楊波，馬經(jīng)忠，胡志東，李泰安，姜亞楠

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

雙發(fā)機(jī)動飛機(jī)后體阻力特性研究

楊波，馬經(jīng)忠，胡志東，李泰安，姜亞楠

（中航工業(yè)洪都，江西南昌330024）

針對飛機(jī)后體阻力問題，以雙發(fā)機(jī)動飛機(jī)后體模型為研究對象，對多種后體流場控制措施進(jìn)行了分析研究，利用數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)的方法進(jìn)行驗(yàn)證和對比，給出了不同措施下后體阻力隨M數(shù)的變化規(guī)律，可為工程化應(yīng)用提供參考。

雙發(fā)；后體；阻力特性

0 引言

通常而言，飛機(jī)后體流場具有膨脹波/激波、邊界層分離、回流等復(fù)雜流動特征，會導(dǎo)致較大的后體阻力，因此需要對飛機(jī)后體進(jìn)行精細(xì)的氣動設(shè)計(jì)[1]。美國國家航空航天局蘭利研究中心早在1983年就對雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)后體流場特性進(jìn)行了試驗(yàn)研究，在跨音速風(fēng)洞中，研究了馬赫數(shù)、攻角、平尾及垂尾安裝位置對后體氣動特性的影響，發(fā)現(xiàn)了超音速條件下后體阻力將顯著增加的規(guī)律[2]。而在1995年，蘭利研究中心又對雙發(fā)戰(zhàn)斗機(jī)的后體/噴管的壓力分布進(jìn)行了數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)研究，結(jié)果表明，改變垂尾位置對后體流場的影響比改變平尾位置更大[3]。另外，在狂風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)的研制過程中，科研人員設(shè)計(jì)了一個(gè)新型的后體試驗(yàn)臺，該試驗(yàn)臺可以測量從后體分離出的機(jī)體軸向力，且可以對最小阻力后體進(jìn)行詳細(xì)的構(gòu)型研發(fā)[4]。近年來，國內(nèi)對飛機(jī)后體研究日益重視，有關(guān)高校及研究院所對飛機(jī)后體流場控制也進(jìn)行了相關(guān)研究。

本文對雙發(fā)機(jī)動飛機(jī)的后體模型進(jìn)行了研究，針對典型的雙發(fā)窄間距飛機(jī)后體阻力較大的問題，采用主動和被動控制兩種方式對進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，提出了3種優(yōu)化的后體模型，經(jīng)過數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證表明，對飛機(jī)后體流場進(jìn)行控制后，能有效的減小飛機(jī)后體阻力，并獲得了不同后體模型的阻力隨飛行速度的變化規(guī)律。

1 模型篩選

通過對如圖1（a）所示的典型雙發(fā)窄間距飛機(jī)后體（M1）的阻力進(jìn)行研究發(fā)現(xiàn)，在飛機(jī)機(jī)尾罩之間存在較大范圍的氣流分離，飛機(jī)后體阻力較大。為減小這種布局形式的飛機(jī)后體阻力，提出了主動控制和被動控制的三種流場控制方案，其中主動控制方式如圖1(c)所示的M3模型，在后機(jī)身背部通過導(dǎo)流管的形式將高能量的氣流從機(jī)身背部引入機(jī)尾罩之間，吹除機(jī)尾罩之間的分離氣流，改善后體流場分布，從而減小飛機(jī)后體阻力。被動控制主要是通過在機(jī)尾罩之間進(jìn)行填充，隔離機(jī)身上下表面流場或推遲分離來達(dá)到整流的目的，被動控制的后體模型如圖1(b)、圖1(d)所示的M2和M4模型，M2模型在飛機(jī)后體機(jī)尾罩之間進(jìn)行填充并與飛機(jī)后體成流線過渡，機(jī)尾罩固定不可調(diào)節(jié)，M4模型在飛機(jī)后體背部與機(jī)尾罩之間拖出整流錐。

2 數(shù)值計(jì)算研究

2.1 計(jì)算網(wǎng)格

使用ICEM-CFD軟件生成計(jì)算網(wǎng)格。為了提高后體流場的計(jì)算精度，對機(jī)身附近進(jìn)行了大渦模擬計(jì)算，并對機(jī)身及附近區(qū)域及后體部分進(jìn)行加密處理。機(jī)身表面采用非結(jié)構(gòu)化的三角形網(wǎng)格，空間網(wǎng)格采用四面體網(wǎng)格，網(wǎng)格總數(shù)為1400萬左右。

圖1 后體模型示意

2.2 數(shù)值方法及邊界條件

采用商用CFD軟件Fluent進(jìn)行數(shù)值模擬。運(yùn)用有限體積法求解Navier-Stokes方程；并使用二階迎風(fēng)格式對時(shí)間和空間項(xiàng)進(jìn)行離散；湍流模型采用大渦模擬與Reynolds平均相結(jié)合的計(jì)算方法，即在機(jī)身附近區(qū)域采用大渦模擬(LES)的方法來詳細(xì)的捕捉機(jī)身附近的流場脈動，遠(yuǎn)離機(jī)身的區(qū)域采用sst k-ω模型進(jìn)行模擬，該模型能夠更精確地模擬逆壓梯度引起的分離點(diǎn)和分離區(qū)域的大小[5]，在航空氣動和渦輪機(jī)械領(lǐng)域應(yīng)用廣泛。本文的計(jì)算條件為H=8km，M=0.6、0.8、0.9、1.2、1.5，2°攻角。流場的控制方程如下式所示：

符號Su、Sv和Sw是動量守恒方程的廣義源項(xiàng)；

T為溫度，k為流體的傳熱系數(shù)；

Cp為比熱容；

ST為粘性耗散項(xiàng)；

R為摩爾氣體常數(shù)。

計(jì)算時(shí)，將外場邊界設(shè)置為壓力遠(yuǎn)場條件；將進(jìn)氣道出口設(shè)置為壓力出口條件以模擬發(fā)動機(jī)進(jìn)氣；將噴管出口設(shè)置為壓力進(jìn)口條件以模擬發(fā)動機(jī)噴流。

2.3 計(jì)算結(jié)果分析

由于M2后體模型是在機(jī)尾罩之間進(jìn)行填充，機(jī)尾罩形狀已被固定，雖然不適用于加力發(fā)動機(jī)的尾噴管調(diào)節(jié)片作動，但適用于亞音速飛機(jī)使用，因此對該模型僅進(jìn)行了亞音速條件下的研究。圖2給出了不同后體模型的后體阻力系數(shù)隨來流馬赫數(shù)的變化曲線。從圖2可以看出，總體而言，在馬赫數(shù)0.6～0.9的范圍內(nèi)，隨著飛行速度的增加，后體阻力系數(shù)有所下降；在馬赫數(shù)0.9～1.2的范圍內(nèi)，隨著飛行速度的增加，后體阻力系數(shù)則顯著增大；當(dāng)飛行馬赫數(shù)繼續(xù)增加時(shí)，后體阻力系數(shù)又開始下降。M1模型飛機(jī)后體阻力系數(shù)最大，各模型的阻力系數(shù)依次為M1、M3、M4、M2，在馬赫數(shù)0.9和1.5時(shí)，各個(gè)模型的阻力系數(shù)差別不大。

圖2 不同后體模型的后體阻力系數(shù)隨M的變化

不同模型在H=8km、M=0.8、攻角為2°的飛行條件下的流線分布如圖3所示。從圖中可以看出，各個(gè)后體流場都存在不同程度的流動分離，但相對于M1后體模型，三個(gè)優(yōu)化后體模型的流動分離情況均有所改善。M2模型機(jī)尾罩之間的上下氣流被完全隔開，上表面基本沒有氣流分離；M3模型對機(jī)尾罩之間核心區(qū)域流場起到了較好的吹除效果，但由于吹除氣流流量有限，在貼近機(jī)尾罩壁面附近仍存在分離區(qū)域；M4模型對上下主區(qū)域的氣流分離有所改善，雖在修形形成的狹小區(qū)域內(nèi)仍存在氣流分離，但該分離的強(qiáng)度相對原流場有較大的改善。

3 試驗(yàn)研究

本文在計(jì)算分析的基礎(chǔ)上對不同后體模型進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)，對帶有真實(shí)落壓比噴流條件下各個(gè)模型的后體部件氣動力、穩(wěn)態(tài)壓力分布進(jìn)行了測量。

圖3 不同后體流場分布(H=8km，M=0.8，攻角2°)

3.1 試驗(yàn)方法概述

本文的試驗(yàn)?zāi)Ｐ驮陲L(fēng)洞中采用翼尖支撐轉(zhuǎn)尾撐形式。測力試驗(yàn)采用了如圖4所示的套筒形式的測力結(jié)構(gòu)，在模型中部劃分截?cái)嗝妫財(cái)嗝娌捎肨elflon密封圈進(jìn)行密封；天平固定端與中機(jī)身連接，測量端與后體連接，因此被測部件包含了后機(jī)身及尾翼部件；噴流供氣管路固連在模型中部，整個(gè)后體以類似套筒的形式套在噴氣管路外。在有噴流的情況下，噴流引射抽吸效應(yīng)會使腔內(nèi)壓力出現(xiàn)一定程度的降低，使腔內(nèi)外形成與真實(shí)飛行情況不同的壓力差，該壓差作用在后體上，壓差力會直接被天平所感受。因此，套筒式結(jié)構(gòu)得到的測力結(jié)果必須進(jìn)行腔壓修正。

圖4 套筒式模型結(jié)構(gòu)示意(俯視)

3.2 試驗(yàn)結(jié)果分析

圖5為各模型后體阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化的風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果。從圖中可見，各模型后體阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)增大在亞音速時(shí)逐步減小；進(jìn)入超音速后產(chǎn)生激波阻力，從而導(dǎo)致后體阻力系數(shù)驟增，M=1.2時(shí)，后體阻力系數(shù)最大；M＞1.2后，隨著激波穩(wěn)定波阻基本恒定，隨馬赫數(shù)增大動壓增大，阻力系數(shù)在M=1.5時(shí)轉(zhuǎn)而逐漸減小。從各模型后體阻力系數(shù)對比來看，M2阻力特性最好，M4次之，M1阻力系數(shù)最大。各模型之間的阻力系數(shù)在M=0.6時(shí)差量最大。

圖5 不同后體模型的試驗(yàn)阻力系數(shù)

從數(shù)值模擬計(jì)算與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果對比可以發(fā)現(xiàn)，各模型的阻力系數(shù)計(jì)算結(jié)果比風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果整體偏小，但各模型之間的阻力大小關(guān)系相同，阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)變化的規(guī)律性完全一致。

結(jié)合CFD計(jì)算結(jié)果分析，M1為典型雙發(fā)窄間距飛機(jī)后體，兩機(jī)尾罩之間形成較大氣流分離區(qū)，后體阻力系數(shù)較大；M2由于填充物隔斷了機(jī)尾罩間的氣流分離，使氣流在機(jī)尾罩上更為順暢，分離區(qū)域較小，底部壓差阻力相對會更小，M2模型限制了發(fā)動機(jī)尾噴管調(diào)節(jié)片的運(yùn)動，不適合配裝加力發(fā)動機(jī)和超音速飛行，但在亞音速飛行時(shí)后體阻力系數(shù)最?。籑3在M1的基礎(chǔ)上將后機(jī)身背部的氣流引入兩機(jī)尾罩之間，吹除掉部分分離氣流，有效改善了后體兩機(jī)尾罩之間的氣流流動，從而降低了飛機(jī)后體阻力，該模型結(jié)構(gòu)簡單，能在不影響飛機(jī)后體布局和結(jié)構(gòu)的情況下實(shí)施，但需協(xié)調(diào)機(jī)上氣源可行性；M4在兩機(jī)尾罩之間拖出一個(gè)整流錐，整流錐將兩機(jī)尾罩之間的大部分分離區(qū)給予填充，不但減小了后體氣流分離，降低了后體阻力，且整流錐內(nèi)可以布置其它所需的設(shè)備，該模型在亞音速時(shí)后體阻力較小，超音速飛行時(shí)阻力最小。

4 結(jié)論

1）在亞音速階段，隨著飛行馬赫數(shù)的增大，飛機(jī)后體阻力系數(shù)逐漸減小，在跨音速階段，出現(xiàn)激波阻力，阻力系數(shù)顯著增加，隨著飛行馬赫數(shù)的繼續(xù)增大，后體阻力系數(shù)逐漸降低；

2）不同形式的后體模型各有優(yōu)劣，M1后體阻力較大；M2亞音速飛行阻力最低，但不適用超音速飛行；M3可有效降低后體阻力，適用超音速飛行，但需考慮氣源問題；M4綜合降阻效果最好，但對飛機(jī)后體改動較大。

[1]Aerodynamics of 3D Afterbodies.AGARD AR-318,1995.

[2]Leavitt,Laurence D:Effect of Empennage Location on Twin-Engine Afterbody/Nozzle Aerodynamic Characteristics at Mach Numbers From 0.6 to 1.2. NASA TP-2116,1983.

[3]Wing,DavidJ:Afterbody/NozzlePressure Distributions of a Twin-Tail Twin-Engine Fighter With Axisymmetric Nozzles at Mach Numbers From 0.6 to 1.2.NASA TP-3509,1995.

[4]D.C Leyland:Lessons from Tornado Afterbody development.AGARD CP-339.

[5]王福軍.計(jì)算流體動力學(xué)分析[M].北京：清華大學(xué)出版社，2004.

>>>作者簡介

楊波，女，1965年8月出生，1987年畢業(yè)于南京航空航天大學(xué)，研究員級高級工程師，副總工程師，現(xiàn)從事飛機(jī)總體設(shè)計(jì)工作。

Research on Drag characteristic of Afterbody of Twin-Engine Maneuvering Aircraft

Yang Bo,Ma Jingzhong,Hu Zhidong,Li Taian,Jiang Yanan
(AVIC Hongdu Aviation Industry Group,Nanchang,Jiangxi,330024)

Analysis and research have been conducted on the afterbody model of twin-engine maneuvering aircraft by the methods of numerical simulation and wind tunnel tests.Effects of different control measures on afterbody drag are obtained,as well as the flow field distributions.Based on the research results,afterbody models adapted to different flying Mach numbers are presented,which can be taken as reference for engineering application.

twin engines;afterbody;drag characteristic

2016-05-23)