胡志東，肖毅，馬經(jīng)忠，胡 楊

(中航工業(yè)洪都，江西 南昌330024)

0 引 言

發(fā)動機短艙是亞音速運輸機的重要部件之一[1]。學術界對短艙的研究已經(jīng)有數(shù)十年的歷史了， 由于大型客機和運輸機研制的需要， 翼吊式發(fā)動機短艙一直是研究的熱點問題， 但近年來隨著中小型公務機市場的蓬勃發(fā)展， 尾吊式發(fā)動機短艙逐漸引起了人們的重視。2006年，中航商飛公司的朱杰對超臨界機翼-尾吊短艙布局的高速氣動特性進行了研究，利用商用CFD(Computational Fluid Dynamics)軟件Fluent 對模型進行了數(shù)值計算，著重考察了有無短艙對機翼升阻比的影響，其計算結果表明，采用近距尾吊短艙的飛機，機翼在短艙的影響下，升力和阻力都有所降低， 阻力降低更加明顯， 升阻比將有所提高[2]。2013年， 西北工業(yè)大學的左英桃等對機翼-機身-短艙-掛架的外形氣動優(yōu)化設計方法進行了研究，采用徑向基函數(shù)的無限插值方法進行了復雜外形的動網(wǎng)格生成， 利用離散共軛方法計算目標函數(shù)梯度，對DLR-F6 機型進行了優(yōu)化設計，使得全機阻力降低了0.00153[3]。

1 基本概念

根據(jù)某型飛機的設計條件及某型發(fā)動機的基本性能和外形參數(shù)， 可以計算確定短艙的主要幾何參數(shù)， 包括進氣道的喉道面積和進口面積、 擴散段長度、短艙外罩的最大截面面積、前段長度、后段長度、噴口直徑等[4]。 為了全面評估短艙安裝對機翼高速升阻特性的影響， 本文利用CFD 軟件Fluent 對有無短艙、短艙安裝位置不同的全機模型進行了數(shù)值模擬，著重考察了機翼升力系數(shù)、 阻力系數(shù)和升阻比的變化情況。

升力系數(shù)定義如下：

阻力系數(shù)定義如下：

升阻比的定義如下：

2 計算模型及網(wǎng)格

基于某型發(fā)動機設計的初步短艙氣動方案在CATIA 中建立三維數(shù)模。 為保證進氣道在機翼下洗場中， 唇口基本對準來流方向以提高巡航時的進氣效率，給予短艙在俯仰方向2°的抬頭安裝角；為了減小偏航力矩，減小底部阻力，降低單發(fā)停車狀態(tài)下方向舵的操作力和減少機身尾部的死流區(qū)， 給予短艙偏航方向2°的外偏安裝角。 圖1 所示為短艙安裝位置示意，本文只對短艙X 方向安裝位置進行改變，不同安裝位置以短艙進口中心距機翼后緣的距離來定義，具體指標如表1 所示，表中對安裝位置進行了無量綱化處理，Case.1 為基準數(shù)據(jù)。

本文的計算模型(半模)首先在Gambit 中劃分非結構化的三角形表面網(wǎng)格，然后在Tgrid 中劃分四面體空間網(wǎng)格，對飛機壁面進行局部加密處理，計算模型的總網(wǎng)格數(shù)在550 萬左右，全機對稱面網(wǎng)格如圖2所示。

圖1 短艙安裝示意

表1 不同短艙的幾何參數(shù)

圖2 全機對稱面網(wǎng)格示意

3 計算方法概述

本文的數(shù)值模擬在商用CFD 軟件Fluent 中進行。 將流場邊界設置為壓力遠場條件；采用有限體積法求解Navier-Stokes 方程； 使用二階迎風格式對時間和空間項進行離散； 采用可實現(xiàn)的k-ε(realizable k-ε)湍流模型對流動進行計算，該模型將湍動粘度與應變率聯(lián)系起來， 使得流動更加符合湍流的物理定律，適合于對射流、邊界層流動、有分離流動等進行計算[5]。 本文首先對沒有安裝短艙的翼身組合體進行了計算分析， 然后對短艙安裝在不同位置的全機流場進行了數(shù)值模擬，計算條件均為11km 高度、0.8 馬赫數(shù)的高空巡航狀態(tài)。 流場的控制方程如下式所示：

4 計算結果分析

表2 所示為不同工況的機翼升力系數(shù)、 阻力系數(shù)及升阻比的計算結果。 從表中可以看出，安裝發(fā)動機短艙之后，機翼的升、阻力系數(shù)均有所降低，阻力系數(shù)降低的更加明顯，機翼的升阻比將有所提高，這一結果與文獻[3]的結論是一致的。 圖3 所示為安裝位置不同的短艙對機翼高速升阻特性的影響規(guī)律，從圖中可以看出，在一定范圍內，短艙安裝位置越靠近機翼，對機翼上表面的流場影響越大，機翼的升、阻力系數(shù)越小，但機翼的升阻比越大。

表2 不同工況的計算結果

圖3 不同短艙位置對機翼的升阻特性的影響

圖4 所示為不同工況全機表面靜壓分布情況。對比圖4(a)、圖4(b)和圖6 可以發(fā)現(xiàn)，安裝發(fā)動機短艙之后， 機翼上表面特別是靠近機身一側的靜壓分布發(fā)生了較大改變，由于設計點為M=0.8，速度遠大于短艙內的平均氣流速度（約M=0.48），安裝短艙后，短艙對機翼上表面的氣流產(chǎn)生了阻滯作用， 使得機翼上表面激波位置前移， 機翼上表面后緣低壓區(qū)減小，升力系數(shù)及壓差阻力系數(shù)減??；對比圖4(b)、圖4(c)和圖4(d)可以發(fā)現(xiàn)，短艙安裝位置越靠近機翼后緣，對機翼上表面的氣流阻滯作用越明顯，機翼上表面的激波前移距離越大，升阻力系數(shù)減小越多。

為進一步說明短艙安裝對機翼表面激波的影響， 如圖5 所示選取機翼不同站位的壓力系數(shù)進行分析。

圖4 不同工況的全機表面靜壓云圖

圖5 機翼不同站位示意

不同站位的壓力系數(shù)分布如圖6 所示， 短艙安裝主要對機翼上表面靠近后緣的壓力分布產(chǎn)生了較大影響，在靠近機身一側，隨著短艙安裝逐漸靠近機翼，機翼后緣的激波逐漸前移，導致機翼升、阻力系數(shù)逐漸下降。

壓力系數(shù)定義如下：

5 結 語

本文通過計算流體動力學軟件Fluent 對某型飛機短艙安裝對機翼高速升阻特性的影響進行了數(shù)值模擬研究。 計算分析結果表明：高速飛行時，安裝尾吊式短艙會對機翼上的氣流形成阻滯作用， 使得機翼內側上表面激波前移， 導致機翼升、 阻力系數(shù)下降，但機翼升阻比將有所提高；短艙安裝位置越靠近機翼，機翼升、阻力系數(shù)越小，升阻比越大。

圖6 機翼不同站位壓力系數(shù)分布

[1]《飛機設計手冊》總編委.飛機設計手冊第5 冊民用飛機總體設計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2005.

[2]朱杰. 超臨界機翼—尾吊短艙布局高速氣動綜合研究[C]. 第二屆中國航空學會青年科技論壇文集，北京，2006:285-292.

[3]左英桃，傅林，高正紅. 機翼-機身-短艙-掛架外形氣動優(yōu)化設計方法研究[J]. 氣體物理，2013，8(1)：7-14.

[4]《飛機設計手冊》總編委.飛機設計手冊第6 冊氣動設計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[5]王福軍.計算流體動力學分析[M].北京：清華大學出版社，2004.