張文琦，宋敏華，王浩

中國航空研究院，北京 100029

發(fā)動(dòng)機(jī)尾吊布局是當(dāng)前高速公務(wù)機(jī)典型布局形式之一，采用該種動(dòng)力布局形式的飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)和機(jī)身之間距離較近，機(jī)身、機(jī)翼對發(fā)動(dòng)機(jī)附近流場品質(zhì)存在顯著影響，此外，發(fā)動(dòng)機(jī)安裝與動(dòng)力效應(yīng)對飛機(jī)機(jī)翼、尾翼等氣動(dòng)部件，以及機(jī)身后體也存在明顯干擾，從而影響飛機(jī)全機(jī)構(gòu)型的氣動(dòng)特性，因此動(dòng)力影響是飛機(jī)全機(jī)構(gòu)型精細(xì)氣動(dòng)設(shè)計(jì)必須考慮的因素之一。

從20世紀(jì)80年代開始，美國國家航空航天局（NASA）蘭利中心[1]和航空宇宙技術(shù)研究所（NAL）[2-3]對發(fā)動(dòng)機(jī)的動(dòng)力影響效應(yīng)進(jìn)行了試驗(yàn)和數(shù)值研究。21 世紀(jì)初，國內(nèi)李杰[4-5]采用多塊網(wǎng)格技術(shù)與邊界層方程/歐拉方程耦合求解技術(shù)開展了翼吊式雙發(fā)民機(jī)機(jī)體/動(dòng)力裝置的數(shù)值模擬，賈洪印等[6-7]研究了進(jìn)排氣效應(yīng)對機(jī)翼氣動(dòng)載荷的影響，并分析了發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)對翼吊式和尾吊式兩種典型民機(jī)構(gòu)型氣動(dòng)特性的影響，喬磊等[8]研究了噴流影響下大涵道比翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)掛架氣動(dòng)干擾的流動(dòng)機(jī)理和掛架外形對大涵道比翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)噴流氣動(dòng)干擾的影響。聶雪媛[9]研究了考慮彈性變形的發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力效應(yīng)對民機(jī)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響。黨亞斌等[10]研究了發(fā)動(dòng)機(jī)安裝效應(yīng)對尾吊式民機(jī)推力預(yù)測的影響。高翔[11]等研究了排氣系統(tǒng)干擾阻力，建立了排氣系統(tǒng)阻力增量的確定方法。周翰瑋[12]針對背撐發(fā)動(dòng)機(jī)布置的翼身融合布局民機(jī)，研究了包括噴流短艙及通氣短艙的影響，短艙高度、展向位置、弦向位置等參數(shù)影響。杜璽[13]等開展了考慮動(dòng)力影響的自然層流短艙氣動(dòng)設(shè)計(jì)并進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。顧文婷[14]針對該類布局的民機(jī)研究了機(jī)體對發(fā)動(dòng)機(jī)周圍流場的干擾和安裝效應(yīng)對有效推力的影響。

目前，針對動(dòng)力影響效應(yīng)的研究大部分都針對巡航構(gòu)型，而在起降階段，尤其是起飛時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)功率大，進(jìn)氣道的捕獲面積比大，相較于通氣短艙，進(jìn)排氣效應(yīng)顯著，加劇了發(fā)動(dòng)機(jī)和機(jī)體之間的流動(dòng)干擾，因此，開展起降階段的大迎角下動(dòng)力影響效應(yīng)研究具有重要的意義。本文考慮發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣的影響，研究了某發(fā)動(dòng)機(jī)尾吊布局高速渦扇公務(wù)機(jī)在起降狀態(tài)下的動(dòng)力效應(yīng)對飛機(jī)氣動(dòng)性能的影響規(guī)律。

1 數(shù)值方法

1.1 控制方程及其離散

本文的流動(dòng)數(shù)值模擬基于積分形式的N—S方程，其形式為

式中:Ω為控制體,?Ω是控制體的邊界,Q=(ρ,ρu,ρv,ρw,ρE)為流動(dòng)的守恒變量，n是網(wǎng)格面的外法線矢量，dS表示面積分的微元。計(jì)算采用雷諾平均方法，采用的湍流模型為SA一方程模型，對流項(xiàng)空間離散采用Roe格式，時(shí)間離散采用隱式格式。固壁邊界采用無滑移絕熱邊界，遠(yuǎn)場邊界基于當(dāng)?shù)乩杪蛔兞壳蠼?，兩個(gè)當(dāng)?shù)匾痪S黎曼不變量確定遠(yuǎn)場邊界的法向速度和聲速。

1.2 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣及排氣邊界

（1）發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣邊界壓力出口邊界

發(fā)動(dòng)機(jī)在工作狀態(tài)下，利用壓力出口邊界模擬發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣截面處的流動(dòng)條件。對于亞聲速壓力出口邊界，一般模擬進(jìn)氣截面的靜壓。本文將發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣截面邊界條件設(shè)置為當(dāng)?shù)亓鲃?dòng)靜壓與自由流靜壓之比，其數(shù)值在計(jì)算過程中可根據(jù)實(shí)時(shí)流量監(jiān)測自動(dòng)調(diào)節(jié)，直至流量達(dá)到預(yù)設(shè)目標(biāo)，且由程序外插得到當(dāng)?shù)亓鲌龅摩选、v、w。

（2）發(fā)動(dòng)機(jī)排氣邊界-壓力入口邊界

對發(fā)動(dòng)機(jī)排氣效應(yīng)采用在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外涵道出口截面設(shè)置壓力入口邊界來模擬當(dāng)?shù)匚锢韴?，在邊界處指定?dāng)?shù)乜倝?、總溫與自由流總壓總溫之比以及流動(dòng)方向，外推當(dāng)?shù)貧饬鞯睦杪蛔兞俊?/p>

2 數(shù)值方法驗(yàn)證

本文對數(shù)值模擬方法的驗(yàn)證采用NAL 的“NALAERO-02-01”TPS 風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷牡湫凸r開展，計(jì)算狀態(tài)見表1，模型迎角、側(cè)滑角均為0°。

表1 計(jì)算狀態(tài)Table 1 Computational conditions

表1 中，MFR 為捕獲面積比，F(xiàn)PR、FTR 分別為風(fēng)洞實(shí)測外涵道出口總壓比、總溫比，CPR、CTR 分別為風(fēng)洞實(shí)測內(nèi)涵道出口總壓比、總溫比。

計(jì)算采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，網(wǎng)格的遠(yuǎn)場大小是模型平均氣動(dòng)弦長的120倍，邊界層網(wǎng)格近物面第一層厚度為10-6m量級(jí)，網(wǎng)格尺度增長比例為1.1?？偩W(wǎng)格量約為750萬，子午面的網(wǎng)格分布如圖1 所示。圖2 是三種不同工作狀態(tài)下表面壓力分布的計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果的對比，計(jì)算得到的短艙表面壓力分布與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好。因此，本文采取的數(shù)值計(jì)算方法基本可信。

圖1 子午面平面網(wǎng)格Fig.1 Surface mesh in the meridian plane

圖2 三種狀態(tài)下壓力分布計(jì)算值與試驗(yàn)值的對比Fig.2 Pressure distribution comparison between computation and experiment under three conditions

3 某高速渦扇公務(wù)機(jī)動(dòng)力影響研究

3.1 計(jì)算網(wǎng)格

全機(jī)構(gòu)型網(wǎng)格拓?fù)浼氨砻婢W(wǎng)格分布如圖3、圖4 所示，計(jì)算采用多塊結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，總網(wǎng)格量約為2900萬個(gè)空間六面體單元。

圖3 全機(jī)構(gòu)型網(wǎng)格拓?fù)銯ig.3 Topology of full aircraft structural mesh

圖4 全機(jī)表面網(wǎng)格Fig.4 Surface mesh of full aircraft

3.2 計(jì)算結(jié)果與分析

為評(píng)估尾吊動(dòng)力效應(yīng)對全機(jī)低速大迎角氣動(dòng)特性的影響，本文分別對不同迎角、側(cè)滑角狀態(tài)的通氣短艙/帶動(dòng)力全機(jī)構(gòu)型開展了數(shù)值模擬仿真。計(jì)算馬赫數(shù)Ma=0.2，高度為海平面高度。

圖5～圖8分別是12°～15°迎角下，帶動(dòng)力和不帶動(dòng)力狀態(tài)的表面極限流線與壓力分布云圖。動(dòng)力效應(yīng)對機(jī)翼、平尾表面的流動(dòng)形態(tài)影響較小，分離特性基本一致。圖9 是在短艙中截面處的馬赫數(shù)分布特征，相對于無動(dòng)力情形，考慮發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣后，短艙入口的流速明顯增大，機(jī)翼后上部流動(dòng)也因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)吸氣出現(xiàn)了明顯的加速。圖10 是有/無動(dòng)力條件下升力系數(shù)對比曲線。相同速度條件下，起飛/著陸時(shí)全機(jī)受發(fā)動(dòng)機(jī)不同功率狀態(tài)影響，兩種狀態(tài)的升力系數(shù)曲線在失速前發(fā)生了顯著平移，而不同功率狀態(tài)動(dòng)力對升力線斜率及失速迎角則沒有顯著影響。如圖11所示，在帶動(dòng)力后，飛機(jī)的俯仰力矩系數(shù)斜率增大，增強(qiáng)了飛機(jī)縱向靜穩(wěn)定性，可能會(huì)增加全機(jī)配平阻力。

圖5 有無動(dòng)力時(shí)表面壓力與流線對比(α=12°)Fig.5 Comparison between surface pressure and streamlines with and without power(α=12°)

圖6 有無動(dòng)力時(shí)表面壓力與流線對比(α=13°)Fig.6 Comparison between surface pressure and streamlines with and without power(α=13°)

圖7 有無動(dòng)力時(shí)表面壓力與流線對比(α=14°)Fig.7 Comparison between surface pressure and streamlines with and without power(α=14°)

圖8 有無動(dòng)力時(shí)表面壓力與流線對比(α=15°)Fig.8 Comparison between surface pressure and streamlines with and without power(α=15°)

圖9 有無動(dòng)力時(shí)馬赫數(shù)分布對比(α=15°)Fig.9 Comparison between Mach number with and without power(α=15°)

圖10 兩種狀態(tài)下升力系數(shù)對比Fig.10 Lift coefficient comparison under the two conditions

圖11 兩種狀態(tài)下力矩系數(shù)對比Fig.11 Moment coefficient comparison under the two conditions

迎角在12°和14°下的橫航向穩(wěn)定性分別如圖12、圖13所示，無動(dòng)力條件下該飛機(jī)在橫/航向均為靜穩(wěn)定，動(dòng)力效應(yīng)使得全機(jī)橫/航向靜穩(wěn)定性均得到有效增強(qiáng)。

圖12 迎角12°時(shí)的橫、航向穩(wěn)定性Fig.12 Lateral and heading stability at α=12°

圖13 迎角14°時(shí)的橫、航向穩(wěn)定性Fig.13 Lateral and heading stability at the α=14°

4 結(jié)論

本文通過對有、無動(dòng)力條件下某高速渦扇公務(wù)機(jī)典型狀態(tài)的計(jì)算流體力學(xué)（CFD）仿真，研究了尾吊動(dòng)力對該布局飛機(jī)的低速大迎角氣動(dòng)特性影響，形成如下結(jié)論:（1）在短艙和機(jī)翼相距較遠(yuǎn)時(shí)，動(dòng)力效應(yīng)對機(jī)翼表面的流動(dòng)形態(tài)影響較小，機(jī)翼表面的流動(dòng)形態(tài)和分離特性受發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力影響較弱；（2）發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)能有效增大全機(jī)的升力系數(shù)，但對失速迎角影響不大；（3）帶動(dòng)力后，全機(jī)的縱向和橫航向的穩(wěn)定性增加。