考虑动力影响的大型运输机增升构型气动特性研究

白俊强，张晓亮，刘 南，董建鸿，董 强，周 林

（1.西北工业大学 航空学院，陕西 西安 710072；2.中国航空工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710072）

考虑动力影响的大型运输机增升构型气动特性研究

白俊强1，张晓亮1，刘 南1，董建鸿2，董 强2，周 林2

（1.西北工业大学 航空学院，陕西 西安 710072；2.中国航空工业第一飞机设计研究院，陕西 西安 710072）

为满足现代大型运输机增升系统高效、稳定的设计需求，以某型运输机增升构型为研究对象，通过数值模拟方法研究了动力因素对全机气动特性的影响。数值模拟结果表明：在动力因素影响下，全机最大升力系数增加46.2%，失速迎角增加11°；全机静安定度降低30.89%。通过流场机理分析可知：动力因素不仅对短舱后方襟翼当地流场有较大改善，而且对短舱和主翼上表面流场以及平尾当地迎角也有显著影响。基于以上结论，在运输机增升构型设计过程中，要充分考虑动力因素对各个部件当地流场的影响以提高升力特性；同时要权衡动力因素使机翼低头力矩增加、平尾低头力矩降低这两种趋势相反的影响结果以改善俯仰力矩特性。

数值模拟；短距起降；动力影响；气动特性；增升系统

0 引 言

由于受到起降场地等条件的限制，要求运输机起飞、着陆滑跑距离短以及起飞、进场和着陆速度低。而能实现上述性能的关键即为全机起降时具有很大的升力系数。以失速速度Vs=20m／s，翼载W／S= 200kg／m2要求为例，在起降距离300m、飞越15m高障碍物条件下，要求全机最大升力系数CLmax≈7.4［1］。

由于普通机械式增升装置自身所具有的局限性，在运输机起降时所提供升力系数的有限。鉴于此，当代大型运输机有些开始采取动力增升技术。动力增升技术分为边界层控制、喷气襟翼、展向吹气、动力转向等。其中属于边界层控制技术的外吹式襟翼直接利用翼吊发动机排气控制襟翼表面流动，较之于其他动力增升技术简单而实用，并且对高速巡航构型影响不大。该项技术经长期研究已非常成熟，特别是经过了YC-15验证机的飞行试验验证并在C-17大型军用运输机上得到了正式应用［2-3］。因此，外吹式襟翼增升系统成为翼吊布局大型运输机的最佳选择。

在采用外吹式襟翼动力增升技术的前提下，必须研究动力对增升构型气动特性的影响。国外在此技术领域有着丰富的研究经验，并且取得了很多研究成果，然而国外公开发表的文献中只公布了研究结果以及所得出的结论［2-6］，并没有讨论动力因素对气动特性产生影响的流动机理。国内在该技术领域的研究主要集中于发动机喷流对襟翼的影响上，并没有探究动力因素对其他部件气动特性的影响［7-9］。

本文通过求解雷诺平均N-S方程（RANS）对某型采用外吹式襟翼技术的大型运输机增升构型进行数值模拟，研究了发动机进、排气对整机气动性能的影响并分析了相应的流动机理，得出了较为有意义的结论。

1 计算方法

1.1 数值方法

对于粘性起主导作用的增升构型绕流问题，其流场伴随着尾迹混合、流动分离以及激波附面层干扰等复杂流动特性［10］。因此本文通过求解 RANS 方程对增升构型进行数值模拟。其主控方程为：

采用有限体积法求解该方程，空间离散格式为二阶迎风Roe格式，时间推进格式为LU-SGS格式。

综合考虑计算效率和计算精度，流场模拟采用Menter提出的k-ωSST湍流模型［11］：湍流涡粘性νT=a1k／max（a1ω；ΩF2）。该模型在 边界层内部采用 Wilcox k-ω 模型，在边界层边缘和自由剪切层采用高雷诺数Jones-Launder k-ε模型，其间通过一个混合函数F1进行过渡，属于积分到壁面的不可压缩两方程涡粘性模型。故其综合了k-ω 和k-ε两模型的优点，同时避免了两者的缺点，既消除了k-ω 模型对远场边界条件的依赖，又改善了k-ε 模型对大的逆压梯度模拟结果不准确的缺点，在实际工程中得到广泛运用。

1.2 计算模型和计算网格

本文研究对象为某型大型运输机增升构型，为描述方便将其命名为 Model A，具体几何外形如图1所示。该构型几何特征非常复杂，包含翼吊短舱、垂平尾、襟翼滑轨舱，并且采用四段增升装置：前缘采用内外两段缝翼，后缘采用导流片及主襟翼组成的双缝襟翼。

图1 计算模型Fig.1 Computational model

从最近公开发表的有关增升装置研究的文献来看［12-14］，国际上采用非 结 构网格 策 略较 多，主要 因 为相对于结构网格来说，在构型较为复杂的情况下其更容易生成。但非结构网格数值模拟结果与风洞试验结果相比，数值绝对量的吻合程度并不理想［15］。并且在构型稍有改变情况下，非结构网格需整体重新生成，导致网格单元及网格点分布发生较大变化，使得两种构型对比可信度降低。鉴于此，本文采用点对接结构网格策略，在物面附近应用O型网格进行加密以模拟真实流动的附面层，附面层第一层网格高度为1×10-5C（C 为平均气动弦长）量级，保证较小的y+值。此外，为更好地捕捉多段翼流动细节，分别对前缘缝翼尾迹流区、主翼尾迹流区、后缘襟翼尾迹／边界层交混区、缝翼凹角区、襟翼舱凹角区等关键区域进行网格加密处理。并且在构型稍有改动时，采用局部区域空化策略，使得网格分布只在几何改变区域发生改变，整体网格基本不变以减小构型变化后对比计算结果时网格差异造成的不利影响。Model A 构型网格如图2所示，网格总量为3千万。

图2 计算网格Fig.2 Computational mesh

1.3 边界条件

本文数值模拟所采用边界条件包括物面边界条件、远场边界条件、对称面边界条件和发动机的进出口边界。以下介绍发动机进出口边界的具体设置。

运用CFD来模拟发动机喷流效应主要是通过设置边界条件的方法实现，主要边界包括入口边界、外涵出口和核心机出口边界。

进气条件：进气口作为流场出口且为亚音速，根据基于特征变量的气流边界条件，四个特征波指向场外，一个特征波指向场内，因此边界上只需要指定一个变量，即一个限制条件，其它变量由流场内部向外插值得到。在发动机入口边界处需要设置的边界条件为流入此表面的质量流量，用以模拟发动机风扇的引气作用。

排气条件：排气口作为流场入口，通常也是亚音速。根据基于特征变量的气流边界条件，一个特征波指向场外，四个特征波指向场内，因此边界上需要指定四个变量，也即四个条件，另一个变量由流场内部向外插值得到。此处给定流动方向垂直于出口表面（即两个限制条件），同时设置外涵出口和核心机出口的总温和总压用以模拟喷口以后的高速喷流，对于发动机风扇机匣和燃烧室等细节在此处不做模拟，对于本文的研究来说也不需要模拟。

1.4 数值方法可靠性验证

针对本文所采用的数值模拟方法的可靠性验证分为两部分。

首先采用一个无动力增升构型风洞标模应用数值模拟方法对于增升装置流场模拟可靠性进行验证，该标模为某大型客机三段增升装置风洞试验模型，几何外形如图3（a）所示。该构型带有大型翼吊发动机短舱，襟翼与主翼由滑轨舱连接，翼吊短舱内侧装有涡流发生器。在风洞试验工况下（自由来流 Ma= 0.2，Re=2.1×105），计算所得升力特性曲线与实验数据对比如图3（b）所示，从图中可以看出计算所得升力特性曲线与实验所得吻合良好，尤其是对最大升力系数和失速迎角的捕捉较为准确。本文计算所得失速迎角比试验值小0.94°，最大升力系数小0.033。线性段的升力系数偏差稍大，推测这与试验中观察到的中小迎角下襟翼表面存在的物面分离有关，但最大偏差不超过0.075，且线性段的升力线斜率与试验吻合较好。该算例表明本文针对增升构型流场的网格策略及数值模拟方法是合理、可信的，能满足本文研究工作的需求。

其次对模拟发动机喷流所采用数值方法可靠性进行验证。数值模拟中Ma=0.2，高度为海平面标准大气。验证模型为如图4（a）所示的某型单独涡扇发动机。图4（b、c）分别为沿发动机中轴线喷流静温、总温随距离变化的数值模拟结果与实验值的对比。从图中可以看出在距核心机后缘端面最近及最远处计算值和试验值符合最好，在中等距离处计算值与试验值存在小的差异，但误差范围不超过10%，该算例表明本文针对发动机带动力模型所采用的数值模拟方法可以满足本文研究工作的需求。

图3 升力系数试验值与计算值对比Fig.3 Comparison of lift coefficient between experiment and computation

图4 试验值与计算值对比Fig.4 Comparison of experiment and computation

2 动力因素对升力特性影响

图5所示为Model A有无动力构型全机升力系数对比（数值模拟条件：Ma=0.158，Re=17×106），由图可知，在动力因素影响下该构型最大升力系数及失速迎角均有大幅提高。图6为各部件升力系数对比，图6（a）为主翼升力系数对比，图6（b）为缝翼和襟翼升力系数对比。由该图可知动力因素对主翼、襟翼、缝翼当地流场都会产生显著影响。以下以该构型为研究对象，分别就发动机进、排气对升力特性影响机理展开研究。

图5 升力系数对比Fig.5 Comparison of lift coefficient

图6 部件升力系数对比Fig.6 Comparison of lift coefficient of components

2.1 发动机进气对升力特性的影响

图7（a、b）为20°迎角下动力关闭和开启时短舱上表面空间马赫数云图对比。从图中可以看出，在大迎角下，动力关闭时短舱上方存在较大范围的流动分离区，而动力开启该分离区消失。图8为过短舱中轴线铅垂截面马赫数云图、驻点位置及流线对比图。由图可得，在发动机吸气的作用下，短舱正前方流场呈现收缩管道形态，驻点位置上移，短舱上表面流场当地迎角降低，这对短舱上表面分离区域消失产生有利影响。

综合以上分析，发动机进气通过改变短舱、挂架以及短舱后方主翼流场形态，进而使得全机升力特性有所改善。改善了短舱上表面及挂架内侧当地流场。

图7 马赫数云图及空间流线对比Fig.7 Mach number and streamline at AOA=20°

图8 短舱上表面驻点位置对比Fig.8 Comparison of position of stagnation point at upper surface of nacelle

2.2 发动机排气对升力特性的影响

本文所用构型发动机前伸量较大，发动机射流对短舱后方缝翼及主翼前缘流场有显著影响。

图9为有无动力构型内翼段空间流线及分离区对比。图9（a）中可知流经短舱及挂架内侧低能量气流通过挂架与内缝翼间缝隙上翻至主翼上表面，这股低能量气流在主翼上表面沿展向内外扩展，形成大范围的低能量区域。沿展向向外扩展的气流在流经主翼后缘时发生物面分离。图9（b）中可以看出，在发动机高速喷流的引射作用下，流经短舱及挂架内侧的低能量气流并未上翻流向主翼上表面，而是随喷流流向下游，降低了缝翼及主翼前缘当地迎角；在发动机射流引射作用下，短舱上表面后缘流场有较大改善，这对短舱上表面前缘分离的消失产生有利影响。流经短舱及挂架外侧气流通过挂架与外缝翼内端面间隙流向主翼上表面，并且沿翼展方向只向内扩展，从着上马赫数颜色的空间流线对比可以看出，此股流体的流速较高，在流经主翼后缘处未发生物面分离。

图9 短舱及内翼段空间流线Fig.9 Streamline of nacelle and inboard wing

取图10所示Point1、Point2处速度型进行对比，如图11所示，图中横坐标表示速度，纵坐标是距离物面高度与平均气动弦长的比值。由图可知，在远离发动机影响的Point2处速度型基本重合，而在Point1处，有动力增升构型在接近物面处速度较无动力增升构型有显著提高，其抗分离能力显著增强，有利于失速迎角的提高。

图10 速度型测量点位置Fig.10 Location of sample points of velocity profile

图11 样本点速度型对比Fig.11 Comparison of velocity profile of sample points

图12 发动机喷流流线Fig.12 Streamline of engine jet

图13 压力分布对比Fig.13 Comparison of pressure coefficient

本文所研究的增升构型采用外吹式动力增升系统，喷流对增升构型的襟翼影响较大。图12展示出部分发动机喷流直接喷射在襟翼下表面，从图可知喷流对襟翼的影响范围有限，主要集中在短舱正后方区域。鉴于此，取图13（a）所示的三个展向站位导流片及主襟翼的压力分布，与无动力构型的压力分布结果进行对比，从图13（b、c、d）的对比可以看出，有动力构型导流片及襟翼下表面压力普遍有所提高，上表面吸力峰值也显著提高，B、C站位处主襟翼上表面压力普遍降低。襟翼所提供升力大幅增加。图14是站位B及C处截面马赫数云图对比，从图中可以看出，在B站位处，有动力构型襟翼表面上方的低马赫数区明显小于无动力构型，在C站位处有动力构型低马赫数区彻底消失。分析其原因：一方面由于发动机进气对主翼上表面流场的有利改善一直延续到襟翼处，另一方面由于发动机喷流通过缝道对襟翼上表面的强加速作用不仅使得襟翼表面流速提高而且使得襟翼上方低马赫数区大大缩小。推迟襟翼表面分离的发生，增大失速迎角。

图14 马赫数云图对比Fig.14 Comparison of Ma number contour

由以上分析可知，发动机排气主要影响缝翼与主翼前缘当地迎角和来流速度、主翼后缘及襟翼上下表面流场形态。在发动机进、排气的共同影响下 Model A构型全机最大升力系数增加46.2%，失速迎角增加11°。

3 动力因素对俯仰力矩特性影响

图15为有无动力 Model A 构型全机俯仰力矩系数对比。由图可知，带动力构型全机俯仰力矩特性有显著改变。现以Model A 为研究对象，对动力因素影响俯仰力矩特性的流动机理进行探究。

图15 全机力矩系数对比Fig.15 Comparison of pitch moment coefficient

图16所示为有无动力构型16°迎角下站位 A、B、C三个截面平尾压力分布对比图，从图中可以看出带动力构型在三个截面处升力都比无动力构型小，在某些区域甚至产生负升力。图17为有无动力构型16°迎角下平尾沿展向当地迎角的对比，从图中可以看出带动力构型当地迎角沿展向均小于无动力构型，而当地迎角降低的流动机理可以解释如下：由于发动机进排气的影响，使得短舱后方机翼升力增加，该处机翼环量加强，由环量效应［16］可知，环量的增加造成对机翼下游平尾下洗加强，最终造成平尾当地迎角减小。

图16 平尾压力分布对比Fig.16 Comparison of pressure coefficient of horizontal tail

图17 平尾当地迎角对比Fig.17 Local angle of attack of horizontal tail

由以上分析可知，带动力构型平尾产生升力比无动力构型低，导致前者平尾所提供低头力矩降低。然而，动力因素会使机翼后缘及襟翼升力显著增加，从而使机翼产生低头力矩增加。

图18为有无动力构型机翼及平尾当地俯仰力矩特性曲线对比图，从图中可以看出在小迎角时，两构型机翼产生俯仰力矩差量较大而平尾差量很小，此时动力因素对机翼俯仰力矩特性影响起主导作用，而在大迎角时，情况相反，机翼产生俯仰力矩差量较小，平尾差量较大，此时动力因素对平尾俯仰力矩特性影响起主导作用。综合以上分析，在小迎角时带动力构型产生低头力矩较无动力构型大，而在大迎角时有动力构型所产生低头力矩较小。最终导致带动力构型全机静安定度降低30.89%。由图15可知，在失速迎角附近有无动力构型力矩系数变化趋势相反，有动力构型在失速迎角附近力矩曲线发生明显上拐，而无动力构型并无此现象。其原因如图19所示，该图显示在失速迎角翼梢处分离区域对比（红色区域为物面分离区），从图中可以看出，有动力构型外缝翼以及扰流板外缘存在明显物面分离区，使得多段翼提供低头力矩降低，导致力矩上拐。

图18 机翼及平尾俯仰力矩系数Fig.18 Pitch moment coeffient of wing and horizontal tail

图19 翼梢处分离区对比Fig.19 Comparison of separation region at wingtip

4 结 论

（1）数值模拟结果表明，在发动机动力因素的影响下，全机最大升力系数及失速迎角较无动力构型均有大幅提高，升力特性曲线整体上移；全机带动力构型静安定度较无动力构型有所降低；

（2）发动机进、排气对短舱和主翼上表面、襟翼当地流场均有大幅改善，其综合作用是提高最大升力系数及失速迎角，升力特性曲线整体上移；

（3）带动力增升构型由于主翼后缘及襟翼升力大幅增加，机翼低头力矩增加，而平尾当地迎角的减小使得平尾低头力矩降低；小迎角下动力因素对机翼俯仰力矩影响起主导作用，大迎角下对平尾俯仰力矩影响起主导作用。最终结果是使带动力构型静安定度降低；

（4）为满足STOL运输机高效增升系统的设计要求，要综合考虑发动机动力因素对短舱、主翼、襟翼以及平尾当地流场的影响。

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The research of aerodynamic characteristics of high-lift configuration of large transport plane with the effect of engine jet

BAI Junqiang1，ZHANG Xiaoliang1，LIU Nan1，DONG Jianhong2，DONG Qiang2，ZHOU Lin2

（1.School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi′an 710072，China；2.The First Aircraft Institute，AVIC，Xi′an 710072，China）

To satisfy the design request of efficiency and stability of high-lift system of large transport plane，by the method of CFD（Computational Fluid Dynamic），the research of aerodynamic characteristics of high-lift configuration of large transport plane with the effect of engine jet has been done.The result of numerical simulation demonstrates that with the effect of engine jet，the maximum lift coefficient increases by 46.2%，and the stall angle increases by 11 degrees，longitudinal stability factor decreases by 30.89%.Conclusion can be obtained by analyzing the physics characteristics of flow that the engine jet not only changes local flow fluid of flap after the engine but also changes the local flow fluid on the upper surface of nacelle and main wing and the local angle of attack of horizontal tail.Given the conclusion obtained above，during the procession of designing high-lift configuration of STOL transport airplane，for the lift characteristics the effect of engine jet on the local flow fluid of each part has to be considered；for the pitch moment characteristics the reverse effect of engine jet increasing nose-down pitching moment of wing and decreasing that of horizontal tail must to be weighted.

numerical simulation；short taking off and landing；jet effect；aerodynamic characteristics；high-lift system

V211；V224+.5

Adoi：10.7638／kqdlxxb-2012.0158

0258-1825（2014）04-0499-07

2012-09-24；

2012-12-08

白俊强（1971-），男，河南新乡，教授／博导，研究方向：飞行器设计.

白俊强，张晓亮，刘南，等.考虑动力影响的大型运输机增升构型气动特性研究［J］.空气动力学学报，2014，32（4）：499-505.

10.7638／kqdlxxb-2012.0158. BAI J Q，ZHANG X L，LIU N，et al.The research of aerodynamic characteristics of high-Lift configuration of large transport plane with the effect of engine jet［J］.ACTA Aerodynamica Sinica，2014，32（4）：499-505.