渦槳飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙氣動(dòng)改進(jìn)設(shè)計(jì)研究

李星輝 許瑞飛 張彥軍 錢瑞戰(zhàn) 雷武濤

摘要：本文通過數(shù)值計(jì)算方法，從上下安裝位置和局部外形兩個(gè)方面著手改進(jìn)短艙，給出兩個(gè)改進(jìn)方案，兼顧高速氣動(dòng)特性和低速氣動(dòng)特性兩個(gè)方面，全面改善飛機(jī)氣動(dòng)特性，降低了短艙對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的不利影響，并且總結(jié)出短艙的安裝位置和外形分別對(duì)機(jī)翼高低速氣動(dòng)特性的影響規(guī)律，為渦槳飛機(jī)翼吊短艙的氣動(dòng)設(shè)計(jì)提供有利經(jīng)驗(yàn)。

關(guān)鍵詞：渦槳飛機(jī);翼吊短艙;氣動(dòng);優(yōu)化;數(shù)值計(jì)算

中圖分類號(hào)：V211?????? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A???? DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2019.03.002

渦槳飛機(jī)以其低油耗低成本的良好經(jīng)濟(jì)性成為支線航空產(chǎn)業(yè)的重要力量，近年來重新得到重視。翼吊短艙布局在渦槳飛機(jī)上應(yīng)用廣泛，這種布局具有很大優(yōu)點(diǎn)，如發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口不受機(jī)身或機(jī)翼尾流的干擾，可以使發(fā)動(dòng)機(jī)獲得較高的進(jìn)氣效率，保證螺旋槳的高氣動(dòng)效率，螺旋槳引起的滑流對(duì)機(jī)翼帶來增升效果，自身重量（質(zhì)量）也對(duì)機(jī)翼起到減載作用，并且有利于系統(tǒng)布置和發(fā)動(dòng)機(jī)換裝，因此，該布局在渦槳飛機(jī)上廣泛應(yīng)用，如支線客機(jī)ATR-72和Dash8-Q400都采用了這種短艙布局形式。但是翼吊短艙布局的缺點(diǎn)也是顯而易見的。短艙直接與機(jī)翼相接，直接破壞了飛機(jī)翼緣外形和完整性;短艙增加了飛機(jī)迎風(fēng)面積和表面積，顯著增加了飛行阻力;短艙體積較大且距機(jī)翼非常近，不同于渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)通過掛架與機(jī)翼相連，這對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)力造成極大干擾，使得機(jī)翼附近的流場(chǎng)更加復(fù)雜。導(dǎo)致飛機(jī)在高速巡航階段升阻比下降，低速起降階段最大升力系數(shù)減小、失速迎角降低。由此可見，僅考慮結(jié)構(gòu)形式和外形光順而形成的短艙外形可能會(huì)嚴(yán)重影響飛機(jī)的氣動(dòng)特性。在飛機(jī)研發(fā)階段中翼吊短艙外形和吊裝位置需要精細(xì)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)，將其不利影響最小化。

民用渦槳飛機(jī)多數(shù)是20世紀(jì)80年代前完成研制的，設(shè)計(jì)手段相對(duì)落后，針對(duì)翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的優(yōu)化設(shè)計(jì)多是針對(duì)噴氣飛機(jī)，少有針對(duì)渦槳飛機(jī)的翼吊短艙進(jìn)行的氣動(dòng)影響研究。本文利用廣泛應(yīng)用于工程設(shè)計(jì)的基于雷諾平均（RANS）的納維-斯托克斯（N-S）方程求解器進(jìn)行數(shù)值模擬，對(duì)渦槳飛機(jī)翼吊短艙的外形與安裝位置進(jìn)行氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)，從高速氣動(dòng)特性和低速氣動(dòng)特性兩個(gè)方面分析總結(jié)翼吊短艙的安裝位置和外形對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響，總結(jié)短艙氣動(dòng)優(yōu)化的經(jīng)驗(yàn)和方法。

1數(shù)值方法

計(jì)算流體力學(xué)方法是飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)階段的常用手段?；诶字Z平均的N-S方程求解器能夠準(zhǔn)確模擬定常流動(dòng)下飛機(jī)的氣動(dòng)力和流場(chǎng)細(xì)節(jié)，已在工程設(shè)計(jì)中被廣泛應(yīng)用。本文的數(shù)值方法即采用基于雷諾平均的三維積分N-S方程：

式中：V為控制體體積，S為控制體表面，Q為守恒量，f為通過控制體表面S的無黏通量和黏性通量之和，n為控制體表面的外法向單位矢量。以有限體積法構(gòu)造空間半離散格式，無黏通量采用二階Roe迎風(fēng)差分格式離散，黏性項(xiàng)采用中心差分格式離散，計(jì)算采用SST湍流模型。

2計(jì)算模型與網(wǎng)格

為了簡(jiǎn)化計(jì)算模型，本文選擇翼身組合體加短艙的外形，并且不考慮橫航向的氣動(dòng)力，模型只取半模以減小計(jì)算量。本文的計(jì)算網(wǎng)格采用點(diǎn)對(duì)點(diǎn)的多塊結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，近壁面網(wǎng)格進(jìn)行“O”形網(wǎng)格加密，適應(yīng)本文的流動(dòng)問題和計(jì)算方法。計(jì)算網(wǎng)格如圖1所示。并且不同短艙外形使用的計(jì)算網(wǎng)格拓?fù)湎嗤?，保證了除短艙局部外的計(jì)算網(wǎng)格不變，最大程度地減小了網(wǎng)格差異對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響。

3短艙氣動(dòng)優(yōu)化與計(jì)算分析

3.1初始短艙的氣動(dòng)影響

某渦槳飛機(jī)采用翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)，將短艙布置于機(jī)翼下方，短艙尺寸較大（如圖2所示），通過上述數(shù)值方法獲得短艙對(duì)翼身組合體的氣動(dòng)影響量，見表1?？梢姸膛撌沟玫退偈儆菧p小2°，最大升力系數(shù)減小0.14，巡航升阻比減小11%?？梢姸膛搶?duì)機(jī)翼氣動(dòng)力的影響很大，需要?dú)鈩?dòng)優(yōu)化來減小其不利影響。

3.2優(yōu)化設(shè)計(jì)思路

受飛機(jī)總體設(shè)計(jì)方案的限制，短艙的氣動(dòng)優(yōu)化僅限于一定范圍內(nèi)的上下安裝位置變化和外形改動(dòng)。因此，本文設(shè)計(jì)了兩種氣動(dòng)優(yōu)化方案。

方案1：短艙下沉+局部修形方案。短艙下沉，盡量使短艙離開機(jī)翼，減少短艙對(duì)機(jī)翼的氣動(dòng)干擾，并對(duì)短艙和機(jī)翼連接處進(jìn)行光順。

方案2：短艙修形方案。短艙的上下安裝位置不變，僅對(duì)短艙和機(jī)翼連接處進(jìn)行外形修形，避免了短艙下沉造成的外露面積增大。

3.3方案1計(jì)算結(jié)果

發(fā)動(dòng)機(jī)的拉力軸線下沉一段距離并對(duì)短艙與機(jī)翼連接處進(jìn)行修形，得到方案1的短艙外形，如圖3所示。

表2給出了方案1的計(jì)算結(jié)果與初始短艙外形對(duì)翼身組合體的氣動(dòng)影響量對(duì)比。圖4給出方案1與初始短艙的高低速氣動(dòng)力曲線對(duì)比。相比于初始短艙，方案1短艙使帶短艙的翼身組合體的低速升力系數(shù)提高0.1，失速迎角提高2°，低速氣動(dòng)力改善效果顯著，但是高速極曲線右移，巡航升阻比下降了1.1%，高速氣動(dòng)力更加惡化。

短艙下移后距離機(jī)翼更遠(yuǎn)，對(duì)機(jī)翼的前緣上洗效應(yīng)減弱，圖5取Ma=0.2，α=15°時(shí)的短艙兩側(cè)的機(jī)翼剖面壓力系數(shù)曲線，對(duì)比可知，短艙下移后機(jī)翼的前緣低壓峰值減小。圖6對(duì)比了Ma=0.2，α=16°的上翼面的表面流線，可以看到短艙下移后短艙后機(jī)翼上翼面的流線展向擴(kuò)散效果減弱。這些現(xiàn)象都使得局部氣流更加穩(wěn)定，利于提高失速迎角。經(jīng)過短艙與機(jī)翼連接處的修形后，氣流經(jīng)過短艙上面與側(cè)面后的交匯更加和緩，碰撞與剪切效應(yīng)減弱，氣流能量損耗減少，因此，上翼面失速發(fā)展也更加和緩，有利于推遲失速。

但是，短艙下沉造成短艙外露面積增加，因此，翼身組合體的形阻增加，并且如圖7給出的Ma=0.5，α=2°時(shí)的下翼面后緣表面流線和短艙尾緣空間流線的對(duì)比所見，短艙下沉造成下翼面后緣的流動(dòng)分離加劇，因此，壓差阻力也有所增加，所以巡航狀態(tài)的阻力系數(shù)增加，升阻比減小。

綜上可見，方案1的短艙使得翼身組合體的低速氣動(dòng)特性有所改善，但高速氣動(dòng)特性惡化。并且由此可見，短艙的上下位置對(duì)翼身組合體的氣動(dòng)特性有很大影響，短艙下沉后有利于延緩失速，提高低速氣動(dòng)特性，但是增加了表面積和迎風(fēng)面積，加劇了下翼面后緣分離，對(duì)高速氣動(dòng)特性有不利影響。

3.4方案2計(jì)算結(jié)果

鑒于短艙下沉對(duì)機(jī)翼的低速氣動(dòng)特性產(chǎn)生明顯的不利影響，方案2保持短艙上下安裝位置不變，僅對(duì)短艙上部及短艙與機(jī)翼交接處進(jìn)行外形優(yōu)化，將短艙“肩部”倒圓（圖8），短艙的上零縱線盡量壓低。

經(jīng)過這樣的修形后，如表3和圖9所示，與初始短艙相比，方案2的低速失速迎角提高了1°，最大升力系數(shù)也提高了0.09，巡航升阻比提高0.9%，高低速氣動(dòng)特性均有所提高。

從圖10的Ma=0.2，α=15°的空間流線對(duì)比可以看到，流經(jīng)短艙上面和側(cè)面的流線在短艙肩部交匯時(shí)的碰撞摩擦有所緩和，因此低速最大升力系數(shù)和失速迎角都有所提升，但收益不如方案1的明顯。圖11給出了Ma=0.5，α=2°時(shí)的上翼面流線對(duì)比，方案2的短艙使得上翼面后緣的分離區(qū)基本消失，因此高速狀態(tài)的升阻比有所提高。

綜上可見，通過短艙的局部修形可以同時(shí)改善機(jī)翼的高低速氣動(dòng)特性，兼顧了高速和低速的氣動(dòng)特性，但低速氣動(dòng)力的改善不如下沉短艙安裝位置的效果明顯。

4結(jié)論

通過上述分析，可以得出以下結(jié)論：

（1）短艙的存在減小了翼身組合體的低速失速迎角和最大升力系數(shù)，降低了巡航升阻比，對(duì)翼身組合體的高低速氣動(dòng)特性造成了嚴(yán)重的不利影響。

（2）短艙下沉可以有效減小低速時(shí)機(jī)翼前緣上洗效應(yīng)，削弱氣流的展向流動(dòng)，延緩失速，提高低速失速迎角與最大升力系數(shù)，但增大了表面積和迎風(fēng)面積，惡化了機(jī)翼后緣的分離，降低了巡航升阻比，對(duì)高速氣動(dòng)特性不利。

（3）短艙肩部局部“倒圓”修形，使經(jīng)過短艙的氣流剪切碰撞的現(xiàn)象減弱，降低了能量損耗，利于流動(dòng)穩(wěn)定，減小流動(dòng)分離，可以同時(shí)提高高速和低速的氣動(dòng)特性，但低速特性的改善不如下沉短艙位置的效果明顯。

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