基于CFD和推阻分解技術的全機溢流阻力預測與分析

張美紅，張冬云，王美黎，薛飛，馬涂亮

(中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院，上海201210)

基于CFD和推阻分解技術的全機溢流阻力預測與分析

張美紅，張冬云*，王美黎，薛飛，馬涂亮

(中國商用飛機有限責任公司上海飛機設計研究院，上海201210)

飛機在飛行過程中，根據性能需求，需要不斷調整發動機活門流量系數，因此發動機短艙唇口的壓力分布形態會發生很大變化，前方外流作用于進氣道內流管上的合力也將改變，從而引起溢流阻力變化。本文基于某型號飛機，結合CFD動力模擬和推阻分解方法，獲得不同流量系數下的溢流阻力，并分析流量系數、馬赫數、高度、迎角對溢流阻力的影響。溢流阻力預測方法和影響研究可為飛機/渦扇發動機一體化設計、大涵道比短艙設計和氣動力預測提供參考。

推阻分解;CFD;動力模擬;溢流阻力

0 引言

在飛機氣動分析中，通常將飛機發動機簡化成通氣短艙，通過壁面積分來進行阻力預測［1-3］。而真實飛機發動機由于進氣道和噴管流量可調節［4-5］，其阻力值與飛機帶通氣短艙的總阻力值有明顯的區別。飛機正常巡航飛行時，隨著馬赫數不同，飛機的流量系數變化范圍大約在0.6～2.0。在此范圍內，流量系數改變對飛機/發動機阻力影響較小。但當飛機流量系數遠離巡航點，流量系數急劇減小時，進氣道阻力急劇增加，從而飛機的總阻力急劇增加，尤其是發動機處于風車狀態時，風車溢流阻力急劇增加［6］。對安裝大涵道比發動機的跨聲速大型飛機而言，該現象尤為明顯。

目前在風洞試驗中，由于渦扇動力模擬(Turbofan-Powered-Simulation，TPS)試驗費用昂貴，且部分狀態無法進行試驗，因此采用CFD方法進行計算成為較為可行的方法［7-14］。關于溢流阻力的計算，國內外相關文獻并不多見，Matthew J.Williams總結了三種比較典型的計算方法［15-16］:1)根據壓力分布確定發動機流管的附著線，外罩推力分量由流管以外的外罩表面壓力積分得到，附加阻力由總的內部阻力減去管道內部從駐點開始到下游的壓力積分值。該方法需要確定駐點，比較復雜;同時該方法中流管模型的建立存在一定的不確定因素，發動機流管與其他部件的干擾未計及，計算結果誤差相對較大。2)第二種方法是借鑒試驗的方法，從總的測量阻力中剔除與內部流管相關阻力，只保留外部阻力值，扣除參考阻力進而得到溢流阻力值。3)第三種方法是尾跡移測試驗方法，發動機流管外部所有動量損失均計算在內，但該方法必須引進CFD，以彌補試驗無法獲得復雜模型動量損失的不足。

推力阻力分解方法(簡稱推阻分解方法)，是從流體動力學的控制體理論出發，從合力中分解出推力和阻力的方法論。隨著CFD技術的進步，使得直接模擬發動機進排氣效應成為可能，結合兩者預測發動機在不同工作狀態下的全機氣動阻力增量，進而開展溢流阻力影響研究成為可能。本文基于上述方法，對某大型飛機溢流阻力進行預測，并對影響溢流阻力的幾個重要因素:流量系數、馬赫數、高度、迎角進行了研究，并給出相應的變化趨勢，可為飛機/渦扇發動機一體化設計、大涵道比短艙設計和氣動力預測提供參考。

1 全機動力數值模擬

近年來，隨著計算硬件、大規模并行計算技術和流場求解算法的進步，使得針對飛機型號研制中的復雜構型氣動分析，開展高精度CFD數值模擬成為可能。本節首先采用CFD手段，基于RANS方程和SST湍流模型進行全機動力影響模擬，并與風洞試驗進行對比。

1.1 計算數模和計算網格

計算數模為某型飛機帶動力構型數模。采用ICEM-CFD網格軟件生成六面體計算網格，全機半模網格數量約3 600萬。計算數模及網格拓撲劃分見圖1，近物面采用O型網格拓撲，改善物面法向網格分布和正交性;基于發動機的環狀幾何特征，發動機處采用了O型拓撲，其他各處采用H型網格拓撲劃分。通過網格正交性、扭轉角、長細比等多種網格質量判據的檢驗，保證了最終用于計算的網格有良好的正交性、連續的網格過渡，在流動復雜區域有足夠的網格點捕捉流動細節。過發動機軸線的空間網格分布見圖2。

圖1 全機網格拓撲Fig.1 Overall com putational mesh

圖2 過發動機中心的剖面網格Fig.2 Computational mesh of nacelle central section (bottom up view)

1.2 計算狀態

計算邊界條件設定方法可參考文獻［3］。本文對表1的飛機飛行狀態開展不同流量系數CFD模擬，分析溢流阻力的主要影響因素。

CFD模擬采用CFX5軟件，在上海超級計算中心計算機集群上完成，計算共消耗約18000 CPU小時。

表1 CFD計算工況Table 1 CFD study cases

1.3 計算軟件

計算采用的是CFX5軟件，使用隱式守恒有限體積法離散RANS方程，使用SST湍流模型。圖3為DPW2(第二屆阻力預測會議)上，該軟件計算結果與試驗結果的對比［17］。可以得出，該軟件能較好地模擬構型改變的阻力增量，可用于本文的溢流阻力增量預測。

圖3 DLR-F6有無短艙掛架的翼身組合體計算與試驗升阻極曲線對比Fig.3 M easured and computed drag polar(CLvs CD) for the DLR-F6 configuration w ithout(WB) and w ith(WBNP)engine pylons

1.4 流場分析

發動機動力條件下，機翼表面的壓力分布由于發動機噴流的影響會有所變化，發動機尾部、風扇噴管出口由于增壓比比較大，因此容易出現“蝴蝶波”現象。圖4(a)為全機巡航狀態帶動力后的飛機表面壓力云圖，圖4(b)為發動機中心截面的馬赫數分布云圖。發動機中心截面下零縱仍然存在“蝴蝶波”現象，在上零縱區域由于受吊掛的牽引影響，馬赫數分布有所不同。在風車狀態下，發動機進氣道內氣流發生堵塞，因此，進氣道風扇面前馬赫數較低。

圖4 巡航馬赫數、發動機巡航功率狀態計算結果Fig.4 Flow field results at cruise condition

本文計算的全機溢流阻力，對應溢流引起的發動機外表面阻力以及捕獲流管的附加阻力增量。其與發動機進氣道流量系數直接相關，而與發動機其他參數無相應關系。

相比于試驗方法，在改變進氣道流量的同時，CFD方法可以固定風扇出口和核心出口的邊界條件值，保證發動機噴流區的尾跡形態一致，如圖4(b)和圖5(b)所示。由于進氣道流量系數在風車狀態大大降低，發動機唇口的吸力峰急劇增加，如圖6所示，也可從圖4(a)和圖5(a)近發動機唇口區域的壓力分布對比看出。

圖5 巡航馬赫數、發動機風車狀態計算結果Fig.5 Flow field results at cruise Ma＆w indm ill engine condition

2 推阻分解方法

本文使用的推阻分解方法基于控制體理論，針對渦扇發動機使用的控制體模型如圖7所示。通過在不同控制體中應用動量方程，得到公式(1)進行全機阻力計算。其中核心出口、風扇出口、風扇入口和固壁面的阻力通過對應的邊界面積分計算得到。理想總推力通過假設速度系數和高溫高壓氣體理想膨脹獲得。

圖6 發動機巡航功率和風車狀態下的唇口壓力分布圖對比Fig.6 Pressure distributions on the nacelle lip correspond to cruise and w indm ill engine conditions

圖7 飛機動力發動機數值仿真模型Fig.7 CFD model for powered nacelle

其中:

CD——扣除推力后的全機阻力;

FN——飛機的理想總推力;

FNPF——飛機的凈推力;

CD，all——飛機所有固壁面的阻力值;

F8——核心出口面受到的力;

F18——風扇出口面受到的力;

F1——風扇入口面受到的力。

通過公式(1)得到不同流量系數下的全機阻力，與參考流量系數對應全機阻力的差量，即為溢流阻力CDs。

3 全機溢流阻力計算與分析

影響溢流阻力值的因素主要包括:流量系數、飛行高度、飛行馬赫數和飛行迎角。

3.1 流量系數、飛行馬赫數對溢流阻力的影響

流量系數是影響飛機溢流阻力的主要因素，在相同飛行條件下，隨著發動機流量系數減小，溢流阻力增加，但在不同馬赫數下其影響規律略有不同。

1)高速狀態。對于表1的工況1、6、8，隨著流量系數減小，其溢流阻力系數增加較明顯，如圖8所示。不同馬赫數下隨流量系數變化，溢流阻力變化呈“雙曲線”形態，流量系數越小，其溢流阻力越大。馬赫數越高，溢流阻力系數增加越快，且非線性增長。

圖8 不同馬赫數下溢流阻力隨流量系數的變化Fig.8 Variation of spillage drag w ith MFR at high M ach num bers

2)低速狀態。對于表1的工況12，溢流阻力隨流量系數變化如圖9所示。其形態仍然呈“雙曲線形態”，但與高速馬赫數相比，相同的流量系數增加量，阻力減小量較小。

圖9 低速狀態溢流阻力計算結果(Ma=0.25)Fig.9 Variation of spillage drag w ith MFR at Ma=0.25

3.2 高度對溢流阻力的影響

高度是影響溢流阻力的因素之一，在國外早期的經驗方法中，高度作為主要影響因素之一進行了研究，本文也對計算范圍內的高度影響做了分析。表1的高速工況3～5和低速工況11～12的結果分別如圖10、圖11所示。分析表明:同馬赫數和同流量系數情況下，隨著高度增加，溢流阻力增加，但增加量較小。

3.3 迎角對溢流阻力的影響

迎角對溢流阻力的影響相對較小，表1的工況1～2、工況6～7和工況8～10的溢流阻力隨迎角的變化曲線分別如圖12～圖14所示。分析表明:在較小迎角范圍內，且流量系數較大時溢流阻力變化不大，發動機唇口壓力分布不敏感。當流量系數急劇減小，溢流阻力隨著迎角的增加而增加，馬赫數越大，迎角影響越明顯。

圖10 高度對溢流阻力的影響(Ma=0.6)Fig.10 Effect of height on the spillage drag at Ma=0.6

圖11 高度對溢流阻力的影響(Ma=0.25)Fig.11 Effect of height on the spillage drag at Ma=0.25

圖12 迎角對溢流阻力的影響分析(Ma=0.785)Fig.12 Effect of angle of attack on the spillage drag at Ma=0.785

圖13 迎角對溢流阻力的影響分析(Ma=0.65)Fig.13 Effect of angle of attack on the spillage drag at Ma=0.65

圖14 迎角對溢流阻力的影響分析(Ma=0.45)Fig.14 Effect of angle of attack on the spillage drag at Ma=0.45

4 結論

本文采用CFD和推阻分解技術對飛機溢流阻力進行了預測和分析，分析結果得到:

在計算范圍內，相對于高度和迎角而言，流量系數和馬赫數對溢流阻力影響較大;其次是高度對溢流阻力略有影響;較大流量系數下，迎角對溢流阻力基本沒有影響，隨著流量系數減小，迎角對溢流阻力略有影響，但相對其他因素，影響較小。

在不同飛行狀態下，隨發動機進氣道流量系數減小，溢流阻力均增加;在計算范圍內，高速狀態風車溢流阻力遠大于低速狀態風車溢流阻力;速度越高，溢流阻力越大。

本文研究表明采用CFD動力模擬和推阻分解技術，能對飛機溢流阻力進行計算和分析，可為氣動設計和性能計算提供參考。

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CFD prediction and analysis of civil aircraft spillage drag based on thrust-drag bookkeeping method

Zhang Meihong，Zhang Dongyun*，Wang Meili，Xue Fei，Ma Tuliang
(Shanghai Aircraft Design＆Research Institute，Commercial Aircraft Corporation of China Ltd，Shanghai 201210，China)

During the flight，the mass flow through the engine is controlled according to flight mission requirements.The pressure distribution on the nacelle lip will change significantly，as well as the total force of the outflow acting on the inner stream tube ahead of the intake，consequently，the spillage drag will be changed.The spillage drag for a civil aircraft at different mass flow is obtained through the combined method of CFD powered simulation and thrust-drag bookkeeping.Decisive issues to determine the spillage drag，such as the mass flow rate，flight Mach number，altitude and angle of attack，are analyzed.The prediction method and the investigation findings of the spillage drag can be referenced in aircraft/turbo-fan engine integration design，as well as the high-bypass-ratio nacelle design and related aerodynamic predictions.

thrust-drag bookkeeping;CFD;powered simulation;spillage drag

V211.3

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2014.0141

0258-1825(2016)05-0625-06

2015-03-10;

2015-08-16

張美紅(1979-)，女，研究員，主要從事民用飛機氣動設計與CFD，飛機/發動機一體化設計研究，發動機動力影響數值模擬.E-mail: zhangmeihong@comac.cc

張冬云*(1985-)，男，高級工程師，主要從事民用飛機氣動設計與CFD研究.E-mail:zhangdongyun@comac.cc

張美紅，張冬云，王美黎，等.基于CFD和推阻分解技術的全機溢流阻力預測與分析［J］.空氣動力學學報，2016，34(5):625-630.

10.7638/kqdlxxb-2014.0141 Zhang M H，Zhang D Y，Wang M L，et al.CFD prediction and analysis of civil aircraft spillage drag based on thrust-drag bookkeeping method［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(5):625-630.