尾吊發動機短艙安裝對機翼高速升阻特性的影響研究

胡志東，肖毅，馬經忠，胡 楊

(中航工業洪都，江西 南昌330024)

0 引 言

發動機短艙是亞音速運輸機的重要部件之一[1]。學術界對短艙的研究已經有數十年的歷史了， 由于大型客機和運輸機研制的需要， 翼吊式發動機短艙一直是研究的熱點問題， 但近年來隨著中小型公務機市場的蓬勃發展， 尾吊式發動機短艙逐漸引起了人們的重視。2006年，中航商飛公司的朱杰對超臨界機翼-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 對模型進行了數值計算，著重考察了有無短艙對機翼升阻比的影響，其計算結果表明，采用近距尾吊短艙的飛機，機翼在短艙的影響下，升力和阻力都有所降低， 阻力降低更加明顯， 升阻比將有所提高[2]。2013年， 西北工業大學的左英桃等對機翼-機身-短艙-掛架的外形氣動優化設計方法進行了研究，采用徑向基函數的無限插值方法進行了復雜外形的動網格生成， 利用離散共軛方法計算目標函數梯度，對DLR-F6 機型進行了優化設計，使得全機阻力降低了0.00153[3]。

1 基本概念

根據某型飛機的設計條件及某型發動機的基本性能和外形參數， 可以計算確定短艙的主要幾何參數， 包括進氣道的喉道面積和進口面積、 擴散段長度、短艙外罩的最大截面面積、前段長度、后段長度、噴口直徑等[4]。 為了全面評估短艙安裝對機翼高速升阻特性的影響， 本文利用CFD 軟件Fluent 對有無短艙、短艙安裝位置不同的全機模型進行了數值模擬，著重考察了機翼升力系數、 阻力系數和升阻比的變化情況。

升力系數定義如下：

阻力系數定義如下：

升阻比的定義如下：

2 計算模型及網格

基于某型發動機設計的初步短艙氣動方案在CATIA 中建立三維數模。 為保證進氣道在機翼下洗場中， 唇口基本對準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，降低單發停車狀態下方向舵的操作力和減少機身尾部的死流區， 給予短艙偏航方向2°的外偏安裝角。 圖1 所示為短艙安裝位置示意，本文只對短艙X 方向安裝位置進行改變，不同安裝位置以短艙進口中心距機翼后緣的距離來定義，具體指標如表1 所示，表中對安裝位置進行了無量綱化處理，Case.1 為基準數據。

本文的計算模型(半模)首先在Gambit 中劃分非結構化的三角形表面網格，然后在Tgrid 中劃分四面體空間網格，對飛機壁面進行局部加密處理，計算模型的總網格數在550 萬左右，全機對稱面網格如圖2所示。

圖1 短艙安裝示意

表1 不同短艙的幾何參數

圖2 全機對稱面網格示意

3 計算方法概述

本文的數值模擬在商用CFD 軟件Fluent 中進行。 將流場邊界設置為壓力遠場條件；采用有限體積法求解Navier-Stokes 方程； 使用二階迎風格式對時間和空間項進行離散； 采用可實現的k-ε(realizable k-ε)湍流模型對流動進行計算，該模型將湍動粘度與應變率聯系起來， 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[5]。 本文首先對沒有安裝短艙的翼身組合體進行了計算分析， 然后對短艙安裝在不同位置的全機流場進行了數值模擬，計算條件均為11km 高度、0.8 馬赫數的高空巡航狀態。 流場的控制方程如下式所示：

4 計算結果分析

表2 所示為不同工況的機翼升力系數、 阻力系數及升阻比的計算結果。 從表中可以看出，安裝發動機短艙之后，機翼的升、阻力系數均有所降低，阻力系數降低的更加明顯，機翼的升阻比將有所提高，這一結果與文獻[3]的結論是一致的。 圖3 所示為安裝位置不同的短艙對機翼高速升阻特性的影響規律，從圖中可以看出，在一定范圍內，短艙安裝位置越靠近機翼，對機翼上表面的流場影響越大，機翼的升、阻力系數越小，但機翼的升阻比越大。

表2 不同工況的計算結果

圖3 不同短艙位置對機翼的升阻特性的影響

圖4 所示為不同工況全機表面靜壓分布情況。對比圖4(a)、圖4(b)和圖6 可以發現，安裝發動機短艙之后， 機翼上表面特別是靠近機身一側的靜壓分布發生了較大改變，由于設計點為M=0.8，速度遠大于短艙內的平均氣流速度（約M=0.48），安裝短艙后，短艙對機翼上表面的氣流產生了阻滯作用， 使得機翼上表面激波位置前移， 機翼上表面后緣低壓區減小，升力系數及壓差阻力系數減小；對比圖4(b)、圖4(c)和圖4(d)可以發現，短艙安裝位置越靠近機翼后緣，對機翼上表面的氣流阻滯作用越明顯，機翼上表面的激波前移距離越大，升阻力系數減小越多。

為進一步說明短艙安裝對機翼表面激波的影響， 如圖5 所示選取機翼不同站位的壓力系數進行分析。

圖4 不同工況的全機表面靜壓云圖

圖5 機翼不同站位示意

不同站位的壓力系數分布如圖6 所示， 短艙安裝主要對機翼上表面靠近后緣的壓力分布產生了較大影響，在靠近機身一側，隨著短艙安裝逐漸靠近機翼，機翼后緣的激波逐漸前移，導致機翼升、阻力系數逐漸下降。

壓力系數定義如下：

5 結 語

本文通過計算流體動力學軟件Fluent 對某型飛機短艙安裝對機翼高速升阻特性的影響進行了數值模擬研究。 計算分析結果表明：高速飛行時，安裝尾吊式短艙會對機翼上的氣流形成阻滯作用， 使得機翼內側上表面激波前移， 導致機翼升、 阻力系數下降，但機翼升阻比將有所提高；短艙安裝位置越靠近機翼，機翼升、阻力系數越小，升阻比越大。

圖6 機翼不同站位壓力系數分布

[1]《飛機設計手冊》總編委.飛機設計手冊第5 冊民用飛機總體設計[M].北京：航空工業出版社，2005.

[2]朱杰. 超臨界機翼—尾吊短艙布局高速氣動綜合研究[C]. 第二屆中國航空學會青年科技論壇文集，北京，2006:285-292.

[3]左英桃，傅林，高正紅. 機翼-機身-短艙-掛架外形氣動優化設計方法研究[J]. 氣體物理，2013，8(1)：7-14.

[4]《飛機設計手冊》總編委.飛機設計手冊第6 冊氣動設計[M].北京：航空工業出版社，2002.

[5]王福軍.計算流體動力學分析[M].北京：清華大學出版社，2004.