馬經(jīng)忠 曹 毅 肖 毅 萬俊明 胡志東

(江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，南昌 330024)

0 引言

尾吊發(fā)動機(jī)短艙是目前中小型公務(wù)機(jī)常用的布局形式，部件之間的相互干擾尤其是發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣對機(jī)翼的氣動影響是需要重點關(guān)注的問題。近年來，國外的研究人員重點對尾吊短艙先進(jìn)概念布局進(jìn)行了設(shè)計研究，并對機(jī)翼與短艙的氣動干擾機(jī)理進(jìn)行了分析，開展了多項減阻優(yōu)化工作[1-5]。2006年，在ARJ21飛機(jī)的研制過程中，朱杰對超臨界機(jī)翼-尾吊短艙布局的高速氣動特性進(jìn)行了研究，利用商用CFD(Computational Fluid Dynamics)軟件Fluent對模型進(jìn)行了數(shù)值計算，著重考察了有無短艙對機(jī)翼升阻比的影響，其計算結(jié)果表明，采用近距尾吊短艙布局的飛機(jī)，機(jī)翼在短艙的影響下，升、阻力都有所降低，但阻力降低更加明顯，升阻比將有所提高[6]。2012年，邱亞松等針對發(fā)動機(jī)短艙對三維增升裝置的影響及改善措施進(jìn)行了數(shù)值仿真研究，提出在發(fā)動機(jī)短艙適當(dāng)位置安裝渦流片能夠明顯改善增升裝置的氣動性能[7]。2013年，左英桃等對機(jī)翼-機(jī)身-短艙-掛架的外形氣動優(yōu)化設(shè)計方法進(jìn)行了研究，采用徑向基函數(shù)的無限插值方法進(jìn)行了復(fù)雜外形的動網(wǎng)格生成，利用離散共軛方法計算目標(biāo)函數(shù)梯度，對DLR-F6機(jī)型進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計[8]。同年，張文升等研究了短艙擾流片對運輸機(jī)增升裝置氣動特性的影響問題，分析了擾流片對流動控制的影響效果和機(jī)理[9]。2015年，馬經(jīng)忠等研究了尾吊短艙布局發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量對機(jī)翼高速升阻特性的影響，研究結(jié)果表明，發(fā)動機(jī)空氣流量增加將導(dǎo)致機(jī)翼的升、阻力系數(shù)增加(其他部件未做分析)，但升阻比會有所下降[10]。

為了全面研究發(fā)動機(jī)進(jìn)氣與噴流對全機(jī)高速氣動特性的影響，在飛機(jī)巡航條件下(H=11 000 m、Ma=0.78)對流場開展數(shù)值仿真研究，重點對比分析了短艙通氣模型與帶進(jìn)排氣狀態(tài)的全機(jī)升阻力特性及流場分布情況，著重考察了機(jī)翼的升力系數(shù)Cl、阻力系數(shù)Cd、表面壓力系數(shù)Cp和升阻比K的變化情況。

1 研究對象

本文的研究對象如圖1所示，飛機(jī)采用下單翼布局、T型尾翼，通過尾吊短艙的方式安裝兩臺渦扇發(fā)動機(jī)，短艙與機(jī)身通過掛架連接，為保證進(jìn)氣道在機(jī)翼下洗場中，唇口基本對準(zhǔn)來流方向以提高巡航時的進(jìn)氣效率，給予短艙在俯仰方向2°的抬頭安裝角；為了減小偏航力矩及底部阻力，降低單發(fā)停車狀態(tài)下方向舵的操作力和減少機(jī)身尾部的死流區(qū)，給予短艙偏航方向2°的外偏安裝角。為了弱化高速飛行條件下掛架表面的激波強(qiáng)度，在掛架連接處，后機(jī)身采用了內(nèi)凹修型處理。

圖1 某公務(wù)機(jī)布局方案

2 計算方法概述

本文的計算條件均不帶側(cè)滑，流動是對稱的，因此采用半模進(jìn)行計算，計算模型有兩種狀態(tài)：短艙通氣模型及帶進(jìn)氣噴流模型。整個計算域劃分四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，附面層網(wǎng)格首層高度為0.01 mm，共30層，網(wǎng)格量總數(shù)約2 200萬，Y+值符合壁面函數(shù)要求。對短艙通氣模型采用三種常用CFD軟件(Fluent、starccm+、CFX)進(jìn)行計算分析，并與風(fēng)洞試驗結(jié)果作對比研究；使用二階迎風(fēng)格式對時間和空間項進(jìn)行離散；選擇SSTk-ω(Shear Stress Transport，剪切應(yīng)力輸運)湍流模型對流動進(jìn)行計算，該模型用修正的湍流粘性公式來解決湍流剪切應(yīng)力引起的輸運效應(yīng)，適合于邊界層流動、有分離流動等進(jìn)行計算；主要的計算邊界條件有：壓力遠(yuǎn)場條件、壓力出口條件、質(zhì)量流量進(jìn)口條件、對稱邊界及無滑移絕熱固壁條件。本文的帶進(jìn)排氣算例中，進(jìn)氣道空氣流量均對應(yīng)發(fā)動機(jī)巡航狀態(tài)；采用壓力出口條件用以模擬發(fā)動機(jī)進(jìn)氣；采用質(zhì)量流量進(jìn)口條件用以模擬發(fā)動機(jī)噴流；計算條件為：H=11 000 m、Ma=0.78，迎角范圍α=-2°～8°。

3 通氣模型的試驗對比分析

本文所研究的全機(jī)短艙通氣模型在俄羅斯中央流體動力研究院(TsAGI)的T-128風(fēng)洞開展了高速測力風(fēng)洞試驗，如圖2所示，縮比模型的支撐方式為尾部支撐。試驗時采用固定轉(zhuǎn)捩形式，分別在機(jī)翼、機(jī)身、短艙掛架和尾翼等主要部件上粘貼柱狀粗糙元轉(zhuǎn)捩帶，馬赫數(shù)Ma=0.78時試驗雷諾數(shù)接近400萬。

圖2 高速風(fēng)洞試驗?zāi)Ｐ桶惭b圖

計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比如圖3所示。三種CFD軟件計算得到的升力系數(shù)差異較小，其中，F(xiàn)luent的計算結(jié)果在4°迎角以后，與試驗結(jié)果更加接近；阻力系數(shù)方面，CFX的計算結(jié)果整體偏大，F(xiàn)luent與starccm+的計算結(jié)果與試驗更加接近；總體而言，F(xiàn)luent計算得到的升阻力系數(shù)與試驗值吻合度較好，計算結(jié)果準(zhǔn)確預(yù)測了升力曲線的非線性拐折、失速迎角和最大升力系數(shù)等典型特征，能夠用于后續(xù)的尾吊短艙布局飛機(jī)氣動特性分析研究。

(a)升力系數(shù)

4 計算結(jié)果分析

飛機(jī)巡航狀態(tài)下全機(jī)通氣模型及帶進(jìn)排氣模型升阻特性計算結(jié)果如表1和圖4所示，可以看出，在小迎角條件下，帶進(jìn)排氣后，全機(jī)升力系數(shù)增加、阻力系數(shù)降低、升阻比提高，2°迎角時全機(jī)升阻比增加了1.91，但隨著迎角的逐漸增大，這一氣動特性改善趨勢逐漸減緩，在迎角8°時，帶進(jìn)排氣后，全機(jī)升力系數(shù)及阻力系數(shù)均減小，但升阻比仍略有增加。由此可見，采用近距尾吊短艙布局的飛機(jī)，帶進(jìn)排氣后將會有更高的巡航升阻比以及更大的航程，對飛機(jī)氣動特性是有利的影響。

表1 全機(jī)升阻力特性計算結(jié)果

(a)升力系數(shù)

飛機(jī)巡航狀態(tài)下各部件通氣模型及帶進(jìn)排氣模型升阻特性計算結(jié)果如圖5所示，采用近距尾吊短艙布局的飛機(jī)，帶進(jìn)排氣后，升力的變化主要是由于短艙和機(jī)翼的相互干擾造成的，其他部件的升力幾乎保持不變，這一研究結(jié)論與文獻(xiàn)[6]及文獻(xiàn)[10]的研究結(jié)果是基本一致的；而阻力方面，帶進(jìn)排氣后，機(jī)翼及其他部件的阻力變化較小，在大部分迎角范圍內(nèi)，機(jī)翼阻力還略有增大，但短艙阻力明顯減小，導(dǎo)致全機(jī)阻力降低。

(a)升力系數(shù)

圖6所示為短艙XOY中心截面(Z=1.8 m)的馬赫數(shù)云圖分布，從圖中可以看出，在馬赫數(shù)0.78的計算條件下，機(jī)翼上表面形成了超音速區(qū)，并伴隨有激波生成，速度低、壓力高的駐點出現(xiàn)在機(jī)翼前緣點附近；高速氣流在接近短艙時逐漸減速吸入發(fā)動機(jī)內(nèi)，駐點出現(xiàn)在短艙唇口的前緣點附近，靠近進(jìn)氣道出口即發(fā)動機(jī)風(fēng)扇進(jìn)口的流動較為均勻；對比圖6(a)與圖6(b)可以發(fā)現(xiàn)，帶發(fā)動機(jī)進(jìn)氣條件后，短艙進(jìn)氣道內(nèi)的氣流速度增大，上唇口超音速區(qū)分布范圍收縮、激波強(qiáng)度減弱，導(dǎo)致阻力減小，與此同時，在發(fā)動機(jī)進(jìn)氣的抽吸作用下，機(jī)翼上表面的激波逐漸后移，流動分布發(fā)生了改變，從而對飛機(jī)的升阻特性造成影響。

(a)通氣模型

圖7所示為全機(jī)表面壓力系數(shù)分布，從圖中可以看出，帶進(jìn)排氣后，短艙及掛架上表面的低壓區(qū)面積減小、強(qiáng)度減弱，由于發(fā)動機(jī)進(jìn)氣的抽吸作用，機(jī)翼上表面的低壓區(qū)向后緣逐漸擴(kuò)展，導(dǎo)致升力系數(shù)增大、阻力系數(shù)減小。

圖7 全機(jī)表面壓力系數(shù)分布(α=2°，左：通氣模型，右：帶進(jìn)排氣模型)

為進(jìn)一步說明發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣對機(jī)翼表面壓力分布的影響，如圖8所示選取了短艙進(jìn)口中心對應(yīng)的機(jī)翼站位(Z=1.8 m)壓力系數(shù)進(jìn)行分析。從圖中可以看出，在小迎角條件下，增加發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣后，機(jī)翼上表面負(fù)壓線整體上移，導(dǎo)致機(jī)翼升力系數(shù)增加、阻力系數(shù)減小、升阻比提高；在迎角8°條件下，流場分布變得相對復(fù)雜，通氣模型與帶進(jìn)排氣模型機(jī)翼上表面的負(fù)壓線出現(xiàn)了交叉，綜合影響導(dǎo)致機(jī)翼升力系數(shù)及阻力系數(shù)均減小。

(a)α=2°

5 結(jié)論

本文對某公務(wù)機(jī)巡航條件下的流場進(jìn)行了數(shù)值仿真研究，重點分析了進(jìn)排氣對尾吊短艙布局飛機(jī)的氣動特性影響，研究結(jié)果表明：

1)常用的CFD軟件Fluent計算得到的升阻力系數(shù)與試驗值吻合度較好，能夠用于初步方案階段的尾吊短艙布局飛機(jī)氣動特性分析研究，可為高速風(fēng)洞試驗升阻力系數(shù)修正提供依據(jù)，為高速TPS(Turbine Powered Simulator，渦輪動力模擬)試驗提供參考；

2)采用近距尾吊短艙布局的飛機(jī)，在小迎角范圍內(nèi)，帶發(fā)動機(jī)進(jìn)排氣后，短艙上唇口區(qū)域激波強(qiáng)度減弱、阻力減小，與此同時，機(jī)翼上表面的負(fù)壓線整體上移，導(dǎo)致機(jī)翼乃至全機(jī)升力系數(shù)增大、阻力系數(shù)減小、升阻比提高；在迎角較大時，通氣模型與帶進(jìn)排氣模型機(jī)翼上表面的負(fù)壓線出現(xiàn)了交叉，綜合影響導(dǎo)致了機(jī)翼升力系數(shù)及阻力系數(shù)均減小，但升阻比仍有所提高；

3)采用近距尾吊短艙布局的飛機(jī)，帶進(jìn)排氣后全機(jī)升阻力將發(fā)生改變，從而影響飛機(jī)的力矩特性及操縱性能，在方案詳細(xì)設(shè)計階段，應(yīng)當(dāng)采用更接近實際飛行狀態(tài)的帶進(jìn)排氣模型準(zhǔn)確評估全機(jī)的氣動特性，用以確定飛機(jī)的飛行品質(zhì)和飛行性能。