0 引言

现代大中型民用客机及军用运输机一般采用翼下吊挂发动机短舱的安装形式。这种形式比较容易实现发动机的维护及换装,便于发动机的更新换代;发动机短舱进气口气流不受机身、机身尾流干扰,进气效率高、流场品质好;同时,发动机及其短舱、挂架的重量与飞行时机翼所受到的气动载荷方向相反,可以对机翼起到卸载作用,减小翼根弯矩,减轻机翼重量。而由于发动机短舱的存在,使得原本干净的机翼周围流场发生变化,短舱、挂架与机翼间的气流干扰,将改变短舱附近机翼上、下表面的压力分布,特别是引起较大的干扰阻力,降低飞机的可用升力;同时由于机翼及挂架的流动加速作用,使得激波提前产生甚至形成分离;发动机喷流也会对襟、副翼的布置产生影响,临界发动机停车会产生较大的偏航力矩,为了平衡此力矩而偏转方向舵,则会以全机阻力增加作为代价。因此,需对机翼、短舱、挂架之间的干扰进行深入的分析研究,减小因发动机短舱安装所引起的干扰阻力及升力损失。

对于发动机短舱优化,文献^[1]-^[3]进行了详细的说明;李杰等人^[4]研究了数值计算方法在翼吊式双发民机机体/动力装置一体化设计中的应用;胡晓东等人^[5]研究短舱前伸量和下沉量变化对机翼附近流场的干扰;李强^[6]分析研究了翼吊式短舱内外流场干扰与气动优化;党铁红^[7]分析发动机的安装设计;张彦仲^[8]描述了飞机气动设计的发展;李锋等人^[9]分析研究了细长体在大迎角时的流动特性;陈科甲等人^[10]研究了短舱对翼身组合体跨声速气动特性的影响。

本文采用数值计算方法求解N-S方程,计算了在高速巡航状态及低速大迎角失速状态时,某翼吊布局飞机发动机短舱及挂架在不同内偏角下的气动特性,并研究分析了机翼、短舱、挂架之间干扰气流的流动情况。

1 计算方法及可信度验证

1.1 计算方法

本文采用三维湍流平均N-S方程

$\frac{\partial }{\partial t}{\iiint }_{v}Wdv+{\iint }_{\partial v}F\cdot nds=0$

其中:W为守恒量,F为通过表面s的黏性通量和无黏通量之和,v表示控制体,v表示控制面,n为边界外法向单位矢量。

计算采用SST湍流模型。流场模拟采用非结构网格,短舱及挂架附近空间网格进行局部加密,棱柱层网格30层,全机网格数量约3 800万,如图1所示。

1.2 计算可信度验证

为了验证所采用的计算方法、湍流模型及网格生成方法,本文采用某型飞机模型,将CFD计算结果与风洞试验结果进行了对比,风洞试验状态:Ma=0.7,基于平均气动弦长的Re=5×10⁶,对比结果如图2所示。

2 计算结果及分析

2.1 优化准则

短舱内偏角优化的原则是以提升高速巡航状态升阻比为主要目标,同时兼顾低速大迎角时的失速特性;即高速时,在设计巡航升力系数条件下,选择干扰阻力系数最小的短舱内偏角,低速时,在满足最大可用升力系数条件下,对比相同迎角时的翼面分离情况,以内翼优先失速或内翼流动分离趋势增强为优,最后权衡高、低速优化结果,给出最终的短舱内偏角。

2.2 发动机短舱内偏角

发动机短舱内偏角定义:发动机短舱轴线相对于顺气流方向的偏角,即短舱轴线与飞机对称面的夹角,短舱进气口偏向飞机对称面偏角为正,反之为负,如图3所示。

为了分析内偏角变化的影响,选取8个短舱内偏角(2°、1.5°、1°、0.5°、0°、-0.5°、-1°和-1.5°),在网格设置和最小网格尺寸一致的前提下,对其进行了计算分析。

2.3 高速巡航状态计算分析

针对不同的长涵道短舱内偏角,采用某型涡扇飞机全机模型进行高速巡航状态计算,短舱模型为无动力通气模型。

计算状态:Ma=0.78,全机设计巡航升力系数CL=0.418 3,Re=1.92×10⁷。

表1给出了在设计巡航升力系数下,不同短舱内偏角时阻力系数的变化情况,从计算结果可以看出,随短舱内偏角正向增大,全机阻力系数逐渐增大,升阻比降低,随短舱内偏角负向增大,阻力系数变化不大,在偏角-0.5°、1°时,阻力系数最小,升阻比最大。

图4给出了不同内偏角下短舱挂架两侧机翼的压力分布情况,从压力分布图可以看出,在挂架内侧,随着内偏角增大,机翼上表面前缘压力略有增大,机翼下表面由于流动加速,在同一位置处形成很高的负压峰值以及逆压梯度,其后气流会产生分离,负压峰值随内偏角增大峰值增大;在挂架外侧,机翼上表面压力分布无明显变化,机翼下表面由于流动加速产生负压峰值,且随内偏角增大峰值略有减小。

图5给出了不同吊舱内偏角时,挂架内侧展向位置η=32%处机翼截面的等马赫数云图,从等马赫数云图可以看出,随短舱内偏角增大,挂架内侧与机翼间的气流流速逐渐增大,导致吊舱及其挂架与机翼间的气流干扰发生变化,以致产生阻力系数增大及升力损失。

2.4 低速大迎角状态计算分析

由高速巡航状态计算分析结果可知,随内偏角增大,阻力系数增大;因此选取内偏角-0.5°、0°和0.5°进行低速状态失速特性计算分析,在满足低速最大可用升力系数CL=1.35的基础上,以迎角14°的计算结果作为分析依据。

计算状态:Ma=0.2,迎角14°。

图6给出了3个内偏角的机翼表面流线图,由计算结果可以看出,发动机吊舱及其挂架对中外翼的气流分离不会产生影响,但受其影响内翼开始出现气流分离,在3个内偏角时内翼的分离情况无明显变化,因此,依据高速巡航状态的计算结果,选择阻力系数最小,升阻比最大的安装偏角。

2.5 高速巡航状态气流干扰机理分析

由高速巡航状态计算结果可知,短舱挂架及机翼连接的最大厚度位置处由于流动加速会产生低压区,甚至激波,且随挂架内偏角增大,此处气流流速加快;通过对比带短舱构型与干净机翼构型的计算流场,分析了该现象的机理。

计算状态:Ma=0.78,Re=1.92×10⁷。

图7~图10给出了马赫数云图及压力云图,从挂架剖面马赫数云图可以看出,当气流接近短舱挂架及机翼时,由于受到局部侧洗的影响,挂架气流驻点位于前缘内侧,气流绕过挂架前缘流向外侧,气流在挂架头部及前缘外侧加速,且流动加速快于挂架内侧;而由于机翼的存在,气流同时会受到机翼的影响而产生流动加速。从干净机翼对应的挂架位置处两侧相同剖面的马赫数云图可以看出,由于机翼后掠角的影响,气流在到达位置A、位置B处时,展向位置越小,气流流过的距离越长,流速就越快,且机翼产生的流动加速强于挂架所带来的流动加速,所以,挂架内侧气流流速明显大于外侧,最终会在内侧产生一个低压区域。

内偏角越大,挂架前缘驻点越靠近前缘,由挂架所引起的流动加速在内外侧的差异越小,内侧气流的流动加速随内偏角增大逐渐增大,同时考虑机翼的流动加速,导致挂架内侧气流的流速也逐渐增大,负压峰值越大。

2.6 不同剖面形状的挂架

在上述计算过程中,短舱挂架剖面采用的是普通对称翼型,为了研究不同挂架对内偏角优化的影响,以及局部干扰气流随挂架外形的变化情况,现选取几种剖面形状的挂架进行计算分析,计算状态:Ma=0.78,Re=1.92×10⁷,全机设计巡航升力系数CL=0.418 3。图11给出了挂架的剖面形状。

其中:(1)Ⅰ—普通对称翼型;(2)Ⅱ—超临界对称翼型,前缘半径较小,弦长与普通翼型相当;(3)Ⅲ—非对称翼型,内侧弯度较小,弦长与普通翼型相当。

图12给出了不同内偏角下短舱挂架两侧机翼的压力分布情况。

从压力分布图可以看出,在挂架内侧,三种剖面的挂架均为随内偏角最大,下表面负压峰值增大,且相同偏角时,Ⅱ、Ⅲ剖面形状的挂架下表面负压峰值小于Ⅰ,Ⅲ最小;挂架外侧,三种剖面挂架在机翼上、下表面压力分布变化均较小。因此,减小挂架剖面内侧弯度,适当增大外侧弯度,有利于减小挂架内侧的负压峰值,减弱气流分离,延缓激波的产生。

3 结论

本文通过数值模拟的方式对长涵道发动机短舱及其挂架的内偏角、挂架剖面形状的选取进行了计算分析,主要包括高速巡航状态和低速大迎角状态。结果表明:高速巡航状态下,随内偏角增大,挂架内侧负压峰值逐渐增大,飞机升阻比减小;低速大迎角状态,随内偏角变化,翼面分离无明显差异;挂架剖面形状应选择超临界对称翼型或带弯度翼型,可减小内侧负压峰值。本文研究对类似于翼吊短舱、翼下挂装加油吊舱或副油箱等工程实践问题有一定的指导意义。

参考文献