考慮動力影響的大型運輸機增升構型氣動特性研究

白俊強，張曉亮，劉 南，董建鴻，董 強，周 林

（1.西北工業大學 航空學院，陜西 西安 710072；2.中國航空工業第一飛機設計研究院，陜西 西安 710072）

考慮動力影響的大型運輸機增升構型氣動特性研究

白俊強1，張曉亮1，劉 南1，董建鴻2，董 強2，周 林2

（1.西北工業大學 航空學院，陜西 西安 710072；2.中國航空工業第一飛機設計研究院，陜西 西安 710072）

為滿足現代大型運輸機增升系統高效、穩定的設計需求，以某型運輸機增升構型為研究對象，通過數值模擬方法研究了動力因素對全機氣動特性的影響。數值模擬結果表明：在動力因素影響下，全機最大升力系數增加46.2%，失速迎角增加11°；全機靜安定度降低30.89%。通過流場機理分析可知：動力因素不僅對短艙后方襟翼當地流場有較大改善，而且對短艙和主翼上表面流場以及平尾當地迎角也有顯著影響。基于以上結論，在運輸機增升構型設計過程中，要充分考慮動力因素對各個部件當地流場的影響以提高升力特性；同時要權衡動力因素使機翼低頭力矩增加、平尾低頭力矩降低這兩種趨勢相反的影響結果以改善俯仰力矩特性。

數值模擬；短距起降；動力影響；氣動特性；增升系統

0 引 言

由于受到起降場地等條件的限制，要求運輸機起飛、著陸滑跑距離短以及起飛、進場和著陸速度低。而能實現上述性能的關鍵即為全機起降時具有很大的升力系數。以失速速度Vs=20m／s，翼載W／S= 200kg／m2要求為例，在起降距離300m、飛越15m高障礙物條件下，要求全機最大升力系數CLmax≈7.4［1］。

由于普通機械式增升裝置自身所具有的局限性，在運輸機起降時所提供升力系數的有限。鑒于此，當代大型運輸機有些開始采取動力增升技術。動力增升技術分為邊界層控制、噴氣襟翼、展向吹氣、動力轉向等。其中屬于邊界層控制技術的外吹式襟翼直接利用翼吊發動機排氣控制襟翼表面流動，較之于其他動力增升技術簡單而實用，并且對高速巡航構型影響不大。該項技術經長期研究已非常成熟，特別是經過了YC-15驗證機的飛行試驗驗證并在C-17大型軍用運輸機上得到了正式應用［2-3］。因此，外吹式襟翼增升系統成為翼吊布局大型運輸機的最佳選擇。

在采用外吹式襟翼動力增升技術的前提下，必須研究動力對增升構型氣動特性的影響。國外在此技術領域有著豐富的研究經驗，并且取得了很多研究成果，然而國外公開發表的文獻中只公布了研究結果以及所得出的結論［2-6］，并沒有討論動力因素對氣動特性產生影響的流動機理。國內在該技術領域的研究主要集中于發動機噴流對襟翼的影響上，并沒有探究動力因素對其他部件氣動特性的影響［7-9］。

本文通過求解雷諾平均N-S方程（RANS）對某型采用外吹式襟翼技術的大型運輸機增升構型進行數值模擬，研究了發動機進、排氣對整機氣動性能的影響并分析了相應的流動機理，得出了較為有意義的結論。

1 計算方法

1.1 數值方法

對于粘性起主導作用的增升構型繞流問題，其流場伴隨著尾跡混合、流動分離以及激波附面層干擾等復雜流動特性［10］。因此本文通過求解 RANS 方程對增升構型進行數值模擬。其主控方程為：

采用有限體積法求解該方程，空間離散格式為二階迎風Roe格式，時間推進格式為LU-SGS格式。

綜合考慮計算效率和計算精度，流場模擬采用Menter提出的k-ωSST湍流模型［11］：湍流渦粘性νT=a1k／max（a1ω；ΩF2）。該模型在 邊界層內部采用 Wilcox k-ω 模型，在邊界層邊緣和自由剪切層采用高雷諾數Jones-Launder k-ε模型，其間通過一個混合函數F1進行過渡，屬于積分到壁面的不可壓縮兩方程渦粘性模型。故其綜合了k-ω 和k-ε兩模型的優點，同時避免了兩者的缺點，既消除了k-ω 模型對遠場邊界條件的依賴，又改善了k-ε 模型對大的逆壓梯度模擬結果不準確的缺點，在實際工程中得到廣泛運用。

1.2 計算模型和計算網格

本文研究對象為某型大型運輸機增升構型，為描述方便將其命名為 Model A，具體幾何外形如圖1所示。該構型幾何特征非常復雜，包含翼吊短艙、垂平尾、襟翼滑軌艙，并且采用四段增升裝置：前緣采用內外兩段縫翼，后緣采用導流片及主襟翼組成的雙縫襟翼。

圖1 計算模型Fig.1 Computational model

從最近公開發表的有關增升裝置研究的文獻來看［12-14］，國際上采用非 結 構網格 策 略較 多，主要 因 為相對于結構網格來說，在構型較為復雜的情況下其更容易生成。但非結構網格數值模擬結果與風洞試驗結果相比，數值絕對量的吻合程度并不理想［15］。并且在構型稍有改變情況下，非結構網格需整體重新生成，導致網格單元及網格點分布發生較大變化，使得兩種構型對比可信度降低。鑒于此，本文采用點對接結構網格策略，在物面附近應用O型網格進行加密以模擬真實流動的附面層，附面層第一層網格高度為1×10-5C（C 為平均氣動弦長）量級，保證較小的y+值。此外，為更好地捕捉多段翼流動細節，分別對前緣縫翼尾跡流區、主翼尾跡流區、后緣襟翼尾跡／邊界層交混區、縫翼凹角區、襟翼艙凹角區等關鍵區域進行網格加密處理。并且在構型稍有改動時，采用局部區域空化策略，使得網格分布只在幾何改變區域發生改變，整體網格基本不變以減小構型變化后對比計算結果時網格差異造成的不利影響。Model A 構型網格如圖2所示，網格總量為3千萬。

圖2 計算網格Fig.2 Computational mesh

1.3 邊界條件

本文數值模擬所采用邊界條件包括物面邊界條件、遠場邊界條件、對稱面邊界條件和發動機的進出口邊界。以下介紹發動機進出口邊界的具體設置。

運用CFD來模擬發動機噴流效應主要是通過設置邊界條件的方法實現，主要邊界包括入口邊界、外涵出口和核心機出口邊界。

進氣條件：進氣口作為流場出口且為亞音速，根據基于特征變量的氣流邊界條件，四個特征波指向場外，一個特征波指向場內，因此邊界上只需要指定一個變量，即一個限制條件，其它變量由流場內部向外插值得到。在發動機入口邊界處需要設置的邊界條件為流入此表面的質量流量，用以模擬發動機風扇的引氣作用。

排氣條件：排氣口作為流場入口，通常也是亞音速。根據基于特征變量的氣流邊界條件，一個特征波指向場外，四個特征波指向場內，因此邊界上需要指定四個變量，也即四個條件，另一個變量由流場內部向外插值得到。此處給定流動方向垂直于出口表面（即兩個限制條件），同時設置外涵出口和核心機出口的總溫和總壓用以模擬噴口以后的高速噴流，對于發動機風扇機匣和燃燒室等細節在此處不做模擬，對于本文的研究來說也不需要模擬。

1.4 數值方法可靠性驗證

針對本文所采用的數值模擬方法的可靠性驗證分為兩部分。

首先采用一個無動力增升構型風洞標模應用數值模擬方法對于增升裝置流場模擬可靠性進行驗證，該標模為某大型客機三段增升裝置風洞試驗模型，幾何外形如圖3（a）所示。該構型帶有大型翼吊發動機短艙，襟翼與主翼由滑軌艙連接，翼吊短艙內側裝有渦流發生器。在風洞試驗工況下（自由來流 Ma= 0.2，Re=2.1×105），計算所得升力特性曲線與實驗數據對比如圖3（b）所示，從圖中可以看出計算所得升力特性曲線與實驗所得吻合良好，尤其是對最大升力系數和失速迎角的捕捉較為準確。本文計算所得失速迎角比試驗值小0.94°，最大升力系數小0.033。線性段的升力系數偏差稍大，推測這與試驗中觀察到的中小迎角下襟翼表面存在的物面分離有關，但最大偏差不超過0.075，且線性段的升力線斜率與試驗吻合較好。該算例表明本文針對增升構型流場的網格策略及數值模擬方法是合理、可信的，能滿足本文研究工作的需求。

其次對模擬發動機噴流所采用數值方法可靠性進行驗證。數值模擬中Ma=0.2，高度為海平面標準大氣。驗證模型為如圖4（a）所示的某型單獨渦扇發動機。圖4（b、c）分別為沿發動機中軸線噴流靜溫、總溫隨距離變化的數值模擬結果與實驗值的對比。從圖中可以看出在距核心機后緣端面最近及最遠處計算值和試驗值符合最好，在中等距離處計算值與試驗值存在小的差異，但誤差范圍不超過10%，該算例表明本文針對發動機帶動力模型所采用的數值模擬方法可以滿足本文研究工作的需求。

圖3 升力系數試驗值與計算值對比Fig.3 Comparison of lift coefficient between experiment and computation

圖4 試驗值與計算值對比Fig.4 Comparison of experiment and computation

2 動力因素對升力特性影響

圖5所示為Model A有無動力構型全機升力系數對比（數值模擬條件：Ma=0.158，Re=17×106），由圖可知，在動力因素影響下該構型最大升力系數及失速迎角均有大幅提高。圖6為各部件升力系數對比，圖6（a）為主翼升力系數對比，圖6（b）為縫翼和襟翼升力系數對比。由該圖可知動力因素對主翼、襟翼、縫翼當地流場都會產生顯著影響。以下以該構型為研究對象，分別就發動機進、排氣對升力特性影響機理展開研究。

圖5 升力系數對比Fig.5 Comparison of lift coefficient

圖6 部件升力系數對比Fig.6 Comparison of lift coefficient of components

2.1 發動機進氣對升力特性的影響

圖7（a、b）為20°迎角下動力關閉和開啟時短艙上表面空間馬赫數云圖對比。從圖中可以看出，在大迎角下，動力關閉時短艙上方存在較大范圍的流動分離區，而動力開啟該分離區消失。圖8為過短艙中軸線鉛垂截面馬赫數云圖、駐點位置及流線對比圖。由圖可得，在發動機吸氣的作用下，短艙正前方流場呈現收縮管道形態，駐點位置上移，短艙上表面流場當地迎角降低，這對短艙上表面分離區域消失產生有利影響。

綜合以上分析，發動機進氣通過改變短艙、掛架以及短艙后方主翼流場形態，進而使得全機升力特性有所改善。改善了短艙上表面及掛架內側當地流場。

圖7 馬赫數云圖及空間流線對比Fig.7 Mach number and streamline at AOA=20°

圖8 短艙上表面駐點位置對比Fig.8 Comparison of position of stagnation point at upper surface of nacelle

2.2 發動機排氣對升力特性的影響

本文所用構型發動機前伸量較大，發動機射流對短艙后方縫翼及主翼前緣流場有顯著影響。

圖9為有無動力構型內翼段空間流線及分離區對比。圖9（a）中可知流經短艙及掛架內側低能量氣流通過掛架與內縫翼間縫隙上翻至主翼上表面，這股低能量氣流在主翼上表面沿展向內外擴展，形成大范圍的低能量區域。沿展向向外擴展的氣流在流經主翼后緣時發生物面分離。圖9（b）中可以看出，在發動機高速噴流的引射作用下，流經短艙及掛架內側的低能量氣流并未上翻流向主翼上表面，而是隨噴流流向下游，降低了縫翼及主翼前緣當地迎角；在發動機射流引射作用下，短艙上表面后緣流場有較大改善，這對短艙上表面前緣分離的消失產生有利影響。流經短艙及掛架外側氣流通過掛架與外縫翼內端面間隙流向主翼上表面，并且沿翼展方向只向內擴展，從著上馬赫數顏色的空間流線對比可以看出，此股流體的流速較高，在流經主翼后緣處未發生物面分離。

圖9 短艙及內翼段空間流線Fig.9 Streamline of nacelle and inboard wing

取圖10所示Point1、Point2處速度型進行對比，如圖11所示，圖中橫坐標表示速度，縱坐標是距離物面高度與平均氣動弦長的比值。由圖可知，在遠離發動機影響的Point2處速度型基本重合，而在Point1處，有動力增升構型在接近物面處速度較無動力增升構型有顯著提高，其抗分離能力顯著增強，有利于失速迎角的提高。

圖10 速度型測量點位置Fig.10 Location of sample points of velocity profile

圖11 樣本點速度型對比Fig.11 Comparison of velocity profile of sample points

圖12 發動機噴流流線Fig.12 Streamline of engine jet

圖13 壓力分布對比Fig.13 Comparison of pressure coefficient

本文所研究的增升構型采用外吹式動力增升系統，噴流對增升構型的襟翼影響較大。圖12展示出部分發動機噴流直接噴射在襟翼下表面，從圖可知噴流對襟翼的影響范圍有限，主要集中在短艙正后方區域。鑒于此，取圖13（a）所示的三個展向站位導流片及主襟翼的壓力分布，與無動力構型的壓力分布結果進行對比，從圖13（b、c、d）的對比可以看出，有動力構型導流片及襟翼下表面壓力普遍有所提高，上表面吸力峰值也顯著提高，B、C站位處主襟翼上表面壓力普遍降低。襟翼所提供升力大幅增加。圖14是站位B及C處截面馬赫數云圖對比，從圖中可以看出，在B站位處，有動力構型襟翼表面上方的低馬赫數區明顯小于無動力構型，在C站位處有動力構型低馬赫數區徹底消失。分析其原因：一方面由于發動機進氣對主翼上表面流場的有利改善一直延續到襟翼處，另一方面由于發動機噴流通過縫道對襟翼上表面的強加速作用不僅使得襟翼表面流速提高而且使得襟翼上方低馬赫數區大大縮小。推遲襟翼表面分離的發生，增大失速迎角。

圖14 馬赫數云圖對比Fig.14 Comparison of Ma number contour

由以上分析可知，發動機排氣主要影響縫翼與主翼前緣當地迎角和來流速度、主翼后緣及襟翼上下表面流場形態。在發動機進、排氣的共同影響下 Model A構型全機最大升力系數增加46.2%，失速迎角增加11°。

3 動力因素對俯仰力矩特性影響

圖15為有無動力 Model A 構型全機俯仰力矩系數對比。由圖可知，帶動力構型全機俯仰力矩特性有顯著改變。現以Model A 為研究對象，對動力因素影響俯仰力矩特性的流動機理進行探究。

圖15 全機力矩系數對比Fig.15 Comparison of pitch moment coefficient

圖16所示為有無動力構型16°迎角下站位 A、B、C三個截面平尾壓力分布對比圖，從圖中可以看出帶動力構型在三個截面處升力都比無動力構型小，在某些區域甚至產生負升力。圖17為有無動力構型16°迎角下平尾沿展向當地迎角的對比，從圖中可以看出帶動力構型當地迎角沿展向均小于無動力構型，而當地迎角降低的流動機理可以解釋如下：由于發動機進排氣的影響，使得短艙后方機翼升力增加，該處機翼環量加強，由環量效應［16］可知，環量的增加造成對機翼下游平尾下洗加強，最終造成平尾當地迎角減小。

圖16 平尾壓力分布對比Fig.16 Comparison of pressure coefficient of horizontal tail

圖17 平尾當地迎角對比Fig.17 Local angle of attack of horizontal tail

由以上分析可知，帶動力構型平尾產生升力比無動力構型低，導致前者平尾所提供低頭力矩降低。然而，動力因素會使機翼后緣及襟翼升力顯著增加，從而使機翼產生低頭力矩增加。

圖18為有無動力構型機翼及平尾當地俯仰力矩特性曲線對比圖，從圖中可以看出在小迎角時，兩構型機翼產生俯仰力矩差量較大而平尾差量很小，此時動力因素對機翼俯仰力矩特性影響起主導作用，而在大迎角時，情況相反，機翼產生俯仰力矩差量較小，平尾差量較大，此時動力因素對平尾俯仰力矩特性影響起主導作用。綜合以上分析，在小迎角時帶動力構型產生低頭力矩較無動力構型大，而在大迎角時有動力構型所產生低頭力矩較小。最終導致帶動力構型全機靜安定度降低30.89%。由圖15可知，在失速迎角附近有無動力構型力矩系數變化趨勢相反，有動力構型在失速迎角附近力矩曲線發生明顯上拐，而無動力構型并無此現象。其原因如圖19所示，該圖顯示在失速迎角翼梢處分離區域對比（紅色區域為物面分離區），從圖中可以看出，有動力構型外縫翼以及擾流板外緣存在明顯物面分離區，使得多段翼提供低頭力矩降低，導致力矩上拐。

圖18 機翼及平尾俯仰力矩系數Fig.18 Pitch moment coeffient of wing and horizontal tail

圖19 翼梢處分離區對比Fig.19 Comparison of separation region at wingtip

4 結 論

（1）數值模擬結果表明，在發動機動力因素的影響下，全機最大升力系數及失速迎角較無動力構型均有大幅提高，升力特性曲線整體上移；全機帶動力構型靜安定度較無動力構型有所降低；

（2）發動機進、排氣對短艙和主翼上表面、襟翼當地流場均有大幅改善，其綜合作用是提高最大升力系數及失速迎角，升力特性曲線整體上移；

（3）帶動力增升構型由于主翼后緣及襟翼升力大幅增加，機翼低頭力矩增加，而平尾當地迎角的減小使得平尾低頭力矩降低；小迎角下動力因素對機翼俯仰力矩影響起主導作用，大迎角下對平尾俯仰力矩影響起主導作用。最終結果是使帶動力構型靜安定度降低；

（4）為滿足STOL運輸機高效增升系統的設計要求，要綜合考慮發動機動力因素對短艙、主翼、襟翼以及平尾當地流場的影響。

［1］ ZHANG X J.Handbook of aircraft design：6thfascicle［M］.Beijing：The Publisher of Aeronautic Industry.2003：85-86.（in Chinese）張錫金.飛機設計手冊：6分冊［M］.北京：航空工業出版社，2003：85-86.

［2］ THOMPSON J D.YC-15 power plant system design and development［R］.AIAA 1974-973，1974.

［3］ GRIFFIN H A，GONZALEZ L F，SHRINIVAS K.Computational fluid dynamic analysis of externally blown flap for transport aircraft［J］.Journal of Aircraft，2008，45（1）：172-184.

［4］ PETROV A V.Aerodynamics of aircraft with wing-powered lift systems［R］.AIAA 1993-4386.

［5］ SMITH C C.Effect of engine position and high-lift devices on aerodynamic characteristics of an externally-blown flap jet STOL model［R］.NASA TR D-8478，1977.

［6］ SLOTNICK J P，AN M Y，MYSKO S J.Navier-Stokes analysis of a high wing transport high-lift configuration with externally blown flaps［R］.AIAA 2000-4219.

［7］ TAN Z G，CHEN Y C，LI J，et al.Numerical simulation method for the powered effects in airframe／propulsion integration analysis［J］.Journal of Aerospace Power，2009，24（8）：1766-1772.（in Chinese）譚兆光，陳迎春，李杰，等.機體／動力裝置一體化分析中的動力影響效應數值模擬［J］.航空動力學報，2009，24（8）：1766-1772.

［8］ LIU L T，YANG Y，LI X L.Numerical analysis of high-lift system with externally blown flap using N-S equations［J］.Aeronautical Computing Technique，2008，38（3）：61-64.（in chinese）劉李濤，楊永，李喜樂.外吹式動力吹氣襟翼 N-S方程數值分析［J］.航空計算技術，2008，38（3）：61-64.

［9］ GUO S J，WANG H J，LI J.Numerical simulating method for powered high-lift flow［J］.Advances in Aeronautical Science and Engineering，2010，1（1）：49-54.（in Chinese）郭少杰，王豪杰，李杰.外吹式襟翼動力增升數值模擬方法研究［J］.航空工程進展，2010，1（1）：49-54.

［10］PETER ELIASSON，PIETRO CATALANO，MARIE-CLAIRE LE PAPE，et al.Improved CFD predictions for high lift flows in the european project EUROLIFT II［R］.AIAA 2007-4303.

［11］MENTER F R.Two-equation eddy-viscosity turbulence models for engineering applications［J］.AIAA Journal，1994，32（8）：1598-1605.

［12］NIKO F BIER，DAVID ROHLMANN，RALF RUDNIK.Numerical maximum lift predictions of realistic commercial aircraft in landing configuration［R］.AIAA 2012-0279.

［13］YASUSHI ITO.Efficient computational fluid dynamics evaluation of small-device locations with automatic local remeshing ［J］.AIAA Journal，2009，47（5）：1270-1276.

［14］Van Der BURG J W.Geometrical model installation and deformation effects in the european project EUROLIFT II［R］.AIAA 2007-4297.

［15］H FRHR V GEYR，SCHADE N.CFD prediction of maximum lift effects on realistic within the european project EUROLIFT II［R］.AIAA 2007-4299

［16］SMITH A M O.High-lift aerodynamics［J］.Journal of Aircraft，1975，12（6）：501-530.

The research of aerodynamic characteristics of high-lift configuration of large transport plane with the effect of engine jet

BAI Junqiang1，ZHANG Xiaoliang1，LIU Nan1，DONG Jianhong2，DONG Qiang2，ZHOU Lin2

（1.School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi′an 710072，China；2.The First Aircraft Institute，AVIC，Xi′an 710072，China）

To satisfy the design request of efficiency and stability of high-lift system of large transport plane，by the method of CFD（Computational Fluid Dynamic），the research of aerodynamic characteristics of high-lift configuration of large transport plane with the effect of engine jet has been done.The result of numerical simulation demonstrates that with the effect of engine jet，the maximum lift coefficient increases by 46.2%，and the stall angle increases by 11 degrees，longitudinal stability factor decreases by 30.89%.Conclusion can be obtained by analyzing the physics characteristics of flow that the engine jet not only changes local flow fluid of flap after the engine but also changes the local flow fluid on the upper surface of nacelle and main wing and the local angle of attack of horizontal tail.Given the conclusion obtained above，during the procession of designing high-lift configuration of STOL transport airplane，for the lift characteristics the effect of engine jet on the local flow fluid of each part has to be considered；for the pitch moment characteristics the reverse effect of engine jet increasing nose-down pitching moment of wing and decreasing that of horizontal tail must to be weighted.

numerical simulation；short taking off and landing；jet effect；aerodynamic characteristics；high-lift system

V211；V224+.5

Adoi：10.7638／kqdlxxb-2012.0158

0258-1825（2014）04-0499-07

2012-09-24；

2012-12-08

白俊強（1971-），男，河南新鄉，教授／博導，研究方向：飛行器設計.

白俊強，張曉亮，劉南，等.考慮動力影響的大型運輸機增升構型氣動特性研究［J］.空氣動力學學報，2014，32（4）：499-505.

10.7638／kqdlxxb-2012.0158. BAI J Q，ZHANG X L，LIU N，et al.The research of aerodynamic characteristics of high-Lift configuration of large transport plane with the effect of engine jet［J］.ACTA Aerodynamica Sinica，2014，32（4）：499-505.