動力失效對起飛縱向氣動特性影響數(shù)值研究

郭少杰，王斌，蘇誠，時曉天

(中國航天空氣動力技術研究院 第二研究所，北京　100074)

動力失效對起飛縱向氣動特性影響數(shù)值研究

郭少杰，王斌，蘇誠，時曉天

(中國航天空氣動力技術研究院 第二研究所，北京100074)

摘要：研究民用飛機動力失效對飛機起飛階段縱向氣動特性的影響規(guī)律及其機理，對保證飛機有效操縱和安全飛行具有重要意義。采用在點對點多塊結構化網(wǎng)格系統(tǒng)上求解三維可壓縮雷諾平均N-S方程的數(shù)值方法，研究發(fā)動機動力失效對某民用飛機起飛構型縱向氣動特性的影響。通過DLR-F11模型驗證研究方法對民用飛機高升力構型氣動特性的預測能力；針對安裝動力短艙的某翼吊渦扇發(fā)動機民用飛機起飛構型，通過對比其發(fā)動機在正常工況和失效時飛機氣動特性的差異，得出動力失效對飛機縱向氣動特性的影響規(guī)律及機理。結果表明：動力失效后，不但溢流效應會使飛機阻力系數(shù)增大；還會導致發(fā)動機進、排氣特性較正常工作狀態(tài)明顯不同，惡化短艙附近流場，對飛機的升力、失速特性帶來不利影響。

關鍵詞：數(shù)值模擬；發(fā)動機失效；高升力構型；進排氣邊界；縱向氣動特性

0引言

民用飛機設計要求，當多發(fā)發(fā)動機飛機在空中發(fā)生停車時，要求飛機能夠安全著陸。根據(jù)統(tǒng)計數(shù)據(jù)，單臺發(fā)動機的失效概率為1×10-5/飛行小時，相對于客機失事概率1×10-9/飛行小時要大得多，且民用飛機適航規(guī)章中對發(fā)動機單發(fā)失效下爬升梯度有明確要求。因此，研究民用飛機發(fā)動機失效對飛機氣動特性的影響規(guī)律，進而為飛機采取合理的補償措施、保證其有效的操縱和安全飛行有重要意義。

目前大型客機通常采用下單翼、翼吊渦扇發(fā)動機的常規(guī)氣動布局，該布局形式由于發(fā)動機短艙位于機翼的上游，而且隨著渦扇發(fā)動機效率的提高，其尺寸變得越來越大、與機翼的距離越來越近[1]。因此，當發(fā)動機失效時，將會產生附加偏航力矩、配平阻力、風車阻力及溢流阻力，還會使發(fā)動機風扇入口、內外涵出口處流場較正常工作狀態(tài)發(fā)生很大變化，給短艙、機翼上的流動帶來明顯的改變，進而影響其上升力、阻力及俯仰力矩等縱向氣動性能參數(shù)。

由于其附加的偏航配平阻力通過相關估算方法可以估算得到，動力裝置供應商會給出發(fā)動機的修正風車阻力系數(shù)隨馬赫數(shù)的變化關系，但是發(fā)動機失效給飛機帶來的額外氣動阻力、升力及力矩則只能通過TPS風洞試驗、飛行試驗等高成本手段獲得。

隨著計算機技術的飛速發(fā)展及計算流體力學學科的逐步完善，目前數(shù)值手段已經具備預測客機全機考慮動力效應下氣動特性的能力。例如，賈洪印等[2]采用非結構混合網(wǎng)格研究了動力效應對某民用飛機巡航構型氣動特性的影響，喬磊等[3]研究了發(fā)動機噴流和掛架外形對流場的影響，譚兆光等[4]研究了機體/動力裝置一體化分析中的動力影響，張美紅等[5]研究了CFD技術在帶動力飛機氣動設計中的應用，H.C.Chen等[6]對帶動力的單獨短艙構型進行了求解歐拉方程的數(shù)值研究，C.Chuck等[7]采用求解N-S方程的數(shù)值方法研究了翼吊短艙在動力前推和反推情況下的流場特性。但現(xiàn)有研究主要集中在巡航功率下對飛機氣動特性的影響方面，而對發(fā)動機失效對飛機氣動特性影響的研究很少。

本文通過DLR-F11高升力標模，驗證在點對點多塊結構化網(wǎng)格系統(tǒng)上求解三維雷諾平均N-S方程的數(shù)值方法對高升力構型氣動特性的預測能力；在此基礎上，研究某民用飛機起飛時動力失效對其縱向氣動特性的影響規(guī)律。

1數(shù)值方法

數(shù)值計算基于中國航天空氣動力技術研究院自主研發(fā)的氣動計算平臺NS-Solver[8]，其在多塊結構化網(wǎng)格系統(tǒng)上求解三維積分形式的雷諾平均N-S方程：

(1)

式中：V為控制體體積；S為控制體表面積；Q為守恒變量矢量；f通過表面S的通量(凈流出量)，包含三個方向的粘性和無粘通量；n為表面S的外法向單位矢量。

NS-Solver采用格心格式的有限體積法對控制方程進行離散，其中，剪切應力和熱傳導項采用中心差分格式，對流項和壓力項采用Roe平均通量差分分裂格式(FDS)，單元交接面上的狀態(tài)變量采用MUSCL方法計算，并結合min-mod通量限制器消除間斷處數(shù)值振蕩，時間推進方式采用近似因子分解(AF)隱式時間推進算法。程序中包含多個湍流模型，本文采用SST模型[9]，該模型對附著流和分離流動都有較高的模擬精度。計算中使用多重網(wǎng)格技術加速收斂[10]，其采用FAS(FullApproximationScheme)方法求解，循環(huán)方式采用W型。

2發(fā)動機動力的處理

2.1發(fā)動機進、排氣的數(shù)值模型

研究發(fā)動機動力效應對于飛機外部繞流影響的問題時，只關心發(fā)動機的進氣、排氣與實際情況是否一致。因此，只要保證在數(shù)值模擬中，風扇入口、風扇出口及核心機出口處的流動參數(shù)和發(fā)動機實際工作狀態(tài)一致，就能達到使其流場相似的目的。計算過程中，將發(fā)動機廠商給出的風扇入口、風扇出口及核心機出口處的流動參數(shù)作為邊界條件，施加在求解方程上，即可模擬發(fā)動機的進、排氣效應。

2.2發(fā)動機正常工作狀態(tài)邊界條件

采用基于特征變量的邊界條件來處理發(fā)動機的風扇入口、風扇出口及核心機出口。通過在風扇出口和核心機出口指定流場入口條件、在風扇入口指定流場出口條件，來模擬渦扇發(fā)動機的動力效應。

出流邊界有一個特征波返回計算域內，故需且僅需指定一個變量，本文指定質量流率。入流邊界有四個特征波指向計算域內，故需且僅需指定四個變量，本文指定流動方向(迎角和側滑角)、總溫和總壓，具體的指定方法如圖1所示。

圖1　進、排氣邊界條件設定

入流邊界條件中，從給定的總壓P0、總溫T0、迎角α、側滑角β，通過式(2)～式(8)換算到基本變量。

(2)

(3)

ρ=γP/a2

(4)

(5)

(6)

v=u·tanα

(7)

w=u·tanβ

(8)

式中：P、T為靜溫和靜壓；u、v、w為三個速度分量；γ為比熱比；R+、R-為黎曼不變量；Ma為馬赫數(shù)；a為聲速。

2.3發(fā)動機停車狀態(tài)邊界條件

發(fā)動機失效情況下，其風扇入口的質量流率遠小于發(fā)動機正常工作時。不同發(fā)動機、不同工況下停車時的質量流率不同，根據(jù)發(fā)動機廠商提供的流率系數(shù)，將失效時風扇入口處質量流率設置為正常工況下流量系數(shù)的2%，且該流量全部從外涵道流出。

考慮到發(fā)動機停車后，風扇入口位置的風扇葉片處在風車狀態(tài)，該位置同時存在出流和入流，因此計算中在該處施加壓力出口邊界條件，該邊界條件允許回流的存在，并可以通過調整壓力來控制該處的質量流率；風扇出口施加入流邊界條件；由于核心機出口處實際情況下無氣流流出，施加壁面邊界條件。

3方法驗證

數(shù)值方法對動力效應的計算可靠性驗證詳見參考文獻[11]，擬研究外形為典型的客機構型，故選用與之相似的DLR-F11構型4來驗證研究方法[12-13]對高升力構型氣動特性的預測能力。由于沒有該構型的結構化網(wǎng)格，而結構化網(wǎng)格在計算精度、效率及網(wǎng)格生成準則的繼承性等方面較其他類型的網(wǎng)格有明顯優(yōu)勢，選用商用軟件ICEM-CFD對驗證外形自行生成點對點的多塊結構化網(wǎng)格，網(wǎng)格生成遵守網(wǎng)格生成規(guī)范[14]。網(wǎng)格規(guī)模為3 500萬，壁面法向第一層網(wǎng)格高度為1×10-6m，壁面第一層網(wǎng)格格心的平均無量綱高度y+≈1，附面層內網(wǎng)格的增長率為1.15，模型表面及縱向對稱面上的網(wǎng)格分布如圖2所示。

圖2　DLR-F11構型4模型表面及對稱面上網(wǎng)格圖

驗算狀態(tài)為：Ma=0.157，基于平均氣動弦長的Re=15.1×106，全湍流，迎角范圍為-3°～24°；對比試驗數(shù)據(jù)為ETW(EuropeanTransonicWindTunnel)的RUN238數(shù)據(jù)。

本文計算的升力、力矩曲線與文獻[15]的計算結果及風洞試驗結果的對比如圖3所示。

(a) 升力系數(shù)隨迎角變化曲線

(b) 俯仰力矩隨迎角變化曲線

從圖3可以看出：本文結果在失速迎角前與文獻[15]的結果基本吻合，兩者預測的升力系數(shù)都略小于試驗值，這也與文獻[16-17]的結果規(guī)律一致，這可能是由于計算中未考慮轉捩的影響，為全湍流狀態(tài)，且模型在風洞試驗中會存在變形，但計算中未考慮該因素；失速迎角后，本文結果介于試驗值和文獻結果之間；失速前相同迎角下升力系數(shù)計算值與試驗值最大偏差為2%；本文計算的力矩曲線相比文獻結果與試驗數(shù)據(jù)更吻合，表明預測模型上的載荷分布與風洞試驗一致性較好。

當Ma=0.195、Re=15.1×106、迎角為18.5°時，計算和試驗沿機翼展向不同截面的壓力分布對比如圖4所示，可以看出在各個截面上二者都吻合良好，甚至是在三維效應明顯、當?shù)亓鲃臃浅碗s的翼尖附近截面上(圖4 (f))，計算結果也與試驗值吻合良好。

(a) Cp提取位置

(b) η=28.8%

(c) η=54.3%

(d) η=68.1%

(e) η=89.1%

(f) η=96.4%

綜上所述，本文采用的數(shù)值計算方法和網(wǎng)格策略對高升力構型氣動性能預測精度達到了現(xiàn)階段先進水平并與試驗值吻合良好，將其用于預測高升力構型氣動特性是可行的。

4動力失效對起飛氣動特性影響

4.1幾何模型與計算網(wǎng)格

以某民用飛機起飛構型為研究對象，該起飛構型包含機身、增升裝置、機翼、吊掛、動力短艙，由于涉及商業(yè)秘密的原因，其不包含垂平尾。動力在正常工作狀態(tài)下的外形標記為有動力，失效下的外形標記為無動力。

利用ICEM-CFD軟件對兩外形生成點對點的多塊結構化網(wǎng)格。由于流場中存在噴流與自由流形成的剪切層、高升力裝置上分離等復雜流動現(xiàn)象，在壁面處生成“O”型網(wǎng)格，使網(wǎng)格在壁面附近滿足湍流模型要求的網(wǎng)格分辨率，網(wǎng)格生成過程繼承了算例中的網(wǎng)格生成準則，例如邊界層內網(wǎng)格節(jié)點、壁面第一層網(wǎng)格格心的平均無量綱高度、網(wǎng)格增長率等，全機及短艙附近表面網(wǎng)格如圖5所示。

(a) 表面及對稱面上網(wǎng)格

(b) 短艙附近空間網(wǎng)格

最終半模網(wǎng)格規(guī)模為4 400萬網(wǎng)格單元，壁面第一層網(wǎng)格高度為0.6×10-6m，壁面第一層網(wǎng)格格心的平均無量綱高度y+≈1，壁面網(wǎng)格增長率為1.15。

計算狀態(tài)為：海平面高度，Ma=0.2，迎角范圍為0°～26°，基于平均氣動弦長的Re=3.4×107，流動假設為全湍流。發(fā)動機工作參數(shù)如表1所示，對應為起飛功率狀態(tài)。

表1　發(fā)動機工作狀態(tài)參數(shù)

本文主要研究發(fā)動機失效對飛機縱向氣動特性的影響，故選取半模計算，通過對比發(fā)動機正常工作、失效下的流場，研究發(fā)動機動力失效對氣動特性的影響。

4.2積分部件選取及溢流阻力

民用發(fā)動機失效停車產生的附加阻力一般由三部分組成：停車偏航控制阻力、風車阻力和溢流阻力。停車偏航控制阻力與舵偏偏角成函數(shù)關系；風車阻力是來流吹動風扇自由轉動，使其與發(fā)動機正常工作時轉速不同而產生的額外阻力。本文主要研究發(fā)動機停車后對飛機機體帶來的氣動特性影響，故對上述兩部分阻力不做詳細研究。

積分部件選取示意圖如圖6所示。考慮到入口到出口形成的流管為推力流管，即圖中區(qū)域1和區(qū)域2，內涵整流罩位于推力流管中，故不參與積分；外涵整流罩以前緣駐點為界，處在推力流管內的部分不參與積分。前緣駐點的判據(jù)為在前緣區(qū)域速度為零且總壓最大的點，將判別出的駐點連線，以其為分割線將推力流管內曲面的力扣掉。發(fā)動機失效時較正常工作時推力流管要細，駐點靠后，因此參與積分的面積略有差異。

圖6　積分區(qū)域選取

4.3發(fā)動機失效對全機縱向氣動特性的影響

發(fā)動機在起飛功率與失效下的升力系數(shù)隨迎角變化曲線對比如圖7所示。

圖7　升力系數(shù)隨迎角變化曲線對比

從圖7可以看出：發(fā)動機失效使得機體升力線斜率減小、升力系數(shù)降低，且改變了飛機的失速迎角及失速后分離的發(fā)展趨勢，使失速迎角提前4°(由20°減小為16°)，最大升力系數(shù)減小9.5%(由1.88減小為1.7)。

發(fā)動機在起飛功率與失效下的阻力系數(shù)隨迎角變化曲線對比如圖8所示。

圖8　阻力系數(shù)隨迎角變化曲線對比

從圖8可以看出：發(fā)動機失效使機體阻力系數(shù)增大，在8°迎角下相對動力正常工作狀態(tài)阻力系數(shù)增大約5%；隨著迎角增大阻力系數(shù)增量增大，在20°迎角時阻力系數(shù)增大8%。

發(fā)動機在起飛功率與失效下的俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線對比如圖9所示，其斜率為正，原因是計算中未包含垂平尾。

圖9　俯仰力矩系數(shù)隨迎角變化曲線對比

從圖9可以看出：發(fā)動機失效使抬頭力矩系數(shù)減小，迎角為16°時減小8.3%；動力失效使得外形的失速迎角減小。

4.4發(fā)動機失效對各部件縱向氣動系數(shù)的影響

為了得到發(fā)動機失效帶來縱向氣動系數(shù)變化量的來源，將16°迎角下升力、阻力、俯仰力矩系數(shù)在各個主要部件上進行分解，在各部件上的分布如圖10所示。

(a) 升力系數(shù)對比

(b) 阻力系數(shù)對比

(c) 俯仰力矩系數(shù)對比

從圖10可以看出：發(fā)動機失效后升力系數(shù)減小，主要源于機翼、襟翼與縫翼；阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)變化則主要源于機翼、襟翼、縫翼和外涵整流罩。表明發(fā)動機失效對其周圍部件的縱向氣動系數(shù)會帶來明顯影響。

4.5發(fā)動機失效對機翼上壓力分布的影響

動力正常和失效情況下，16°迎角時沿機翼展向不同截面的壓力分布對比如圖11所示。

(a) Cp提取位置

(b) η=26.3%

(c) η=31.3%

(d) η=35.3%

(e) η=39.3%

(f) η=50%

從圖11可以看出：發(fā)動機失效后，對其周圍部件壓力分布影響范圍較大，外翼在50%翼展外，影響才不明顯；使吊掛內側前緣縫翼與主翼間流速加快，主翼吸力峰增加，下翼面和后緣襟翼上升力系數(shù)明顯減小，其原因是從風扇進氣口進入發(fā)動機的流量減小、流管變細，從而使機身和發(fā)動機風扇入口流管形成的流道內捕獲的流量增大，流速加快，而在噴流和機身形成的通道內，由于失去了噴流的引射作用而使得通道內流速變慢、壓力升高；使吊掛外側縫翼、主翼、襟翼上升力明顯減小，主要是主翼下表面前緣及縫翼上升力減小，導致了抬頭力矩減小。

4.6發(fā)動機失效對失速特性的影響機理

為了研究動力效應對失速特性的影響機理，選取16°、18°迎角下的流場進行分析，兩迎角下的機翼表面極限流線圖如圖12所示，云圖為表面摩阻系數(shù)分布。

(a) 無動力　16°迎角

(b) 有動力　16°迎角

(c) 無動力　18°迎角

(d) 有動力　18°迎角

從圖12可以看出：動力失效后，風扇入口捕獲流量大幅減小，使得駐點由靠近唇口的位置向短艙內部移動，尤其是在大迎角情況下，使氣流需要繞過短艙前緣才能到達短艙上方，造成了很大的逆壓梯度；16°迎角時短艙上方形成了明顯的分離區(qū)，而正常動力下，18°迎角時短艙上方才出現(xiàn)小范圍分離；隨著迎角增大，被短艙減速后的低能量氣流在兩個外形機翼上形成的分離區(qū)逐漸變大，但是有動力外形分離發(fā)展要慢于無動力外形，特別是在機翼展向遠離機身的方向上，表明動力失效影響了機翼上氣流分離的發(fā)展速度。

16°迎角，動力正常與失效下，短艙縱向對稱面馬赫數(shù)云圖及空間流線如圖13所示。

(a) 無動力　16°迎角

(b) 有動力　16°迎角

從圖13可以看出：動力失效后，風扇入口處流管明顯變細，外短艙唇口上當?shù)貧饬鞯挠行в窃龃螅v點明顯內移，短艙上方出現(xiàn)明顯的分離區(qū)；風扇短艙上方的流動分離導致其后方機翼上氣流能量降低，且由于失去了發(fā)動機噴流的引射效應，主翼和襟翼上分離區(qū)明顯變大。

5結論

(1) 動力失效不僅會帶來偏航力矩、風車阻力及溢流阻力，并且因為其進、排氣狀態(tài)與動力正常時明顯不同，帶來了額外的阻力增量，使得失速提前且降低了外形最大升力系數(shù)。

(2) 動力失效后，風扇入口處較正常工作狀態(tài)流量大幅減小，導致短艙捕獲的流管變細，駐點內移，其帶來的溢流效應導致較小迎角下短艙上表面出現(xiàn)明顯分離，且該處分離會惡化后方機翼上的分離特性。

(3) 動力失效后，由于失去了噴口氣流的引射作用，使噴流后方機翼和襟翼上氣動載荷減小，升力系數(shù)降低。

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Numerical Research for the Effects of Engine Failure on Longitudinal Aerodynamic Characteristics of a Civil Aircraft Take-off Configuration

Guo Shaojie, Wang Bin, Su Cheng, Shi Xiaotian

(The Second Research Institute, China Academy of Aerospace Aerodynamics, Beijing 100074, China)

Abstract:It is important to study the influence and mechanism for longitudinal aerodynamic characteristics of a civil aircraft due to engine failure at takeoff stage. It is of important significance to ensure the effective operation and safe flight of the aircraft. Three-dimensional compressible RANS equations on a point-to-point multi-block structured grid are used to investigate the effects of engine failure on longitudinal aerodynamic characteristics of a civil aircraft take-off configuration. Firstly, the DLR-F11 standard model is computed to validate the reliability of the research method. Results show that the computational predictions agree well with the experiment results, so that the research method could be used to predict flow field of a complex civil transport aircraft configuration with high lift device. Secondly, the effects of engine failure on longitudinal aerodynamic characteristics of a civil transport aircraft are investigated. The results show that engine failure not only makes the drag coefficient increasing obviously, but also affects the lift coefficient, pitching moment and stall characteristics adversely.

Key words:numerical simulation; powered off; high lift configuration; intake/exhaust boundary condition; longitudinal aerodynamic characteristics

收稿日期：2016-03-07；修回日期：2016-04-25

基金項目：國家自然科學基金(11302213)

通信作者：王斌,18710154894@163.com

文章編號:1674-8190(2016)02-143-10

中圖分類號：V211.7

文獻標識碼：A

DOI：10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.02.002

作者簡介：

郭少杰(1984-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：理論與計算流體力學。

王斌(1980-)，男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛行器設計。

蘇誠(1983-)，男，碩士，工程師。主要研究方向：飛行器設計。

時曉天(1981-)，男，博士，高級工程師。主要研究方向：高精度數(shù)值模擬。

(編輯：馬文靜)