馬經忠 曹 毅 肖 毅 萬俊明 胡志東

(江西洪都航空工業(yè)集團有限責任公司，南昌 330024)

0 引言

尾吊發(fā)動機短艙是目前中小型公務機常用的布局形式，部件之間的相互干擾尤其是發(fā)動機進排氣對機翼的氣動影響是需要重點關注的問題。近年來，國外的研究人員重點對尾吊短艙先進概念布局進行了設計研究，并對機翼與短艙的氣動干擾機理進行了分析，開展了多項減阻優(yōu)化工作[1-5]。2006年，在ARJ21飛機的研制過程中，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，采用近距尾吊短艙布局的飛機，機翼在短艙的影響下，升、阻力都有所降低，但阻力降低更加明顯，升阻比將有所提高[6]。2012年，邱亞松等針對發(fā)動機短艙對三維增升裝置的影響及改善措施進行了數(shù)值仿真研究，提出在發(fā)動機短艙適當位置安裝渦流片能夠明顯改善增升裝置的氣動性能[7]。2013年，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[8]。同年，張文升等研究了短艙擾流片對運輸機增升裝置氣動特性的影響問題，分析了擾流片對流動控制的影響效果和機理[9]。2015年，馬經忠等研究了尾吊短艙布局發(fā)動機進氣流量對機翼高速升阻特性的影響，研究結果表明，發(fā)動機空氣流量增加將導致機翼的升、阻力系數(shù)增加(其他部件未做分析)，但升阻比會有所下降[10]。

為了全面研究發(fā)動機進氣與噴流對全機高速氣動特性的影響，在飛機巡航條件下(H=11 000 m、Ma=0.78)對流場開展數(shù)值仿真研究，重點對比分析了短艙通氣模型與帶進排氣狀態(tài)的全機升阻力特性及流場分布情況，著重考察了機翼的升力系數(shù)Cl、阻力系數(shù)Cd、表面壓力系數(shù)Cp和升阻比K的變化情況。

1 研究對象

本文的研究對象如圖1所示，飛機采用下單翼布局、T型尾翼，通過尾吊短艙的方式安裝兩臺渦扇發(fā)動機，短艙與機身通過掛架連接，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。為了弱化高速飛行條件下掛架表面的激波強度，在掛架連接處，后機身采用了內凹修型處理。

圖1 某公務機布局方案

2 計算方法概述

本文的計算條件均不帶側滑，流動是對稱的，因此采用半模進行計算，計算模型有兩種狀態(tài)：短艙通氣模型及帶進氣噴流模型。整個計算域劃分四面體非結構化網格，附面層網格首層高度為0.01 mm，共30層，網格量總數(shù)約2 200萬，Y+值符合壁面函數(shù)要求。對短艙通氣模型采用三種常用CFD軟件(Fluent、starccm+、CFX)進行計算分析，并與風洞試驗結果作對比研究；使用二階迎風格式對時間和空間項進行離散；選擇SSTk-ω(Shear Stress Transport，剪切應力輸運)湍流模型對流動進行計算，該模型用修正的湍流粘性公式來解決湍流剪切應力引起的輸運效應，適合于邊界層流動、有分離流動等進行計算；主要的計算邊界條件有：壓力遠場條件、壓力出口條件、質量流量進口條件、對稱邊界及無滑移絕熱固壁條件。本文的帶進排氣算例中，進氣道空氣流量均對應發(fā)動機巡航狀態(tài)；采用壓力出口條件用以模擬發(fā)動機進氣；采用質量流量進口條件用以模擬發(fā)動機噴流；計算條件為：H=11 000 m、Ma=0.78，迎角范圍α=-2°～8°。

3 通氣模型的試驗對比分析

本文所研究的全機短艙通氣模型在俄羅斯中央流體動力研究院(TsAGI)的T-128風洞開展了高速測力風洞試驗，如圖2所示，縮比模型的支撐方式為尾部支撐。試驗時采用固定轉捩形式，分別在機翼、機身、短艙掛架和尾翼等主要部件上粘貼柱狀粗糙元轉捩帶，馬赫數(shù)Ma=0.78時試驗雷諾數(shù)接近400萬。

圖2 高速風洞試驗模型安裝圖

計算結果與試驗結果對比如圖3所示。三種CFD軟件計算得到的升力系數(shù)差異較小，其中，F(xiàn)luent的計算結果在4°迎角以后，與試驗結果更加接近；阻力系數(shù)方面，CFX的計算結果整體偏大，F(xiàn)luent與starccm+的計算結果與試驗更加接近；總體而言，F(xiàn)luent計算得到的升阻力系數(shù)與試驗值吻合度較好，計算結果準確預測了升力曲線的非線性拐折、失速迎角和最大升力系數(shù)等典型特征，能夠用于后續(xù)的尾吊短艙布局飛機氣動特性分析研究。

(a)升力系數(shù)

4 計算結果分析

飛機巡航狀態(tài)下全機通氣模型及帶進排氣模型升阻特性計算結果如表1和圖4所示，可以看出，在小迎角條件下，帶進排氣后，全機升力系數(shù)增加、阻力系數(shù)降低、升阻比提高，2°迎角時全機升阻比增加了1.91，但隨著迎角的逐漸增大，這一氣動特性改善趨勢逐漸減緩，在迎角8°時，帶進排氣后，全機升力系數(shù)及阻力系數(shù)均減小，但升阻比仍略有增加。由此可見，采用近距尾吊短艙布局的飛機，帶進排氣后將會有更高的巡航升阻比以及更大的航程，對飛機氣動特性是有利的影響。

表1 全機升阻力特性計算結果

(a)升力系數(shù)

飛機巡航狀態(tài)下各部件通氣模型及帶進排氣模型升阻特性計算結果如圖5所示，采用近距尾吊短艙布局的飛機，帶進排氣后，升力的變化主要是由于短艙和機翼的相互干擾造成的，其他部件的升力幾乎保持不變，這一研究結論與文獻[6]及文獻[10]的研究結果是基本一致的；而阻力方面，帶進排氣后，機翼及其他部件的阻力變化較小，在大部分迎角范圍內，機翼阻力還略有增大，但短艙阻力明顯減小，導致全機阻力降低。

(a)升力系數(shù)

圖6所示為短艙XOY中心截面(Z=1.8 m)的馬赫數(shù)云圖分布，從圖中可以看出，在馬赫數(shù)0.78的計算條件下，機翼上表面形成了超音速區(qū)，并伴隨有激波生成，速度低、壓力高的駐點出現(xiàn)在機翼前緣點附近；高速氣流在接近短艙時逐漸減速吸入發(fā)動機內，駐點出現(xiàn)在短艙唇口的前緣點附近，靠近進氣道出口即發(fā)動機風扇進口的流動較為均勻；對比圖6(a)與圖6(b)可以發(fā)現(xiàn)，帶發(fā)動機進氣條件后，短艙進氣道內的氣流速度增大，上唇口超音速區(qū)分布范圍收縮、激波強度減弱，導致阻力減小，與此同時，在發(fā)動機進氣的抽吸作用下，機翼上表面的激波逐漸后移，流動分布發(fā)生了改變，從而對飛機的升阻特性造成影響。

(a)通氣模型

圖7所示為全機表面壓力系數(shù)分布，從圖中可以看出，帶進排氣后，短艙及掛架上表面的低壓區(qū)面積減小、強度減弱，由于發(fā)動機進氣的抽吸作用，機翼上表面的低壓區(qū)向后緣逐漸擴展，導致升力系數(shù)增大、阻力系數(shù)減小。

圖7 全機表面壓力系數(shù)分布(α=2°，左：通氣模型，右：帶進排氣模型)

為進一步說明發(fā)動機進排氣對機翼表面壓力分布的影響，如圖8所示選取了短艙進口中心對應的機翼站位(Z=1.8 m)壓力系數(shù)進行分析。從圖中可以看出，在小迎角條件下，增加發(fā)動機進排氣后，機翼上表面負壓線整體上移，導致機翼升力系數(shù)增加、阻力系數(shù)減小、升阻比提高；在迎角8°條件下，流場分布變得相對復雜，通氣模型與帶進排氣模型機翼上表面的負壓線出現(xiàn)了交叉，綜合影響導致機翼升力系數(shù)及阻力系數(shù)均減小。

(a)α=2°

5 結論

本文對某公務機巡航條件下的流場進行了數(shù)值仿真研究，重點分析了進排氣對尾吊短艙布局飛機的氣動特性影響，研究結果表明：

1)常用的CFD軟件Fluent計算得到的升阻力系數(shù)與試驗值吻合度較好，能夠用于初步方案階段的尾吊短艙布局飛機氣動特性分析研究，可為高速風洞試驗升阻力系數(shù)修正提供依據，為高速TPS(Turbine Powered Simulator，渦輪動力模擬)試驗提供參考；

2)采用近距尾吊短艙布局的飛機，在小迎角范圍內，帶發(fā)動機進排氣后，短艙上唇口區(qū)域激波強度減弱、阻力減小，與此同時，機翼上表面的負壓線整體上移，導致機翼乃至全機升力系數(shù)增大、阻力系數(shù)減小、升阻比提高；在迎角較大時，通氣模型與帶進排氣模型機翼上表面的負壓線出現(xiàn)了交叉，綜合影響導致了機翼升力系數(shù)及阻力系數(shù)均減小，但升阻比仍有所提高；

3)采用近距尾吊短艙布局的飛機，帶進排氣后全機升阻力將發(fā)生改變，從而影響飛機的力矩特性及操縱性能，在方案詳細設計階段，應當采用更接近實際飛行狀態(tài)的帶進排氣模型準確評估全機的氣動特性，用以確定飛機的飛行品質和飛行性能。