民用飛機發動機一體化氣動設計相關技術初探

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民用飛機發動機一體化氣動設計相關技術初探

Aerodynamic Design and Research for Wing-mounted-engine Integration of Civil Aircraft

于哲慧 / Yu Zhehui

(上海飛機設計研究院，上海201210)

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

0引言

翼吊布局飛機的發動機位于機翼下方，通過吊掛結構與機翼相連。吊掛結構一般包覆于吊掛整流罩氣動面中，使機翼、吊掛、發動機短艙之間的相互干擾保持在可接受的水平上。這樣的干擾在翼吊飛機設計中是常見的，需要采用合理技術手段進行控制。比如，機翼下表面、吊掛、發動機短艙形成的氣流通道產生復雜的流動現象，成為影響全機性能的潛在因素；機翼前緣縫翼在工作狀態下，與發動機短艙、吊掛整流罩產生間隙，影響縫翼的增升效率；吊掛整流罩尾部結束于機翼下翼面，尾部由于吊掛內外表面壓力差產生的渦流會對機翼后緣產生不利干擾。這些干擾都需要通過對吊掛整流罩進行合理設計，達到消除或減弱不利干擾、減小阻力、降低升力損失的目的，設計得當亦可將不利影響轉變為有利因素。

飛機發動機設計與機翼、吊掛、發動機短艙、渦流發生器等多部件相關，僅考慮單一因素會顧此失彼，犧牲單一部件性能將得不償失。人們通常要全盤考慮，充分發揮各部件優化潛力實現飛機發動機一體化設計。

1主要部件氣動設計方案

在早期飛機布局方案里，短艙嵌在機翼中，前緣縫翼在飛機起飛著陸階段打開時，與短艙之間形成很大的間隙。縫翼上下翼面壓力差使下翼面氣流通過間隙流向上表面，削弱了前緣縫翼的增升效率。使用特定形狀的結構填補該間隙可以挽回增升效率，但該結構在飛機巡航階段會產生額外阻力。Cole使用可伸縮的整流罩來密封縫翼與短艙之間的間隙(如圖1所示)，既可以提升增升裝置的效率，又可在巡航階段收起密封結構，避免產生額外阻力[1]。

圖1　可伸縮氣動整流罩

這樣的方案適用于早期的飛機設計優化，隨著翼吊布局的發展，該方案已不再適用，但其中解決問題的思路被人們在后來的技術手段中傳承下來[2-3]。

翼吊布局中的發動機短艙不再嵌入機翼，而是通過吊掛(Pylon)置于機翼下方。為描述方便，下文使用吊掛指代“吊掛整流罩”，并非“吊掛結構”。

吊掛出現后，人們發現前緣縫翼工作時與吊掛之間總有一個無法完全填補的空隙，降低了增升效率，成為設計中亟待解決的問題。Perin[2]提出將吊掛與機翼前部結合處進行局部偏轉(修型)，吊掛前部的幾何外形由直改曲以適應鄰近的內側前緣縫翼形狀(如圖2所示)，封閉縫翼與吊掛前部的空隙。

圖2　翼吊飛機布局配備增升裝置的漸縮型機翼設計

除了運營中為了避免部件碰撞所需保持的距離外，吊掛與前緣縫翼之間不留更大的開口。這樣就形成一個近乎連續的增升裝置氣動面，使飛機在起飛階段處于相同阻力狀態下獲得更高的升力。風洞試驗表明改型的吊掛在巡航階段并不會造成額外阻力，還可以改善機翼下部流動。

為提高增升裝置性能，Lord[3]提出與Perin類似的方案。在吊掛本體建模時，以吊掛后緣線為軸，最靠近機翼的70%的吊掛剖面沿水平面向機身一側偏移(如圖3所示)，吊掛本體相對飛機軸線向內偏轉1°，同時最靠近機翼的吊掛剖面向內偏轉1°~5°。

圖3　飛機機翼短艙組合

這一方案使飛機在起飛著陸過程中封閉前緣縫翼工作時與吊掛間的空隙，提升氣動性能。與Perin定性的局部解決方法不同，該方案以吊掛整體為控制對象，通過定量修改翼型分布的角度，控制較復雜氣動面來達到效果。

除了縫翼與吊掛、短艙空隙降低增升效率，機翼下表面、吊掛、發動機短艙形成的氣流通道中復雜流動引發的干擾導致氣動效率降低也是設計師需要考慮的問題。大量氣流流入短艙、吊掛、機翼下表面形成的狹小收縮-擴張通道(圖4(a))，氣流壓力迅速減小(圖4(b)，實線)，急劇加速，甚至超過音速(飛行馬赫數0.75以上)，形成激波。氣流通過激波后分離產生較大阻力。

Kutney[4]通過試驗研究發現，上述通道氣流特性與該通道流向面積分布密切相關。該區域的機翼、吊掛在彼此靠近的流向站位達到最大厚度，隨后開始收縮形成氣流擴張通道，該通道面積的劇烈變化(圖4(c)，實線)是上述氣流加速與分離的主要原因。Kutney在吊掛側壁安裝軸向面積分布合理的整流罩，調整吊掛、短艙、機翼和機身之間流道橫截面面積，使其變化緩和(圖4(c)，虛線)，避免氣流過度加速產生激波帶來的阻力，從而提高氣動性能。通道面積分布之差(圖4(c)，實虛線間陰影)正是所需的整流罩面積分布。

在改善上述通道流動方面，Patterson[5]與Kutney有類似的想法。不過Patterson并不打算額外加裝整流罩，而是通過改變吊掛本體翼型，直接控制通道面積分布，改善吊掛周圍的流動。該方案將吊掛后部延長，超過機翼后緣，并將吊掛最大厚度位置調整至機翼后緣或更靠后的位置，形成改良的翼型(圖5(a))。

圖4　減阻部件

圖5　壓縮掛架

采用普通翼型的吊掛，氣流會在20%~40%當地弦長處產生較高速度；采用改良翼型，雖然摩擦阻力因為吊掛延長而增加30%，但由于吊掛與機翼最大厚度錯開，降低了吊掛、機翼之間的干擾，壓差阻力大幅減少50%(圖5(b))。該方案能夠有效提高氣動性能，不過在實際工程應用中可能難以滿足吊掛中前部結構、系統的空間需求。

與Patterson更偏向于理論研究不同，Hackett[6]提出了在工程設計中更有前景的方法。本方案對比了為滿足結構需求而增加了最大厚度的改裝吊掛A與原始吊掛之間的性能差異。通過分析發現厚度加大的吊掛A使飛機阻力增加1%。為了改善性能，Hackett通過在吊掛尾部加裝一個延長到機翼后緣之后的整流罩，使吊掛后緣與該整流罩融合，恢復到原始吊掛的氣動性能(如圖6所示)。

圖6　飛機吊掛延伸設計減少氣動不利影響

這一方案沒有前后大幅度調整吊掛最大厚度位置，但保持吊掛厚度的軸向分布基本一致，這與Patterson的方案有異曲同工之妙。

降低機翼、吊掛之間的干擾，提高飛機性能并非僅僅局限于吊掛設計，機翼設計同樣扮演重要角色。特別地，當人們需要將風扇尺寸越來越大的發動機更近距離安裝至機翼時，機翼與吊掛、發動機的協同設計就成為一體化設計迭代過程中的重要環節。Goldhammer[7]提出了修改機翼翼型改善飛機性能的方法。通過調整發動機安裝位置機翼翼型曲率分布(圖7(a))，降低機翼、吊掛、發動機間干擾。

具體來講，Goldhammer把機翼下表面壓力峰位置從靠近機翼前緣位置調整到靠近機翼中部45%~50%弦長位置(圖7(c)，陰影區域)，將流經機翼、吊掛、發動機短艙的通道氣流速度維持在音速以下，避免三個部件間產生額外阻力。

圖7　短艙機翼組合安裝

2輔助部件氣動設計方案

除了考慮抑制吊掛、機翼間的干擾，飛機發動機一體化設計中采取輔助部件來主動改善機翼性能也是不可或缺的方案。

使用較廣泛的措施是在短艙或機翼上安裝渦流發生器(Vortex Generator)，充分利用短艙、機翼表面氣流形成所需渦流，改善原有飛機的性能。Kerker[8]提出在短艙兩側加裝渦流發生翼片(圖8)，在飛機起飛著陸階段，翼片后部拖出的渦流經過機翼上表面產生下洗流場，延緩機翼表面氣流分離。

圖8　升力導流片

上世紀七十年代的這份方案并未對翼片的具體形狀、位置參數進行深入研究。隨著技術發展，人們開始更細致的設計。Wang[9]提出了與之類似的設計，采用半圓與矩形的組合形狀渦流發生器作基礎構型，并通過風洞試驗對渦流發生器進行詳細設計分析。分析內容包括單一渦流發生器的形狀、位置、偏角，以及渦流發生器陣列的前后、上下相對位置對升力產生的影響(圖9(a))。采用合適的渦流發生器可以有效減小機翼上表面氣流分離的區域，提高最大升力系數(圖9(b))。

圖9　使用渦流控制裝置的短艙機翼組合

渦流發生器不僅僅可以用在短艙上，van der Hoeven[10]將渦流發生器安裝在機翼靠前位置，通過將邊界層外高動量氣流與邊界層內低能量氣流混合，避免或延遲氣流的分離。翼上渦流發生器的高度需要與當地邊界層厚度相適應才能發揮作用，在起飛著陸、爬升、轉彎等大攻角工況下，有效改善飛機性能。通過研究渦流發生器不同組合形狀的高度、長度、迎角、長高比等多個參數(如圖10所示)，得到優化的構型，避免拖出次生渦流，以更高效率抑制翼面氣流分離，并減小阻力。

3結論

飛機發動機一體化設計技術與飛機布局聯系密切，隨著布局的發展，一體化技術也發生了翻天覆地的變化。當發動機嵌于機翼之中時，沒有吊掛部件，早期技術方案側重于抑制機翼與發動機之間

的干擾，渦流發生器亦沒有發揮作用的空間；當翼吊布局出現后，干擾因素擴展到機翼、吊掛、發動機等多個部件，需要考慮更多因素，技術手段更加多樣。一體化設計技術逐步趨于融合式、多參數、多位置的設計，使大尺寸發動機能夠近距離安裝到機翼，部件間干擾得以控制到可接受程度。

圖10　渦流發生器

(1)融合式

融合式的設計讓各個部件彼此相容，不再單打獨斗。例如機翼與吊掛相交部位，隨著發動機安裝方式改變，單一封閉縫翼與發動機短艙空隙的方法[1]變化為吊掛改型主動匹配縫翼幾何形狀[2-3]，從而實現與縫翼融合設計，形成無縫增升氣動面。又如機翼與吊掛相交部位后部逐漸發展出整流罩形式來融合機翼與吊掛的后部[6]。

(2)多參數

人們通過更多參數進行更精確的設計，發掘部件潛力，拓展使用范圍。例如吊掛、縫翼匹配方案向著多參數方向發展，采用多個角度配合實現匹配方案[3]。又如渦流發生器，形狀從原始的片狀[8]發展為多幾何參數約束的多邊形或多邊形組合，周向、軸向位置參數得以充分研究和發展[9]，多參數設計促使渦流發生器使用范圍從短艙發展到機翼表面，使用形式從單一渦流發生器發展為渦流發生器陣列[10]。

(3)多位置

人們不再滿足單一位置的改善，逐步將關注熱點從短艙、吊掛發展到機翼，以及短艙和機翼上的輔助氣動手段。例如通過調整機翼下表面壓力分布，減弱與發動機之間的干擾，允許發動機與機翼近距離安裝。通過機翼、吊掛、短艙等多位置的設計手段，合力完成飛機發動機一體化設計。

隨著技術發展，新方案在早期成果基礎上得以逐步細化改善，實施位置越來越靈活，提升性能的措施也越來越多。這些技術方案向我們展示了航空技術不斷進取的歷程，反映了技術發展的脈絡和趨勢，早期技術方案更重視原理性突破和創新，對我們進一步構思新方案、實現新技術具有寶貴的借鑒意義。

參考文獻：

[1]Cole.Extendable Aerodynamic Fairing. US3,968,946，1976.

[2]Perin.Arrowlike Aircraft Wing Equipped With aHigh-Lift System and With a Pylon for Suspendeing the Engine. US4,637,573，1987.

[3]Lord. Aircraft Wing/Nacelle Combination. US5,443,230，1995.

[4]Kutney. Drag-Reducing Component. US4,314,681，1982.

[5]Patterson. Compression Pylon. US4,867,394， 1989.

[6]Hackett. Aircraft Wing Pylon Extensions for Minimized Aerodynamic Penalties. US5,102,069，1992.

[7]Goldhammer. Nacelle and Wing Assembly. US4,815,680，1989.

[8]Kerker. Liftvanes. US3,744,745，1973.

[9]Wang. Nacelle/Wing Assembly With Vortex Control Device. US4,540,143，1985.

[10]Van Der Hoeven. Votex Generator. US4,655,419，1987.

摘要：

飛機發動機一體化氣動設計是翼吊布局飛機設計的重要組成部分。為解決飛機與發動機之間的一體化設計問題，人們在設計過程中從不同角度嘗試眾多解決方案，形成很多典型技術專利，積累了寶貴經驗。通過分析較為典型的方案，以展現一體化氣動設計技術發展的脈絡和趨勢。

關鍵詞：翼吊布局飛機；一體化設計；氣動設計

[Abstract]Aerodynamic design of aircraft-engine integration is an important part for wing-mounted-engine aircraft design. In order to solve the design problems between aircraft and engine, many solutions were made attempts from different perspectives during the design process, and classic technology patents and valuable experience were formed. Some of the technology solutions are to be discussed as follows to reveal the map and tendency of related integrated design technology。

[Key words]wing-mounted-engine aircraft； integration design；aerodynamic design

中圖分類號：V231.3

文獻標識碼：A