白俊強，劉 南，邱亞松，張曉亮，陳迎春，李亞林，周 濤

（1.西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072；2.上海飛機設(shè)計研究院，上海 200232）

0 引 言

對于大型民用運輸類飛機來說，隨著環(huán)保、經(jīng)濟性等各個方面的要求越來越高［1－2］，人們不停從各個方面采取各種措施提高全機的綜合性能［2－5］。其中一項重要舉措就是不斷增大發(fā)動機的涵道比以提高發(fā)動機燃油效率。但對于該類飛機普遍采用的翼吊布局來說，不斷增大的翼吊發(fā)動機尺寸會對增升裝置的氣動性能產(chǎn)生極其不利的影響［3］。而增升裝置氣動性能對全機綜合性能也有著重要影響［6－7］。

具體來說，大尺寸的翼吊發(fā)動機會對增升裝置產(chǎn)生以下三方面的不利影響［8］：一、為了滿足各種約束及提高巡航氣動性能，大尺寸的翼吊發(fā)動機都安裝得更高更靠前，這使得其連接機翼的掛架不得不將前緣增升裝置分為兩段，而在兩段之間的掛架所在展向范圍難以使用前緣增升裝置。二、不連續(xù)的前緣增升裝置與掛架兩側(cè)形成的縫隙以及前緣增升裝置在該處的端面會在大迎角時誘導出許多空間低能量渦系；三、近似圓柱形的發(fā)動機短艙在中大迎角下產(chǎn)生的低速分離氣流會直接流到機翼上表面。

消除上述不利影響的一項重要措施就是在翼吊發(fā)動機上安裝短艙渦流片（nacelle chine）。例如，A380、Boeing787及A320、Boeing737的最新型號均在翼吊發(fā)動機短艙上安裝了渦流片。而日本宇宙航空研究開發(fā)機構(gòu)（JAXA）的優(yōu)化算例［9－11］表明要想該項措施取得顯著效果，短艙渦流片的安裝位置必須在滿足一定約束的前提下進行優(yōu)化。第二屆歐洲高升力計劃也分別從CFD和風洞試驗的角度，對短艙渦流片的流動機理進行了大量的研究［12－14］。

針對某翼吊布局飛機短艙渦流片位置需重新設(shè)計的問題，本文采用數(shù)值模擬的方法研究了短艙渦流片安裝位置影響增升裝置氣動性能的流動機理，并據(jù)此提出了優(yōu)化短艙渦流片安裝位置的準則。設(shè)計結(jié)果表明，本文提出的優(yōu)化準則是正確有效的。

1 計算方法和計算網(wǎng)格

1.1 數(shù)值方法

近些年來基于雷諾平均Navier－Stokes（RANS）方程的流場求解器已為工程設(shè)計廣泛使用，其主控方程為：

RANS方程的離散采用有限體積法，空間離散格式為二階迎風Roe格式，時間推進采用LU－SGS時間格式。綜合考慮計算效率和計算精度，流場模擬采用 Menter提出的k－ωSST湍流模型［15］，其具體方程式如下：

k－ωSST湍流模型在邊界層內(nèi)部采用 Wilcox kω模型，在邊界層邊緣和自由剪切層采用高雷諾數(shù)Jones－Launder k－ε模型，其間通過一個混合函數(shù)F1進行過渡，屬于積分到壁面的兩方程渦粘性模型。該湍流模型綜合了k－ω和k－ε兩模型的優(yōu)點，同時避免了兩者的缺點，既消除了k－ω模型對遠場邊界條件的依賴，又改善了k－ε模型對大逆壓梯度模擬結(jié)果不準確的缺點，廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域內(nèi)的流場模擬［16］。

1.2 網(wǎng)格策略

本文的計算構(gòu)型是某型客機三段增升裝置著陸構(gòu)型（前緣縫翼＋主翼＋后緣襟翼），網(wǎng)格生成軟件采用ICEM CFD，計算網(wǎng)格為點對接的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，為了準確模擬附面層內(nèi)部流動，物面處采用O型網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格和物面之間的距離為飛機的平均氣動弦長乘以1.0×10－5，O網(wǎng)格生長率小于1.25，在流場參數(shù)（如速度、壓力等）梯度較大的區(qū)域，如襟翼和縫翼的縫道附近、渦流片所誘導的空間渦附近、縫翼和主翼的尾跡區(qū)、機翼翼根處、翼稍處等，需要適當加密網(wǎng)格以準確捕捉流動現(xiàn)象。本文為了對比有無渦流片對增升裝置氣動特性的影響，還采用了網(wǎng)格空化策略，具體方法是將渦流片處的空間網(wǎng)格加入流場網(wǎng)格，并其與短艙交界處生成O網(wǎng)格以精確模擬附面層流動。

2 問題的提出與計算方法適應(yīng)性驗證

2.1 問題的提出

圖1為某型飛機增升裝置（前緣縫翼＋主翼＋后緣襟翼）著陸構(gòu)型，在此命名為model－1，其翼吊短艙上安裝了一個渦流片。該渦流片對翼吊短艙引起的增升裝置氣動性能惡化有顯著改善作用，并且經(jīng)過了風洞試驗的驗證。但該渦流片有一部分位于發(fā)動機反推裝置上，必須在不顯著影響增升裝置氣動性能的前提下前移一段距離。

圖1 基本構(gòu)型model－1Fig.1 Basic configuration model－1

2.2 計算方法對問題的適應(yīng)性驗證

為了驗證本文數(shù)值方法對上述問題的適應(yīng)性，對構(gòu)型model－1風洞試驗狀態(tài)進行了模擬。圖2為該構(gòu)型所用的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格單元數(shù)量約為3500萬。在風洞試驗工況下，CFD數(shù)值模擬所得升力曲線與風洞試驗結(jié)果的對比見圖3。從圖中可以得出：CFD數(shù)值模擬對失速迎角和最大升力系數(shù)的捕捉相當準確，最大升力系數(shù)相差不超過0.03，失速迎角相差不到1°，充分證明本文所采取的CFD求解方法和網(wǎng)格生成策略的可行性。

圖2 計算網(wǎng)格Fig.2 The computation grid

圖3 計算結(jié)果與試驗結(jié)果對比Fig.3 Comparison between results of experiment and calculation

3 渦流片及其安裝位置影響增升裝置氣動特性的機理分析

為解決問題，首先需要理解短艙渦流片改善翼吊短艙對增升裝置氣動性能惡化的機理，及其安裝位置對這種改善作用的影響機理。為此，本文對如下幾個構(gòu)型進行了對比計算研究：將model－1構(gòu)型上的短艙渦流片空化，命名為 model－0；將 model－1構(gòu)型上的短艙渦流片前移一定距離，使之滿足發(fā)動機反推約束得到model－2；在model－2的基礎(chǔ)上將渦流片繞短艙軸線下偏15°得到 model－3。model－1～model－3在翼吊短艙上的幾何差異如圖4所示。

圖4 各渦流片模型對比Fig.4 Comparison of several nacelle chines

在自由來流馬赫數(shù)Ma＝0.2，雷諾數(shù)20.0×106工況下，model－1、model－2、model－3較 model－0失速迎角分別增大了2°、2°和1°，最大升力系數(shù)分別增大了0.15、0.1和0.075?？梢?model－1上的渦流片能夠有效改善翼吊短艙引起的增升裝置氣動性能惡化，而渦流片安裝位置對這種改善效果的影響也十分顯著，從而影響增升裝置的失速迎角和最大升力系數(shù)。

3.1 有無渦流片流場對比

為了充分了解渦流片改善翼吊發(fā)動機對增升裝置氣動特性惡化的機理，本文對有無渦流片構(gòu)型model－0與model－1的流場進行對比計算分析。相比model－1構(gòu)型，model－0的失速迎角減小2°，最大升力系數(shù)下降約0.15。

由于發(fā)動機短艙以及掛架的影響，縫翼下偏后會在主翼上留下的臺階以及縫翼的端面等，大迎角時誘導出許多空間渦系，流至機翼上表面，這些渦的能量較低，渦核距機翼上表面較近，而且這段機翼前緣缺少縫翼，主翼所承受的逆壓梯度相對于其余翼段要大得多，這些因素共同導致了短艙后方的機翼上表面很容易發(fā)生流動分離。圖5為model－0構(gòu)型的內(nèi)翼段的空間低速區(qū)（馬赫數(shù)范圍為0～0.18）從18°迎角到19°迎角的發(fā)展情況。由圖可見，隨著迎角的增加，機翼中段上表面的空間低速區(qū)逐漸擴大，最終導致大面積的分離區(qū)。

圖5 model－0構(gòu)型的空間低速區(qū)Fig.5 Low speed area of model－0configuration

圖6為有無渦流片構(gòu)型的x方向等渦量云圖對比。在18°迎角時，model－1構(gòu)型的短艙渦流片會在機翼中段上方空間中誘導出一個很強的渦（如圖6b所示），明顯地抑制了機翼上表面其余的空間渦（model－1相對于model－0構(gòu)型除渦流片所誘導的渦以外，其余空間渦的等渦量云圖的范圍變小，渦核位置向下移動），從而限制該處空間低速區(qū)的發(fā)展，增大失速迎角以及最大升力系數(shù)。

3.2 各渦流片構(gòu)型計算結(jié)果對比

如圖7所示是 model－1、model－2和 model－3諸構(gòu)型在20°迎角時的x方向渦量的空間分布（范圍－100／s～100／s），箭頭指向代表渦流片渦核在流場中的運動方向，渦核處x方向渦量為負，也就是意味著流體的旋轉(zhuǎn)方向為逆時針（從機頭望去），由圖7可以明顯看出：該渦能量高，從而抑制了機翼中段其余空間渦的發(fā)展，將其限制在很小的范圍內(nèi)。

各構(gòu)型的渦流片所誘導的空間渦的位置和強度（以渦核處的總渦量評估）見表1和2，截面位置見圖8。

圖6 兩構(gòu)型等渦量圖對比Fig.6 Comparison of vorticity iso－surface between two configurations（with／without chine）

圖7 各構(gòu)型的空間渦量分布和渦核的發(fā)展（α＝20°）Fig.7 Vorticity distributing and development of eddy cores of three models（α＝20°）

圖8 截面位置Fig.8 Location of sections

為了增強渦流片對空間低速區(qū)的抑制作用，渦的強度和位置是設(shè)計渦流片應(yīng)該重點考慮的兩個問題。如表1、表2所示model－1構(gòu)型渦的位置較其余三個構(gòu)型要低，渦量也較大，這就表明model－1構(gòu)型中渦流片的效率最高，即該構(gòu)型的最大升力系數(shù)在三個構(gòu)型中最大。但是該構(gòu)型的渦流片位于反推力裝置上。

表1 渦核的位置（單位：m）Table 1 Location of eddy cores（unit：m）

表2 渦核處的渦量（單位：s－1）Table 2 Vorticity of eddy cores（unit：s－1）

為了使渦流片滿足幾何約束，model－2構(gòu)型在model－1的基礎(chǔ)上直接前移渦流片，然而由表2可以看出CFD計算結(jié)果表明model－2的渦流片所誘導的渦核空間位置太過偏上，對機翼中段上表面其余的空間渦無法產(chǎn)生有效的抑制作用，最大升力系數(shù)較model－1減少了約0.05。

為了將空間渦下移，model－3構(gòu)型在model－2構(gòu)型的基礎(chǔ)上將渦流片繞發(fā)動機轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)了約15°。但是該構(gòu)型的升力特性最差，通過流場分析發(fā)現(xiàn)：雖然model－3構(gòu)型的渦流片的渦核位置在x＝20m截面處較model－2有所下降，但是該構(gòu)型渦流片所誘導的空間渦太弱，渦核處的渦量較其余三個構(gòu)型要小很多，在流場x＝21m截面及其下游區(qū)域渦核被分離氣流向上“擠壓”。該渦在圖7（c）中后面幾個剖面處已破裂，旋轉(zhuǎn)效應(yīng)基本消失，無法有效地抑制分離區(qū)的擴展。model－3構(gòu)型的失速迎角僅為19°，最大升力系數(shù)也比model1下降約有0.075。

4 短艙渦流片機理分析

短艙渦流片的流動機理與大后掠三角翼類似，都由三部分組成：粘性子渦核、旋轉(zhuǎn)渦核以及自由剪切層［17］。但是由于渦流片下表面與短艙相連，展向壓力梯度并沒有文中三角翼那么大，也就不會出現(xiàn)文獻中所提到的“二次渦”。

如圖9所示，短艙渦流片的前緣誘導出空間渦，隨后向渦流片上方運動，流管開始膨脹，當渦核脫離渦流片后緣之后，流管又開始收縮。隨著空間渦的運動，其耗散作用也非常強，model－2構(gòu)型渦流片所誘導的空間渦在剛脫離渦流片后緣時渦核處的渦量約為1300／s，而到了x＝20m截面處渦量已不足650／s，減少了一半以上。綜上所述，對于短艙渦流片所誘導的空間渦，其強度主要受前緣處的當?shù)貋砹饔呛蜏u流片與機翼之間的距離的影響。

圖9 model－2構(gòu)型短艙渦流片附近的空間流線Fig.9 The streamlines near nacelle chine of model－2configuration

由3.2節(jié)分析可見，短艙渦流片所誘導的空間渦的強度和高度是影響其增升效率的主要因素，以下就渦流片位置對這兩個因素的影響分別進行分析。

4.1 渦流片前移

如圖10為model－0構(gòu)型（無渦流片）的短艙表面極限流線，由圖可見，隨著渦流片向前移，其所受機翼的上洗越弱，當?shù)赜且簿托?，同時渦流片和機翼間的距離也隨之變大，所以渦流片的前后位置對圖9各截面空間渦強度的影響基本上是單調(diào)的，渦流片越靠前，圖8中各截面處的空間渦越弱。

圖10 model－0構(gòu)型的表面極限流線Fig.10 The surface streamline of model－0configuration

另一方面，渦流片前移會使其誘導的空間渦的運動軌跡上移。所以直接前移渦流片會減弱其對中段機翼上表面空間低速區(qū)的抑制作用，降低增升效率，正如本文中的model－1和model－2所示。

4.2 渦流片下移

在本文的設(shè)計空間內(nèi)（圖10中藍線以上區(qū)域），由于受到掛架等的影響，短艙表面的當?shù)赜遣⒉浑S著上下位置而線性變化。如圖10所示，在短艙的前緣（紅線以前）附近，位置越靠下則當?shù)赜窃酱?，而在短艙中間區(qū)域（紅線和綠線之間），氣流的當?shù)赜亲兓淮?，在短艙后緣附近（綠線之后）由于氣流受機翼上洗的影響較大，位置越靠上則當?shù)赜窃酱蟆１疚闹卸膛摐u流片的前緣基本都位于短艙中段，也就是當?shù)赜亲兓淮蟮膮^(qū)域。但是渦流片下移會使其距離機翼更遠，所以渦流片越靠下，圖8中各截面處的空間渦越弱。

然而下移短艙渦流片又可以使空間渦向下移動，增強其對機翼上表面的空間低速區(qū)的抑制能力。所以為了提高增升效率，必須在model－2和model－3之間精心選擇一個合適的上下位置。

5 滿足反推約束的短艙渦流片位置及外形重新設(shè)計

基于上述研究結(jié)果，為了提高飛機的失速迎角和最大升力系數(shù)，需要綜合考慮渦流片所誘導空間渦的位置以及強度。本文的設(shè)計思想是在渦強度基本不降低或降低很小的基礎(chǔ)上將該渦的位置盡量下移，以增強其對大迎角時機翼中段上表面空間低速氣流的抑制作用。

本文最終設(shè)計的滿足發(fā)動機反推約束的短艙渦流片如圖11所示，將其命名為model－4，該構(gòu)型各截面渦核位置與渦強度見表3。

圖11 model－4構(gòu)型渦流片位置Fig.11 Location of chine of model－4configuration

表3 model－4構(gòu)型的截面渦核位置以及渦核處渦量Table 3 The location and vorticity of vortex core of model－4configuration

model－4構(gòu)型是在多次權(quán)衡設(shè)計中形成的，其在model－2構(gòu)型的基礎(chǔ)上將渦流片繞短艙軸線偏轉(zhuǎn)約5°。由表1～表3可見，相對于 model－1構(gòu)型，model－4的渦流片所誘導空間渦的渦核略高，渦強度基本未變，所以失速迎角基本保持不變，最大升力系數(shù)損失不到0.015，證明本文的設(shè)計策略是可行的。

6 結(jié) 論

（1）常規(guī)布局民用運輸機的翼吊發(fā)動機短艙會大幅度降低增升裝置的氣動性能，添加短艙渦流片可以一定程度上彌補這種損失。

（2）優(yōu)秀的渦流片所誘導的空間渦會對大迎角時機翼中段上表面處空間低速氣流的發(fā)展起到很強的抑制作用，但設(shè)計過程中需要綜合考慮渦流片所誘導渦的強度和位置。

（3）短艙渦流片誘導的空間渦越強、位置越低，則改善增升裝置氣動性能的效果越明顯。

（4）渦流片前移，會使其與機翼間的距離增加，當?shù)赜菧p小，使其誘導的空間渦上移，渦強度減弱；渦流片下移，會使其與機翼間的距離增加，當?shù)赜菦]有顯著變化（針對本文的設(shè)計空間），使其誘導的空間渦下移，渦強度減弱。

（5）本文所采取的設(shè)計策略是在渦強度（以渦核處的總渦量評估）基本不降低或者降低很小的基礎(chǔ)上，盡量下移渦流片的位置，以增強其所誘導渦的抑制作用。并對某型飛機短艙渦流片進行外形和位置的重新設(shè)計之后，發(fā)動機反推約束得到了滿足，而且氣動特性基本未受影響。

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