張菁+張曉亮+江奕廷

摘 要：以某型運輸機增升構型為研究對象，通過數值模擬方法研究了發(fā)動機進排氣對全機 氣動特性的影響。計算結果表明：在發(fā)動機進排氣因素影響下，全機最大升力系數明顯增加，失 速迎角有較大幅度延遲。通過對流場特性對比分析知：進排氣因素不僅對短艙后方襟翼當地流場 有較大改善，而且對主翼上表面流場以及平尾當地迎角也有顯著影響?；谝陨戏治稣J為，在翼 吊發(fā)動機增升構型設計過程中，進排氣因素對各個部件當地流場的影響需要納入設計考慮范圍。

關鍵詞：增升系統(tǒng)；氣動特性；動力影響；短距起降

中圖分類號：V231.3 文獻標識碼：A 文章編號：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

由于受到起降場地等條件的限制，要求運輸 機起飛、著陸滑跑距離短以及起飛、進場和著陸速 度低。而能實現上述性能的關鍵即為全機起降時 具有很大的升力系數。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，要求全機最大升力系 數CLmax≈7.4[1]。

由于普通機械式增升裝置自身所具有的局限 性，在運輸機起降時所提供升力系數有限。鑒于 此，當代大型運輸機有些開始采取動力增升技術。 動力增升技術分為邊界層控制、噴氣襟翼、展向吹 氣、動力轉向等。其中屬于邊界層控制技術的外吹 式襟翼直接利用翼吊發(fā)動機排氣控制襟翼表面流動，較之于其他動力增升技術簡單而實用，并且對 高速巡航構型影響不大。該項技術已非常成熟，特 別是經過了YC-15驗證機的飛行試驗驗證并在C -17大型軍用運輸機上得到了正式應用[2-3]。故 外吹式襟翼增升系統(tǒng)成為翼吊布局大型運輸機的 最佳選擇。

在采用外吹式襟翼動力增升技術的前提下， 必須研究動力對增升構型氣動特性的影響。國外 在此技術領域有著豐富的研究經驗，并且取得了 很多研究成果，然而國外公開發(fā)表的文獻中只公 布了研究結果以及所得出的結論[2-6]，并沒有討論 動力因素對氣動特性產生影響的流動機理。國內 在該技術領域的研究主要集中于發(fā)動機噴流對襟 翼的影響上，并沒有探究動力因素對其他部件氣 動特性的影響[7-9]。

本文通過求解雷諾平均N-S方程（RANS）對 某型采用外吹式襟翼技術的大型運輸機增升構型 進行數值模擬，研究了發(fā)動機進、排氣對整機氣動 性能的影響并分析了相應的流動機理，得出了較 為有意義的結論。

1 計算方法

1.1 數值方法

對于粘性起主導作用的增升構型繞流問題， 其流場伴隨著尾跡混合、流動分離以及激波附面 層干擾等復雜流動特性[10]。因此本文通過求解 RANS方程對增升構型進行數值模擬。采用有限體 積法求解該方程，空間離散格式為二階迎風Roe 格式，時間推進格式為LU-SGS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[11]。

1.2 計算模型和計算網格

本文研究對象為某型大型運輸機增升構型， 為描述方便將其命名為ModelA，具體幾何外形如 圖1所示。本文采用點對接結構網格策略，在物面 附近應用O型網格進行加密以模擬真實流動的附 面層，附面層第一層網格高度為1×10-5C（C為平 均氣動弦長）量級，保證較小的y+值。endprint

1.3 數值方法可靠性驗證

針對本文所采用的數值模擬方法的可靠性驗 證分為兩部分。

首先采用一個無動力增升構型風洞標模應用 數值模擬方法對于增升裝置流場模擬可靠性進行 驗證，該標模為某大型客機三段增升裝置風洞試 驗模型，該構型帶有大型翼吊發(fā)動機短艙，襟翼與 主翼由滑軌艙連接，翼吊短艙內側裝有渦流發(fā)生 器。在風洞試驗工況下（自由來流Ma=0.2，Re= 2.1×105），計算所得升力特性曲線與試驗數據對 比如圖2所示，從圖中可以看出，計算所得升力特 性曲線與試驗所得吻合良好，尤其是對最大升力 系數和失速迎角的捕捉較為準確。計算所得失速 迎角比試驗值小0.94°，最大升力系數小0.033。 該算例表明針對增升構型流場的網格策略及數值 模擬方法是合理、可信的。

其次對模擬發(fā)動機噴流所采用數值方法可靠 性進行驗證。數值模擬中Ma=0.2，高度為海平面 標準大氣。驗證模型為如圖3（a）所示的某型單獨 渦扇發(fā)動機。圖3（b）分別為沿發(fā)動機中軸線噴流總溫隨距離變化的數值模擬結果與試驗值的對比。 從圖中可以看出在距核心機后緣端面最近及最遠 處計算值和試驗值符合很好，在中等距離處計算 值與試驗值存在小的差異，但誤差范圍不超過 10%，該算例表明，本文針對發(fā)動機帶動力模型所 采用的數值模擬方法可以滿足本文研究工作的需 求。

圖4所示為ModelA有無動力構型全機升力 系數對比，由圖可知，在動力因素影響下該構型最 大升力系數及失速迎角均有大幅提高。以該構型 為研究對象，分別就發(fā)動機進、排氣對升力特性影 響機理展開研究。

2.1 發(fā)動機進氣對升力特性的影響

圖5為20°攻角下動力關閉和開啟時短艙上表 面空間馬赫數云圖對比。由圖可知，在大迎角下， 進氣時短艙上方存在較大范圍的流動分離區(qū)，而 無進氣時該分離區(qū)消失。圖6為過短艙中軸線鉛垂 截面馬赫數云圖、駐點位置及流線對比圖。由圖可 得，在發(fā)動機吸氣的作用下，短艙正前方流場呈現 收縮管道形態(tài)，駐點位置上移，短艙上表面流場當 地迎角降低，這對短艙上表面分離區(qū)域消失產生 有利影響。

綜合以上分析，發(fā)動機進氣通過改變短艙、掛 架以及短艙后方主翼流場形態(tài)，從而改善了短艙上表面及掛架內側當地流場。

2.2 發(fā)動機排氣對升力特性的影響

本文所用構型發(fā)動機前伸量較大，發(fā)動機射 流對短艙后方縫翼及主翼前緣流場有顯著影響。

圖7為有無動力構型內翼段空間流線及分離 區(qū)對比。由圖7（a）可知，流經短艙及掛架內側低 能量氣流通過掛架與內縫翼間縫隙上翻至主翼上 表面，并且在機翼上表面沿展向內外擴展，形成了 范圍較大的低能量區(qū)域。沿展向向外擴展的氣流 在流經主翼后緣時發(fā)生物面分離。由圖7（b）可知， 在高速噴流的引射作用下，流經短艙及掛架內側 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地迎角；短艙 上表面后緣流場有較大改善，這對短艙上表面前 緣分離的消失產生有利影響。流經短艙及掛架外 側氣流通過掛架與外縫翼內端面間隙流向主翼上 表面，并且沿翼展方向只向內擴展，從空間流線對 比可以看出，當地流場流速較高，在流經主翼后緣 處未發(fā)生物面分離。

本文所研究的增升構型采用外吹式動力增升 系統(tǒng)，噴流對增升構型的襟翼影響較大。噴流對襟 翼的影響范圍有限，主要集中在短艙正后方區(qū)域。 鑒于此，選取兩個展向站位導流片及主襟翼的壓 力分布，與無動力構型的壓力分布結果進行對比， 如圖8所示。從圖中可以看出，有進排氣構型的導 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是截面馬赫數云圖對比，從圖中可以看出，有動力構型襟翼表面上方 的低馬赫數區(qū)明顯小于無動力構型。分析其原因： 一方面由于進氣對主翼上表面流場的有利改善一 直延續(xù)到襟翼處，另一方面由于發(fā)動機排氣通過 縫道對襟翼上表面的強加速作用，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）數值計算結果表明，在發(fā)動機動力因素的影響下，全機最大升力系數及失速迎角較無動 力構型均有大幅提高，升力特性曲線整體上移；

（2）發(fā)動機進、排氣對短艙和主翼上表面、 襟翼當地流場均有大幅改善，其綜合作用是提高 最大升力系數及失速迎角，升力特性曲線整體上 移；

（3）為滿足運輸機高效增升系統(tǒng)的設計要求， 要綜合考慮發(fā)動機動力因素對短艙、主翼、襟翼當 地流場的影響。

參考文獻：

[1]張錫金.飛機設計手冊：6分冊[M].北京：航空工業(yè) 出版社，2003：85-86.

[2]ThompsonJD.YC-15PowerPlantSystemDesignand Development[R].AIAA1974-973，1974.

[3]GriffinHA，GonzalezLF，SrinivasK.Computational FluidDynamicsAnalysisofExternallyBlownFlapConfig urationforTransportAircraft[J].JournalofAircraft， 2008，45（1）：172-184.

[4]PetrovAV.AerodynamicsofAircraftwithWing-Pow eredLiftSystems[R].AIAA1993-4386，1993

[5]SmithCC.EffectofEnginePositionandHighLiftDe vicesonAerodynamicCharacteristicsofanExternally BlownFlapJetSTOLModel[R].NASATRD-8478， 1977.

[6]SlotnickJP，AnMY，MyskoSJ，etal.Navier-Stokes AnalysisofaHighWingTransportHigh-LiftConfigura tionwithExternallyBlownFlaps[R].AIAA2000-4219， 2000.

[7]譚兆光，陳迎春，李杰，等.機體/動力裝置一體化分 析中的動力影響效應數值模擬[J].航空動力學報， 2009，24（8）：1766-1772.

[8]劉李濤，楊永，李喜樂.外吹式動力吹氣襟翼N-S方 程數值分析[J].航空計算技術，2008，38（3）：61- 64.

[9]郭少杰，王豪杰，李杰.外吹式襟翼動力增升數值模 擬方法研究[J].航空工程進展，2010，1（1）：49-54.

[10]EliassonP，CatalanoP，LePapeMC，etal.Improved CFDPredictionsforHighLiftFlowsintheEuropeanPro jectEUROLIFTII[C]//25thAIAAAppliedAerody namicsConference，2007.

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

1.3 數值方法可靠性驗證

針對本文所采用的數值模擬方法的可靠性驗 證分為兩部分。

首先采用一個無動力增升構型風洞標模應用 數值模擬方法對于增升裝置流場模擬可靠性進行 驗證，該標模為某大型客機三段增升裝置風洞試 驗模型，該構型帶有大型翼吊發(fā)動機短艙，襟翼與 主翼由滑軌艙連接，翼吊短艙內側裝有渦流發(fā)生 器。在風洞試驗工況下（自由來流Ma=0.2，Re= 2.1×105），計算所得升力特性曲線與試驗數據對 比如圖2所示，從圖中可以看出，計算所得升力特 性曲線與試驗所得吻合良好，尤其是對最大升力 系數和失速迎角的捕捉較為準確。計算所得失速 迎角比試驗值小0.94°，最大升力系數小0.033。 該算例表明針對增升構型流場的網格策略及數值 模擬方法是合理、可信的。

其次對模擬發(fā)動機噴流所采用數值方法可靠 性進行驗證。數值模擬中Ma=0.2，高度為海平面 標準大氣。驗證模型為如圖3（a）所示的某型單獨 渦扇發(fā)動機。圖3（b）分別為沿發(fā)動機中軸線噴流總溫隨距離變化的數值模擬結果與試驗值的對比。 從圖中可以看出在距核心機后緣端面最近及最遠 處計算值和試驗值符合很好，在中等距離處計算 值與試驗值存在小的差異，但誤差范圍不超過 10%，該算例表明，本文針對發(fā)動機帶動力模型所 采用的數值模擬方法可以滿足本文研究工作的需 求。

圖4所示為ModelA有無動力構型全機升力 系數對比，由圖可知，在動力因素影響下該構型最 大升力系數及失速迎角均有大幅提高。以該構型 為研究對象，分別就發(fā)動機進、排氣對升力特性影 響機理展開研究。

2.1 發(fā)動機進氣對升力特性的影響

圖5為20°攻角下動力關閉和開啟時短艙上表 面空間馬赫數云圖對比。由圖可知，在大迎角下， 進氣時短艙上方存在較大范圍的流動分離區(qū)，而 無進氣時該分離區(qū)消失。圖6為過短艙中軸線鉛垂 截面馬赫數云圖、駐點位置及流線對比圖。由圖可 得，在發(fā)動機吸氣的作用下，短艙正前方流場呈現 收縮管道形態(tài)，駐點位置上移，短艙上表面流場當 地迎角降低，這對短艙上表面分離區(qū)域消失產生 有利影響。

綜合以上分析，發(fā)動機進氣通過改變短艙、掛 架以及短艙后方主翼流場形態(tài)，從而改善了短艙上表面及掛架內側當地流場。

2.2 發(fā)動機排氣對升力特性的影響

本文所用構型發(fā)動機前伸量較大，發(fā)動機射 流對短艙后方縫翼及主翼前緣流場有顯著影響。

圖7為有無動力構型內翼段空間流線及分離 區(qū)對比。由圖7（a）可知，流經短艙及掛架內側低 能量氣流通過掛架與內縫翼間縫隙上翻至主翼上 表面，并且在機翼上表面沿展向內外擴展，形成了 范圍較大的低能量區(qū)域。沿展向向外擴展的氣流 在流經主翼后緣時發(fā)生物面分離。由圖7（b）可知， 在高速噴流的引射作用下，流經短艙及掛架內側 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地迎角；短艙 上表面后緣流場有較大改善，這對短艙上表面前 緣分離的消失產生有利影響。流經短艙及掛架外 側氣流通過掛架與外縫翼內端面間隙流向主翼上 表面，并且沿翼展方向只向內擴展，從空間流線對 比可以看出，當地流場流速較高，在流經主翼后緣 處未發(fā)生物面分離。

本文所研究的增升構型采用外吹式動力增升 系統(tǒng)，噴流對增升構型的襟翼影響較大。噴流對襟 翼的影響范圍有限，主要集中在短艙正后方區(qū)域。 鑒于此，選取兩個展向站位導流片及主襟翼的壓 力分布，與無動力構型的壓力分布結果進行對比， 如圖8所示。從圖中可以看出，有進排氣構型的導 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是截面馬赫數云圖對比，從圖中可以看出，有動力構型襟翼表面上方 的低馬赫數區(qū)明顯小于無動力構型。分析其原因： 一方面由于進氣對主翼上表面流場的有利改善一 直延續(xù)到襟翼處，另一方面由于發(fā)動機排氣通過 縫道對襟翼上表面的強加速作用，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）數值計算結果表明，在發(fā)動機動力因素的影響下，全機最大升力系數及失速迎角較無動 力構型均有大幅提高，升力特性曲線整體上移；

（2）發(fā)動機進、排氣對短艙和主翼上表面、 襟翼當地流場均有大幅改善，其綜合作用是提高 最大升力系數及失速迎角，升力特性曲線整體上 移；

（3）為滿足運輸機高效增升系統(tǒng)的設計要求， 要綜合考慮發(fā)動機動力因素對短艙、主翼、襟翼當 地流場的影響。

參考文獻：

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[7]譚兆光，陳迎春，李杰，等.機體/動力裝置一體化分 析中的動力影響效應數值模擬[J].航空動力學報， 2009，24（8）：1766-1772.

[8]劉李濤，楊永，李喜樂.外吹式動力吹氣襟翼N-S方 程數值分析[J].航空計算技術，2008，38（3）：61- 64.

[9]郭少杰，王豪杰，李杰.外吹式襟翼動力增升數值模 擬方法研究[J].航空工程進展，2010，1（1）：49-54.

[10]EliassonP，CatalanoP，LePapeMC，etal.Improved CFDPredictionsforHighLiftFlowsintheEuropeanPro jectEUROLIFTII[C]//25thAIAAAppliedAerody namicsConference，2007.

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

1.3 數值方法可靠性驗證

針對本文所采用的數值模擬方法的可靠性驗 證分為兩部分。

首先采用一個無動力增升構型風洞標模應用 數值模擬方法對于增升裝置流場模擬可靠性進行 驗證，該標模為某大型客機三段增升裝置風洞試 驗模型，該構型帶有大型翼吊發(fā)動機短艙，襟翼與 主翼由滑軌艙連接，翼吊短艙內側裝有渦流發(fā)生 器。在風洞試驗工況下（自由來流Ma=0.2，Re= 2.1×105），計算所得升力特性曲線與試驗數據對 比如圖2所示，從圖中可以看出，計算所得升力特 性曲線與試驗所得吻合良好，尤其是對最大升力 系數和失速迎角的捕捉較為準確。計算所得失速 迎角比試驗值小0.94°，最大升力系數小0.033。 該算例表明針對增升構型流場的網格策略及數值 模擬方法是合理、可信的。

其次對模擬發(fā)動機噴流所采用數值方法可靠 性進行驗證。數值模擬中Ma=0.2，高度為海平面 標準大氣。驗證模型為如圖3（a）所示的某型單獨 渦扇發(fā)動機。圖3（b）分別為沿發(fā)動機中軸線噴流總溫隨距離變化的數值模擬結果與試驗值的對比。 從圖中可以看出在距核心機后緣端面最近及最遠 處計算值和試驗值符合很好，在中等距離處計算 值與試驗值存在小的差異，但誤差范圍不超過 10%，該算例表明，本文針對發(fā)動機帶動力模型所 采用的數值模擬方法可以滿足本文研究工作的需 求。

圖4所示為ModelA有無動力構型全機升力 系數對比，由圖可知，在動力因素影響下該構型最 大升力系數及失速迎角均有大幅提高。以該構型 為研究對象，分別就發(fā)動機進、排氣對升力特性影 響機理展開研究。

2.1 發(fā)動機進氣對升力特性的影響

圖5為20°攻角下動力關閉和開啟時短艙上表 面空間馬赫數云圖對比。由圖可知，在大迎角下， 進氣時短艙上方存在較大范圍的流動分離區(qū)，而 無進氣時該分離區(qū)消失。圖6為過短艙中軸線鉛垂 截面馬赫數云圖、駐點位置及流線對比圖。由圖可 得，在發(fā)動機吸氣的作用下，短艙正前方流場呈現 收縮管道形態(tài)，駐點位置上移，短艙上表面流場當 地迎角降低，這對短艙上表面分離區(qū)域消失產生 有利影響。

綜合以上分析，發(fā)動機進氣通過改變短艙、掛 架以及短艙后方主翼流場形態(tài)，從而改善了短艙上表面及掛架內側當地流場。

2.2 發(fā)動機排氣對升力特性的影響

本文所用構型發(fā)動機前伸量較大，發(fā)動機射 流對短艙后方縫翼及主翼前緣流場有顯著影響。

圖7為有無動力構型內翼段空間流線及分離 區(qū)對比。由圖7（a）可知，流經短艙及掛架內側低 能量氣流通過掛架與內縫翼間縫隙上翻至主翼上 表面，并且在機翼上表面沿展向內外擴展，形成了 范圍較大的低能量區(qū)域。沿展向向外擴展的氣流 在流經主翼后緣時發(fā)生物面分離。由圖7（b）可知， 在高速噴流的引射作用下，流經短艙及掛架內側 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地迎角；短艙 上表面后緣流場有較大改善，這對短艙上表面前 緣分離的消失產生有利影響。流經短艙及掛架外 側氣流通過掛架與外縫翼內端面間隙流向主翼上 表面，并且沿翼展方向只向內擴展，從空間流線對 比可以看出，當地流場流速較高，在流經主翼后緣 處未發(fā)生物面分離。

本文所研究的增升構型采用外吹式動力增升 系統(tǒng)，噴流對增升構型的襟翼影響較大。噴流對襟 翼的影響范圍有限，主要集中在短艙正后方區(qū)域。 鑒于此，選取兩個展向站位導流片及主襟翼的壓 力分布，與無動力構型的壓力分布結果進行對比， 如圖8所示。從圖中可以看出，有進排氣構型的導 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是截面馬赫數云圖對比，從圖中可以看出，有動力構型襟翼表面上方 的低馬赫數區(qū)明顯小于無動力構型。分析其原因： 一方面由于進氣對主翼上表面流場的有利改善一 直延續(xù)到襟翼處，另一方面由于發(fā)動機排氣通過 縫道對襟翼上表面的強加速作用，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）數值計算結果表明，在發(fā)動機動力因素的影響下，全機最大升力系數及失速迎角較無動 力構型均有大幅提高，升力特性曲線整體上移；

（2）發(fā)動機進、排氣對短艙和主翼上表面、 襟翼當地流場均有大幅改善，其綜合作用是提高 最大升力系數及失速迎角，升力特性曲線整體上 移；

（3）為滿足運輸機高效增升系統(tǒng)的設計要求， 要綜合考慮發(fā)動機動力因素對短艙、主翼、襟翼當 地流場的影響。

參考文獻：

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