翼吊发动机短舱对三维增升装置的影响及改善措施研究

邱亚松，白俊强，黄 琳，朱 军，陈迎春，李亚林，周 涛

（1.西北工业大学 航空学院，陕西 西安710072；2.上海飞机设计研究院，上海200232）

0 引 言

当代大多数的民用干线飞机均采用翼吊发动机的布局。翼吊布局具有发动机短舱进气口不容易受机身或机翼尾流的干扰（发动机来流直接，不受飞机其他部件干扰，进气流场好）、发动机维护方便、更轻的机翼和机身结构，以及整个飞机的重量分布更合理等优点［1］。当然，翼吊布局形式也有缺点，其中比较严重的一点是：翼吊发动机短舱会显著恶化增升装置的气动效率［2］。而针对该问题的最佳解决方案就是在发动机短舱上加装涡流片，进行流动控制。

国外对于翼吊短舱对全机增升装置气动性能影响及短舱涡流片设计有很好的研究与应用，并已有丰富的工程应用经验。但鲜有从机理上阐述问题本质的文献。早在20世纪50年代的DC－8发展项目中，为了弄清楚流动机理，道格拉斯公司对有短舱挂架、无短舱挂架构型进行了大量风洞试验，收集了大量的数据并进行了许多分析。在60年代末期至70年代初期设计的DC－10上率先采用了短舱涡流片［3］。近期，为了发展自己的大飞机，日本JAXA（日本宇宙航空研究开发机构）进行了一系列的高升力研究计划，其研究的重点内容之一就是翼吊发动机短舱对于全机增升装置气动性能的影响及短舱涡流片位置的优化。其在研究过程中大量使用了CFD技术及众多先进的风洞试验技术。从其发表的文献可以看出，日本对于该方面的研究已经相当深入［4－5］。欧洲各个相关研究机构也在近期组织了两期名为欧洲高升力的研究计划（EUROLIFT），参与的研究机构包括DLR（德国宇航研究院）、NLR（荷兰国家宇航局）、ONERA（法国国家宇航局）、FOI（瑞典国防研究署）等。同样，其研究的重点内容之一就是翼吊发动机短舱对增升装置气动性能影响及短舱涡流片设计。并且其规模远远超过了JAXA的研究计划，投入的人力、物力都相当大，采用的手段也更为先进。从公开发表的文献来看，其取得的成果更为显著［6－10］。国内在这方面还未见有公开发表的研究文献。在发展我国的大飞机的背景下，这项研究显得极为迫切。

本文运用数值模拟的方法，对加挂翼吊发动机短舱的增升装置流动控制进行研究。首先，运用本文的计算方法对某风洞试验构型进行数值模拟，并将计算结果与风洞数据进行对比，确定方法的可行性。之后，对比计算了有无翼吊发动机短舱的两个增升装置构型的气动特性，从流动机理上分析了翼吊发动机短舱恶化增升装置气动特性的原因。在此基础上，在发动机短舱上进行了涡流片安装位置的优化。通过流场显示及流动机理分析，解释了短舱涡流片改善增升装置气动性能的机理并阐明了涡流设计的准则。本文设计的翼吊发动机短舱涡流片经过了风洞试验验证。

1 计算构型

本文共涉及到六个增升装置构型的计算，均为前缘缝翼加单缝福勒襟翼的形式，其几何模型分别如图1所示。其中构型A为风洞标模，也就是用来验证本文数值方法的构型。构型B与构型A类似，为无翼吊发动机短舱的增升装置翼身组合体构型。构型C为在构型B基础上加装翼吊发动机短舱后的构型。构型D1、D2、D3，分别为在构型C的翼吊短舱三个不同位置安装了涡流片的增升装置构型。需要注意的是，在构型C及D1、D2、D3上机翼前缘与挂架相接的地方，由于短舱挂架的存在，前缘缝翼在此被切除了一段。

图1 增升装置几何构型Fig.1 Geometrical configurations of high－lift system

2 网格划分与计算方法

2.1 网格划分策略

由于对复杂外形生成结构网格比较困难，有些情况下几乎无法生成。所以对于类似带翼吊发动机短舱的三维增升装置几何构型，普遍采用非结构网格。但在单个网格单元最大尺度相同的情况下，非结构网格的耗散比结构网格要大得多，尤其是对于有强剪切流动的情况［7］。在近期日本及欧洲公布的高升力研究计划中，数值模拟几乎都采用了非结构网格，气动力模拟结果与试验结果相比，绝对值误差很大。但是构型局部变化之后的气动力变化量捕捉较为准确［4，6－8］。为了更为准确地捕捉流场特征，本文对于图1中的六个构型均采用多块结构网格进行流场计算。构型A、B的网格单元数为1050万，构型C的网格单元数为1850万、构型D1～D3的网格单元数为1970万。其中对于D1～D3三个最为复杂的构型，如果单独进行网格划分约需40个人工时。本文借鉴了文献［11］中的非结构网格局部网格自动更新技术，发展了多块结构网格局部网格更新技术。构型D1～D3的网格均在构型C的网格基础上进行局部更新。除短舱涡流片局部网格变化之外，其余部分的网格均不改变。运用此技术后，划分构型D1～D3的网格只需约半个人工时。图2展示了构型A、C及D3的局部网格。

2.2 数值方法

本文采用的控制方程是三维可压缩非定常N－S方程的积分形式。其在直角坐标系下的表达式为：

上式中各个变量的具体定义见参考文献［12］。采用格心格式的有限体积法对控制方程进行离散。设网格单元i，其控制体记为Ωi，定义为Ωi内的各物理量Qi的平均值，并假设在网格的格心Qi＝，则方程（1）在Ωi内可以近似地写成如下形式：

其中∂Ωi表示Ωi的边界。上式在单元Ωi上离散为：

这里Vi是单元体Ωi的体积，Ri和分别是单元体Ωi的无粘通量和粘性通量，

其中N表示网格单元i的面的总数，nk，i是网格单元i的第k个面的外法线的单位矢量，ΔSk，i是这个面的面积，Fk，i（Q）和Gk，i（Q）是此面上的F（Q）和G（Q）的平均值，在数值计算中，用面心处的F（Q）和G（Q）的值近似代替面上的平均值。空间离散格式为二阶迎风Roe格式。时间推进方式采用LU－SGS隐式时间推进算法。该算法不像常用的隐式算法需要大量的矩阵计算和存储空间，有利于提高计算效率。同时可以证明，对于LU－SGS方法，由于作积分裂时引入交叉项，因此在时间方向不到一阶精度，但是这并不影响格式显式部分在空间的精度，并且它在定常计算中有较好的稳健性和收敛性，因此只在定常计算中使用它是合适的［13］。动力方程中的雷诺应力通过k－ωSST两方程湍流模型和自动壁面处理计算。k－ωSST湍流模型能够较准确地模拟分离流、漩涡流等复杂流动现象［14］。

图2 增升装置网格Fig.2 Mesh of high－lift systems

3 计算方法可靠性验证

增升装置流动特性复杂，准确的气动力计算及流场特征捕捉较为困难。为了验证本文所采用数值方法的准确性，本文首先计算了图1中的风洞标模A的气动特性。在风洞试验雷诺数、马赫数下，本文计算所得的构型A升力特性与风洞试验数据对比如图3所示。从图中可以看出，本文计算的升力特性与试验结果吻合良好，尤其是失速迎角及最大升力系数的捕捉相当准确。本文计算失速迎角比试验值只小0.33°，而最大升力系数仅小0.00502。线性段的升力系数最大差值也不超过0.1。这表明本文针对增升装置采用的数值计算方法是合理、可信的。该计算结果相比较日本及欧洲高升力研究计划中公布的CFD 计算数据与试验数据比较 情 况［4，6－8］而言准确 性相当高。初步分析，认为主要由于本文采用了根据高升力系统流动特征进行拓扑划分的多块结构网格，尤其在各个部件尾迹重叠区垂直物面方向上的网格尺度很小。而国外的高升力研究计划中主要采用了耗散性大的非结构网格。根据非结构网格的性质，从其表面网格尺度可以推断其空间网格在各个部件尾迹重叠区垂直物面方向上的尺度较大。当然具体原因与湍流模型、数值计算格式等等都有关系，具体需进一步分析。

图3 构型A升力特性计算值与试验值对比Fig.3 Lift characteristic of model A comparison for prediction and experiment

4 数值模拟结果

运用前述的数值模拟方法，本文首先对比计算了构型B、C在自由来流马赫数M∞＝0.2，以机翼平均气动弦长为参考长度的雷诺数Re＝2.0×107下的大迎角升力特性，结果对比如图4所示。从图中可以看出：在构型C上加装发动机短舱和挂架后全机升力特性急剧恶化，失速迎角减小了2°，最大升力系数减小了0.52。这比文献［2］中介绍的波音737换装大尺寸发动机带来的增升装置气动性能恶化更为严重。可见翼吊发动机短舱对全机增升装置的升力特性有严重的负面影响。

图4 构型B、构型C大迎角升力特性计算对比Fig.4 Predictive lift characteristic comparison for model B and model C at high angles of attack

随后本文对在构型C发动机短舱上加装涡流片的三个构型D1、D2、D3的气动特性进行了计算。比较构型C而言，在构型C的失速迎角下，D1、D2、D3的升力系数变化量分别为＋0.24、＋0.08、－0.21。可见在发动机短舱加装涡流片进行流动控制的方法对于改善由翼吊发动机短舱引起的增升装置气动特性恶化相当有效，但其前提是涡流片的安装位置必须合适。

5 流动机理分析

5.1 翼吊短舱恶化增升装置气动性能的机理分析

图5为构型B、C在构型C的失速攻角下的空间低速流动区对比图。从图中可以明显看出，比较构型B而言，构型C主翼及襟翼上方在空间范围内出现了很大范围的低速流动区。该低速流动区从前缘缝翼切口处开始，往后逐渐扩大，在内襟翼上方几乎扩展到整个內翼段。该低速区的存在使得构型C主翼及襟翼上表面压力升高，从而使得升力降低。故该低速区的存在是导致构型C气动性能恶化的主要原因。

构型C与构型B的主要区别在于构型C机翼下方加挂了发动机短舱，并且由于短舱挂架的存在，其前缘缝翼也被切除了一段。翼吊的发动机短舱相对于机翼来说有一个较大的前伸量。在中、大迎角下，流过短舱后面的主翼上表面的气流首先必须绕过短舱。绕短舱流动与绕圆柱体的流动相似，在迎角不大时，绕圆柱的流动很容易发生分离。所以在迎角不大时，绕过短舱的流动极易发生分离，而分离区的低能量气流在自由来流的带动下，会流向主翼上表面，并与其附面层混合。其结果会使主翼上表面的附面层较正常情况下增厚很多，从而使主翼上表面出现图5所示的大范围低速流动区域。图6显示了构型C在失速迎角时的表面流向摩擦力系数小于零的区域，也就是发生物面分离的的区域。从图中可以明显看出：发动机短舱前部上方及后部内侧上方发生了大面积的物面分离。

图5 构型B、C空间低速流动区域对比Fig.5 Low－speed flow space bound comparison for model B and model C

图6 构型C物面分离区Fig.6 The surface separation area of model C

前缘缝翼在挂架处被切除了一段也对构型C的气动性能有一定的负面影响。根据A.M.O.Smith提出的在多段翼绕流中缝道的5个主要有利影响［15－16］，绕前缘缝翼流动所产生的环量使后段翼面前缘的流动减速，这就是缝翼效应。缝翼效应会减弱后段翼面前缘吸力峰强度，使压力恢复要求减小，从而推迟物面上分离的产生，提高失速迎角。所以前缘缝翼切除一段之后，相应有一段主翼的失速迎角就会减小。进而会影响整个增升装置的失速迎角和最大升力系数。

5.2 短舱涡流片流动控制机理分析

图7为构型D1、D2、D3在构型C失速攻角下主翼上方空间截面上的马赫数云图。从图中可以看出：构型D1中的涡流片产生了一个极强的漩涡，该强漩涡向原构型C主翼上方的低速区内注入了大量能量，从而搅动了该低速区的流动，使得低速区的范围大大减小。故构型D1中的涡流片流动控制效果较好。构型D2中的涡流片也产生了一个较强的漩涡，但由于涡流片安装位置比较靠前，漩涡到达主翼上方后已经被耗散得较弱。在主翼后方该漩涡已经弱化、破裂，没有明显的涡核存在。所以构型D2中主翼上方低速区较构型C而言范围有所减小，但效果明显不如构型D1中的涡流片好。构型D3中的涡流片产生的漩涡较弱，并且涡的轨迹没有向翼根方向发生偏移，而是一直在短舱挂架的外侧沿流向发展。而从图5可以看出，构型C主翼上方的低速区从前向后逐渐扩张主要是向翼根方向扩展，该低速区主要位于短舱挂架的内侧。故构型D3中涡流片产生的弱漩涡没能将自由流的能量注入到主翼上方的低速区。所以即便构型D3中的涡流片能产生像构型D1中那样的强漩涡，也不能改善增升装置的气动性能。不仅如此，该漩涡的出现还增加了对自由来流的耗散，从而使得构型D3的气动性能较构型C更差。

图7 构型D1、D2、D3主翼上方截面马赫数云图Fig.7 Mach number counters on sections above main wing of model D1，D2，D3

图8为构型D1、D2、D3在构型C的失速攻角下主翼上方的空间低速流动区对比图。显然构型D1主翼上方的低速流动区比较构型C而言明显减小，并且涡流片产生的强漩涡在主翼后方仍很明显。而构型D2中的低速区比较而言也有所减小，但从图中看不出明显的漩涡区域。构型D3中的低速流动区域较构型C而言不仅沿流向尺寸扩大，而且展向方向上也扩展到了挂架的外侧。说明，涡流片产生的漩涡在主翼前方就弱化、破裂，形成了流动杂乱无章的低速流动区。

图9显示了构型D1、D2、D3在构型C的失速攻角下表面流向摩擦力系数小于零的区域，也就是发生物面分离的区域。显然相对构型C而言，构型D1、D2都只在短舱上表面发生了物面分离。并且构型D1的短舱物面分离区有所减小。而构型D3的短舱分离区有所减小，但主翼后方出现了较大范围的物面分离。这又从另一个方面说明了构型D3上的涡流片流动控制起到了与期望相反的效果。

图8 构型D1、D2、D3空间低速流动区域对比Fig.8 Low－speed flow space bound comparison for model D1，D2and D3

综上所述，在对构型C进行流动控制以改善翼 吊发动机短舱引起的增升装置气动性能恶化的三种涡流片尝试中，构型D1上安装的涡流片效果最好，构型D3上安装的涡流片效果最差。所以构型D1上的涡流片被选为风洞试验验证对象。风洞试验结果表明：在构型C上安装构型D1上的涡流片之后，升力系数的增量与本文计算结果吻合良好。这进一步证明了本文计算方法的可靠性。

图9 构型D1、D2、D3物面分离区比较Fig.9 The surface separation area comparison for model D1，D2and D3

6 结 论

（1）翼吊发动机短舱对于增升装置的气动性能有严重的负面影响。主要原因在于：在大迎角时绕过发动机短舱的气流发生分离，分离后的气流被自由流带到主翼上方形成一个低速流动区从而使得增升装置升力下降、失速迎角减小。同时，由于发动机短舱挂架使得增升装置的前缘缝翼被切除了一段，进而使得对应一段主翼失去了缝翼效应，这也会使得增升装置的气动性能恶化。

（2）在发动机短舱安装涡流片，采用流动控制的方法改善翼吊发动机短舱引起的增升装置气动性能恶化相当有效。其基本原理是：涡流片在大迎角时产生的强漩涡能将自由流的能量注入到主翼上方的低速流动区，减小该区域的范围。但是涡流片的位置必须进行优化，在合适的位置安装涡流片能起到正面效果，而在不适当的位置安装涡流片则会进一步恶化增升装置的气动性能。

（3）本文中设计的效果最好的短舱涡流片经过了风洞试验的验证。安装涡流片之后的效果与本文计算结论吻合良好。

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