張菁+張曉亮+江奕廷

摘 要：以某型運(yùn)輸機(jī)增升構(gòu)型為研究對(duì)象，通過(guò)數(shù)值模擬方法研究了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣對(duì)全機(jī) 氣動(dòng)特性的影響。計(jì)算結(jié)果表明：在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣因素影響下，全機(jī)最大升力系數(shù)明顯增加，失 速迎角有較大幅度延遲。通過(guò)對(duì)流場(chǎng)特性對(duì)比分析知：進(jìn)排氣因素不僅對(duì)短艙后方襟翼當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng) 有較大改善，而且對(duì)主翼上表面流場(chǎng)以及平尾當(dāng)?shù)赜且灿酗@著影響?；谝陨戏治稣J(rèn)為，在翼 吊發(fā)動(dòng)機(jī)增升構(gòu)型設(shè)計(jì)過(guò)程中，進(jìn)排氣因素對(duì)各個(gè)部件當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)的影響需要納入設(shè)計(jì)考慮范圍。

關(guān)鍵詞：增升系統(tǒng)；氣動(dòng)特性；動(dòng)力影響；短距起降

中圖分類號(hào)：V231.3 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1673-5048（2014）03-0028-04

TheResearchonAerodynamicCharacteristicsofHighLift ConfigurationofTransportPlanewiththeEffectofEngineJet

ZHANGJing1，ZHANGXiaoliang2，JIANGYiting2

（1.ChinaAirborneMissileAcademy，Luoyang471009，China；2.NorthwesternPolytechnical University，Xian710072，China）

Abstract：BythemethodofCFD（ComputationalFluidDynamic），theaerodynamiccharacteristics ofhighliftconfigurationwiththeeffectofenginejetisresearched.Theresultofnumericalsimulation demonstratesthatwiththeeffectofenginejet，themaximumliftcoefficientincreases，andthestallangle increases，longitudinalstabilityfactordecreasessignificantly.Conclusioncanbeobtainedbyanalyzingthe physicscharacteristicsofflowthattheenginejetnotonlychangeslocalflowfieldofflapaftertheengine， butalsochangesthelocalflowfieldontheuppersurfaceofnacelleandmainwing.Inviewoftheabove analysis，duringtheprocessofdesigninghighliftconfigurationofwinghangingengine，theeffectsofen ginejetonthelocalflowfieldofeachparthastobeconsidered.

Keywords：highliftsystem；aerodynamiccharacteristics；dynamiceffect；shorttakingoffandland ing

0 引 言

由于受到起降場(chǎng)地等條件的限制，要求運(yùn)輸 機(jī)起飛、著陸滑跑距離短以及起飛、進(jìn)場(chǎng)和著陸速 度低。而能實(shí)現(xiàn)上述性能的關(guān)鍵即為全機(jī)起降時(shí) 具有很大的升力系數(shù)。以失速速度Vs=20m/s、翼載W/S=200kg/m2要求為例，在起降距離300m、 飛越15m高障礙物條件下，要求全機(jī)最大升力系 數(shù)CLmax≈7.4[1]。

由于普通機(jī)械式增升裝置自身所具有的局限 性，在運(yùn)輸機(jī)起降時(shí)所提供升力系數(shù)有限。鑒于 此，當(dāng)代大型運(yùn)輸機(jī)有些開(kāi)始采取動(dòng)力增升技術(shù)。 動(dòng)力增升技術(shù)分為邊界層控制、噴氣襟翼、展向吹 氣、動(dòng)力轉(zhuǎn)向等。其中屬于邊界層控制技術(shù)的外吹 式襟翼直接利用翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)排氣控制襟翼表面流動(dòng)，較之于其他動(dòng)力增升技術(shù)簡(jiǎn)單而實(shí)用，并且對(duì) 高速巡航構(gòu)型影響不大。該項(xiàng)技術(shù)已非常成熟，特 別是經(jīng)過(guò)了YC-15驗(yàn)證機(jī)的飛行試驗(yàn)驗(yàn)證并在C -17大型軍用運(yùn)輸機(jī)上得到了正式應(yīng)用[2-3]。故 外吹式襟翼增升系統(tǒng)成為翼吊布局大型運(yùn)輸機(jī)的 最佳選擇。

在采用外吹式襟翼動(dòng)力增升技術(shù)的前提下， 必須研究動(dòng)力對(duì)增升構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響。國(guó)外 在此技術(shù)領(lǐng)域有著豐富的研究經(jīng)驗(yàn)，并且取得了 很多研究成果，然而國(guó)外公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)中只公 布了研究結(jié)果以及所得出的結(jié)論[2-6]，并沒(méi)有討論 動(dòng)力因素對(duì)氣動(dòng)特性產(chǎn)生影響的流動(dòng)機(jī)理。國(guó)內(nèi) 在該技術(shù)領(lǐng)域的研究主要集中于發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)襟 翼的影響上，并沒(méi)有探究動(dòng)力因素對(duì)其他部件氣 動(dòng)特性的影響[7-9]。

本文通過(guò)求解雷諾平均N-S方程（RANS）對(duì) 某型采用外吹式襟翼技術(shù)的大型運(yùn)輸機(jī)增升構(gòu)型 進(jìn)行數(shù)值模擬，研究了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、排氣對(duì)整機(jī)氣動(dòng) 性能的影響并分析了相應(yīng)的流動(dòng)機(jī)理，得出了較 為有意義的結(jié)論。

1 計(jì)算方法

1.1 數(shù)值方法

對(duì)于粘性起主導(dǎo)作用的增升構(gòu)型繞流問(wèn)題， 其流場(chǎng)伴隨著尾跡混合、流動(dòng)分離以及激波附面 層干擾等復(fù)雜流動(dòng)特性[10]。因此本文通過(guò)求解 RANS方程對(duì)增升構(gòu)型進(jìn)行數(shù)值模擬。采用有限體 積法求解該方程，空間離散格式為二階迎風(fēng)Roe 格式，時(shí)間推進(jìn)格式為L(zhǎng)U-SGS格式。

綜合考慮計(jì)算效率和計(jì)算精度，流場(chǎng)模擬采 用Menter提出的k-ωSST湍流模型[11]。

1.2 計(jì)算模型和計(jì)算網(wǎng)格

本文研究對(duì)象為某型大型運(yùn)輸機(jī)增升構(gòu)型， 為描述方便將其命名為ModelA，具體幾何外形如 圖1所示。本文采用點(diǎn)對(duì)接結(jié)構(gòu)網(wǎng)格策略，在物面 附近應(yīng)用O型網(wǎng)格進(jìn)行加密以模擬真實(shí)流動(dòng)的附 面層，附面層第一層網(wǎng)格高度為1×10-5C（C為平 均氣動(dòng)弦長(zhǎng)）量級(jí)，保證較小的y+值。endprint

1.3 數(shù)值方法可靠性驗(yàn)證

針對(duì)本文所采用的數(shù)值模擬方法的可靠性驗(yàn) 證分為兩部分。

首先采用一個(gè)無(wú)動(dòng)力增升構(gòu)型風(fēng)洞標(biāo)模應(yīng)用 數(shù)值模擬方法對(duì)于增升裝置流場(chǎng)模擬可靠性進(jìn)行 驗(yàn)證，該標(biāo)模為某大型客機(jī)三段增升裝置風(fēng)洞試 驗(yàn)?zāi)Ｐ?，該?gòu)型帶有大型翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，襟翼與 主翼由滑軌艙連接，翼吊短艙內(nèi)側(cè)裝有渦流發(fā)生 器。在風(fēng)洞試驗(yàn)工況下（自由來(lái)流Ma=0.2，Re= 2.1×105），計(jì)算所得升力特性曲線與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì) 比如圖2所示，從圖中可以看出，計(jì)算所得升力特 性曲線與試驗(yàn)所得吻合良好，尤其是對(duì)最大升力 系數(shù)和失速迎角的捕捉較為準(zhǔn)確。計(jì)算所得失速 迎角比試驗(yàn)值小0.94°，最大升力系數(shù)小0.033。 該算例表明針對(duì)增升構(gòu)型流場(chǎng)的網(wǎng)格策略及數(shù)值 模擬方法是合理、可信的。

其次對(duì)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)噴流所采用數(shù)值方法可靠 性進(jìn)行驗(yàn)證。數(shù)值模擬中Ma=0.2，高度為海平面 標(biāo)準(zhǔn)大氣。驗(yàn)證模型為如圖3（a）所示的某型單獨(dú) 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。圖3（b）分別為沿發(fā)動(dòng)機(jī)中軸線噴流總溫隨距離變化的數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)值的對(duì)比。 從圖中可以看出在距核心機(jī)后緣端面最近及最遠(yuǎn) 處計(jì)算值和試驗(yàn)值符合很好，在中等距離處計(jì)算 值與試驗(yàn)值存在小的差異，但誤差范圍不超過(guò) 10%，該算例表明，本文針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)力模型所 采用的數(shù)值模擬方法可以滿足本文研究工作的需 求。

圖4所示為ModelA有無(wú)動(dòng)力構(gòu)型全機(jī)升力 系數(shù)對(duì)比，由圖可知，在動(dòng)力因素影響下該構(gòu)型最 大升力系數(shù)及失速迎角均有大幅提高。以該構(gòu)型 為研究對(duì)象，分別就發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、排氣對(duì)升力特性影 響機(jī)理展開(kāi)研究。

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣對(duì)升力特性的影響

圖5為20°攻角下動(dòng)力關(guān)閉和開(kāi)啟時(shí)短艙上表 面空間馬赫數(shù)云圖對(duì)比。由圖可知，在大迎角下， 進(jìn)氣時(shí)短艙上方存在較大范圍的流動(dòng)分離區(qū)，而 無(wú)進(jìn)氣時(shí)該分離區(qū)消失。圖6為過(guò)短艙中軸線鉛垂 截面馬赫數(shù)云圖、駐點(diǎn)位置及流線對(duì)比圖。由圖可 得，在發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣的作用下，短艙正前方流場(chǎng)呈現(xiàn) 收縮管道形態(tài)，駐點(diǎn)位置上移，短艙上表面流場(chǎng)當(dāng) 地迎角降低，這對(duì)短艙上表面分離區(qū)域消失產(chǎn)生 有利影響。

綜合以上分析，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣通過(guò)改變短艙、掛 架以及短艙后方主翼流場(chǎng)形態(tài)，從而改善了短艙上表面及掛架內(nèi)側(cè)當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)排氣對(duì)升力特性的影響

本文所用構(gòu)型發(fā)動(dòng)機(jī)前伸量較大，發(fā)動(dòng)機(jī)射 流對(duì)短艙后方縫翼及主翼前緣流場(chǎng)有顯著影響。

圖7為有無(wú)動(dòng)力構(gòu)型內(nèi)翼段空間流線及分離 區(qū)對(duì)比。由圖7（a）可知，流經(jīng)短艙及掛架內(nèi)側(cè)低 能量氣流通過(guò)掛架與內(nèi)縫翼間縫隙上翻至主翼上 表面，并且在機(jī)翼上表面沿展向內(nèi)外擴(kuò)展，形成了 范圍較大的低能量區(qū)域。沿展向向外擴(kuò)展的氣流 在流經(jīng)主翼后緣時(shí)發(fā)生物面分離。由圖7（b）可知， 在高速噴流的引射作用下，流經(jīng)短艙及掛架內(nèi)側(cè) 的低能量氣流并未流向主翼上表面，而是隨噴流 流向下游，降低了縫翼及主翼前緣當(dāng)?shù)赜牵欢膛?上表面后緣流場(chǎng)有較大改善，這對(duì)短艙上表面前 緣分離的消失產(chǎn)生有利影響。流經(jīng)短艙及掛架外 側(cè)氣流通過(guò)掛架與外縫翼內(nèi)端面間隙流向主翼上 表面，并且沿翼展方向只向內(nèi)擴(kuò)展，從空間流線對(duì) 比可以看出，當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)流速較高，在流經(jīng)主翼后緣 處未發(fā)生物面分離。

本文所研究的增升構(gòu)型采用外吹式動(dòng)力增升 系統(tǒng)，噴流對(duì)增升構(gòu)型的襟翼影響較大。噴流對(duì)襟 翼的影響范圍有限，主要集中在短艙正后方區(qū)域。 鑒于此，選取兩個(gè)展向站位導(dǎo)流片及主襟翼的壓 力分布，與無(wú)動(dòng)力構(gòu)型的壓力分布結(jié)果進(jìn)行對(duì)比， 如圖8所示。從圖中可以看出，有進(jìn)排氣構(gòu)型的導(dǎo) 流片及襟翼下表面壓力普遍有所提高，上表面吸 力峰值也顯著提高，主襟翼上表面壓力普遍降低。 襟翼所提供升力大幅增加。圖9是截面馬赫數(shù)云圖對(duì)比，從圖中可以看出，有動(dòng)力構(gòu)型襟翼表面上方 的低馬赫數(shù)區(qū)明顯小于無(wú)動(dòng)力構(gòu)型。分析其原因： 一方面由于進(jìn)氣對(duì)主翼上表面流場(chǎng)的有利改善一 直延續(xù)到襟翼處，另一方面由于發(fā)動(dòng)機(jī)排氣通過(guò) 縫道對(duì)襟翼上表面的強(qiáng)加速作用，不僅使得襟翼 表面流速提高而且使得襟翼上方低馬赫數(shù)區(qū)大大 縮小，推遲襟翼表面分離的發(fā)生，增大失速迎角。

（1）數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明，在發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力因素的影響下，全機(jī)最大升力系數(shù)及失速迎角較無(wú)動(dòng) 力構(gòu)型均有大幅提高，升力特性曲線整體上移；

（2）發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、排氣對(duì)短艙和主翼上表面、 襟翼當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)均有大幅改善，其綜合作用是提高 最大升力系數(shù)及失速迎角，升力特性曲線整體上 移；

（3）為滿足運(yùn)輸機(jī)高效增升系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求， 要綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力因素對(duì)短艙、主翼、襟翼當(dāng) 地流場(chǎng)的影響。

參考文獻(xiàn)：

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[11]MenterFR.Two-EquationEddy-ViscosityTurbulence ModelsforEngineeringApplications[J].AIAAJournal， 1994，32（8）：1598-1605.endprint

1.3 數(shù)值方法可靠性驗(yàn)證

針對(duì)本文所采用的數(shù)值模擬方法的可靠性驗(yàn) 證分為兩部分。

首先采用一個(gè)無(wú)動(dòng)力增升構(gòu)型風(fēng)洞標(biāo)模應(yīng)用 數(shù)值模擬方法對(duì)于增升裝置流場(chǎng)模擬可靠性進(jìn)行 驗(yàn)證，該標(biāo)模為某大型客機(jī)三段增升裝置風(fēng)洞試 驗(yàn)?zāi)Ｐ?，該?gòu)型帶有大型翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，襟翼與 主翼由滑軌艙連接，翼吊短艙內(nèi)側(cè)裝有渦流發(fā)生 器。在風(fēng)洞試驗(yàn)工況下（自由來(lái)流Ma=0.2，Re= 2.1×105），計(jì)算所得升力特性曲線與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì) 比如圖2所示，從圖中可以看出，計(jì)算所得升力特 性曲線與試驗(yàn)所得吻合良好，尤其是對(duì)最大升力 系數(shù)和失速迎角的捕捉較為準(zhǔn)確。計(jì)算所得失速 迎角比試驗(yàn)值小0.94°，最大升力系數(shù)小0.033。 該算例表明針對(duì)增升構(gòu)型流場(chǎng)的網(wǎng)格策略及數(shù)值 模擬方法是合理、可信的。

其次對(duì)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)噴流所采用數(shù)值方法可靠 性進(jìn)行驗(yàn)證。數(shù)值模擬中Ma=0.2，高度為海平面 標(biāo)準(zhǔn)大氣。驗(yàn)證模型為如圖3（a）所示的某型單獨(dú) 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。圖3（b）分別為沿發(fā)動(dòng)機(jī)中軸線噴流總溫隨距離變化的數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)值的對(duì)比。 從圖中可以看出在距核心機(jī)后緣端面最近及最遠(yuǎn) 處計(jì)算值和試驗(yàn)值符合很好，在中等距離處計(jì)算 值與試驗(yàn)值存在小的差異，但誤差范圍不超過(guò) 10%，該算例表明，本文針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)力模型所 采用的數(shù)值模擬方法可以滿足本文研究工作的需 求。

圖4所示為ModelA有無(wú)動(dòng)力構(gòu)型全機(jī)升力 系數(shù)對(duì)比，由圖可知，在動(dòng)力因素影響下該構(gòu)型最 大升力系數(shù)及失速迎角均有大幅提高。以該構(gòu)型 為研究對(duì)象，分別就發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、排氣對(duì)升力特性影 響機(jī)理展開(kāi)研究。

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣對(duì)升力特性的影響

圖5為20°攻角下動(dòng)力關(guān)閉和開(kāi)啟時(shí)短艙上表 面空間馬赫數(shù)云圖對(duì)比。由圖可知，在大迎角下， 進(jìn)氣時(shí)短艙上方存在較大范圍的流動(dòng)分離區(qū)，而 無(wú)進(jìn)氣時(shí)該分離區(qū)消失。圖6為過(guò)短艙中軸線鉛垂 截面馬赫數(shù)云圖、駐點(diǎn)位置及流線對(duì)比圖。由圖可 得，在發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣的作用下，短艙正前方流場(chǎng)呈現(xiàn) 收縮管道形態(tài)，駐點(diǎn)位置上移，短艙上表面流場(chǎng)當(dāng) 地迎角降低，這對(duì)短艙上表面分離區(qū)域消失產(chǎn)生 有利影響。

綜合以上分析，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣通過(guò)改變短艙、掛 架以及短艙后方主翼流場(chǎng)形態(tài)，從而改善了短艙上表面及掛架內(nèi)側(cè)當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)排氣對(duì)升力特性的影響

本文所用構(gòu)型發(fā)動(dòng)機(jī)前伸量較大，發(fā)動(dòng)機(jī)射 流對(duì)短艙后方縫翼及主翼前緣流場(chǎng)有顯著影響。

圖7為有無(wú)動(dòng)力構(gòu)型內(nèi)翼段空間流線及分離 區(qū)對(duì)比。由圖7（a）可知，流經(jīng)短艙及掛架內(nèi)側(cè)低 能量氣流通過(guò)掛架與內(nèi)縫翼間縫隙上翻至主翼上 表面，并且在機(jī)翼上表面沿展向內(nèi)外擴(kuò)展，形成了 范圍較大的低能量區(qū)域。沿展向向外擴(kuò)展的氣流 在流經(jīng)主翼后緣時(shí)發(fā)生物面分離。由圖7（b）可知， 在高速噴流的引射作用下，流經(jīng)短艙及掛架內(nèi)側(cè) 的低能量氣流并未流向主翼上表面，而是隨噴流 流向下游，降低了縫翼及主翼前緣當(dāng)?shù)赜?；短?上表面后緣流場(chǎng)有較大改善，這對(duì)短艙上表面前 緣分離的消失產(chǎn)生有利影響。流經(jīng)短艙及掛架外 側(cè)氣流通過(guò)掛架與外縫翼內(nèi)端面間隙流向主翼上 表面，并且沿翼展方向只向內(nèi)擴(kuò)展，從空間流線對(duì) 比可以看出，當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)流速較高，在流經(jīng)主翼后緣 處未發(fā)生物面分離。

本文所研究的增升構(gòu)型采用外吹式動(dòng)力增升 系統(tǒng)，噴流對(duì)增升構(gòu)型的襟翼影響較大。噴流對(duì)襟 翼的影響范圍有限，主要集中在短艙正后方區(qū)域。 鑒于此，選取兩個(gè)展向站位導(dǎo)流片及主襟翼的壓 力分布，與無(wú)動(dòng)力構(gòu)型的壓力分布結(jié)果進(jìn)行對(duì)比， 如圖8所示。從圖中可以看出，有進(jìn)排氣構(gòu)型的導(dǎo) 流片及襟翼下表面壓力普遍有所提高，上表面吸 力峰值也顯著提高，主襟翼上表面壓力普遍降低。 襟翼所提供升力大幅增加。圖9是截面馬赫數(shù)云圖對(duì)比，從圖中可以看出，有動(dòng)力構(gòu)型襟翼表面上方 的低馬赫數(shù)區(qū)明顯小于無(wú)動(dòng)力構(gòu)型。分析其原因： 一方面由于進(jìn)氣對(duì)主翼上表面流場(chǎng)的有利改善一 直延續(xù)到襟翼處，另一方面由于發(fā)動(dòng)機(jī)排氣通過(guò) 縫道對(duì)襟翼上表面的強(qiáng)加速作用，不僅使得襟翼 表面流速提高而且使得襟翼上方低馬赫數(shù)區(qū)大大 縮小，推遲襟翼表面分離的發(fā)生，增大失速迎角。

（1）數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明，在發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力因素的影響下，全機(jī)最大升力系數(shù)及失速迎角較無(wú)動(dòng) 力構(gòu)型均有大幅提高，升力特性曲線整體上移；

（2）發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、排氣對(duì)短艙和主翼上表面、 襟翼當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)均有大幅改善，其綜合作用是提高 最大升力系數(shù)及失速迎角，升力特性曲線整體上 移；

（3）為滿足運(yùn)輸機(jī)高效增升系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求， 要綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力因素對(duì)短艙、主翼、襟翼當(dāng) 地流場(chǎng)的影響。

參考文獻(xiàn)：

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1.3 數(shù)值方法可靠性驗(yàn)證

針對(duì)本文所采用的數(shù)值模擬方法的可靠性驗(yàn) 證分為兩部分。

首先采用一個(gè)無(wú)動(dòng)力增升構(gòu)型風(fēng)洞標(biāo)模應(yīng)用 數(shù)值模擬方法對(duì)于增升裝置流場(chǎng)模擬可靠性進(jìn)行 驗(yàn)證，該標(biāo)模為某大型客機(jī)三段增升裝置風(fēng)洞試 驗(yàn)?zāi)Ｐ?，該?gòu)型帶有大型翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，襟翼與 主翼由滑軌艙連接，翼吊短艙內(nèi)側(cè)裝有渦流發(fā)生 器。在風(fēng)洞試驗(yàn)工況下（自由來(lái)流Ma=0.2，Re= 2.1×105），計(jì)算所得升力特性曲線與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì) 比如圖2所示，從圖中可以看出，計(jì)算所得升力特 性曲線與試驗(yàn)所得吻合良好，尤其是對(duì)最大升力 系數(shù)和失速迎角的捕捉較為準(zhǔn)確。計(jì)算所得失速 迎角比試驗(yàn)值小0.94°，最大升力系數(shù)小0.033。 該算例表明針對(duì)增升構(gòu)型流場(chǎng)的網(wǎng)格策略及數(shù)值 模擬方法是合理、可信的。

其次對(duì)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)噴流所采用數(shù)值方法可靠 性進(jìn)行驗(yàn)證。數(shù)值模擬中Ma=0.2，高度為海平面 標(biāo)準(zhǔn)大氣。驗(yàn)證模型為如圖3（a）所示的某型單獨(dú) 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。圖3（b）分別為沿發(fā)動(dòng)機(jī)中軸線噴流總溫隨距離變化的數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)值的對(duì)比。 從圖中可以看出在距核心機(jī)后緣端面最近及最遠(yuǎn) 處計(jì)算值和試驗(yàn)值符合很好，在中等距離處計(jì)算 值與試驗(yàn)值存在小的差異，但誤差范圍不超過(guò) 10%，該算例表明，本文針對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)帶動(dòng)力模型所 采用的數(shù)值模擬方法可以滿足本文研究工作的需 求。

圖4所示為ModelA有無(wú)動(dòng)力構(gòu)型全機(jī)升力 系數(shù)對(duì)比，由圖可知，在動(dòng)力因素影響下該構(gòu)型最 大升力系數(shù)及失速迎角均有大幅提高。以該構(gòu)型 為研究對(duì)象，分別就發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、排氣對(duì)升力特性影 響機(jī)理展開(kāi)研究。

2.1 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣對(duì)升力特性的影響

圖5為20°攻角下動(dòng)力關(guān)閉和開(kāi)啟時(shí)短艙上表 面空間馬赫數(shù)云圖對(duì)比。由圖可知，在大迎角下， 進(jìn)氣時(shí)短艙上方存在較大范圍的流動(dòng)分離區(qū)，而 無(wú)進(jìn)氣時(shí)該分離區(qū)消失。圖6為過(guò)短艙中軸線鉛垂 截面馬赫數(shù)云圖、駐點(diǎn)位置及流線對(duì)比圖。由圖可 得，在發(fā)動(dòng)機(jī)吸氣的作用下，短艙正前方流場(chǎng)呈現(xiàn) 收縮管道形態(tài)，駐點(diǎn)位置上移，短艙上表面流場(chǎng)當(dāng) 地迎角降低，這對(duì)短艙上表面分離區(qū)域消失產(chǎn)生 有利影響。

綜合以上分析，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣通過(guò)改變短艙、掛 架以及短艙后方主翼流場(chǎng)形態(tài)，從而改善了短艙上表面及掛架內(nèi)側(cè)當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)。

2.2 發(fā)動(dòng)機(jī)排氣對(duì)升力特性的影響

本文所用構(gòu)型發(fā)動(dòng)機(jī)前伸量較大，發(fā)動(dòng)機(jī)射 流對(duì)短艙后方縫翼及主翼前緣流場(chǎng)有顯著影響。

圖7為有無(wú)動(dòng)力構(gòu)型內(nèi)翼段空間流線及分離 區(qū)對(duì)比。由圖7（a）可知，流經(jīng)短艙及掛架內(nèi)側(cè)低 能量氣流通過(guò)掛架與內(nèi)縫翼間縫隙上翻至主翼上 表面，并且在機(jī)翼上表面沿展向內(nèi)外擴(kuò)展，形成了 范圍較大的低能量區(qū)域。沿展向向外擴(kuò)展的氣流 在流經(jīng)主翼后緣時(shí)發(fā)生物面分離。由圖7（b）可知， 在高速噴流的引射作用下，流經(jīng)短艙及掛架內(nèi)側(cè) 的低能量氣流并未流向主翼上表面，而是隨噴流 流向下游，降低了縫翼及主翼前緣當(dāng)?shù)赜?；短?上表面后緣流場(chǎng)有較大改善，這對(duì)短艙上表面前 緣分離的消失產(chǎn)生有利影響。流經(jīng)短艙及掛架外 側(cè)氣流通過(guò)掛架與外縫翼內(nèi)端面間隙流向主翼上 表面，并且沿翼展方向只向內(nèi)擴(kuò)展，從空間流線對(duì) 比可以看出，當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)流速較高，在流經(jīng)主翼后緣 處未發(fā)生物面分離。

本文所研究的增升構(gòu)型采用外吹式動(dòng)力增升 系統(tǒng)，噴流對(duì)增升構(gòu)型的襟翼影響較大。噴流對(duì)襟 翼的影響范圍有限，主要集中在短艙正后方區(qū)域。 鑒于此，選取兩個(gè)展向站位導(dǎo)流片及主襟翼的壓 力分布，與無(wú)動(dòng)力構(gòu)型的壓力分布結(jié)果進(jìn)行對(duì)比， 如圖8所示。從圖中可以看出，有進(jìn)排氣構(gòu)型的導(dǎo) 流片及襟翼下表面壓力普遍有所提高，上表面吸 力峰值也顯著提高，主襟翼上表面壓力普遍降低。 襟翼所提供升力大幅增加。圖9是截面馬赫數(shù)云圖對(duì)比，從圖中可以看出，有動(dòng)力構(gòu)型襟翼表面上方 的低馬赫數(shù)區(qū)明顯小于無(wú)動(dòng)力構(gòu)型。分析其原因： 一方面由于進(jìn)氣對(duì)主翼上表面流場(chǎng)的有利改善一 直延續(xù)到襟翼處，另一方面由于發(fā)動(dòng)機(jī)排氣通過(guò) 縫道對(duì)襟翼上表面的強(qiáng)加速作用，不僅使得襟翼 表面流速提高而且使得襟翼上方低馬赫數(shù)區(qū)大大 縮小，推遲襟翼表面分離的發(fā)生，增大失速迎角。

（1）數(shù)值計(jì)算結(jié)果表明，在發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力因素的影響下，全機(jī)最大升力系數(shù)及失速迎角較無(wú)動(dòng) 力構(gòu)型均有大幅提高，升力特性曲線整體上移；

（2）發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、排氣對(duì)短艙和主翼上表面、 襟翼當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)均有大幅改善，其綜合作用是提高 最大升力系數(shù)及失速迎角，升力特性曲線整體上 移；

（3）為滿足運(yùn)輸機(jī)高效增升系統(tǒng)的設(shè)計(jì)要求， 要綜合考慮發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力因素對(duì)短艙、主翼、襟翼當(dāng) 地流場(chǎng)的影響。

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