動力效應對民機高速抖振特性影響數值研究

郭少杰，王斌，楊中艷，張旭

(中國航天空氣動力技術研究院 第二研究所，北京　100074)

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動力效應對民機高速抖振特性影響數值研究

郭少杰，王斌，楊中艷，張旭

(中國航天空氣動力技術研究院 第二研究所，北京100074)

民機的高速抖振通常是由機翼上激波誘導的分離所致，而發動機動力效應可能會對機翼上激波的強度帶來明顯影響。基于經過TPS標模及DLR-F6標模算例驗證的、在多塊結構化網格系統上求解雷諾平均N-S方程的數值方法，結合通過定常計算結果判定抖振發生原因及起始升力系數的方法，研究發動機動力效應對某民機巡航構型高速抖振特性的影響。結果表明：動力效應給基于通氣短艙設計外形的高速抖振特性帶來了不利影響，使其抖振起始升力系數降低約1.3%總升力系數。

數值模擬；通氣短艙；動力短艙；進排氣邊界；抖振特性

0　引　言

飛機/發動機一體化設計是現代民機氣動設計的一個重要方向。在目前的飛機/發動機一體化氣動設計中，發動機主要通過通氣短艙來近似[1-3]，但通氣短艙只能反映發動機的幾何信息、無法表現出發動機真實工況下的動力效應，而發動機的動力效應對飛機氣動特性具有重要影響，特別是發動機出口噴流的引射作用可能引起機翼上激波位置和強度的變化[4-5]。現階段民機一般在跨聲速段巡航，其在巡航馬赫數下的抖振通常是由激波誘導邊界層分離所引起的，因此，發動機動力效應引起的激波位置和強度的變化可能惡化其基于通氣短艙設計外形的抖振特性。適航規章要求，客機在正常使用狀態下不得超過抖振發生邊界，故考慮動力效應的影響可能會縮小設計外形的飛行包線，給飛機安全性帶來不利影響。

在以往的飛機設計過程中，大多采用經驗和半經驗的預估方法或風洞試驗作為抖振的主要研究手段，但是經驗性預估方法無法考慮發動機動力效應，而在風洞中進行考慮發動機動力效應的抖振邊界測量，其難度和花費都非常大，且無法大量應用于前期設計階段。隨著計算機技術的飛速發展以及計算流體力學學科的逐步完善，目前數值手段已經具備了模擬發動機動力效應及預測抖振特性的能力。

目前，國內外采用數值手段對發動機動力效應的研究主要集中在其對設計點升阻特性及部件壓力分布的影響上，對偏離設計點的抖振特性的研究則很少。例如，賈洪印等[4]基于非結構網格研究了設計點下發動機動力效應對飛機縱向氣動特性的影響；喬磊等[5]采用結構化網格研究了大涵道比翼吊發動機噴流的氣動干擾；N.Hirose等[6]基于歐拉方程研究了一個渦輪動力模擬器的流場；C.C.Rossow等[7]分析了動力效應對某運輸機構型的影響；譚兆光等[8]研究了DLR-F6標模在加裝動力短艙和通氣短艙下氣動特性的差異；郭少杰等[9]對外吹式襟翼動力增升進行了數值模擬；張美紅等[10]研究了CFD技術在帶動力飛機氣動設計中的應用。

對跨聲速抖振特性的研究則主要集中在翼型或機翼等簡單部件的機理研究及抖振邊界的預測上，例如，Xiong Juntao等[11]基于非定常N-S方程研究了NACA0012翼型的抖振特性；Huang Jingbo等[12]對OAT15A 翼型的抖振特性進行了數值分析；楊永年等[13]對某跨音速翼型的抖振特性進行了研究；郭同慶等[14]對某跨聲速機翼抖振初始迎角進行了N-S方程定常計算分析。

本文通過數值模擬方法，首先，驗證通過進排氣邊界條件模擬發動機動力效應的可靠性；然后，綜合考慮計算精度和效率，給出一種通過定常計算結果判定抖振發生原因及起始升力系數的方法；最后，研究動力效應對某民機全機構型巡航馬赫數下抖振特性的影響。

1　數值方法

數值計算基于中國航天空氣動力技術研究院自主研發的氣動計算平臺NS-Solver，其在多塊結構化網格系統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為通過表面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，該模型對附著流和分離流動都有較高的模擬精度。

2　進排氣邊界條件

采用基于特征變量的邊界條件來模擬發動機風扇入口、風扇出口及核心機出口流動。將風扇入口作為流場出口，風扇出口和核心機出口作為流場入口。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動機的動力效應。

由于與擬研究外形的發動機工況對應的邊界為亞音速出入流邊界，風扇入口為出流邊界，該邊界有一個特征波返回計算域內，需要指定一個變量，本文指定質量流量；風扇出口和核心機出口為入流邊界，其有四個特征波指向計算域內，需要指定四個變量，本文指定流動方向(迎角和側滑角)、總溫和總壓。發動機進排氣邊界條件及其流動參數的給定方式如圖1所示。

圖1　進排氣邊界條件指定Fig.1　Setting of intake and exhaust boundary conditions

3　方法驗證

關于動力短艙的計算可靠性驗證詳見參考文獻[9]，擬研究外形為典型的翼吊雙發客機構型，故選用與之幾何相似的DLR-F6WBPN構型來驗證研究方法對典型客機構型跨聲速氣動特性的預測能力。DLR-F6是AIAA第二屆阻力預測工作組(DPW2)的標準模型，其擁有大量試驗數據可用于分析對比。依據網格生成規范，自行生成點對點多塊結構化網格，外形的表面網格如圖2所示。計算狀態與對比的試驗數據均來自AIAA阻力預測工作組公布的數據。

圖2　DLR-F6表面網格Fig.2　Surface gird of DLR-F6

校核計算的狀態為：Ma=0.75，α=1.0°，Re=3.0×106(基于平均氣動弦長)。沿機翼各展向站位壓力分布的計算值和試驗值對比如圖3所示，可以看出，計算值和試驗值在各個站位都吻合良好，尤其是在33.1%和37.7%兩個展向站位，雖然它們位于發動機短艙掛架兩側，短艙、掛架、機翼的結合處，流動非常復雜，但是計算值與試驗值依然吻合良好。

(a) 壓力系數截面位置

(b) η=23.9%

(c) η=33.1%

(d) η=37.7%

(e) η=41.1%

(f) η=51.4%

(g) η=63.8%

(h) η=84.7% 圖3　機翼表面壓力分布計算結果與試驗值的對比Fig.3　Comparisons of pressure distribution betweencomputational and test data

吊掛內側33.1%截面處空間馬赫數分布如圖4所示。

圖4　掛架內側空間截面的馬赫數云圖Fig.4　Mach contour of η=33.1% station of wing

從圖4可以看出：在吊掛內側33.1%截面處，氣流在機翼與短艙形成的通道內加速到超聲速，再經過一道強激波恢復到亞聲速；結合圖3(c)，表明計算能夠準確地預測機翼下翼面與短艙形成的通道內的激波強度和位置。

綜上所述，本文采用的數值計算方法和網格生成策略可以很好地預測典型翼吊發動機布局客機的跨聲速氣動特性，將其應用于預測、分析類似外形飛機的跨聲速氣動特性是可行、可靠的。

4　動力效應對抖振特性的影響

4.1幾何模型與計算網格

以某民機全機巡航構型為研究對象，其通氣短艙外形標記為FT、動力短艙外形標記為PN。FT和PN的網格拓撲和分布，除在發動機短艙處不同(原因是幾何外形不同所導致的)外，其他區域完全一致。網格規模為2 400萬網格單元，壁面第一層網格高度為1×10-6m，壁面網格增長率為1.15，FT全機表面網格如圖5所示，FT和PN短艙附近表面網格如圖6所示。

圖5　FT全機表面網格圖Fig.5　All configuration surface grid of FT

(a) FT

(b) PN圖6　FT和PN短艙附近網格Fig.6　Surface grids near nacelle ofFT and PN configurations

本文研究狀態為巡航狀態，故選用發動機在巡航功率時的參數作為輸入。發動機廠商提供的飛機巡航狀態下發動機風扇出入口及核心機出口的具體工作參數如表1所示。

表1　發動機工作參數

4.2動力效應對抖振形式的影響

為了初步判定抖振起始的迎角或升力系數，計算迎角為0°～8°(間隔1°)下的FT和PN的升力曲線，如圖7所示，可以看出升力線在迎角為3.2°～4.0°進入非線性區，翼面出現一定面積的氣流分離。為了更準確地估計分離起始位置，對CL為0.70～0.80(間隔0.01)進行固定升力系數計算，以升力線斜率減小5%作為抖振起始的初步判定依據，得出FT抖振起始升力系數約為0.79，PN約為0.78。

圖7　升力線對比Fig.7　Comparison of lift coefficient curves betweenFT and PN configurations

選取FTCL=0.79、PNCL=0.78的結果進行分析研究，FT與PN表面極限流線的對比如圖8所示。

(a) FT，CL=0.79

(b) PN，CL=0.78 圖8　表面極限流線Fig.8　Comparison of surface limiting streamline

從圖8可以看出：二者的分離形式均為外翼激波誘導邊界層分離，分離后再附著，在激波后形成一定面積的分離區。因此，其抖振都是由外翼激波誘導邊界層分離所致，動力效應未改變其抖振形式。

4.3動力效應對抖振起始升力系數的影響

從非定常計算的角度，激波誘導分離導致抖振的機理為：在某一迎角或升力系數下，機翼上表面出現較強激波，激波邊界層干擾導致激波下游氣流分離，激波和分離相互作用產生激波振蕩，引起抖振發生[12]。雖然抖振本身是一個非定常現象，但是其非定常特征在定常計算中會表現為：隨著升力系數增大，激波先向下游移動，激波強度隨之增強，激波誘導邊界層分離，為了維持激波與分離的相容性，激波向前移動。因此，非定常的激波振蕩現象在定常計算中會表現為激波位置的前移，用定常結果來預測跨聲速機翼抖振初始迎角時，激波位置前移是一個可靠判據[14]。

抖振起始通常定義為翼面上出現明顯分離區的時刻，這是一個定性的概念，需要較強的工程經驗[14]。因此，在激波位置前移判據中，可以假定只要激波出現前移，就意味著激波誘導邊界層分離導致的抖振已經出現，據此得出的抖振邊界可能比實際情況略微保守，但是依然可以為工程設計提供有價值的參考。

鑒于研究外形幾何復雜，非定常模擬計算量大、周期長、用于設計校核的可操作性差等因素，通過分析定常計算結果得到激波位置轉折點的方法，來研究動力效應對抖振起始升力系數的影響。

選取FT和PN在固定升力系數0.78時的計算結果進行分析，短艙50%截面處馬赫數分布如圖9所示。

(a) FT

(b) PN圖9　短艙展向50%截面馬赫數分布圖(CL=0.78)Fig.9　Comparison of Mach contour on 50%section of nacelle(CL=0.78)

從圖9可以看出：風扇進氣對風扇入口處局部流場影響不大，而風扇出口和核心機出口對其附近流場影響較大。

以激波前后壓力差作為判據，選取激波最強位置作為抖振發生的判定位置，結果顯示此位置位于機翼展向距對稱面72%處，該截面處空間馬赫數分布如圖10所示，可以看出發動機動力效應使上翼面激波增強。

(a) FT

(b) PN圖10　機翼展向72%截面處馬赫數分布(CL=0.78)Fig.10　Comparison of Mach contour onwing 72% section(CL=0.78)

FT和PN激波位置隨升力增加的變化趨勢如圖11所示，可以看出FT、PN分別在升力系數為0.78、0.77時激波位置前移，表明動力效應使飛機在巡航馬赫數下抖振起始升力系數降低約0.01(1.3%總升力系數)。

(a) FT

(b) PN圖11　激波位置隨升力系數變化Fig.11　Shock wave locations v.s. lift coefficient

5　結　論

(1) 本文采用的進排氣邊界條件處理方法、網格生成策略及求解方法可以有效地模擬發動機動力效應及常規布局客機巡航構型的跨聲速氣動特性。

(2) 通過定常計算結果的升力線及表面極限流線可以方便、簡明地得出抖振發生的位置與形式。通過激波位置前移判據可以進一步定量地得出抖振起始升力系數。

(3) 動力效應對本文外形巡航馬赫數下的抖振特性帶來不利影響；動力效應沒有改變外形的抖振發生形式，但是使抖振起始升力系數降低了1.3%總升力系數，主要原因是動力效應使得上翼面激波變強。

(4) 基于通氣短艙設計的氣動外形，在校核其抖振升力系數是否滿足設計指標時，應考慮發動機動力給其帶來的不利影響。

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(編輯：馬文靜)

Numerical Investigation for the Effects of Power of Engine on Buffet Characteristics of a Civil Aircraft

Guo Shaojie, Wang Bin, Yang Zhongyan, Zhang Xu

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

The high speed buffet of the civil aircraft usually results from separation induced by the shock wave that is on the wing, but the strength of shock wave on the wing could obviously be affected by powered effects of engine. The research is done about the interference of the powered effects to high speed buffet characteristics on the cruise configuration of a civil aircraft with method of solving RANS equations on multi-block structured grid system. Firstly, it is verified that the powered effects can be modeled by intake and exhaust boundary conditions. Secondly, the method that it can be used to judge buffeting onset is given by comprehensive consideration of calculation accuracy and efficiency in the preliminary design stage. Analysis shows: the powered effects has a bad interference to buffeting onset that is designed based on flow-through nacelle at the cruise Mach number, lift coefficient of buffeting onset is reduced about 1.3% of total.

numerical simulation; flow-through nacelle; powered nacelle; intake and exhaust boundary conditions; buffet characteristics

2016-05-11；

2016-06-01

王斌,caaawb@163.com

1674-8190(2016)03-301-08

V211.7

A

10.16615/j.cnki.1674-8190.2016.03.006

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。

楊中艷(1983-)女，碩士，工程師。主要研究方向：風洞試驗技術。

張旭(1985-)男，碩士，工程師。主要研究方向：CFD數值模擬。