翼身融合布局飛機機體-發(fā)動機氣動干擾效應

周翰瑋，陳勇，*，譚兆光，司江濤，李杰，李棟

1. 中國商用飛機有限責任公司 上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210 2. 西北工業(yè)大學 航空學院，西安 710072

翼身融合(BWB)布局飛機是一種新型布局的運輸機。由于其高度的集成特性，其浸潤面積也大大小于同量級的傳統(tǒng)布局飛機，因此，與同量級傳統(tǒng)布局的飛機相比，BWB布局飛機具有較輕的重量、更高的升阻比和更小的燃油消耗量。除上述優(yōu)勢外，BWB布局飛機還具有其他更好的特性，比如更好的舒適性等[1]。歐美等航空工業(yè)發(fā)達地區(qū)相繼投入大量資源進行BWB研究[2-3]，美國以波音公司為首攜同Langley研究中心以及斯坦福大學等科研機構(gòu)對BWB進行了廣泛而深入的研究，涉及氣動設(shè)計[4-5]、結(jié)構(gòu)分析與客艙設(shè)計[6-7]、風洞試驗[8]、操穩(wěn)特性評估[9]等。中國相關(guān)高校和科研機構(gòu)也針對BWB布局飛機進行了探索和研究[10-13]，西北工業(yè)大學張彬乾等已針對BWB布局總體方案、氣動設(shè)計、飛行控制等多個領(lǐng)域開展了研究工作[14-15]。

然而由于總體布局、適航、噪聲等方面的限制，BWB布局飛機不能像傳統(tǒng)布局飛機采用翼吊或者在機身上安裝發(fā)動機，因此在背部安裝發(fā)動機成為首選，將發(fā)動機布置在BWB布局飛機背部，能夠有效減小發(fā)動機短艙對飛機翼面流場的干擾和破壞，顯著提升飛機的氣動性能。但背部安裝發(fā)動機容易帶來一系列的空氣動力干擾問題，其發(fā)動機與機體之間的干擾和影響機制與常規(guī)布局飛機不同。發(fā)動機與機身一體化的氣動設(shè)計已成為BWB發(fā)展的關(guān)鍵領(lǐng)域。本文針對BWB布局飛機的機體和發(fā)動機之間的氣動干擾進行了數(shù)值研究，主要包括噴流短艙及通流短艙的影響，以及短艙高度、展向位置、弦向位置等位置參數(shù)影響。

1 計算方法概述

1.1 控制方程與離散格式

本文控制方程為三維積分形式的雷諾平均Navier-Stokes方程[16],其表達式為

(1)

式中：v為控制體體積；s為控制體表面；Q為守恒量；fiv為對流項；fvs為黏性通量；n為單元表面的外法向單位矢量。控制方程采用有限體方法進行離散，時間推進采用LU-SGS(Lower Upper-Symmetric Gauss Seidel)方法，空間離散采用Roe’s FDS格式，高階重構(gòu)采用三階MUSCL格式，為了抑制激波振蕩采用van Albada限制器，湍流計算采用了兩方程k-ωSST(Shear Stress Transport)湍流模式[17]。

1.2 渦輪風扇發(fā)動機計算模型

渦輪風扇發(fā)動機流動特性非常復雜。但是由于發(fā)動機對飛機部件的干擾主要是體現(xiàn)在進排氣效應上，而發(fā)動機內(nèi)部流場并不是主要關(guān)注點,因此利用特定的計算邊界條件對其進排氣流場進行模擬就能夠?qū)崿F(xiàn)整個干擾流場的模擬。對于一個典型的渦輪風扇發(fā)動機，其計算模型可簡化為如圖1 所示[18-19]。

圖1 渦扇發(fā)動機簡化模型[18-19]Fig.1 Simplified model for turbo fan engine[18-19]

1.3 推阻力的定義

對推阻力進行準確定義是計算飛機動力對氣動特性影響的重要前提，本節(jié)簡要介紹采用的推力和阻力分析方法[20]。

流向亞聲速飛機動力裝置的氣流，其流管形狀主要由發(fā)動機工作狀態(tài)決定。通過對流過動力裝置的內(nèi)流捕獲流管和發(fā)動機控制剖面取控制體，可以獲得發(fā)動機凈推力參數(shù)。分析發(fā)動機的安裝推力，還要考慮發(fā)動機推力的安裝損失，這主要包含流入發(fā)動機流管表面上的阻力(即附加阻力)、短艙外表面上的壓差阻力、摩擦阻力以及掛架阻力等因素。

如圖2所示，對于民用飛機發(fā)動機的典型工作狀態(tài)，從遠場(位置0)開始，外部繞過動力裝置的氣流逐漸減速到進氣道唇口的駐點位置(位置i)，接著氣流從駐點加速直到發(fā)動機短艙直徑的最大位置(位置M)。和機翼繞流類似，從位置i到位置M 的外罩上作用的氣動力合力在軸向的分量成為外罩吸力。由于黏性、分離以及跨聲速工作時局部激波的影響，吸力和附加阻力不會全部抵消，其差值稱為溢流阻力。在不考慮發(fā)動機安裝掛架阻力以及干擾阻力的條件下，短艙阻力可以表示為

(2)

式中:p為靜壓；p0為短艙入口處壓力；A為投影面積；τw為短艙壁面摩阻系數(shù)。

發(fā)動機推力可以表示為

T=?A[ρu(V·n)+(p-p0)nx-τx·n]dA-

?A[ρu(V·n)]dA-?A(-τx·n)dA

(3)

圖2 短艙推阻力分析示意圖Fig.2 Schematic diagram of analysis of thrust and drag of nacelle

式中：ρ為密度；V為速度；u為速度在流向上的分量；nx為n在流向上的分量；τx為流向上的剪應力。

2 計算方法驗證

為了驗證本文所采用的動力模型簡化方法、網(wǎng)格生成策略以及流場計算方法的正確性，對單獨的帶動力發(fā)動機模型流場進行了數(shù)值模擬，并與試驗結(jié)果進行比較。

本文中采用的單獨發(fā)動機為一軸對稱渦扇發(fā)動機模型，取自日本航空宇宙技術(shù)研究所“NAL-AERO-02-01” TPS (Turbine Powered Simulation)風洞試驗模型[21]。文獻[21]給出了該模型的二維半模輪廓線數(shù)據(jù)，利用建模軟件，將該輪廓線繞軸線旋轉(zhuǎn)360°即得到了三維模型，圖3為生成的該模型表面網(wǎng)格[21-22]。

發(fā)動機的動力效應，通過進排氣邊界條件確定。本文在風扇進氣邊界給定質(zhì)量流量，在內(nèi)涵和外涵出口邊界給定總壓、總溫和流動方向。

如表1所示,對單獨發(fā)動機高速巡航狀態(tài)下的進、排氣流場進行了數(shù)值模擬和分析(雷諾數(shù)Re均為1×106，基于發(fā)動機最大直徑)。表1中，Ma∞為來流馬赫數(shù)，α為迎角，MFR為質(zhì)量流量比，F(xiàn)PR為風扇出口總壓比，F(xiàn)TR為風扇出口總溫比，CPR為內(nèi)涵出口總壓比，CTR為內(nèi)涵出口總溫比。

圖4為兩種狀態(tài)下風扇整流罩和渦輪整流罩表面壓力分布計算值與試驗值的對比，圖中Cp為壓力系數(shù)，x為沿流向的坐標。兩種狀態(tài)下的計算值與試驗值吻合得很好，從而可以驗證本文對于單獨發(fā)動機數(shù)值模擬所采用的網(wǎng)格分塊策略和進、排氣邊界處理方法是合適的。

圖3 “NAL-AERO-02-01”模型表面網(wǎng)格[21-22]Fig.3 Surface mesh of “NAL-AERO-02-01” model[21-22]

表1 狀態(tài)參數(shù)Table 1 Condition parameters

圖4 兩種狀態(tài)下表面壓力計算值與試驗值對比Fig.4 Comparison of surface pressure between computational and experimental results under two conditions

3 BWB全機流場數(shù)值模擬

3.1 計算模型和網(wǎng)格

本文針對一種BWB布局的飛機進行了數(shù)值計算研究。分別對該飛機的兩種不同構(gòu)型(帶動力短艙(Power Nacelle,PN)和帶通流短艙(Through Flow Nacelle,TFN))的流場進行計算分析,如圖5所示。

圖5 計算采用的兩種不同構(gòu)型Fig.5 Two different configurations for computation

本文中的計算采用多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,如圖6所示。各塊網(wǎng)格可根據(jù)各自區(qū)域和流場的特點，靈活選擇合適的拓撲結(jié)構(gòu)，并安排合理的疏密分布，提高了結(jié)構(gòu)網(wǎng)格處理復雜外形的能力。在近物面區(qū)域使用“O”型網(wǎng)格，可以很好地保證近物面網(wǎng)格的正交性，非常適合于模擬飛行器附面層流動。在流場的其他區(qū)域使用相對簡單的“H”型網(wǎng)格。

文中對飛機-發(fā)動機一體化分析，采用統(tǒng)一的模式通過設(shè)定進氣、排氣口邊界條件來模擬發(fā)動機的動力影響效應。對風扇進氣口邊界進行簡化，通過給定質(zhì)量流量、壓力或者速度等，根據(jù)式(4) 可以求得進氣口邊界的質(zhì)量流量比MFR，進而求得進氣口邊界的速度、密度、溫度、靜壓等參數(shù)。

(4)

式中：AHL為來流入口邊界面積；Afan為風扇入口面積；ρfan為風扇入口處密度；ρ∞為來流密度；qfan為風扇入口處動壓；q∞為來流動壓。

尾噴口邊界分為外涵道噴口和內(nèi)涵道噴口兩部分，內(nèi)外涵噴口處的馬赫數(shù)可采用與風扇進氣口邊界處相同的方法求出。

圖6 兩種不同構(gòu)型的網(wǎng)格Fig.6 Mesh of two different configurations

3.2 兩種構(gòu)型計算結(jié)果

針對上述兩種構(gòu)型在Ma∞=0.8，Re=4.8×107狀態(tài)的全機氣動特性進行計算。圖7為兩種構(gòu)型在Ma∞=0.8，α=2°時，表面壓力系數(shù)的對比。圖8為兩種構(gòu)型在Ma∞=0.8時，升阻極曲線的對比(圖中CL和CD分別升力系數(shù)和阻力系數(shù))。從對比結(jié)果看，帶動力短艙的全機阻力系數(shù)在相同升力系數(shù)下比帶通流短艙的要大，在巡航迎角(約2°)附近要大約0.002，這主要是由動力短艙和通流短艙在尾噴口的表面壓力的差別造成的，這也說明在進行飛機的阻力CFD預測時要對這部分阻力格外注意。

圖7 兩種構(gòu)型表面壓力系數(shù)對比(Ma∞=0.8，α=2°)Fig.7 Comparison of surface pressure coefficient for two configurations (Ma∞=0.8，α=2°)

圖8 兩種構(gòu)型升阻極曲線對比(Ma∞=0.8)Fig.8 Comparison of lift to drag polar curves for two configurations (Ma∞=0.8)

4 發(fā)動機位置參數(shù)的影響

本文對發(fā)動機短艙不同高度位置、展向位置、流向位置對飛機性能及發(fā)動機推力性能的影響進行了研究。此研究是為了發(fā)現(xiàn)相關(guān)規(guī)律性的問題，因此并沒有考慮飛機的結(jié)構(gòu)、布置等的可實現(xiàn)性，有些位置變化會非常大。同時，為了單純研究發(fā)動機位置變化的影響，將發(fā)動機掛架去掉，并采用通流短艙構(gòu)型。本節(jié)針對Ma∞=0.8，Re=4.8×107，α=2°狀態(tài)下的全機氣動性能及發(fā)動機推力性能進行計算。

4.1 短艙高度位置對飛機性能的影響

不同發(fā)動機高度位置示意如圖9所示。選擇了發(fā)動機軸線距離機身上表面由低到高的8個發(fā)動機位置進行研究，升力系數(shù)及升阻比隨發(fā)動機高度(h)增加而變化的曲線如圖10所示。從圖中可以看出，隨著發(fā)動機高度的增加，升力系數(shù)顯著上升，升阻比上升。

為了分析發(fā)動機高度變化導致升阻力變化的原因，做出發(fā)動機中間截面壓力分布，如圖11所示。從圖中可以看出，短艙位置較低時，短艙下部和機身上表面會產(chǎn)生相互干擾，出現(xiàn)一個較大的低壓區(qū)，對阻力產(chǎn)生影響。隨著短艙位置的升高，低壓區(qū)范圍減小。

圖12是發(fā)動機推力隨短艙高度的變化，圖中橫線是CFD計算得到的單獨發(fā)動機的推力值。發(fā)動機推力隨著離機身高度的增加是先增大再減小。高度較小(0.5 m以內(nèi))時，由于受氣流分離的影響，推力相對單獨發(fā)動機推力值減小，而隨著分離的消失，機身反而會產(chǎn)生有利的干擾，使發(fā)動機的推力增大，但高度到一定程度后，有利干擾越來越小，推力就又慢慢減小。這個現(xiàn)象與常規(guī)布局民機的現(xiàn)象不太一樣。這一研究也為后續(xù)BWB布局飛發(fā)一體化設(shè)計提供了一些參考。

圖9 不同短艙高度位置Fig.9 Different height locations of nacelle

圖10 不同短艙高度對升力系數(shù)、升阻比的影響Fig.10 Influence of different nacelle heights on lift coefficient and lift-to-drag ratio

圖11 不同高度短艙中間截面壓力分布Fig.11 Distribution of pressure on middle slice for different height nacelles

圖12 推力隨短艙高度的變化Fig.12 Variation of thrust with nacelle height

4.2 短艙展向位置對飛機性能的影響

選擇發(fā)動機軸線距離飛機對稱面由內(nèi)向外3個位置進行研究，如圖13所示。

升力系數(shù)及升阻比隨發(fā)動機展向位置變化的曲線如圖14所示。由圖可知，發(fā)動機展向位置越靠內(nèi)，升力越大，升阻比越小；越靠外，升力越小，升阻比越大。

圖13 不同短艙展向位置Fig.13 Different spanwise locations of nacelle

圖14 不同短艙展向位置對升力系數(shù)、升阻比的影響Fig.14 Influence of different nacelle spanwise locations on lift coefficient and lift-to-drag ratio

4.3 短艙流向位置對飛機性能的影響

選擇發(fā)動機入口截面距離機頭由前到后3個位置進行研究，升力系數(shù)及升阻比隨發(fā)動機展向位置變化的曲線如圖15所示。由圖可知，發(fā)動機展向位置越靠后，升力越大，升阻比也越大；越靠前，升力越小，升阻比也越小。

圖15 不同短艙流向位置對升力系數(shù)、升阻比的影響Fig.15 Influence of different nacelle streamwise locations on lift coefficient and lift-to-drag ratio

5 結(jié) 論

1) 所采用發(fā)動機簡化模型和推阻力定義方法能夠準確地模擬發(fā)動機的動力效應。

2) 帶動力短艙后全機的阻力較通流短艙會有明顯增加。

3) 隨著發(fā)動機離機身高度增大，發(fā)動機推力先增大后減小，飛機升力增大，升阻比增大。

4) 隨著發(fā)動機展向位置向外移動，飛機升力減小，升阻比增大。

5) 隨著發(fā)動機流向位置向后移動，飛機升力增大，升阻比增大。

致 謝

感謝西北工業(yè)大學張彬乾教授課題組的支持與幫助，感謝上海飛機設(shè)計研究院同事們的指導與建議。