0 引言

尾吊发动机短舱是目前中小型公务机常用的布局形式,部件之间的相互干扰尤其是发动机进排气对机翼的气动影响是需要重点关注的问题。近年来,国外的研究人员重点对尾吊短舱先进概念布局进行了设计研究,并对机翼与短舱的气动干扰机理进行了分析,开展了多项减阻优化工作^[1-5]。2006年,在ARJ21飞机的研制过程中,朱杰对超临界机翼-尾吊短舱布局的高速气动特性进行了研究,利用商用CFD(Computational Fluid Dynamics)软件Fluent对模型进行了数值计算,着重考察了有无短舱对机翼升阻比的影响,其计算结果表明,采用近距尾吊短舱布局的飞机,机翼在短舱的影响下,升、阻力都有所降低,但阻力降低更加明显,升阻比将有所提高^[6]。2012年,邱亚松等针对发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施进行了数值仿真研究,提出在发动机短舱适当位置安装涡流片能够明显改善增升装置的气动性能^[7]。2013年,左英桃等对机翼-机身-短舱-挂架的外形气动优化设计方法进行了研究,采用径向基函数的无限插值方法进行了复杂外形的动网格生成,利用离散共轭方法计算目标函数梯度,对DLR-F6机型进行了优化设计^[8]。同年,张文升等研究了短舱扰流片对运输机增升装置气动特性的影响问题,分析了扰流片对流动控制的影响效果和机理^[9]。2015年,马经忠等研究了尾吊短舱布局发动机进气流量对机翼高速升阻特性的影响,研究结果表明,发动机空气流量增加将导致机翼的升、阻力系数增加(其他部件未做分析),但升阻比会有所下降^[10]。

为了全面研究发动机进气与喷流对全机高速气动特性的影响,在飞机巡航条件下(H=11 000m、Ma=0.78)对流场开展数值仿真研究,重点对比分析了短舱通气模型与带进排气状态的全机升阻力特性及流场分布情况,着重考察了机翼的升力系数C_l、阻力系数C_d、表面压力系数C_p和升阻比K的变化情况。

1 研究对象

本文的研究对象如图1所示,飞机采用下单翼布局、T型尾翼,通过尾吊短舱的方式安装两台涡扇发动机,短舱与机身通过挂架连接,为保证进气道在机翼下洗场中,唇口基本对准来流方向以提高巡航时的进气效率,给予短舱在俯仰方向2°的抬头安装角;为了减小偏航力矩及底部阻力,降低单发停车状态下方向舵的操作力和减少机身尾部的死流区,给予短舱偏航方向2°的外偏安装角。为了弱化高速飞行条件下挂架表面的激波强度,在挂架连接处,后机身采用了内凹修型处理。

2 计算方法概述

本文的计算条件均不带侧滑,流动是对称的,因此采用半模进行计算,计算模型有两种状态:短舱通气模型及带进气喷流模型。整个计算域划分四面体非结构化网格,附面层网格首层高度为0.01mm,共30层,网格量总数约2 200万,Y+值符合壁面函数要求。对短舱通气模型采用三种常用CFD软件(Fluent、starccm+、CFX)进行计算分析,并与风洞试验结果作对比研究;使用二阶迎风格式对时间和空间项进行离散;选择SST k-ω(Shear Stress Transport,剪切应力输运)湍流模型对流动进行计算,该模型用修正的湍流粘性公式来解决湍流剪切应力引起的输运效应,适合于边界层流动、有分离流动等进行计算;主要的计算边界条件有:压力远场条件、压力出口条件、质量流量进口条件、对称边界及无滑移绝热固壁条件。本文的带进排气算例中,进气道空气流量均对应发动机巡航状态;采用压力出口条件用以模拟发动机进气;采用质量流量进口条件用以模拟发动机喷流;计算条件为:H=11 000m、Ma=0.78,迎角范围α=-2°~8°。

3 通气模型的试验对比分析

本文所研究的全机短舱通气模型在俄罗斯中央流体动力研究院(TsAGI)的T-128风洞开展了高速测力风洞试验,如图2所示,缩比模型的支撑方式为尾部支撑。试验时采用固定转捩形式,分别在机翼、机身、短舱挂架和尾翼等主要部件上粘贴柱状粗糙元转捩带,马赫数Ma=0.78时试验雷诺数接近400万。

计算结果与试验结果对比如图3所示。三种CFD软件计算得到的升力系数差异较小,其中,Fluent的计算结果在4°迎角以后,与试验结果更加接近;阻力系数方面,CFX的计算结果整体偏大,Fluent与starccm+的计算结果与试验更加接近;总体而言,Fluent计算得到的升阻力系数与试验值吻合度较好,计算结果准确预测了升力曲线的非线性拐折、失速迎角和最大升力系数等典型特征,能够用于后续的尾吊短舱布局飞机气动特性分析研究。

4 计算结果分析

飞机巡航状态下全机通气模型及带进排气模型升阻特性计算结果如表1和图4所示,可以看出,在小迎角条件下,带进排气后,全机升力系数增加、阻力系数降低、升阻比提高,2°迎角时全机升阻比增加了1.91,但随着迎角的逐渐增大,这一气动特性改善趋势逐渐减缓,在迎角8°时,带进排气后,全机升力系数及阻力系数均减小,但升阻比仍略有增加。由此可见,采用近距尾吊短舱布局的飞机,带进排气后将会有更高的巡航升阻比以及更大的航程,对飞机气动特性是有利的影响。

飞机巡航状态下各部件通气模型及带进排气模型升阻特性计算结果如图5所示,采用近距尾吊短舱布局的飞机,带进排气后,升力的变化主要是由于短舱和机翼的相互干扰造成的,其他部件的升力几乎保持不变,这一研究结论与文献^[6]及文献^[10]的研究结果是基本一致的;而阻力方面,带进排气后,机翼及其他部件的阻力变化较小,在大部分迎角范围内,机翼阻力还略有增大,但短舱阻力明显减小,导致全机阻力降低。

图6所示为短舱XOY中心截面(Z=1.8m)的马赫数云图分布,从图中可以看出,在马赫数0.78的计算条件下,机翼上表面形成了超音速区,并伴随有激波生成,速度低、压力高的驻点出现在机翼前缘点附近;高速气流在接近短舱时逐渐减速吸入发动机内,驻点出现在短舱唇口的前缘点附近,靠近进气道出口即发动机风扇进口的流动较为均匀;对比图6(a)与图6(b)可以发现,带发动机进气条件后,短舱进气道内的气流速度增大,上唇口超音速区分布范围收缩、激波强度减弱,导致阻力减小,与此同时,在发动机进气的抽吸作用下,机翼上表面的激波逐渐后移,流动分布发生了改变,从而对飞机的升阻特性造成影响。

图7所示为全机表面压力系数分布,从图中可以看出,带进排气后,短舱及挂架上表面的低压区面积减小、强度减弱,由于发动机进气的抽吸作用,机翼上表面的低压区向后缘逐渐扩展,导致升力系数增大、阻力系数减小。

为进一步说明发动机进排气对机翼表面压力分布的影响,如图8所示选取了短舱进口中心对应的机翼站位(Z=1.8m)压力系数进行分析。从图中可以看出,在小迎角条件下,增加发动机进排气后,机翼上表面负压线整体上移,导致机翼升力系数增加、阻力系数减小、升阻比提高;在迎角8°条件下,流场分布变得相对复杂,通气模型与带进排气模型机翼上表面的负压线出现了交叉,综合影响导致机翼升力系数及阻力系数均减小。

5 结论

本文对某公务机巡航条件下的流场进行了数值仿真研究,重点分析了进排气对尾吊短舱布局飞机的气动特性影响,研究结果表明:

1)常用的CFD软件Fluent计算得到的升阻力系数与试验值吻合度较好,能够用于初步方案阶段的尾吊短舱布局飞机气动特性分析研究,可为高速风洞试验升阻力系数修正提供依据,为高速TPS(Turbine Powered Simulator,涡轮动力模拟)试验提供参考;

2)采用近距尾吊短舱布局的飞机,在小迎角范围内,带发动机进排气后,短舱上唇口区域激波强度减弱、阻力减小,与此同时,机翼上表面的负压线整体上移,导致机翼乃至全机升力系数增大、阻力系数减小、升阻比提高;在迎角较大时,通气模型与带进排气模型机翼上表面的负压线出现了交叉,综合影响导致了机翼升力系数及阻力系数均减小,但升阻比仍有所提高;

3)采用近距尾吊短舱布局的飞机,带进排气后全机升阻力将发生改变,从而影响飞机的力矩特性及操纵性能,在方案详细设计阶段,应当采用更接近实际飞行状态的带进排气模型准确评估全机的气动特性,用以确定飞机的飞行品质和飞行性能。

参考文献