起飛迎角對尾吊發(fā)動機短艙進氣效率的影響研究

肖毅，馬經(jīng)忠，李廣，胡志東，劉敏

起飛迎角對尾吊發(fā)動機短艙進氣效率的影響研究

肖毅，馬經(jīng)忠，李廣，胡志東，劉敏

(中航工業(yè)洪都，江西南昌330024)

尾吊發(fā)動機短艙式布局的飛機，安裝在后機身的發(fā)動機位于機翼上方，在起飛過程中，機翼的洗流作用會對短艙的進氣效率產(chǎn)生影響。為了評估不同起飛迎角對發(fā)動機短艙進氣效率的影響，本文在計算流體動力學(xué)軟件Fluent中對飛機起飛構(gòu)型的全機流場進行了數(shù)值模擬，著重考察了不同起飛迎角對短艙進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)及進氣畸變指數(shù)的影響情況。計算結(jié)果表明，對于尾吊式發(fā)動機短艙而言，起飛迎角增加將導(dǎo)致進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)減小、進氣畸變指數(shù)增大，從而使進氣效率下降。

起飛迎角；短艙；進氣效率

0 引言

基于總體布局的考慮，大部分中小型公務(wù)機均采用尾吊發(fā)動機短艙式氣動布局，對于這種布局的飛機，短艙與其他部件尤其是與機翼的氣動干擾是研究的難點之一[1]。早在2006年，中航商飛公司的朱杰就對超臨界機翼-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[2]。近年來，國內(nèi)對尾吊發(fā)動機短艙式氣動布局的飛機也進行了大量的計算研究。在2014年，對進氣道內(nèi)型面參數(shù)進行了詳細(xì)設(shè)計，通過數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)增大進口/喉道收縮比、適當(dāng)增加擴散段長度有利于提高短艙的進氣效率[3]；同年，還根據(jù)有無短艙及短艙安裝在不同位置對機翼高速升阻特性的影響進行了數(shù)值計算，結(jié)果表明，短艙安裝越靠近機翼，機翼升、阻力系數(shù)下降越大，而升阻比會有所提高[4]；2015年，又通過不同發(fā)動機進氣流量對機翼高速升阻特性的影響進行了計算研究，發(fā)現(xiàn)進氣流量增加將導(dǎo)致機翼的升、阻力系數(shù)增加，但升阻比會有所降低[5]。

對于尾吊發(fā)動機短艙式布局的飛機而言，起飛過程短艙與機翼的氣動干擾問題同樣十分重要，然而學(xué)術(shù)界針對此類問題的研究還不多見，為了對這種影響進行全面評估，本文利用CFD軟件Fluent對不同起飛迎角下的全機模型進行了數(shù)值模擬，著重考察了不同起飛迎角下發(fā)動機在最大狀態(tài)時的總壓恢復(fù)系數(shù)及進氣畸變指數(shù)的變化情況。

進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)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。

進氣道流場總壓畸變(IDC,Inlet Distorted

Coefficient)定義如下：

其中p0,min為進氣道出口氣流最小總壓。

1 計算模型及網(wǎng)格

圖1所示為全機起飛構(gòu)型的三維模型示意。為保證進氣道在機翼下洗場中，唇口基本對準(zhǔn)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，減小底部阻力，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。不同起飛迎角如表1所示。

圖1 全機三維模型示意

表1 不同工況的表征參數(shù)

本文的計算模型(半模)在Pointwise中劃分四面體空間網(wǎng)格，對飛機壁面進行局部加密處理，短艙進氣道內(nèi)劃分邊界層網(wǎng)格，計算模型的總網(wǎng)格數(shù)在700萬左右，計算模型的對稱面網(wǎng)格如圖2所示。

2 計算方法概述

本文的數(shù)值模擬在商用CFD軟件Fluent中進行。將流場邊界設(shè)置為壓力遠場條件，將進氣道出口設(shè)置為壓力出口條件以模擬發(fā)動機進氣；采用有限體積法求解Navier-Stokes方程；并采用可實現(xiàn)的kε(realizable k-ε)湍流模型對流動進行計算，該模型將湍動粘度與應(yīng)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[6]。本文的計算條件為0km高度，0.2馬赫數(shù)，發(fā)動機在最大狀態(tài)下工作。流場的控制方程如下式所示：

圖2 對稱面網(wǎng)格示意

3 計算結(jié)果分析

圖3為短艙XOY中心截面的流線示意。如圖所示，在馬赫數(shù)為0.2的起飛計算條件下，低速氣流在接近短艙時逐漸加速進入發(fā)動機內(nèi)，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(fēng)扇進口的流動較為均勻；從圖中可以看出，隨著迎角的增加，機翼表面及短艙后段的氣流分離趨勢不斷加劇，但由于短艙距離機翼尚有一段距離，起飛階段襟翼下放所帶來的渦流并不會對發(fā)動機的進氣造成影響。

圖4為不同迎角下進氣道出口截面的總壓恢復(fù)系數(shù)云圖。從圖中可以看出，盡管起飛迎角已經(jīng)增加到16°，但尾吊短艙式進氣道的進氣效率還是比較高的，由于短艙在偏航方向有一個2°的安裝角，隨著起飛迎角的增大，進氣道出口截面左側(cè)的低總壓區(qū)逐漸擴展，進氣道的總壓損失增加，流場畸變增大，進氣效率下降。

圖3 短艙XOY中心截面流線示意

圖4 進氣道出口截面總壓分布

進氣效率隨起飛迎角的變化規(guī)律如圖5所示，具體數(shù)據(jù)如表2所示。與上文一致，從圖中可以看出，隨著起飛迎角的不斷增加，進氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸減小，進氣道出口流場畸變不斷增大，進氣效率下降。

圖5 進氣效率隨迎角變化示意

表2 不同工況的計算結(jié)果

4 結(jié)語

本文在計算流體動力學(xué)軟件Fluent中對不同起飛迎角對進氣效率的影響進行了計算分析，結(jié)果表明，隨著起飛迎角的不斷增大，進氣道出口截面的總壓損失逐漸增大，進氣畸變逐漸增加，進氣效率下降；但由于某型飛機短艙安裝距機翼尚有一段距離，起飛階段所形成的機翼表面渦流并不會被吸入發(fā)動機內(nèi)而對進氣造成影響。

[1]《飛機設(shè)計手冊》總編委.飛機設(shè)計手冊第5冊民用飛機總體設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2005. [2]朱杰.超臨界機翼—尾吊短艙布局高速氣動綜合研究[C].第二屆中國航空學(xué)會青年科技論壇文

集，北京，2006：285-292.

[3]肖毅，馬經(jīng)忠，等.發(fā)動機短艙內(nèi)型面參數(shù)設(shè)計對進氣效率的影響研究[J].教練機，2014,1：24-28.

[4]胡志東，肖毅，等.尾吊發(fā)動機短艙對機翼高速升阻特性的影響研究[J].教練機，2014,3：44-48.

[5]馬經(jīng)忠，肖毅，等.尾吊發(fā)動機空氣流量對機翼高速升阻特性的影響研究[J].教練機，2015,2：13-17.

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

>>>作者簡介

肖毅，男，1989年6月出生，2013年4月畢業(yè)于浙江理工大學(xué)，碩士，工程師，現(xiàn)從事進排氣系統(tǒng)設(shè)計工作。

Study on Air Inlet Efficiency of Tail Suspended Engine Nacelle Effected by Takeoff AOA

Xiao Yi,Ma Jingzhong,Li Guang,Hu Zhidong,Liu Min
(AVIC-HONGDU,Nanchang,Jiangxi,330024)

The aircraft with configuration of tail suspended engine nacelle normally has its engine installed in rear fuselage above wings,which may cause effect on air inlet efficiency due to wash flow on wings in process of takeoff. In order to assess the effects on air inlet efficiency of the engine nacelle at different takeoff AOAs,this paper depicts the numeric simulation on aircraft flow field under takeoff configuration by using Fluent software,the software to calculate the flow dynamics,it reviews with emphasis on the effects on total pressure recovery coefficient and air inlet distortion index of nacelle intake resulted from different takeoff AOAs.The calculation result shows the increase of takeoff AOA will cause reduction of intake total pressure recovery coefficient and increase of air inlet distortion index,which will further decrease the air inlet efficiency with consideration on tail-suspended engine nacelle.

Takeoff AOA;Nacelle;Air inlet efficiency

2016-07-11）