大型渦槳飛機發動機短艙對機翼氣動影響及控制

趙富榮,魏 猛,楊康智,程志航

(中航通飛華南飛機工業有限公司 研發中心,廣東 珠海 519040)

0 引言

渦槳飛機以其獨有的優勢在特殊的運輸場景有較為廣泛的應用。渦槳飛機具有耗油低、拉力大等優點,在支線客機和中大型軍用運輸機等領域占有重要地位[1]。獨特的動力形式賦予了渦槳飛機優越的推進效率、良好的低速機動和起降性能,使得其在軍用及民用領域占有重要的地位并得以不斷發展,但同時也帶來了一系列需要重點關注的問題[2]。

大型渦槳飛機一般采用四臺發動機,在機翼上沿展向對稱安裝。短艙是包括發動機及其附件的重要機體部件,短艙打斷了原本連續的機翼前緣,使大型渦槳飛機的機翼不再像渦扇飛機一樣適合布置前緣縫翼,且在中、大迎角狀態下會遮擋短艙后方的機翼,對機翼產生較強的氣動干擾。這種干擾會嚴重影響飛機的失速特性和最大升力系數。在飛機研發階段中翼吊短艙外形和吊裝位置需要精細的氣動設計,將其不利影響最小化[3]。

民用渦槳飛機設計手段相對落后,針對翼吊發動機短艙的優化設計多是針對噴氣飛機,少有針對渦槳飛機的翼吊短艙進行的氣動影響研究[3]。因此在渦槳飛機的研制中,特別是大型多發渦槳飛機,可以參考的研究成果較少。目前對于渦扇飛機短艙、掛架與機翼的氣動干擾機理和控制措施,國內外的高校、科研院所和航空企業都開展了大量的研究。

本文針對大型渦槳飛機發動機短艙對機翼的氣動干擾進行研究。首先分析翼吊短艙機翼氣動干擾對失速特性和最大升力系數的影響,總結短艙對機翼產生氣動干擾的空氣動力學機理;然后通過工程案例的研究,提出了短艙對機翼氣動干擾的控制措施,并結合實際案例對控制措施的應用進行了驗證。

1 發動機短艙氣動影響分析

1.1 發動機短艙氣動影響的機理

大型渦槳飛機發動機短艙一般布置在機翼前緣,發動機短艙的長度相對其控制剖面當量直徑的尺度較大。發動機短艙對飛機產生氣動影響有以下兩項原因。其一,在中、大迎角下,由于短艙的遮擋,在短艙后方非常容易產生流動分離,分離區域的低能量氣流在受短艙擾動較小的氣流剪切力帶動下,會流向短艙后方的機翼上表面,并與該區域的附面層混合,其結果會使主翼表面的附面層較正常情況下增厚很多,在大迎角時就會出現大范圍流動滯止區,并呈現出展向逐步擴散的趨勢,最終形成一片近似三角形的流動滯止區。其二,短艙與飛機相貫位置會產生渦流,在帶短艙的機翼數值模擬研究中,發現這種渦流產生在短艙與機翼前緣相貫線的兩側,且在來流的影響下,會貼近機翼上表面向下游發展,對機翼上表面流動造成很大影響。這兩項原因決定了短艙對機翼的氣動影響特征。

1.2 發動機短艙氣動影響的特征

大型渦槳飛機發動機短艙對全機產生氣動影響主要表現在兩個方面,即失速特性和最大升力系數。短艙的尾跡在機翼上表面上方卷起一個較大的旋渦,該旋渦破裂使流動發生大面積分離,從而導致失速提前。短艙導致機翼上表面出現的滯流區覆蓋了大部分增升裝置,在中大迎角下,會嚴重影響增升裝置的效率,導致最大升力減小。某大型渦槳飛機風洞試驗中機翼上表面分離的絲線流場顯示試驗如圖1所示,由圖可以看出短艙后方上翼面的流動分離情況。

圖1 機翼上表面分離的絲線流場顯示試驗

2 短艙氣動影響數值模擬研究

2.1 數值模擬方法

流場求解采用Star-CCM+軟件;控制方程為定常雷諾平均N-S方程,選用分離式方法求解;湍流模型使用SA模型,采用全湍流;3D網格采用Star-CCM+軟件劃分,類型為粘性笛卡爾網格,物面附近加入附面層網格。

2.2 數值模擬驗證

使用上述的數值模擬方法和湍流模型,分別對機翼-機身-短艙組合體、帶增升裝置的機翼-機身-短艙組合體進行數值模擬。

12度迎角下發動機短艙出現的兩處渦流如圖2所示。第一處是自由來流繞過短艙后,在短艙上部產生渦流,第二處是短艙與機翼相貫處,由于相互干擾產生的渦流。

圖2 12度迎角下發動機短艙出現的兩處渦流

短艙對增升裝置的氣動影響如圖3所示。可以看到,增升裝置處于兩個短艙上翼面誘導出的滯流區內,從而影響飛機的最大升力系數。

圖3 短艙對增升裝置的氣動影響

3 短艙氣動影響的控制原理

從以上分析和數值模擬可以看出,要控制短艙產生的氣動影響,可以通過設計調整短艙誘導的渦流位置和強度,讓其對機翼產生符合設計預期的氣動影響,從而確保飛機的失速特性和最大升力系數符合設計要求。

誘導渦流的位置和強度控制,可以通過改變短艙與機翼前緣的相對位置、相貫區域修型、安裝短艙渦流發生器和短艙控制剖面設計優化來實現。改變相對位置、相貫區域修型和短艙控制剖面設計優化都是為了控制短艙對機翼的氣動干擾。短艙渦流發生器是通過誘導渦流來影響流場分布,達到控制渦流位置和強度的目的。

4 短艙氣動影響的控制措施

4.1 調整短艙與機翼前緣相對位置

通過短艙下沉,來削弱短艙對機翼的干擾。從相關研究來看[3-5],短艙下沉之后,短艙對機翼的前緣上洗效應減弱,機翼的前緣低壓峰值減小,短艙后方機翼上翼面的流線展向擴散效果減弱。這些現象都使得局部氣流更加穩定,有利于提高失速迎角。翼身組合體著陸構型的升力特性得到明顯改善,且失速特性有所緩和。短艙下沉可以有效減弱短艙對機翼的干擾,但下沉短艙對于巡航構型阻力特性有不利影響,對于講究經濟性的飛機來說很難接受。

4.2 短艙與機翼前緣相貫區域修型

為了控制短艙與機翼前緣相交位置的流動,可以在短艙與機翼前緣相貫線兩側機翼設置邊條修型。A400M飛機短艙與機翼如圖4所示,可以看出A400M飛機外發短艙內側的機翼前緣在與短艙相貫位置做了邊條修型。

圖4 A400M飛機短艙與機翼

4.3 短艙上設置渦流發生器

短艙上設置渦流發生器,針對短艙后翼面分離敏感區域,合理地誘發漩渦,通過漩渦與邊界層的相互作用,達到控制和改善這些區域的流場品質和抑制并延遲流動分離的目的[6]。

渦流發生器產生旋渦強度對其推遲失速的效果有明顯作用。可以通過渦流發生器的前后位置和安裝角控制所產生旋渦的強度。渦流發生器也被稱為擾流片。張文升等[7]研究表明:短艙擾流片弦向位置明顯影響擾流片的當地來流迎角,進而改變所產生旋渦的強度;擾流片的周向安裝角主要影響擾流片的來流強度,同樣影響所產生旋渦的強度。溫慶等[8]在短艙擾流片減緩螺旋槳飛機失速研究中表明,擾流片明顯改善了短艙根部的吸力峰極值,不同位置的擾流片對失速以后的最大升力特性影響差異明顯。

4.4 短艙控制剖面優化設計

分析渦槳飛機短艙對機翼氣動干擾的流動機理,發動機短艙對機翼干擾是機翼和短艙壓力分布的相互影響,其本質是短艙與機翼各自吸力峰的相互干擾。這種干擾的產生主要取決于短艙與機翼交接處的外形和曲率分布,因為短艙和機翼壓力分布的規律取決于各自的曲面外形曲率分布,因此在進行設計時需同時考慮短艙和機翼相貫區的型值和曲率分布情況,采用數值計算手段觀察二者的壓力分布情況,盡量將兩吸力峰的分布交錯開來,從而得到較為合理的設計。基于該理論,如果對非下沉短艙通過精心的修型設計,在低速大迎角工況下也能達到下沉短艙的效果,同時還能有效避免下沉短艙巡航構型對阻力特性造成的不利影響。因此在完成機翼和短艙前段設計后,應該立即對短艙機翼交接處的外形進行設計與分析,確定短艙后段的最優外形,以削弱短艙對機翼的氣動干擾。帶短艙控制剖面主要控制參數如圖5所示,其中,L為肩部控制二次曲線的起點到短艙對稱面的距離,f為二次曲線曲率的控制參數。

圖5 帶短艙控制剖面主要控制參數

5 短艙氣動影響的工程實例

某大型渦槳飛機采用懸臂式上單翼、“T”形尾翼、前三點可收放式起落架布局形式。大展弦比梯形機翼前緣安裝四臺渦輪螺旋槳發動機。設計中,在標準大氣、海平面高度、來流馬赫數0.146 9的計算條件下,帶短艙的翼身組合體的升力曲線在10°至15°出現塌陷區,帶短艙的翼身組合體升力曲線如圖6所示。

圖6 帶短艙的翼身組合體升力曲線

帶短艙的翼身組合體壓力分布和流線如圖7所示。可以看出,升力系數突然掉落與機翼短艙干擾存在一定關系。

圖7 帶短艙的翼身組合體壓力分布和流線

在設計優化中,采用同樣的計算條件,即標準大氣、海平面高度、來流馬赫數0.146 9,針對5種設計方案進行數值計算分析。

方案1 短艙為初始設計,短艙對機翼干擾較強,在中等迎角時翼面上開始出現分離,隨著迎角的增加分離面積增加,方案1最終分離分布如圖8所示。

圖8 方案1最終分離分布

方案2 短艙后部控制剖面進行修型,內發短艙和外發短艙后段肩部過渡設計特性相似,均采用內側過渡曲率半徑較小的設計,當地翼型厚度不同,外發短艙肩部整體高度更低。中等迎角時短艙對機翼產生有利干擾,分離面積較小,但外發短艙外側有不利干擾跡象。隨著迎角增加,外發短艙外側的干擾增強。最終分離區位于內發短艙內側和外發短艙外側,分離位置不理想,方案2最終分離分布如圖9所示。

圖9 方案2最終分離分布

方案3 針對外發短艙修型做出修改,使外發短艙后段肩部過渡的曲率半徑減小,兩側肩部高度增加并向后延伸至接近前梁處,外發短艙后段左右兩側的肩部形狀基本對稱,內發短艙后段肩部的設計未做更改,內發短艙后段內側肩部曲率半徑小于其外側。修型后,中等迎角時外側短艙對機翼產生有利干擾,外發短艙外側機翼上表面的分離面積減小,修型效果良好。最終分離區位于內發短艙和外發短艙之間,符合設計預期,方案3最終分離分布如圖10所示。

圖10 方案3最終分離分布

方案4 基于方案3,輕微弱化了內發短艙后段內側肩部突出的設計,基于這個肩部突出設計強化內發短艙后段外側的肩部突出設計。修型后,最終分離區位于兩發之間及外發短艙外側,不符合設計目標,方案4最終分離分布如圖11所示。

圖11 方案4最終分離分布

方案5 基于方案4,內發短艙后段內側肩部突出設計與方案4相同,弱化內發短艙后段外側的肩部突出設計,最終分離區位于兩發之間,符合設計目標,方案5最終分離分布如圖12所示。

圖12 方案5最終分離分布

短艙各方案中大迎角升力曲線如圖13所示。

圖13 短艙各方案中大迎角升力曲線

6 結論

本文以大型渦槳飛機常用的翼吊發動機短艙布局為背景,分析了短艙氣動影響的流動機理,并進行了數值模擬驗證。結合渦槳飛機短艙機翼氣動干擾控制措施研究案例,探討了短艙機翼氣動干擾控制措施,并對短艙剖面優化設計控制短艙氣動影響的具體案例進行了驗證分析。結果表明:(1)短艙的氣動影響主要表現在大型渦槳飛機失速特性和最大升力系數方面;(2)可以通過精細設計調整渦流位置和強度來控制短艙的氣動影響;(3)短艙控制剖面優化設計能有效改善飛機失速特性。