大迎角下發(fā)動機尾吊布局公務機動力影響研究

張文琦，宋敏華，王浩

中國航空研究院，北京 100029

發(fā)動機尾吊布局是當前高速公務機典型布局形式之一，采用該種動力布局形式的飛機發(fā)動機和機身之間距離較近，機身、機翼對發(fā)動機附近流場品質(zhì)存在顯著影響，此外，發(fā)動機安裝與動力效應對飛機機翼、尾翼等氣動部件，以及機身后體也存在明顯干擾，從而影響飛機全機構型的氣動特性，因此動力影響是飛機全機構型精細氣動設計必須考慮的因素之一。

從20世紀80年代開始，美國國家航空航天局（NASA）蘭利中心[1]和航空宇宙技術研究所（NAL）[2-3]對發(fā)動機的動力影響效應進行了試驗和數(shù)值研究。21 世紀初，國內(nèi)李杰[4-5]采用多塊網(wǎng)格技術與邊界層方程/歐拉方程耦合求解技術開展了翼吊式雙發(fā)民機機體/動力裝置的數(shù)值模擬，賈洪印等[6-7]研究了進排氣效應對機翼氣動載荷的影響，并分析了發(fā)動機進排氣效應對翼吊式和尾吊式兩種典型民機構型氣動特性的影響，喬磊等[8]研究了噴流影響下大涵道比翼吊發(fā)動機掛架氣動干擾的流動機理和掛架外形對大涵道比翼吊發(fā)動機噴流氣動干擾的影響。聶雪媛[9]研究了考慮彈性變形的發(fā)動機動力效應對民機全機氣動特性的影響。黨亞斌等[10]研究了發(fā)動機安裝效應對尾吊式民機推力預測的影響。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)動機布置的翼身融合布局民機，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]等開展了考慮動力影響的自然層流短艙氣動設計并進行了試驗驗證。顧文婷[14]針對該類布局的民機研究了機體對發(fā)動機周圍流場的干擾和安裝效應對有效推力的影響。

目前，針對動力影響效應的研究大部分都針對巡航構型，而在起降階段，尤其是起飛時，發(fā)動機功率大，進氣道的捕獲面積比大，相較于通氣短艙，進排氣效應顯著，加劇了發(fā)動機和機體之間的流動干擾，因此，開展起降階段的大迎角下動力影響效應研究具有重要的意義。本文考慮發(fā)動機進排氣的影響，研究了某發(fā)動機尾吊布局高速渦扇公務機在起降狀態(tài)下的動力效應對飛機氣動性能的影響規(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，對流項空間離散采用Roe格式，時間離散采用隱式格式。固壁邊界采用無滑移絕熱邊界，遠場邊界基于當?shù)乩杪蛔兞壳蠼猓瑑蓚€當?shù)匾痪S黎曼不變量確定遠場邊界的法向速度和聲速。

1.2 發(fā)動機進氣及排氣邊界

（1）發(fā)動機進氣邊界壓力出口邊界

發(fā)動機在工作狀態(tài)下，利用壓力出口邊界模擬發(fā)動機進氣截面處的流動條件。對于亞聲速壓力出口邊界，一般模擬進氣截面的靜壓。本文將發(fā)動機進氣截面邊界條件設置為當?shù)亓鲃屿o壓與自由流靜壓之比，其數(shù)值在計算過程中可根據(jù)實時流量監(jiān)測自動調(diào)節(jié)，直至流量達到預設目標，且由程序外插得到當?shù)亓鲌龅摩选、v、w。

（2）發(fā)動機排氣邊界-壓力入口邊界

對發(fā)動機排氣效應采用在發(fā)動機內(nèi)外涵道出口截面設置壓力入口邊界來模擬當?shù)匚锢韴觯谶吔缣幹付ó數(shù)乜倝骸⒖倻嘏c自由流總壓總溫之比以及流動方向，外推當?shù)貧饬鞯睦杪蛔兞俊?/p>

2 數(shù)值方法驗證

本文對數(shù)值模擬方法的驗證采用NAL 的“NALAERO-02-01”TPS 風洞試驗模型的典型工況開展，計算狀態(tài)見表1，模型迎角、側滑角均為0°。

表1 計算狀態(tài)Table 1 Computational conditions

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

計算采用多塊結構網(wǎng)格，網(wǎng)格的遠場大小是模型平均氣動弦長的120倍，邊界層網(wǎng)格近物面第一層厚度為10-6m量級，網(wǎng)格尺度增長比例為1.1。總網(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算結果與風洞試驗結果的對比，計算得到的短艙表面壓力分布與風洞試驗數(shù)據(jù)吻合良好。因此，本文采取的數(shù)值計算方法基本可信。

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)下壓力分布計算值與試驗值的對比Fig.2 Pressure distribution comparison between computation and experiment under three conditions

3 某高速渦扇公務機動力影響研究

3.1 計算網(wǎng)格

全機構型網(wǎng)格拓撲及表面網(wǎng)格分布如圖3、圖4 所示，計算采用多塊結構網(wǎng)格，總網(wǎng)格量約為2900萬個空間六面體單元。

圖3 全機構型網(wǎng)格拓撲Fig.3 Topology of full aircraft structural mesh

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

3.2 計算結果與分析

為評估尾吊動力效應對全機低速大迎角氣動特性的影響，本文分別對不同迎角、側滑角狀態(tài)的通氣短艙/帶動力全機構型開展了數(shù)值模擬仿真。計算馬赫數(shù)Ma=0.2，高度為海平面高度。

圖5～圖8分別是12°～15°迎角下，帶動力和不帶動力狀態(tài)的表面極限流線與壓力分布云圖。動力效應對機翼、平尾表面的流動形態(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，相對于無動力情形，考慮發(fā)動機進排氣后，短艙入口的流速明顯增大，機翼后上部流動也因為發(fā)動機吸氣出現(xiàn)了明顯的加速。圖10 是有/無動力條件下升力系數(shù)對比曲線。相同速度條件下，起飛/著陸時全機受發(fā)動機不同功率狀態(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，在帶動力后，飛機的俯仰力矩系數(shù)斜率增大，增強了飛機縱向靜穩(wěn)定性，可能會增加全機配平阻力。

圖5 有無動力時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 有無動力時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 有無動力時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 有無動力時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 有無動力時馬赫數(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，無動力條件下該飛機在橫/航向均為靜穩(wěn)定，動力效應使得全機橫/航向靜穩(wěn)定性均得到有效增強。

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

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

4 結論

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