發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)翼身組合體跨音速氣動(dòng)特性影響研究

1、第40卷第1期2010年1月航空計(jì)算技術(shù)AeronauticalComputingTechniqueVol.40No.1Jan.2010發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)翼身組合體跨音速氣動(dòng)特性影響研究陳科甲,白俊強(qiáng),朱軍(西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院,陜西西安710072)摘要:為了達(dá)到增升減阻的目的,。,獲得滿(mǎn)意翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)短艙氣動(dòng)布局,通過(guò)數(shù)值模擬方法,研究,發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)整機(jī)的氣動(dòng)特性影響。:跨音速;發(fā)動(dòng)機(jī)短艙;氣動(dòng)干擾;數(shù)值模擬中圖分類(lèi)號(hào):V211.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A文章編號(hào):16712654X(2010)0120063204引言民機(jī)的外形比較復(fù)雜,如掛架、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙與機(jī)翼的連接,襟翼、縫翼導(dǎo)軌的整流外形等,而且這些

2、復(fù)雜部件都位于機(jī)翼附近。因而研究這些復(fù)雜外形的干擾流場(chǎng),對(duì)提高升力、減小部件間的干擾阻力是非常重要的。以先進(jìn)的雙發(fā)民用客機(jī)為例,由于對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)高推進(jìn)效率不斷追求,而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)短艙直徑隨之增加,加上起飛著陸的要求,發(fā)動(dòng)機(jī)在機(jī)翼下吊掛的位置被嚴(yán)格限制,使得機(jī)體與動(dòng)力裝置之間的干擾更為嚴(yán)重。如處理不當(dāng),先進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)給飛機(jī)性能帶來(lái)的增益,可能會(huì)被機(jī)體與動(dòng)力裝置之間不利的干擾所抵消。而且,機(jī)翼下吊掛的發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)機(jī)翼表面壓力分布的影響并非局限于發(fā)動(dòng)機(jī)吊掛附近的區(qū)域,而是影響到機(jī)翼繞流的大部分區(qū)域。因此,機(jī)體/動(dòng)力裝置一體化研究就成為民機(jī)設(shè)計(jì)與發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)。發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)和機(jī)體之間的整體優(yōu)化設(shè)計(jì)以及最佳位置匹配將能

3、大大提高飛機(jī)的整體性能。精確預(yù)測(cè)和分析機(jī)體與動(dòng)力裝置之間的相互干擾影響,對(duì)于評(píng)估和改善整機(jī)空氣動(dòng)力性能將是十分必要的。本文分別對(duì)帶有發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的翼身組合體和不帶發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的翼身組合體進(jìn)行了數(shù)值模擬。比較了巡航和高升力系數(shù)時(shí)的流場(chǎng)特性,較詳細(xì)的分析了翼吊式發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)整機(jī)氣動(dòng)特性的影響。211數(shù)值計(jì)算方法1.1計(jì)算網(wǎng)格圖1兩個(gè)模型的空間網(wǎng)格分布圖2帶短艙翼身組合體的不同截面空間網(wǎng)格分布本文計(jì)算網(wǎng)格采用六面體網(wǎng)格,使用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解器。由于計(jì)算機(jī)的限制,計(jì)算模型的網(wǎng)格單元數(shù)收稿日期:2009205219修訂日期:2009211227作者簡(jiǎn)介:陳科甲(1984-),男,陜西西安人,碩士研究生,研究方

4、向?yàn)轱w行器設(shè)計(jì)。 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. 航空計(jì)算技術(shù)第40卷64第1期是150萬(wàn)。物面附近采用O型網(wǎng)格,以保證物面附近的網(wǎng)格質(zhì)量。第一層網(wǎng)格距離是平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)的-510。為了能夠真實(shí)反映流場(chǎng)特性,盡可能消除由于網(wǎng)格差異帶來(lái)計(jì)算結(jié)果的偏差,帶有發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的翼身組合體與不帶發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的翼身組合體的計(jì)算網(wǎng)格數(shù)和空間網(wǎng)格分布都保持一致。圖1給出兩個(gè)模型的空間網(wǎng)格分布。圖2給出帶有短艙的翼身組合體不同截面的空間網(wǎng)格分布。1.2計(jì)算方法本文通過(guò)求解RANS方程,S

5、-A模型。:是粘性系數(shù),l是層流粘性示面積分的微元,9Cm/9系數(shù),t是湍流粘性系數(shù),Prl,Prt分別為層流和湍流Prandtl數(shù),是氣體的比熱比,理想氣體的值是1.4。1.3邊界條件計(jì)算中涉及的邊界條件有遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件,物面邊界條件,對(duì)稱(chēng)邊界條件。由于本文模擬的是高亞音速飛行情況,因此采用無(wú)反射壓力遠(yuǎn)場(chǎng)作為遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件界、,避免3。9t其中QdV(Qn=G(Q)ndS992算例分析對(duì)某民用飛機(jī)帶發(fā)動(dòng)機(jī)短艙和不帶短艙模型進(jìn)行跨音速流場(chǎng)數(shù)值模擬。其巡航速度是0.785Ma,巡航升力系數(shù)為0.54,續(xù)航高度是11000m。2.1兩模型縱向氣動(dòng)特性分析首先對(duì)兩種模型的縱向氣動(dòng)特性進(jìn)行分析,由圖3給出

6、縱向氣動(dòng)參數(shù)曲線(xiàn)。其中代表沒(méi)有發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的翼身組合體,代表有發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的翼身組合體。Q=,F(Q)n=(Vn)uvwe+MRe(nxG1+nyG2+nzG3)TTTnx+ny,nzwG(Q)n=G1=0,xx,xy,xz,uxx+vxy+wxz-G2=0,xy,yy,yz,uxy+vyy+wyz-G3=0,xz,yz,zz,uxz+vyz+wzz-其中qx=-lt;+(-1)9PrlP;+(-1)9PrlP+(-1)9PrlPqy=-qz=-xyxzyzxxyy(uy+vx);=yx=(uz+wx);=zx=(wy+vz);=zy=2mx-(ux+vy+wz)2/3;vy-(ux+vy+wz)

7、=22/3;由升力系數(shù)隨迎角變化曲線(xiàn)可以看出,兩模型的最大升力系數(shù)對(duì)應(yīng)的迎角都是6,安裝發(fā)動(dòng)機(jī)短艙導(dǎo)致升力系數(shù)減小,但是對(duì)線(xiàn)性段的升力線(xiàn)斜率沒(méi)有影響。所以在巡航升力系數(shù)0.54時(shí),帶短艙的模型所對(duì)應(yīng)的迎角大于干凈翼身組合體模型所對(duì)應(yīng)的迎角。從升阻極曲線(xiàn)可以看出,發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的安裝增大了最小阻力系數(shù),降低了對(duì)應(yīng)的升力系數(shù)。從力矩隨迎角變有明顯影響,因化曲線(xiàn)看出,在3以前短艙對(duì)9Cm/9為計(jì)算模型沒(méi)有平尾、垂尾,干凈翼身組合體是縱向靜圖3縱向氣動(dòng)參數(shù)曲線(xiàn)wz-(ux+vy+wz)2/3;zz=2=(l+t)?？紤]到理想氣體有=(-1)e-0.5(u2+v2+w2)T=B/p是控制體的邊界,上述各式中

8、為控制體,9,u,v,w,p,T,e分別表示氣體的密度,x,y和z方向的速度分量,壓強(qiáng),溫度,以及單位體積的總內(nèi)能,nx,ny和nz是網(wǎng)格面的外法線(xiàn)向量n在x,y,z上的分量,dS表 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. 2010年1月陳科甲等:發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)翼身組合體跨音速氣動(dòng)特性影響研究65穩(wěn)定的,裝有短艙的翼身組合體是縱向靜不穩(wěn)定的,在3以后沒(méi)有明顯影響,兩模型都是縱向靜不穩(wěn)定。由升阻比曲線(xiàn)可以看出,兩模型的最大升阻比都在巡航升力系數(shù)附近。由于安裝發(fā)動(dòng)機(jī)短艙致使升

9、力系數(shù)下降,阻力系數(shù)增大,所以安裝短艙明顯減小了飛機(jī)整機(jī)的升阻比。2.2兩模型巡航狀態(tài)氣動(dòng)特性分析翼段,氣流經(jīng)過(guò)弱激波仍有加速。2.3兩模型大升力系數(shù)時(shí)氣動(dòng)特性分析為了更深入研究短艙對(duì)整機(jī)的影響。最后比較分析在大升力系數(shù)、接近失速時(shí)的氣動(dòng)特性。兩模型的迎角均為5。圖7給出5時(shí)兩模型表面等壓線(xiàn)分布,圖8,圖9給出5時(shí)沿展向不同截面的壓力分布。圖75時(shí)兩模型表面等壓線(xiàn)分布圖4圖8Z=13.0%Z=32.0%圖5Z=13%Z=32.0%圖9Z=38.6%Z=98.0%圖6Z=38.6%Z=98.0%下面分析兩種模型在巡航升力系數(shù)0.54時(shí)的氣動(dòng)特性。干凈翼身組合體模型對(duì)應(yīng)的迎角是1.712,帶有短艙

10、模型對(duì)應(yīng)的迎角是1.865。圖4給出兩模型巡航狀態(tài)時(shí)表面等壓線(xiàn)分布,圖5,圖6給出沿展向不同截面的壓力分布。其中,Z為機(jī)翼展向測(cè)壓站位。Z=32.0%是短艙安裝處的站位,Z=38.6%是機(jī)翼拐折處的站位。由圖可以看出,兩模型的機(jī)翼上都有弱激波。帶有短艙的模型激波位置靠前,特別是在短艙處。帶短艙的模型翼根處激波較強(qiáng),短艙附近的上、下翼面前緣流速明顯降低。短艙主要對(duì)其附近區(qū)域有較明顯影響,特別是機(jī)翼前緣60%以前。對(duì)翼梢基本沒(méi)有影響。兩模型巡航狀態(tài)下,流動(dòng)都沒(méi)有出現(xiàn)分離,靠近內(nèi)由圖可以看出,兩模型的機(jī)翼上都出現(xiàn)了較強(qiáng)的激波,激波后機(jī)翼表面大部分流動(dòng)出現(xiàn)了分離,在翼梢處由于三維效應(yīng)的影響氣流沒(méi)有分離

11、。短艙影響區(qū)域涉及了整個(gè)機(jī)翼。干凈翼身組合體機(jī)翼上激波位置沿展向基本為一條直線(xiàn),靠近外翼段激波有所前移。有短艙的模型機(jī)翼上激波位置變化強(qiáng)烈,與干凈翼身組合體上激波位置比較,激波沿展幾乎都向前移動(dòng),特別是在短艙處。沿展向50%處附近,激波后移,比干凈翼身組合體相同站位的激波位置靠后。短艙對(duì)大部分機(jī)翼的壓力分布有明顯影響,靠近翼梢的影響較小。短艙附近的機(jī)翼上下表面的流速降低,壓力增大。靠近翼根處,由于短艙和機(jī)身、機(jī)翼間的相互干擾,導(dǎo)致局部流速增加,壓力系數(shù)峰值提高。 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All

12、rights reserved. 航空計(jì)算技術(shù)第40卷66第1期3結(jié)論為了研究發(fā)動(dòng)機(jī)短艙對(duì)翼身組合體氣動(dòng)效能的影響,本文基于數(shù)值模擬結(jié)果,對(duì)帶有發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的模型和干凈翼身組合體模型的氣動(dòng)特性進(jìn)行比較分析。主要對(duì)巡航升力系數(shù)和大升力系數(shù)兩個(gè)狀態(tài)進(jìn)行了研究。在跨音速飛行時(shí),短艙的安裝減小了飛機(jī)的升力,增大了阻力。在小迎角時(shí),對(duì)飛機(jī)的力矩有較明顯的影響。巡航狀態(tài)下,短艙對(duì)飛機(jī)的影響區(qū)域相對(duì)較小,沒(méi)有出現(xiàn)明顯激波,激波位置稍有前移。大升力系數(shù)時(shí),短艙幾乎影響了整個(gè)機(jī)翼的氣動(dòng)特性變化劇烈,擴(kuò)大,艙的安裝位置靠近機(jī)身,部件間的相互干擾導(dǎo)致翼根部分的流速增大,上下表面的壓力相應(yīng)減小。參考文獻(xiàn):1朱自強(qiáng),吳宗

13、成.現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)空氣動(dòng)力學(xué)M.北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2005.2李杰,鄂秦,李鳳蔚.翼吊式雙發(fā)民機(jī)機(jī)體/動(dòng)力裝置一體化數(shù)值分析J.力學(xué)學(xué)報(bào),2).3./,2006.,.CFD方法應(yīng)用的探索/2006年用戶(hù)年會(huì)論文,2006.ResearchonTransonicAerodynamicPerformanceImpactoftheEngineNacelleCHENKe2jia,BAIJun2qiang,ZHUJun(SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xian710072,China)Abstract:Toachi

14、evethepurposeofraisetheleftandreducethedrag,thedesignofmoderncivilaircraftmoreandmoreconcernstheimpactbetweenthevariouscomponentsoftheaircraft.Aerodynamicinterferencesamongcomponentshaveconsiderableimpactontheaerodynamiccharacteristicsofcompleteaircraft.Favorableinterferenceswhichleadtosatisfactorya

15、erodynamiccharacteristicscanberesultedfromcarefuldesignintegrationofreasonableaerodynamicconfigu2ration.Inthispaper,theresearchwhichisbasedonCFDispresentedontheimpactoftheaerodynamicinterferencesofwing-hangednacellestoasupercriticalwingduringtransonicflight.Keywords:transonic;enginenacelle;aerodynam

16、icinterference;numericalsimulation(上接第62頁(yè))StructuralDynamicsEquationsoftheExplicitandImplicitAlgorithmLIChu2ye,WANGZeng2xin(BeijingAeronauticalManufacturingTechnologyResearchInstitute,Beijing100024,China)Abstract:Derivedfromthetheoryofdynamicequationsexplicitandimplicittimeintegrationformat,Forthecl

17、assi2calcentraldifferenceschemeforsolvingtheRayleighwithdampingstructuretoreducetheproblemofcomputationalefficiency,Researchonanewpointsformatfortheexplicit,Theoryofnumericalintegrationthattheformatcanhandleallkindsofcomplicatedcalculationofdampingwithoutreducingtheefficiencyofstate.Throughsettingtheadjustmentpa2rametersfordifferenttimestepaccelerationcanbecalculatedthantheclassicexplicitformandNEWMARKtimeintegra2tiongraduallyhigheraccuracy.Finallythroughthen