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民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)相關(guān)技術(shù)初探

Aerodynamic Design and Research for Wing-mounted-engine Integration of Civil Aircraft

于哲慧 / Yu Zhehui

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

0引言

翼吊布局飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)位于機(jī)翼下方，通過(guò)吊掛結(jié)構(gòu)與機(jī)翼相連。吊掛結(jié)構(gòu)一般包覆于吊掛整流罩氣動(dòng)面中，使機(jī)翼、吊掛、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙之間的相互干擾保持在可接受的水平上。這樣的干擾在翼吊飛機(jī)設(shè)計(jì)中是常見(jiàn)的，需要采用合理技術(shù)手段進(jìn)行控制。比如，機(jī)翼下表面、吊掛、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙形成的氣流通道產(chǎn)生復(fù)雜的流動(dòng)現(xiàn)象，成為影響全機(jī)性能的潛在因素；機(jī)翼前緣縫翼在工作狀態(tài)下，與發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、吊掛整流罩產(chǎn)生間隙，影響縫翼的增升效率；吊掛整流罩尾部結(jié)束于機(jī)翼下翼面，尾部由于吊掛內(nèi)外表面壓力差產(chǎn)生的渦流會(huì)對(duì)機(jī)翼后緣產(chǎn)生不利干擾。這些干擾都需要通過(guò)對(duì)吊掛整流罩進(jìn)行合理設(shè)計(jì)，達(dá)到消除或減弱不利干擾、減小阻力、降低升力損失的目的，設(shè)計(jì)得當(dāng)亦可將不利影響轉(zhuǎn)變?yōu)橛欣蛩亍?/p>

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)與機(jī)翼、吊掛、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙、渦流發(fā)生器等多部件相關(guān)，僅考慮單一因素會(huì)顧此失彼，犧牲單一部件性能將得不償失。人們通常要全盤考慮，充分發(fā)揮各部件優(yōu)化潛力實(shí)現(xiàn)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)。

1主要部件氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案

在早期飛機(jī)布局方案里，短艙嵌在機(jī)翼中，前緣縫翼在飛機(jī)起飛著陸階段打開(kāi)時(shí)，與短艙之間形成很大的間隙?？p翼上下翼面壓力差使下翼面氣流通過(guò)間隙流向上表面，削弱了前緣縫翼的增升效率。使用特定形狀的結(jié)構(gòu)填補(bǔ)該間隙可以挽回增升效率，但該結(jié)構(gòu)在飛機(jī)巡航階段會(huì)產(chǎn)生額外阻力。Cole使用可伸縮的整流罩來(lái)密封縫翼與短艙之間的間隙(如圖1所示)，既可以提升增升裝置的效率，又可在巡航階段收起密封結(jié)構(gòu)，避免產(chǎn)生額外阻力[1]。

圖1　可伸縮氣動(dòng)整流罩

這樣的方案適用于早期的飛機(jī)設(shè)計(jì)優(yōu)化，隨著翼吊布局的發(fā)展，該方案已不再適用，但其中解決問(wèn)題的思路被人們?cè)诤髞?lái)的技術(shù)手段中傳承下來(lái)[2-3]。

翼吊布局中的發(fā)動(dòng)機(jī)短艙不再嵌入機(jī)翼，而是通過(guò)吊掛(Pylon)置于機(jī)翼下方。為描述方便，下文使用吊掛指代“吊掛整流罩”，并非“吊掛結(jié)構(gòu)”。

吊掛出現(xiàn)后，人們發(fā)現(xiàn)前緣縫翼工作時(shí)與吊掛之間總有一個(gè)無(wú)法完全填補(bǔ)的空隙，降低了增升效率，成為設(shè)計(jì)中亟待解決的問(wèn)題。Perin[2]提出將吊掛與機(jī)翼前部結(jié)合處進(jìn)行局部偏轉(zhuǎn)(修型)，吊掛前部的幾何外形由直改曲以適應(yīng)鄰近的內(nèi)側(cè)前緣縫翼形狀(如圖2所示)，封閉縫翼與吊掛前部的空隙。

圖2　翼吊飛機(jī)布局配備增升裝置的漸縮型機(jī)翼設(shè)計(jì)

除了運(yùn)營(yíng)中為了避免部件碰撞所需保持的距離外，吊掛與前緣縫翼之間不留更大的開(kāi)口。這樣就形成一個(gè)近乎連續(xù)的增升裝置氣動(dòng)面，使飛機(jī)在起飛階段處于相同阻力狀態(tài)下獲得更高的升力。風(fēng)洞試驗(yàn)表明改型的吊掛在巡航階段并不會(huì)造成額外阻力，還可以改善機(jī)翼下部流動(dòng)。

為提高增升裝置性能，Lord[3]提出與Perin類似的方案。在吊掛本體建模時(shí)，以吊掛后緣線為軸，最靠近機(jī)翼的70%的吊掛剖面沿水平面向機(jī)身一側(cè)偏移(如圖3所示)，吊掛本體相對(duì)飛機(jī)軸線向內(nèi)偏轉(zhuǎn)1°，同時(shí)最靠近機(jī)翼的吊掛剖面向內(nèi)偏轉(zhuǎn)1°~5°。

圖3　飛機(jī)機(jī)翼短艙組合

這一方案使飛機(jī)在起飛著陸過(guò)程中封閉前緣縫翼工作時(shí)與吊掛間的空隙，提升氣動(dòng)性能。與Perin定性的局部解決方法不同，該方案以吊掛整體為控制對(duì)象，通過(guò)定量修改翼型分布的角度，控制較復(fù)雜氣動(dòng)面來(lái)達(dá)到效果。

除了縫翼與吊掛、短艙空隙降低增升效率，機(jī)翼下表面、吊掛、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙形成的氣流通道中復(fù)雜流動(dòng)引發(fā)的干擾導(dǎo)致氣動(dòng)效率降低也是設(shè)計(jì)師需要考慮的問(wèn)題。大量氣流流入短艙、吊掛、機(jī)翼下表面形成的狹小收縮-擴(kuò)張通道(圖4(a))，氣流壓力迅速減小(圖4(b)，實(shí)線)，急劇加速，甚至超過(guò)音速(飛行馬赫數(shù)0.75以上)，形成激波。氣流通過(guò)激波后分離產(chǎn)生較大阻力。

Kutney[4]通過(guò)試驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，上述通道氣流特性與該通道流向面積分布密切相關(guān)。該區(qū)域的機(jī)翼、吊掛在彼此靠近的流向站位達(dá)到最大厚度，隨后開(kāi)始收縮形成氣流擴(kuò)張通道，該通道面積的劇烈變化(圖4(c)，實(shí)線)是上述氣流加速與分離的主要原因。Kutney在吊掛側(cè)壁安裝軸向面積分布合理的整流罩，調(diào)整吊掛、短艙、機(jī)翼和機(jī)身之間流道橫截面面積，使其變化緩和(圖4(c)，虛線)，避免氣流過(guò)度加速產(chǎn)生激波帶來(lái)的阻力，從而提高氣動(dòng)性能。通道面積分布之差(圖4(c)，實(shí)虛線間陰影)正是所需的整流罩面積分布。

在改善上述通道流動(dòng)方面，Patterson[5]與Kutney有類似的想法。不過(guò)Patterson并不打算額外加裝整流罩，而是通過(guò)改變吊掛本體翼型，直接控制通道面積分布，改善吊掛周圍的流動(dòng)。該方案將吊掛后部延長(zhǎng)，超過(guò)機(jī)翼后緣，并將吊掛最大厚度位置調(diào)整至機(jī)翼后緣或更靠后的位置，形成改良的翼型(圖5(a))。

圖4　減阻部件

圖5　壓縮掛架

采用普通翼型的吊掛，氣流會(huì)在20%~40%當(dāng)?shù)叵议L(zhǎng)處產(chǎn)生較高速度；采用改良翼型，雖然摩擦阻力因?yàn)榈鯍煅娱L(zhǎng)而增加30%，但由于吊掛與機(jī)翼最大厚度錯(cuò)開(kāi)，降低了吊掛、機(jī)翼之間的干擾，壓差阻力大幅減少50%(圖5(b))。該方案能夠有效提高氣動(dòng)性能，不過(guò)在實(shí)際工程應(yīng)用中可能難以滿足吊掛中前部結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)的空間需求。

與Patterson更偏向于理論研究不同，Hackett[6]提出了在工程設(shè)計(jì)中更有前景的方法。本方案對(duì)比了為滿足結(jié)構(gòu)需求而增加了最大厚度的改裝吊掛A與原始吊掛之間的性能差異。通過(guò)分析發(fā)現(xiàn)厚度加大的吊掛A使飛機(jī)阻力增加1%。為了改善性能，Hackett通過(guò)在吊掛尾部加裝一個(gè)延長(zhǎng)到機(jī)翼后緣之后的整流罩，使吊掛后緣與該整流罩融合，恢復(fù)到原始吊掛的氣動(dòng)性能(如圖6所示)。

圖6　飛機(jī)吊掛延伸設(shè)計(jì)減少氣動(dòng)不利影響

這一方案沒(méi)有前后大幅度調(diào)整吊掛最大厚度位置，但保持吊掛厚度的軸向分布基本一致，這與Patterson的方案有異曲同工之妙。

降低機(jī)翼、吊掛之間的干擾，提高飛機(jī)性能并非僅僅局限于吊掛設(shè)計(jì)，機(jī)翼設(shè)計(jì)同樣扮演重要角色。特別地，當(dāng)人們需要將風(fēng)扇尺寸越來(lái)越大的發(fā)動(dòng)機(jī)更近距離安裝至機(jī)翼時(shí)，機(jī)翼與吊掛、發(fā)動(dòng)機(jī)的協(xié)同設(shè)計(jì)就成為一體化設(shè)計(jì)迭代過(guò)程中的重要環(huán)節(jié)。Goldhammer[7]提出了修改機(jī)翼翼型改善飛機(jī)性能的方法。通過(guò)調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)安裝位置機(jī)翼翼型曲率分布(圖7(a))，降低機(jī)翼、吊掛、發(fā)動(dòng)機(jī)間干擾。

具體來(lái)講，Goldhammer把機(jī)翼下表面壓力峰位置從靠近機(jī)翼前緣位置調(diào)整到靠近機(jī)翼中部45%~50%弦長(zhǎng)位置(圖7(c)，陰影區(qū)域)，將流經(jīng)機(jī)翼、吊掛、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的通道氣流速度維持在音速以下，避免三個(gè)部件間產(chǎn)生額外阻力。

圖7　短艙機(jī)翼組合安裝

2輔助部件氣動(dòng)設(shè)計(jì)方案

除了考慮抑制吊掛、機(jī)翼間的干擾，飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)中采取輔助部件來(lái)主動(dòng)改善機(jī)翼性能也是不可或缺的方案。

使用較廣泛的措施是在短艙或機(jī)翼上安裝渦流發(fā)生器(Vortex Generator)，充分利用短艙、機(jī)翼表面氣流形成所需渦流，改善原有飛機(jī)的性能。Kerker[8]提出在短艙兩側(cè)加裝渦流發(fā)生翼片(圖8)，在飛機(jī)起飛著陸階段，翼片后部拖出的渦流經(jīng)過(guò)機(jī)翼上表面產(chǎn)生下洗流場(chǎng)，延緩機(jī)翼表面氣流分離。

圖8　升力導(dǎo)流片

上世紀(jì)七十年代的這份方案并未對(duì)翼片的具體形狀、位置參數(shù)進(jìn)行深入研究。隨著技術(shù)發(fā)展，人們開(kāi)始更細(xì)致的設(shè)計(jì)。Wang[9]提出了與之類似的設(shè)計(jì)，采用半圓與矩形的組合形狀渦流發(fā)生器作基礎(chǔ)構(gòu)型，并通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)對(duì)渦流發(fā)生器進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì)分析。分析內(nèi)容包括單一渦流發(fā)生器的形狀、位置、偏角，以及渦流發(fā)生器陣列的前后、上下相對(duì)位置對(duì)升力產(chǎn)生的影響(圖9(a))。采用合適的渦流發(fā)生器可以有效減小機(jī)翼上表面氣流分離的區(qū)域，提高最大升力系數(shù)(圖9(b))。

圖9　使用渦流控制裝置的短艙機(jī)翼組合

渦流發(fā)生器不僅僅可以用在短艙上，van der Hoeven[10]將渦流發(fā)生器安裝在機(jī)翼靠前位置，通過(guò)將邊界層外高動(dòng)量氣流與邊界層內(nèi)低能量氣流混合，避免或延遲氣流的分離。翼上渦流發(fā)生器的高度需要與當(dāng)?shù)剡吔鐚雍穸认噙m應(yīng)才能發(fā)揮作用，在起飛著陸、爬升、轉(zhuǎn)彎等大攻角工況下，有效改善飛機(jī)性能。通過(guò)研究渦流發(fā)生器不同組合形狀的高度、長(zhǎng)度、迎角、長(zhǎng)高比等多個(gè)參數(shù)(如圖10所示)，得到優(yōu)化的構(gòu)型，避免拖出次生渦流，以更高效率抑制翼面氣流分離，并減小阻力。

3結(jié)論

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)技術(shù)與飛機(jī)布局聯(lián)系密切，隨著布局的發(fā)展，一體化技術(shù)也發(fā)生了翻天覆地的變化。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)嵌于機(jī)翼之中時(shí)，沒(méi)有吊掛部件，早期技術(shù)方案?jìng)?cè)重于抑制機(jī)翼與發(fā)動(dòng)機(jī)之間

的干擾，渦流發(fā)生器亦沒(méi)有發(fā)揮作用的空間；當(dāng)翼吊布局出現(xiàn)后，干擾因素?cái)U(kuò)展到機(jī)翼、吊掛、發(fā)動(dòng)機(jī)等多個(gè)部件，需要考慮更多因素，技術(shù)手段更加多樣。一體化設(shè)計(jì)技術(shù)逐步趨于融合式、多參數(shù)、多位置的設(shè)計(jì)，使大尺寸發(fā)動(dòng)機(jī)能夠近距離安裝到機(jī)翼，部件間干擾得以控制到可接受程度。

圖10　渦流發(fā)生器

(1)融合式

融合式的設(shè)計(jì)讓各個(gè)部件彼此相容，不再單打獨(dú)斗。例如機(jī)翼與吊掛相交部位，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)安裝方式改變，單一封閉縫翼與發(fā)動(dòng)機(jī)短艙空隙的方法[1]變化為吊掛改型主動(dòng)匹配縫翼幾何形狀[2-3]，從而實(shí)現(xiàn)與縫翼融合設(shè)計(jì)，形成無(wú)縫增升氣動(dòng)面。又如機(jī)翼與吊掛相交部位后部逐漸發(fā)展出整流罩形式來(lái)融合機(jī)翼與吊掛的后部[6]。

(2)多參數(shù)

人們通過(guò)更多參數(shù)進(jìn)行更精確的設(shè)計(jì)，發(fā)掘部件潛力，拓展使用范圍。例如吊掛、縫翼匹配方案向著多參數(shù)方向發(fā)展，采用多個(gè)角度配合實(shí)現(xiàn)匹配方案[3]。又如渦流發(fā)生器，形狀從原始的片狀[8]發(fā)展為多幾何參數(shù)約束的多邊形或多邊形組合，周向、軸向位置參數(shù)得以充分研究和發(fā)展[9]，多參數(shù)設(shè)計(jì)促使渦流發(fā)生器使用范圍從短艙發(fā)展到機(jī)翼表面，使用形式從單一渦流發(fā)生器發(fā)展為渦流發(fā)生器陣列[10]。

(3)多位置

人們不再滿足單一位置的改善，逐步將關(guān)注熱點(diǎn)從短艙、吊掛發(fā)展到機(jī)翼，以及短艙和機(jī)翼上的輔助氣動(dòng)手段。例如通過(guò)調(diào)整機(jī)翼下表面壓力分布，減弱與發(fā)動(dòng)機(jī)之間的干擾，允許發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)翼近距離安裝。通過(guò)機(jī)翼、吊掛、短艙等多位置的設(shè)計(jì)手段，合力完成飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)。

隨著技術(shù)發(fā)展，新方案在早期成果基礎(chǔ)上得以逐步細(xì)化改善，實(shí)施位置越來(lái)越靈活，提升性能的措施也越來(lái)越多。這些技術(shù)方案向我們展示了航空技術(shù)不斷進(jìn)取的歷程，反映了技術(shù)發(fā)展的脈絡(luò)和趨勢(shì)，早期技術(shù)方案更重視原理性突破和創(chuàng)新，對(duì)我們進(jìn)一步構(gòu)思新方案、實(shí)現(xiàn)新技術(shù)具有寶貴的借鑒意義。

參考文獻(xiàn)：

[1]Cole.Extendable Aerodynamic Fairing. US3,968,946，1976.

[2]Perin.Arrowlike Aircraft Wing Equipped With aHigh-Lift System and With a Pylon for Suspendeing the Engine. US4,637,573，1987.

[3]Lord. Aircraft Wing/Nacelle Combination. US5,443,230，1995.

[4]Kutney. Drag-Reducing Component. US4,314,681，1982.

[5]Patterson. Compression Pylon. US4,867,394， 1989.

[6]Hackett. Aircraft Wing Pylon Extensions for Minimized Aerodynamic Penalties. US5,102,069，1992.

[7]Goldhammer. Nacelle and Wing Assembly. US4,815,680，1989.

[8]Kerker. Liftvanes. US3,744,745，1973.

[9]Wang. Nacelle/Wing Assembly With Vortex Control Device. US4,540,143，1985.

[10]Van Der Hoeven. Votex Generator. US4,655,419，1987.

摘要：

飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)是翼吊布局飛機(jī)設(shè)計(jì)的重要組成部分。為解決飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)之間的一體化設(shè)計(jì)問(wèn)題，人們?cè)谠O(shè)計(jì)過(guò)程中從不同角度嘗試眾多解決方案，形成很多典型技術(shù)專利，積累了寶貴經(jīng)驗(yàn)。通過(guò)分析較為典型的方案，以展現(xiàn)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)發(fā)展的脈絡(luò)和趨勢(shì)。

關(guān)鍵詞：翼吊布局飛機(jī)；一體化設(shè)計(jì)；氣動(dòng)設(shè)計(jì)

[Abstract]Aerodynamic design of aircraft-engine integration is an important part for wing-mounted-engine aircraft design. In order to solve the design problems between aircraft and engine, many solutions were made attempts from different perspectives during the design process, and classic technology patents and valuable experience were formed. Some of the technology solutions are to be discussed as follows to reveal the map and tendency of related integrated design technology。

[Key words]wing-mounted-engine aircraft； integration design；aerodynamic design

中圖分類號(hào)：V231.3

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A