(jù)某型飛機(jī)的設(shè)計(jì)條件和某型發(fā)動(dòng)機(jī)的性能數(shù)據(jù)，可以計(jì)算得到進(jìn)氣道的喉道面積ATH[4]；選擇適當(dāng)?shù)氖湛s比CR（CR=AHL/ATH），確定進(jìn)氣道的進(jìn)口面積AHL；參考國內(nèi)外短艙設(shè)計(jì)的相關(guān)經(jīng)驗(yàn)，初步確定擴(kuò)散段長度LD；根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的三維數(shù)模并考慮阻力的影響，初步確定短艙外罩的最大截面面積AM、前段長度LM、后段長度LB及噴口直徑DB。本文在短艙外形初步確定的情況下，給定喉道和風(fēng)扇面積AF，著重研究進(jìn)氣道內(nèi)型面參數(shù)CR和LD的改變對(duì)進(jìn)氣效率的影響規(guī)律。

根據(jù)文獻(xiàn)[4]的介紹，本文短艙收縮段采用四分之一橢圓構(gòu)形；通常進(jìn)氣道的擴(kuò)散段會(huì)采用三次樣條曲線修形，但是由于本文短艙喉道面積與進(jìn)氣道出口即發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇面積比較接近，三次樣條曲線形狀的擴(kuò)散段對(duì)改善進(jìn)氣道流場(chǎng)作用并不明顯，故擴(kuò)散段暫定用直線構(gòu)形。

圖1 短艙的幾何特征參數(shù)

2 計(jì)算模型及網(wǎng)格

本文發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的三維數(shù)模如圖2所示，為了真實(shí)地對(duì)短艙流場(chǎng)進(jìn)行模擬分析，本文加入了進(jìn)氣錐進(jìn)行三維建模，發(fā)動(dòng)機(jī)短艙安裝角度為2°。

圖2 某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙三維數(shù)模

由于某型發(fā)動(dòng)機(jī)的附件安裝相對(duì)集中，導(dǎo)致短艙下側(cè)會(huì)比較突出，在某型飛機(jī)研制的后續(xù)工作中，某型發(fā)動(dòng)機(jī)附件的安裝有優(yōu)化的余地，繼而可以對(duì)短艙外形做進(jìn)一步的優(yōu)化設(shè)計(jì)，但這并不會(huì)對(duì)本文研究短艙進(jìn)氣道內(nèi)的流動(dòng)造成影響。不同短艙的幾何參數(shù)如表1所示，其中對(duì)擴(kuò)散段長度進(jìn)行了無量綱化處理。

表1 不同短艙的幾何參數(shù)

本文的計(jì)算模型首先在Gambit中劃分非結(jié)構(gòu)化的三角形網(wǎng)格，然后在Tgrid中劃分四面體網(wǎng)格，對(duì)短艙壁面進(jìn)行局部加密處理，總網(wǎng)格數(shù)在600萬左右。短艙進(jìn)氣道的表面網(wǎng)格如圖3所示。

圖3 短艙進(jìn)氣道的表面網(wǎng)格

3 計(jì)算方法概述

本文的數(shù)值模擬在商用CFD軟件Fluent中進(jìn)行。將流場(chǎng)邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件，將進(jìn)氣道出口設(shè)置為壓力出口條件。采用有限體積法求解Navier-Stokes方程；使用二階迎風(fēng)格式對(duì)時(shí)間和空間項(xiàng)進(jìn)行離散；采用可實(shí)現(xiàn)的k-ε(realizable k-ε)湍流模型對(duì)流動(dòng)進(jìn)行計(jì)算，該模型將湍動(dòng)粘度與應(yīng)變率聯(lián)系起來，使得流動(dòng)更加符合湍流的物理定律，適合于對(duì)射流、邊界層流動(dòng)、有分離流動(dòng)等進(jìn)行計(jì)算[5]。本文在發(fā)動(dòng)機(jī)最大狀態(tài)下對(duì)短艙內(nèi)外流場(chǎng)進(jìn)行計(jì)算，計(jì)算條件為11km高度，0.8馬赫數(shù)，1°攻角的高空巡航狀態(tài)及0km高度，0馬赫數(shù)的地面狀態(tài)。流場(chǎng)的控制方程如下式所示：

4 計(jì)算結(jié)果分析

圖4所示為Case.3短艙XOY中心截面的馬赫數(shù)分布云圖。 在11km高度，以馬赫數(shù)0.8巡航時(shí)，流動(dòng)在接近短艙時(shí)逐漸減速，駐點(diǎn)在唇口附近形成，在短艙上側(cè)的外唇區(qū)域出現(xiàn)了超音速流動(dòng)，并伴隨形成了激波，在某型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的后續(xù)研制過程中，外唇有必要做進(jìn)一步的優(yōu)化設(shè)計(jì)；除下側(cè)有一部分速度較高的區(qū)域外，進(jìn)氣道內(nèi)流場(chǎng)比較均勻。在地面狀態(tài)下，流動(dòng)在接近短艙時(shí)逐漸加速，空氣被不斷吸入發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)，氣流最大速度分布在唇口內(nèi)側(cè)，靠近壁面的流動(dòng)速度相對(duì)較低，在接近進(jìn)氣道出口附近，流動(dòng)變得越來越均勻。

圖4 Case.3短艙XOY中心截面馬赫數(shù)云圖

圖5所示為Case.3短艙進(jìn)氣道出口截面的總壓恢復(fù)系數(shù)分布?？傮w而言，短艙的進(jìn)氣效率是比較高的，從圖中可以看出，靠近壁面的地方總壓損失較大；在地面狀態(tài)時(shí)，從進(jìn)氣道壁面到進(jìn)氣錐方向，總壓恢復(fù)系數(shù)的變化梯度更大，相對(duì)于高速巡航狀態(tài)，進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)會(huì)出現(xiàn)一定的下降，且流場(chǎng)畸變也會(huì)更加嚴(yán)重。

圖6所示為收縮比對(duì)短艙進(jìn)氣效率的影響。從圖中可以看出，地面狀態(tài)下短艙的總壓恢復(fù)系數(shù)較高空巡航時(shí)更低，進(jìn)氣畸變也更加嚴(yán)重?？傮w而言，增加收縮比，從而增大短艙的進(jìn)口面積，可以提高進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)，降低流場(chǎng)畸變，獲得更高的進(jìn)氣效率；當(dāng)然，隨著進(jìn)口面積的增加，短艙的外罩阻力也會(huì)增加，一般情況下短艙的收縮比均在1.3以內(nèi)，但對(duì)于本文設(shè)計(jì)所采用的發(fā)動(dòng)機(jī)而言，其附件分布較為集中，設(shè)計(jì)小的喉道面積，選擇小的收縮比，在建立短艙外形數(shù)模時(shí)，會(huì)產(chǎn)生曲率較大的部位，適當(dāng)選擇較高的收縮比，可以使短艙外形更加光順。

圖7所示為擴(kuò)散段長度對(duì)短艙進(jìn)氣效率的影響。在擴(kuò)散角變化很小的情況下，隨著擴(kuò)散段長度的增加，無論是高速巡航狀態(tài)還是地面狀態(tài)，進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)隨之會(huì)有細(xì)微的下降，擴(kuò)散段長度的增加，增加了流動(dòng)的摩擦損失；總體而言，擴(kuò)散段長度的增加有利于降低進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)畸變，可以使得流動(dòng)分布更加均勻，但擴(kuò)散段長度的增加無疑會(huì)增加短艙的重量，給飛機(jī)帶來不必要的負(fù)擔(dān)，需要做權(quán)衡選擇。不同工況的計(jì)算結(jié)果見表2。

圖5 Case.3進(jìn)氣道出口截面總壓恢復(fù)系數(shù)云圖

圖6 收縮比對(duì)短艙進(jìn)氣效率的影響

圖7 擴(kuò)散段長度對(duì)短艙進(jìn)氣效率的影響

表2 不同工況的計(jì)算結(jié)果

5 結(jié)語

本文在計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)軟件Fluent時(shí)，對(duì)不同短艙進(jìn)氣道內(nèi)的流動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，研究了收縮比與擴(kuò)散段長度對(duì)進(jìn)氣效率的影響。在一定范圍內(nèi)，增加收縮比有利于提高短艙的進(jìn)氣效率，但進(jìn)口面積的增大會(huì)增加短艙的外罩阻力；總體而言，增加擴(kuò)散段長度，會(huì)降低進(jìn)氣道出口的總壓恢復(fù)系數(shù)，但流場(chǎng)畸變也同樣會(huì)降低。從獲得高進(jìn)氣效率的角度出發(fā)，應(yīng)當(dāng)在一定范圍內(nèi)選擇高的收縮比和適當(dāng)?shù)臄U(kuò)散段長度。

[1]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第5冊(cè)民用飛機(jī)總體設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2005.

[2]Ryota Yoneta et al.Aerodynamic Optimization of an Over-the-Wing-Nacelle-Mount Configuration[J]. AIAA 2010-1016:1-20.

[3]黎軍，王霄.一種低壓音速發(fā)動(dòng)機(jī)短艙進(jìn)氣道的優(yōu)化設(shè)計(jì)[C].第一屆近代實(shí)驗(yàn)空氣動(dòng)力學(xué)會(huì)議，銀川，2007:441-443.

[4]《飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)》總編委.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)第6冊(cè)氣動(dòng)設(shè)計(jì)[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[5]王福軍.計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)分析[M].北京：清華大學(xué)出版社，2004.