肖 毅，胡志東，曾平君，李 廣

(航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024)

0 引言

中小型公務機/通勤飛機大多數(shù)采用尾吊發(fā)動機短艙布局形式，其進氣道的設計必須在各種可能出現(xiàn)的飛行條件下滿足發(fā)動機的空氣流量及進氣品質(zhì)要求[1]。進氣道出口總壓恢復系數(shù)及穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)是評價進氣性能與品質(zhì)的重要指標，對發(fā)動機工作的經(jīng)濟性、安全性有直接影響，其中側(cè)風是影響進氣道性能的因素之一[2]。前期國內(nèi)對進氣道性能的研究主要集中在無人機進氣道及進氣道與飛機一體化研究方面[3-6]，與側(cè)風相關(guān)的研究尚不多見。國外學者從20世紀初便開始對側(cè)風條件下的進氣道性能開展各類研究，Tourrette基于Navier-Stokes方程對進氣道側(cè)風性能進行了數(shù)值模擬研究，并與試驗結(jié)果進行了對比分析[7]；2007年，Colin著重研究了側(cè)風所產(chǎn)生的進氣畸變問題，對比多種湍流模型后，建立了一種高效、準確的數(shù)值模擬方法[8]。隨著國產(chǎn)大飛機項目的不斷推進，近年來，國內(nèi)民機大側(cè)風相關(guān)研究也得到了長足的發(fā)展，2015年，劉凱禮等對民用飛機進氣道的側(cè)風畸變進行了數(shù)值模擬研究，給出了進氣道側(cè)風條件下工作的流場特性，分析了導致側(cè)風畸變的流動機理[9]；與此同時，中國飛行試驗研究院的張海妮等對民用飛機大側(cè)風起降試飛關(guān)鍵技術(shù)進行了研究，提出了將飛機的理論抗側(cè)風量換算至全重量范圍內(nèi)的方法[10]。

根據(jù)民用飛機適航規(guī)章要求，飛機在起降狀態(tài)下進氣道應在至少10.29m/s(20節(jié))側(cè)風條件下滿足發(fā)動機進氣品質(zhì)要求，本文選取了一種典型的尾吊發(fā)動機短艙式布局的飛機，對不同側(cè)風條件下的進氣道性能進行了數(shù)值模擬，分析了大側(cè)風條件下的進氣道流場特性，著重對進氣道出口的總壓恢復系數(shù)及穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)進行了研究，為后續(xù)的進氣道風洞試驗等工作提供支撐。

1 計算模型及網(wǎng)格

本文的研究對象——全機示意圖如圖1所示，該飛機采用高升阻比超臨界翼型、大展弦比下單翼、高置T型平尾，以短艙形式尾吊兩臺渦輪風扇發(fā)動機，短艙與機身通過掛架相連接。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；為了減小偏航力矩及底部阻力，降低單發(fā)停車狀態(tài)下方向舵的操作力，給予短艙偏航方向3°的外偏安裝角。

圖1 全機示意圖

本文的計算模型在網(wǎng)格生成軟件ICEM中劃分四面體網(wǎng)格（見圖2），為了更加準確地捕捉全機的流場分布特性，采用類似于密度核的方式對飛機附近區(qū)域進行局部網(wǎng)格加密處理；為了準確捕捉進氣道的流場分布特性，進氣道內(nèi)劃分了附面層網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格高度為0.01mm，總層數(shù)15層，y+值在1～5范圍內(nèi)；總的計算網(wǎng)格數(shù)在700萬左右。

圖2 網(wǎng)格劃分示意圖

2 計算方法概述

本文的數(shù)值模擬在計算流體動力學軟件Fluent中進行。將流場邊界設置為速度入口條件；將進氣道出口設置為壓力出口條件，通過改變反壓的大小調(diào)節(jié)空氣流量來模擬不同發(fā)動機狀態(tài)；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[11]。本文中飛機起降狀態(tài)的來流條件為：H=0km、V∞=68.06m/s(M=0.2)、α=8°，發(fā)動機狀態(tài)為慢車及最大狀態(tài)，不同的側(cè)風條件為：Vcr=0m/s、7.72m/s(15 節(jié))、10.29m/s(20節(jié))、15.43m/s(30節(jié))。流場的控制方程如式中所示：

式中，div?a=?ax/?x+?ay/?y+?az/?z，grad(a)=?a/?x+?a/?y+?a/?z， 符號 Su、Sv 和 Sw是動量守恒方程的廣義源項，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，R為摩爾氣體常數(shù)。

本文的進氣道性能評價指標為進氣道出口總壓恢復系數(shù)及穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)，其中總壓恢復系數(shù)的定義如下：

其中 p0，ex為進氣道出口氣流平 均總壓 ，p0，∞為自由來流總壓。

穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)主要用來評價進氣道流場的不均勻度，定義如下：

其中，σ0的取值與試驗方法一致，將進氣道出口截面按等面積方法劃分成若干區(qū)域，取若干區(qū)域內(nèi)最小的總壓值進行計算。

3 計算結(jié)果分析

3.1 進氣道性能隨側(cè)風變化規(guī)律

如圖3所示，從計算結(jié)果來看，在飛機起降過程中，短艙式進氣道的總壓恢復系數(shù)較高，基本都在0.99以上，流場分布相對均勻，穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)很小，遠在發(fā)動機的可承受范圍之內(nèi)；對比慢車及最大狀態(tài)可以發(fā)現(xiàn)，隨著發(fā)動機空氣流量的增大，進氣道總壓損失增加，流場變得更加不均勻，進氣道性能降低；同一發(fā)動機狀態(tài)下，隨著側(cè)風的逐漸增大，進氣道出口總壓恢復系數(shù)逐漸減小，流場畸變增大，進氣性能呈降低趨勢，這一規(guī)律在發(fā)動機空氣流量較大的最大狀態(tài)下，表現(xiàn)尤為突出；下文將對進氣道出口及短艙中心截面的流場特性進行詳細分析，闡明影響進氣道性能隨側(cè)風變化規(guī)律的原因。

圖3 進氣道性能隨側(cè)風變化規(guī)律

3.2 進氣道出口流場特性

如圖4(a)所示，在慢車狀態(tài)、無側(cè)風條件下，進氣道出口總壓損失較小且分布均勻，由于氣流與壁面之間的摩擦損失，在近壁面處有面積較小的環(huán)形低總壓區(qū)，由于短艙在俯仰方向存在2°的抬頭安裝角，進氣道出口下方的總壓損失相對更大；隨著側(cè)風的逐漸增大，相當于來流與短艙之間出現(xiàn)了不同大小的側(cè)滑角，進氣道出口的總壓損失增加，流場的總壓分布不均勻度逐漸增大；由于短艙在偏航方向存在3°的外偏安裝角，在來流和側(cè)風的綜合作用下，進氣道出口的右下方會存在一定程度的遮擋，造成總壓損失相對更大，因此高總壓區(qū)出現(xiàn)在進氣道出口的左上方。

如圖5所示，與慢車狀態(tài)相比，在發(fā)動機最大狀態(tài)下，由于空氣流量的顯著增大，進氣道內(nèi)流速增加，氣流之間以及氣流與壁面之間的摩擦損失增大，近壁面處的總壓損失明顯增加，總壓恢復系數(shù)有所降低，穩(wěn)態(tài)周向畸變指數(shù)更大；與慢車狀態(tài)類似，在15.43m/s的側(cè)風條件下，由于短艙在偏航方向存在3°的外偏安裝角，在來流和側(cè)風的綜合作用下，高總壓區(qū)同樣出現(xiàn)在進氣道出口的左上方。

圖4 慢車狀態(tài)下進氣道出口總壓分布云圖

3.3 短艙中心截面流場特性

短艙XOY截面的速度分布如圖6所示，氣流經(jīng)過機翼后有明顯的下洗趨勢，但在接近短艙時基本能平直地對準進氣道入口，氣流不出現(xiàn)明顯拐折是這類進氣道總壓損失普遍較小的重要原因；即便是在小流量的慢車狀態(tài)下，進氣道出口的流速也會大于來流速度，駐點出現(xiàn)在進氣道前緣點的內(nèi)唇口附近，靠近進氣道出口即發(fā)動機入口的流動較為均勻，在來流迎角的作用下，進氣道下方的低速流動面積分布更大，導致進氣道下方的總壓損失更大；對比圖6(a)與圖6(b)可以發(fā)現(xiàn)，當側(cè)風增大時，流場內(nèi)來流速度也隨之增大，進氣道外唇口的流動加速現(xiàn)象更加明顯，而進氣道內(nèi)唇口上下方位的低速流動區(qū)域?qū)⒂兴鶖U展，使得進氣道性能有所降低。

圖5 最大狀態(tài)下進氣道出口總壓分布云圖

圖6 慢車狀態(tài)下短艙XOY截面速度云圖

圖7 慢車狀態(tài)下短艙XOZ截面速度云圖

短艙XOZ截面的速度分布如圖7所示，由于機身的阻擋以及發(fā)動機的抽吸作用，從流線上看，在靠近短艙附近，側(cè)風所帶來的側(cè)滑作用已經(jīng)得到了很大程度的減弱；但從速度云圖來看，在側(cè)風的作用下，由于短艙在偏航方向存在3°的外偏安裝角，圖6(b)中進氣道下方的低速流動區(qū)域逐漸擴展，導致進氣道出口在同一方位的總壓損失將有所增加。

圖8 最大狀態(tài)下短艙XOZ截面速度云圖

如圖8所示，與慢車狀態(tài)相比，在發(fā)動機最大狀態(tài)下，進氣道內(nèi)的流速明顯增大，低速來流在接近短艙是先加速后減速進入發(fā)動機內(nèi)，駐點出現(xiàn)在進氣道前緣點的外唇口附近，由于空氣流量的顯著增大，進氣道內(nèi)唇口附近出現(xiàn)了加速區(qū)域；與慢車狀態(tài)類似，在側(cè)風的作用下，進氣道下方的低速流動區(qū)域逐漸擴展，導致進氣道出口在同一方位總壓損失有所增加。

4 結(jié)論

在來流與側(cè)風的綜合作用下，進氣道損失會有所增加，流場畸變增大，性能有所降低；從計算結(jié)果來看，無論是發(fā)動機慢車還是最大狀態(tài)，短艙式進氣道的性能普遍較高，即便是在30節(jié)的側(cè)風條件下，進氣道出口的流場畸變也不會顯著增加，仍然在發(fā)動機的可承受范圍之內(nèi)。