2. 中国兵器工业第203研究所, 陕西 西安 710065
美国C-17大型军用运输机能同时满足战略运输机和战术运输机的要求,能在狭小的空域和未经铺整的简易跑道上起降使用,其优异性能的实现关键是在高升力设计技术上有新的突破,充分应用了外吹式襟翼(externally blown flap,EBF)动力增升的特点[1]。运用外吹式襟翼动力增升技术,可以在不改变现有运输机翼吊式发动机布局形式、不增加结构重量的前提下,充分利用发动机排气效应,达到全机升力显著增加的目的。常规的喷气式运输机发动机吊挂在机翼下较远位置或者是在发动机之后隔断襟翼,以避免发动机喷流直接喷射到襟翼上。动力增升运输机则完全不同,发动机喷流对低速增升以及高速巡航都有显著影响,短舱位置和喷流方位是动力增升构型设计中最关键的参数。
目前,国内外公布的关于动力增升喷流效应的研究文献和详细报道并不多见,尤其是全机三维复杂构型数值模拟方面的研究。J.P.Slotnick等[2]基于OVERFLOW求解器对三维全机构型开展了流场数值模拟,但是仅仅展示了有限的结果。H.A.Griffin等[3]采用RANS方法对二维和简化的三维动力增升构型进行了数值模拟,探索了喷流强度、襟翼偏角等因素的影响。刘李涛等[4]、郭少杰[5]基于RANS方法对三维简化构型开展了数值模拟方法的探索和动力增升效能的初步计算。史经纬等[6]研究了二维情况下的发动机位置对增升效果影响。
本文拟对动力增升全机构型发动机短舱位置和喷流方位的影响进行研究。首先参照C-17运输机,建立外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型。基于RANS方法,分别对高升力构型和轴对称发动机动力喷流进行数值模拟验证。在此基础上,对外吹式襟翼动力喷流效应中发动机位置的影响进行数值模拟,研究发动机垂直位置、水平位置以及发动机安装角对全机动力增升效能的影响规律及设计原则。
1 几何模型与网格生成参照C-17运输机总体几何参数,建立全机初始几何分析模型,其部件包括机身、机翼和两个翼吊发动机,不含尾翼。机翼采用的仍然是常规增升系统,由前缘缝翼、主翼和三段后缘襟翼组成,缝翼偏角为25°,襟翼偏角为40°,巡航构型机翼的平均气动弦长为6.8 m。为了研究方便,没有构造挂架。为了节约计算时间,采用半模进行计算。发动机考虑内、外涵道外部混合排气,分别安装在26.35％和48.50％半展长位置,参照C-17发动机的安装位置大致安装,安装角为-2°,发动机长度为4.2 m,最大直径为2.15 m。
以模型为中心,建立25L×20L×10L(L为机身长度)计算域,机头位于原点,流场上游和下游边界分别距离原点10L和15L,上、下边界间距为20L,侧边边界距离对称面10L。采用点对接多块网格生成技术在计算域内生成结构化粘性网格,近物面区域使用“O”型网格以保证正交性,物面第1层网格间距给定为10-5C,在流场其他区域采用相对简单的“H”型网格,网格点数约为3 000万,图1给出了全机构型的表面网格。 |
| 图 1 全机构型表面网格 |
在有限体积法的基础上,对三维非定常雷诺平均N-S方程进行求解。空间离散无粘项采用Roe三阶迎风通量差分分裂方法,黏性项采用中心差分格式,时间项的推进求解采用隐式LU-SGS格式。采用全湍湍流计算,湍流模型选择S-A模型。远场给定无反射边界条件,物面采用绝热壁、无滑移和法向零压力梯度条件。参照文献[7]给定动力喷流边界条件，通过质量流量比(M.F.R.)和涵道比(B.R.)定义发动机进出口空气流量。风扇进气口和内、外涵道尾喷出口给定马赫数(Ma)、总压比(P0／P∞)、总温比(T0／T∞)条件进行计算。
由于目前没有公认或可靠的试验数据对动力增升进行数值验证,本文将这部分工作分为两部分,对高升力构型和发动机动力喷流分别进行数值验证。
高升力构型选用美国AIAA第1次高升力预测会议公布的Config1构型。计算条件为:Ma=0.201,Re=4.63×106。图2给出了所生成的结构化表面网格。从图3可以看出,本文的网格和计算方法能够满足高升力构型计算要求。
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| 图 2 HiLiftPW-1构型表面网格 |
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| 图 3 升力曲线计算与试验结果对比 |
发动机构型选用的是日本航空宇航技术研究所的“NAL-AERO-02-01”turbine powered simulation(T.P.S.)风洞试验模型。计算状态为:Re=1.0×106(基于发动机最大直径),马赫数为0.501,对应文献[7] 喷流条件中的状态3。图4给出了T.P.S.构型子午面计算网格。从图5的计算结果来看,本文对于发动机喷流数值模拟所采用的网格和计算方法合适。
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| 图 4 T.P.S.构型子午面网格 |
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| 图 5 发动机短舱表面压力分布计算与试验结果对比 |
下面针对所构造的全机动力增升构型,开展发动机短舱位置和喷流方位对动力喷流效应影响的数值模拟研究。计算状态为:来流马赫数0.2,取海平面标准大气条件,雷诺数为3.18×107(基于干净机翼平均气动弦长)。发动机进气口质量流量比M.F.R.为0.7,涵道比B.R.为6.0。发动机风扇入口条件为:Ma为0.182 9,P0／P∞=1.028 3,T0／T∞=1.008。外涵道出口边界条件为:Ma为0.118 1,P0／P∞=1.9,T0／T∞=1.2。内涵道出口边界条件为:Ma为0.123 3,P0／P∞=1.6,T0／T∞=2.8。无动力情况内、外涵出口条件与风扇入口的条件基本相同。
3.1 发动机垂直位置影响在初始构型基础上,将发动机分别下沉250 mm和500 mm,以研究发动机垂直位置对动力增升效能的影响。从趋势上看,发动机上移会使得升力增大,升力线斜率略有增大,低头力矩也相应增大,力矩曲线向下平移。从量值上来看,发动机每上移100 mm,全机升力增加0.1以上,同时配平压力相应增大,低头力矩增大0.1左右,如图6和图7所示。
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| 图 6 升力曲线计算结果对比 |
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| 图 7 力矩曲线计算结果对比 |
对于涡扇发动机而言,风扇喷流出口由于质量流量大,总压比高,因而在尾喷流动中起到决定性作用。综合图6和图8的结果来看,当襟翼位于发动机尾喷流的影响范围内时,会有可观的升力增量。图8a)下沉量为500 mm情况下,发动机距离机翼较远,除极少部分发动机尾流从主襟翼和次襟翼的缝道流出外,大部分尾喷流直接冲刷到襟翼下表面,然后改变流动方向,顺着襟翼下表面流向下游,襟翼对尾喷流的这种阻挡效应与推力矢量作用类似。如图8b)所示,当发动机位置距离机翼足够近时,襟翼处于更多尾喷流的影响范围之内,主翼与导流片、导流片与主襟翼之间的缝道对尾喷流有足够强的引射作用。这部分高速气流在流经缝道后得到进一步加速并吹向襟翼上表面,这对于襟翼上表面可能出现的分离有很好的抑制作用。
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| 图 8 内侧发动机子午面马赫数云图(α=8°) |
为了实现理想的动力增升效果,确保襟翼偏角较小情况下发动机喷流仍然可以穿过襟翼缝道,发动机短舱在垂直方向上应在保证巡航状态不冲刷到机翼下表面的前提下尽可能地靠近机翼。
3.2 发动机水平位置影响以初始构型为基础,发动机短舱水平方向前后分别移动2次,每次移动量为300 mm,进一步讨论发动机水平安装位置的影响。
从图9升力曲线看出小迎角情况下发动机前后移动影响不大,随着迎角的增大,水平位置的影响趋于明显。在短舱后移的情况下升力曲线非线性更早出现,特别是在后移量为600 mm的情况下,最大升力系数较小并且失速迎角损失较大。发动机前移升力曲线能够更好地维持线性,最大升力系数也更高,前移量为300 mm时能够兼顾最大升力系数和失速和缓特性。
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| 图 9 升力曲线计算结果对比 |
从图10内侧子午面马赫数云图计算结果来看,发动机后移时尾喷流更加稳定,但前移则更有利于喷流进入主要缝道。
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| 图 10 内侧发动机子午面马赫数云图(α=8°) |
结合C-17发动机安装位置和本文的计算结果来看,外涵出口应在当地机翼翼剖面前缘点之前,并且短舱在水平方向上存在兼顾最大升力系数和失速和缓特性的最佳前伸量。
3.3 发动机安装角影响在初始构型发动机垂直与水平安装位置基础上,对发动机安装角分别为0°、-1°、-2°和-3°情形进行了计算。从图11的计算结果来看,给定负的安装角对动力增升是非常有利的,负的安装角增大,升力线大致向上平移,每增加1°,全机升力系数增加0.1以上。结合图8b)和图12b)的计算结果来看,在负的发动机安装角下,尾喷流会倾斜朝上吹向襟翼下翼面从而被襟翼完全阻挡,同时更多的喷流进入缝道加速后沿襟翼上翼面吹出,襟翼上翼面流速增大,负压会相应增大,达到环量增加的目的。从兼顾动力增升效能和高速巡航阻力的角度考虑,发动机短舱给定-2°左右安装角较为合适。
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| 图 11 升力曲线计算结果对比 |
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| 图 12 内侧发动机子午面马赫数云图(α=8°) |
参照C-17大型运输机,建立了外吹式襟翼动力增升全机几何分析模型。基于RANS方法和多块结构网格技术,系统研究了发动机短舱垂直位置、水平位置和发动机安装角对全机构型动力增升效能的影响,总结了发动机位置设计原则。本文的研究工作可为短距起降大型运输机动力增升分析与设计提供前期技术储备。
| [1] | 戴思宗, 董建鸿. 外吹式动力增升技术在大型运输机上的应用研究[J]. 航空科学技术, 2006, 17(2): 33-38 Dai Sizong, Dong Jianghong. A Study of Externally Blowning powered-Lift Technique for Application to Large Transport[J]. Aeronautical Science and Technology, 2006, 17(2): 33-38 (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (1) |Click to display the text | |
| [2] | Slotnick J P, An M Y, Mysko S T, et al. Navier-Stokes Analysis of a High Wing Transport High-Lift Configuration with Externally Blown Flaps[R]. AIAA-2000-4219 |
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| [4] | 刘李涛, 杨永, 李喜乐. 外吹式动力吹气襟翼N-S方程数值分析[J]. 航空计算技术, 2008, 38(3):61-64 Liu Litao, Yang Yong, Li Xile. Numerical Analysis of High-Lift System with Externally Blown Flap Using N-S Equations[J]. Aeronautical Computing Technique, 2008, 38(3):61-64 (in Chinese) |
| Cited By in Cnki (3) |Click to display the text | |
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| Cited By in Cnki (0) | Click to display the text | |
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2. No. 203 Research Institute of China Ordnance Industries, Xi'an 710065, China