短艙氣動(dòng)性能參數(shù)化研究

衛(wèi)永斌，段卓毅，郭兆電，楊成鳳

航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089

飛機(jī)動(dòng)力裝置是保證飛機(jī)在飛行包線內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)可靠工作的系統(tǒng)，動(dòng)力裝置的安全可靠性直接影響著發(fā)動(dòng)機(jī)的安全可靠性。發(fā)動(dòng)機(jī)短艙是飛機(jī)動(dòng)力裝置的重要組成部分，也是飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)部門共同關(guān)心的氣動(dòng)部件，其性能研究也日益受到關(guān)注。短艙包括進(jìn)氣道和外罩2部分，分界線為進(jìn)口前緣線，如圖1所示。

短艙進(jìn)氣道屬于亞聲速皮托式，長度短且沒有輔助進(jìn)氣門、放氣孔槽，外形簡潔，進(jìn)氣效率高，工作時(shí)要為發(fā)動(dòng)機(jī)提供充足的進(jìn)氣量和高品質(zhì)流場，以保證發(fā)動(dòng)機(jī)在各種工作狀態(tài)下正常運(yùn)行。短艙外罩是發(fā)動(dòng)機(jī)的房子，與空氣自由流直接接觸，用來包裹發(fā)動(dòng)機(jī)及其附件，在多種約束下為獲得較好的氣動(dòng)流場，通常要求外形光順，以減小飛機(jī)阻力。短艙適用于高亞聲速飛機(jī)，在飛機(jī)上的布局多為翼吊或尾吊。尾吊布局的短艙進(jìn)氣道性能受機(jī)翼尾跡流的影響大，外罩離機(jī)身近，流場受干擾嚴(yán)重，在飛機(jī)上的應(yīng)用較少。翼吊布局的短艙流場不易受飛機(jī)其他部件的干擾，正常飛行狀態(tài)下進(jìn)氣效率高，外罩流場均勻，在飛機(jī)上的應(yīng)用較多。

國外短艙研究開展較早，設(shè)計(jì)技術(shù)也較為成熟，典型成品包括民用客機(jī)B737和A320等飛機(jī)的短艙及軍用運(yùn)輸機(jī)C17和伊爾76等飛機(jī)的短艙。在短艙研究歷程中，Lin等將預(yù)測/校正設(shè)計(jì)方法與CFD計(jì)算技術(shù)結(jié)合，總結(jié)出了短艙空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，并設(shè)計(jì)了三維短艙實(shí)例[1]。Naik等在Navier-Stokes方程基礎(chǔ)上，采用反設(shè)計(jì)方法通過改變短艙形狀以合理分布短艙表面壓力，并整理了一套參數(shù)化短艙設(shè)計(jì)和流場計(jì)算方法[2]。Wilhelm采用反設(shè)計(jì)方法，采用有效體積法離散雷諾平均方程，在幾何形狀約束下反復(fù)迭代計(jì)算，以滿足短艙表面壓力分布，并進(jìn)行了三維短艙和掛架的一體化設(shè)計(jì)，節(jié)約了網(wǎng)格建模及CFD計(jì)算耗費(fèi)的大量時(shí)間，提高了設(shè)計(jì)效率和設(shè)計(jì)質(zhì)量[3]。

國內(nèi)短艙研究起步并不晚，運(yùn)10匹配中小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)曾自主研發(fā)短艙，但沒有形成產(chǎn)品,因而設(shè)計(jì)基本沒有得到傳承[4]。周洪升和鐘易成采用軸對稱構(gòu)造對翼吊布局短艙進(jìn)行了參數(shù)化設(shè)計(jì)研究[5]。劉凱禮等對民用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的綜合性能進(jìn)行了研究[6-8]。王修方以短艙、掛架及機(jī)翼間相互干擾阻力最小為目標(biāo)對翼吊布局動(dòng)力短艙的設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究[9]。

近些年，環(huán)保形勢日益嚴(yán)峻，航空節(jié)能減排降噪的要求越來越高，為滿足這些要求,業(yè)界進(jìn)行了多項(xiàng)相關(guān)技術(shù)研究，其中氣動(dòng)減阻技術(shù)成為了重點(diǎn)[10]。短艙阻力在飛機(jī)整體阻力中占有一定分量，因而短艙減阻也逐漸成為研究的熱點(diǎn)之一。隨著氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)和航空制造水平的快速提高，自然層流(NLF)氣動(dòng)設(shè)計(jì)也逐漸成為可能，層流短艙在這樣的大環(huán)境下應(yīng)運(yùn)而生。

自然層流設(shè)計(jì)技術(shù)最早應(yīng)用在機(jī)翼設(shè)計(jì)上，通過合理設(shè)計(jì)順壓梯度，可有效抑制Tollmien-Schlichting(TS)波的發(fā)展推遲流動(dòng)轉(zhuǎn)捩，在機(jī)翼上生成盡可能多的層流區(qū)[10]。層流流動(dòng)的維持需要一定的順壓梯度和無激波環(huán)境，這在某種程度上限制了層流流動(dòng)設(shè)計(jì)的應(yīng)用。為此喬志德提出了利用弱激波形成足夠的順壓梯度生成自然層流機(jī)翼，并進(jìn)行了計(jì)算和風(fēng)洞驗(yàn)證[11]。相比機(jī)翼，短艙外罩對力矩、升力等約束寬松很多，加之短艙前緣后掠角較小，使得短艙外罩基本不受附著線性轉(zhuǎn)捩和橫流不穩(wěn)的困擾，在短艙外罩上設(shè)計(jì)層流流動(dòng)減阻有自身的有利條件。

層流短艙就是在短艙外罩上合理設(shè)計(jì)順壓梯度，減弱外罩前部氣流加速形成的弱激波帶來的逆壓梯度，推遲短艙外罩上氣流的轉(zhuǎn)捩，盡可能在外罩上生成較多的層流區(qū)以減小短艙阻力。B787飛機(jī)的短艙率先采用了層流流動(dòng)設(shè)計(jì)，并在短艙外罩上實(shí)現(xiàn)了40%左右的層流覆蓋[12]。國外對層流短艙的研究較早，1984年美國國家航空航天局蘭利中心對短艙外罩上的層流流動(dòng)進(jìn)行了設(shè)計(jì)，并進(jìn)行了風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)[13]。1992─1993年，羅羅公司(Rolls Royce)、德國宇航中心(DLR)等合作在VFW-614/ATTAS飛機(jī)上進(jìn)行了層流短艙設(shè)計(jì)和飛行試驗(yàn)[14]。國內(nèi)中國航發(fā)集團(tuán)Zhong和Li利用NURBS曲線對層流短艙設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究[15]。南京航空航天大學(xué)曹凡等對高雷諾數(shù)下跨聲速自然層流短艙優(yōu)化設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究[16]，討論了馬赫數(shù)和湍流度等參數(shù)對層流轉(zhuǎn)捩的影響。西北工業(yè)大學(xué)白俊強(qiáng)等進(jìn)行了基于EFFD方法的自然層流短艙優(yōu)化設(shè)計(jì)研究[17]。

目前層流流動(dòng)設(shè)計(jì)研究取得了很大進(jìn)步，有很多資料公開報(bào)道了其在減阻方面的突出優(yōu)勢，但它在實(shí)際工程上的成熟應(yīng)用還有很多限制。短艙直接暴露在空氣中，易受到灰塵、鳥糞、結(jié)晶體、水滴、昆蟲殘骸等附著物污染而使外罩上的層流流動(dòng)提前轉(zhuǎn)捩，外罩表面光潔度、波紋度不夠或遭到破壞以及鉚釘凸起等都會(huì)引起層流的提前轉(zhuǎn)捩，使得層流減阻達(dá)不到預(yù)期。此外還要考慮層流設(shè)計(jì)收益是否能抵消攻角狀態(tài)或攻角側(cè)風(fēng)狀態(tài)等多飛行工況下的安全性和穩(wěn)定性的不利影響以及維護(hù)成本的增加。這是絕大多數(shù)運(yùn)輸類飛機(jī)不采用層流短艙的重要原因。國內(nèi)層流短艙應(yīng)用在飛機(jī)上實(shí)際飛行還沒有公開的報(bào)道。

此次研究基于層流機(jī)翼飛行驗(yàn)證機(jī)的短艙。該短艙采用了層流流動(dòng)設(shè)計(jì)原理，在外罩上設(shè)計(jì)了順壓梯度并弱化激波以抑制負(fù)壓峰帶來的逆壓梯度進(jìn)行了減阻，沒有刻意追求層流流態(tài)和最佳減阻效果。更多的是在考慮實(shí)際使用環(huán)境下，兼顧短艙多飛行工況的性能穩(wěn)定性和安全性。本文重點(diǎn)討論了短艙進(jìn)口剖面形狀、唇口前緣半徑2個(gè)要素對短艙性能的影響，研究方法是首先利用試驗(yàn)結(jié)果對CFD計(jì)算方法進(jìn)行正確性驗(yàn)證，然后采用該CFD計(jì)算方法進(jìn)行研究。

1 研究方法

1.1 計(jì)算建模

層流機(jī)翼飛行驗(yàn)證機(jī)的短艙為小型渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)短艙，該短艙沿流向長度L0約為600 mm，外罩最大橫截面直徑Dmax約為400 mm，后部收縮角約為7°，沿縱向中截面左右對稱。進(jìn)氣道出口面積Ae約為1.327×10-4m2，進(jìn)口后掠角約為3°，收縮比CR約為1.2。最大使用馬赫數(shù)為0.8，巡航馬赫數(shù)為0.7，最大雷諾數(shù)不超過2.0×107，具備使用層流流動(dòng)設(shè)計(jì)原理進(jìn)行減阻的條件。其縱向中截面型線和三維輪廓外形分別如圖1和圖2所示。

計(jì)算建模軟件為GAMBIT,選全尺寸單獨(dú)短艙建模，采用單連通多模塊一體化空間拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)，純結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。網(wǎng)格量約120萬，全拓?fù)鋮^(qū)域內(nèi)網(wǎng)格畸變在0.85以下，第1層附面層厚度h≤0.01 mm，各狀態(tài)下全壁面y+在1附近，以保證計(jì)算精度和準(zhǔn)確性[18-19]。單獨(dú)短艙計(jì)算環(huán)境為亞聲速，后部流場缺少噴流引射作用，如果后部處理成像風(fēng)洞試驗(yàn)一樣直接抽吸管道，會(huì)引起連接處曲率不連續(xù)帶來流場擾動(dòng)，該擾動(dòng)前傳會(huì)對前方短艙流場造成影響。為解決該問題，計(jì)算時(shí)在短艙后部追加了1個(gè)錐形整流罩，該整流罩與短艙外罩連接處曲率連續(xù)，如圖2所示。

圖2 帶錐形整流罩短艙和結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格建模

1.2 邊界條件

求解器選用與GAMBIT網(wǎng)格建模耦合最好的FLUENT軟件，湍流模型采用Realizablek-ε，二階迎風(fēng)格式求解，計(jì)算準(zhǔn)度和可信度較高[20]。短艙求解的邊界條件設(shè)置如圖3所示。短艙后部追加的錐形整流罩也處理成壁面(Wall)邊界條件，在邊界定義時(shí)與短艙外罩分開，以便提取短艙外罩上的性能參數(shù)。短艙進(jìn)氣道計(jì)算流量收斂到發(fā)動(dòng)機(jī)要求的流量[21-23]，二階殘差收斂均達(dá)到10-6以下。

圖3 短艙求解邊界條件設(shè)置

1.3 研究狀態(tài)及參數(shù)

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

式中：Pt∞為遠(yuǎn)場氣流的總壓；Pt為進(jìn)氣道出口面上的平均總壓；Ptmax為進(jìn)氣道出口面上的總壓最大值；Ptmin為進(jìn)氣道出口面上的總壓最小值；ρ∞為遠(yuǎn)場空氣的密度；V∞為遠(yuǎn)場氣流的速度；FD為外罩上的總阻力；SA為全機(jī)參考面積；P0為外罩上的當(dāng)?shù)仂o壓；P0∞為遠(yuǎn)場氣流的靜壓；G0為進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流量；Gmax為進(jìn)氣道能捕獲的最大氣流量。

1.4 外罩上截面占位

研究短艙外罩性能時(shí)為了說明外罩上壓力系數(shù)Cp的分布，選取了3個(gè)典型截面如圖4所示。截面1、截面3分別為外罩縱向?qū)ΨQ面上、下側(cè)，截面2為外罩水平中截面右側(cè)。

圖4 短艙外罩上截面占位

2 計(jì)算正確性驗(yàn)證

本節(jié)研究選取3種短艙進(jìn)口形狀，分別為圓形、橢圓以及方圓組合形，方圓組合形與田徑場跑道圈的形狀相似，這里稱其為跑道圈形，如圖5所示。O1、O2分別為圓形、橢圓形中心，O3為跑道圈形上半圓圓心。圓形進(jìn)口半徑為R1，橢圓進(jìn)口短半軸長為H2，長半軸長為W2，H2/W2取約0.91，經(jīng)研究H2/W2在0.91附近時(shí)橢圓形進(jìn)口的短艙性能較好。跑道圈形上半圓半徑為R3，左側(cè)豎邊高為H3,研究后統(tǒng)計(jì)R3/H3在0.54左右時(shí)跑道圈形進(jìn)口的短艙性能較好，故本次選取R3/H3約為0.54。圓形、橢圓形、跑道圈形進(jìn)口的短艙編號(hào)依次為短艙1、短艙2、短艙3。

圖5 短艙進(jìn)口形狀

表1中不同進(jìn)口形狀的短艙所有參數(shù)的計(jì)算值都略小于試驗(yàn)樣本值，且差量基本在3%以內(nèi)，表明計(jì)算結(jié)果穩(wěn)定保守，具有可信性。該計(jì)算方法具備對不同研究對象的計(jì)算穩(wěn)定性及不同參數(shù)計(jì)算準(zhǔn)度的捕獲能力。在地面靜態(tài)下，3種不同進(jìn)口形狀的短艙之中，橢圓形進(jìn)口的短艙進(jìn)氣道性能最好，跑道圈形進(jìn)口的短艙進(jìn)氣道性能最差。

表1 不同進(jìn)口形狀短艙進(jìn)氣道在發(fā)動(dòng)機(jī)流量點(diǎn)處參數(shù)計(jì)算與試驗(yàn)對比

比較圖6中3種不同進(jìn)口形狀的短艙進(jìn)氣道出口計(jì)算與試驗(yàn)的σ分布圖譜發(fā)現(xiàn)，計(jì)算與試驗(yàn)的進(jìn)氣道出口低壓區(qū)都呈環(huán)狀靠近壁面上側(cè)分布，與理論分析預(yù)測的進(jìn)氣道內(nèi)無分離時(shí)低壓區(qū)的分布形態(tài)一致，加之計(jì)算與試驗(yàn)圖譜上低壓區(qū)的面積大小和具體位置都很接近，表明σ分布圖譜計(jì)算具有準(zhǔn)確性，該計(jì)算方法具備準(zhǔn)確刻畫流場細(xì)節(jié)的能力。綜合上述，該計(jì)算方法具備可信性和準(zhǔn)確性，能滿足研究需要。

圖6 不同進(jìn)口短艙進(jìn)氣道出口σ圖譜計(jì)算與試驗(yàn)比較

3 短艙性能計(jì)算

3.1 不同進(jìn)口形狀的短艙性能

3.1.1 進(jìn)氣道性能

圖7 不同進(jìn)口形狀短艙進(jìn)氣道σ和隨φ的變化曲線

3.1.2 外罩性能

外罩阻力研究集中在狀態(tài)1和狀態(tài)2，3種不同進(jìn)口形狀的短艙外罩上阻力系數(shù)CD隨流量系數(shù)φ的變化曲線和外罩各截面上壓力系數(shù)Cp的分布曲線如圖8所示。研究外罩上壓力系數(shù)Cp在3個(gè)截面處的分布時(shí)選用狀態(tài)1。圖8中橫軸X/D表示以進(jìn)口中心為坐標(biāo)原點(diǎn)，外罩上各橫截面處點(diǎn)的橫坐標(biāo)X與進(jìn)氣道出口直徑D之比，順氣流為正方向。

圖8 不同進(jìn)口形狀短艙外罩CD隨φ的變化和Cp分布曲線

不同進(jìn)口形狀的短艙外罩上的CD都隨φ的增加而減小，低速狀態(tài)減速比高速狀態(tài)快，同一短艙相同φ下的CD值低速狀態(tài)的都明顯比高速狀態(tài)的小。在狀態(tài)2(低速狀態(tài))下，隨著流量的增加，進(jìn)氣道進(jìn)口前捕獲流管增大，流管外氣流加速，但在外罩最大橫截面前都沒達(dá)到聲速從而沒出現(xiàn)激波，短艙外罩上順壓梯度一直處于增加狀態(tài)，外罩上的壓差阻力和摩擦力都在減小，總阻力也隨之減小。在狀態(tài)1(高速狀態(tài))下，小流量狀態(tài)進(jìn)氣道的溢流很大，進(jìn)口前氣流在短艙外罩最大橫截面前加速達(dá)到了聲速出現(xiàn)了弱激波，壓差阻力增大，波后弱逆壓梯度出現(xiàn)，層流轉(zhuǎn)捩為湍流，摩擦力增加，隨著流量增加，進(jìn)氣道溢流減少，進(jìn)口前流管外氣流速度減小，外罩上最大橫截面前激波逐漸減弱，在某個(gè)流量點(diǎn)處外罩上激波消失，層流流動(dòng)在外罩上轉(zhuǎn)捩推遲，壓差阻力和摩擦阻力都隨之減小，總阻力也減小，這符合應(yīng)用層流流動(dòng)設(shè)計(jì)原理對短艙減阻的設(shè)計(jì)初衷。層流流態(tài)的直接證明不是本文關(guān)注的重點(diǎn)，在此不再詳述。

高速狀態(tài)在小流量時(shí)外罩上存在弱激波，其總阻力比低速狀態(tài)小流量時(shí)的大。隨著流量增加，雖然高速狀態(tài)壓力梯度減小速度比低速狀態(tài)的快，但總阻力基數(shù)大，結(jié)果仍是高速狀態(tài)比低速狀態(tài)的總阻力大。相同狀態(tài)相同φ下，不同進(jìn)口形狀的短艙外罩上的CD存在差異，但差異并不大。橢圓形進(jìn)口的短艙外罩上總阻力最小，跑道圈形短艙外罩上總阻力最大。

相同截面不同進(jìn)口形狀的短艙外罩上壓力系數(shù)Cp的分布規(guī)律相同。在截面1和截面2上，Cp沿流向從前向后增大，在外罩前部增速較快，在外罩最大橫截面以后增速變慢，在短艙外罩尾部收縮段增速又有所回升。在截面3上，沿流向從前向后Cp先減小后增大，分界點(diǎn)處在短艙外罩最大橫截面位置附近。

相同截面上相同位置處不同進(jìn)口形狀的短艙外罩上Cp值的大小有差異，但差異不明顯。3種不同進(jìn)口形狀的短艙外罩上Cp值差異最大的地方處在短艙外罩上側(cè)最大橫截面前的縱向中截面——截面1上。在該處橢圓形進(jìn)口的Cp絕對值最小、增速最慢，分布形態(tài)最好，跑道圈形進(jìn)口的Cp絕對值最大、增速最快，分布形態(tài)最差。

綜上進(jìn)口形狀對短艙性能的影響分析，在無攻角高低速狀態(tài)下，不同進(jìn)口形狀的短艙性能存在差異但差異不大，橢圓形進(jìn)口的短艙性能略優(yōu)于其他2種進(jìn)口形狀的短艙性能。

3.2 不同唇口半徑的短艙性能

3.2.1 進(jìn)氣道性能

短艙唇口前緣半徑r的大小決定著短艙前緣的鈍尖，直接影響著短艙性能的優(yōu)劣。研究中選取了3種量值大小不同的r，并用短艙進(jìn)口前緣當(dāng)量直徑d0進(jìn)行無量綱化，表示為r/d0，其中d0計(jì)算式為

(6)

式中：A0為短艙進(jìn)口前緣面積。在經(jīng)驗(yàn)規(guī)律范圍內(nèi)r/d0取值依次為0.036、0.040、0.044，3種不同唇口的r/d0對應(yīng)3種不同短艙。依r/d0從小到大次序分別對應(yīng)短艙P(yáng)1、短艙P(yáng)2、短艙P(yáng)3，如圖9所示。這3種短艙除了唇口r不同，進(jìn)氣道面積分布律、短艙進(jìn)口形狀、長度、出口形狀和面積(也即發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口形狀和面積)、后掠角、外罩后部收縮角等都相同，進(jìn)口形狀都為橢圓形，面積都采用緩急適中的分布規(guī)律。

圖9 3種不同大小r/d0的短艙唇口

圖10 不同唇口r/d0的短艙進(jìn)氣道σ和隨φ的變化曲線

相同狀態(tài)相同φ下，不同唇口r/d0的短艙進(jìn)氣道性能有差異，在2-A-S(低速大攻角大側(cè)滑角狀態(tài))下，進(jìn)氣道性能差異較小，在1-A-S(高速大攻角大側(cè)滑角狀態(tài))下，進(jìn)氣道性能差異明顯。

在2-A-S狀態(tài)，進(jìn)氣道內(nèi)氣流的順壓梯度抵消了氣流轉(zhuǎn)彎形成的逆壓梯度，使得r/d0取值對進(jìn)氣道性能的影響不明顯，r/d0取值增加剩余順壓梯度減小，氣流轉(zhuǎn)彎速度減小，轉(zhuǎn)彎后總壓損失減少、靜壓畸變增大。該狀態(tài)下短艙P(yáng)3、短艙P(yáng)2、短艙P(yáng)1進(jìn)氣道的性能依此順序變差且性能差異很小，符合上述分析。

在狀態(tài)2-A-S下，不同唇口r/d0的短艙進(jìn)氣道性能差異很小，但在1-A-S下，短艙P(yáng)3進(jìn)氣道的性能明顯比短艙P(yáng)1、短艙P(yáng)2進(jìn)氣道的性能低，選取了發(fā)動(dòng)機(jī)流量點(diǎn)附近(φ=0.758)的狀態(tài)查證原因。3種不同唇口r/d0的短艙在發(fā)動(dòng)機(jī)流量點(diǎn)附近(φ=0.758)出口σ和壁面3D速度矢量的分布如圖11所示。

圖11 不同唇口r/d0的短艙進(jìn)氣道出口σ和進(jìn)氣道壁面3D速度矢量分布(φ=0.758)

在不同唇口r/d0的短艙進(jìn)氣道出口σ分布圖譜中，低壓區(qū)總壓值低、范圍大，總壓損失就大，靜壓畸變也大。短艙P(yáng)3進(jìn)氣道出口左下側(cè)低壓區(qū)內(nèi)總壓損失最嚴(yán)重且范圍最大，短艙P(yáng)2進(jìn)氣道出口左下側(cè)低壓區(qū)內(nèi)總壓損失最輕且范圍最小,短艙P(yáng)1進(jìn)氣道出口左下側(cè)低壓區(qū)內(nèi)總壓損失程度和低壓區(qū)范圍與短艙P(yáng)2的接近，所以短艙P(yáng)1與短艙P(yáng)2的性能接近，都明顯比短艙P(yáng)3的性能好。

對比不同唇口r/d0的短艙進(jìn)氣道壁面3D速度矢量的分布發(fā)現(xiàn)，短艙P(yáng)2、短艙P(yáng)1進(jìn)氣道內(nèi)的速度矢量分布均勻，沒有出現(xiàn)速度矢量反向，表明沒有出現(xiàn)氣流分離，進(jìn)氣道內(nèi)總壓損失主要還是進(jìn)氣道壁面上摩擦力做功引起的，靜態(tài)畸變也還是氣流本身擾動(dòng)引起的，總壓損失程度輕、低壓區(qū)范圍小，與σ圖譜的分析吻合。

短艙P(yáng)3進(jìn)氣道內(nèi)的速度矢量出現(xiàn)了一對旋轉(zhuǎn)的渦——分離渦，該分離渦處在了進(jìn)氣道出口前喉道后擴(kuò)張段左下側(cè)，這就與短艙P(yáng)2、短艙P(yáng)1進(jìn)氣道的情況不同，進(jìn)氣道內(nèi)引起總壓損失和靜態(tài)畸變的主要因素變成了該分離渦，再加上進(jìn)氣道內(nèi)摩擦力做功引起的總壓損失和氣流擾動(dòng)，導(dǎo)致了進(jìn)氣道出口的總壓損失最嚴(yán)重且低壓區(qū)范圍最大。進(jìn)氣道內(nèi)出現(xiàn)分離渦會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)的正常運(yùn)行，進(jìn)而影響飛行安全，在工程上短艙進(jìn)氣道內(nèi)應(yīng)盡量避免出現(xiàn)分離渦。

3.2.2 外罩性能

本節(jié)延用3.2.1節(jié)里的短艙。高速帶小攻角一般是短艙外罩重點(diǎn)使用狀態(tài)，選取狀態(tài)1帶攻角α=6°，狀態(tài)編號(hào)為1-O-U，研究外罩上壓力系數(shù)Cp的分布時(shí)選用截面1。3種不同唇口r/d0的短艙外罩上阻力系數(shù)CD隨流量系數(shù)φ的變化曲線和外罩上截面1處壓力系數(shù)Cp的分布曲線如圖12所示，圖中Cp分布的橫坐標(biāo)X/D表示外罩上各橫截面處點(diǎn)的橫坐標(biāo)X與進(jìn)氣道出口直徑D之比，順氣流方向?yàn)檎较颉?/p>

圖12 不同唇口r/d0短艙外罩上CD和Cp分布曲線

不同唇口r/d0的短艙在外罩截面1上的CD都隨φ的增加而減小。相同φ下不同r/d0的短艙外罩上的CD有明顯差異，CD值隨r/d0的增加而明顯增大。在1-O-U狀態(tài)下，隨短艙r/d0增加轉(zhuǎn)彎后形成的逆壓梯度增大，抵消外罩對氣流加速形成的順壓梯度增多，剩余順壓梯度減少，壓差阻力和摩擦阻力都增大，加之r/d0增大氣流轉(zhuǎn)彎經(jīng)過的路程增長，外罩受力面積增大，總阻力增大，CD也就增大。

不同唇口r/d0的短艙在外罩截面1上的壓力系數(shù)Cp的分布形態(tài)相同，沿氣流方向從前向后Cp增大。相同位置處，不同r/d0的短艙外罩上Cp值大小的差異程度不同，外罩最大橫截面前截面1上各位置的Cp值差異最明顯，在該處隨r/d0的增加Cp值增大最明顯，Cp絕對值的減小量最大。

在1-O-U狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)流量點(diǎn)附近(φ=0.747)3種不同唇口r/d0的短艙外罩壁面上總壓恢復(fù)系數(shù)σ和3D速度矢量的分布如圖13所示。

圖13 不同唇口r/d0外罩壁面上σ和3D速度矢量分布(φ=0.747)

在3種不同唇口r/d0的短艙外罩壁面上σ分布圖中，短艙P(yáng)1外罩上的低壓區(qū)出現(xiàn)最早，低壓區(qū)內(nèi)總壓最低值最低，其次為短艙P(yáng)2外罩上的，短艙P(yáng)3外罩上的低壓區(qū)出現(xiàn)最晚，低壓區(qū)內(nèi)總壓最低值最高。說明短艙P(yáng)1外罩上出現(xiàn)激波最早且激波最強(qiáng)，短艙P(yáng)3外罩上出現(xiàn)激波最晚且最弱，證明前面分析正確。

對比3種不同唇口r/d0的短艙外罩壁面上的3D速度矢量分布發(fā)現(xiàn)，短艙P(yáng)1外罩前緣上側(cè)的速度矢量最大最長，該處速度最大，剩余順壓梯度最大，說明氣流轉(zhuǎn)彎形成的逆壓梯度最小，短艙P(yáng)2外罩上側(cè)的速度矢量大小其次，短艙P(yáng)3外罩上側(cè)的速度矢量最小最短，該處速度最小，剩余順壓梯度最小，氣流轉(zhuǎn)彎形成的逆壓梯度最大，也證明了前面理論分析正確。

綜上唇口前緣r/d0對短艙性能的影響分析，在大攻角大側(cè)滑下，r/d0在高速狀態(tài)對進(jìn)氣道性能的影響較大，而在低速狀態(tài)影響不明顯，進(jìn)氣道性能隨r/d0不是單調(diào)變化的。在高速小攻角小側(cè)滑角下，r/d0對短艙外罩上阻力的影響明顯，外罩上的總阻力隨r/d0單調(diào)變化。在工程上，為兼顧減阻和機(jī)動(dòng)安全性，選取短艙唇口前緣半徑時(shí)要謹(jǐn)慎適中。

4 結(jié) 論

本文以考慮了層流原理設(shè)計(jì)的3種短艙為載體，通過CFD參數(shù)化分析研究，得出如下結(jié)論：

2) 不同進(jìn)口形狀的短艙性能存在差異，但差異不大。高速狀態(tài)比低速狀態(tài)性能差異明顯。橢圓形進(jìn)口的短艙性能比跑道圈形和圓形進(jìn)口的短艙性能好。橢圓形進(jìn)口短艙進(jìn)氣道的總壓損失最小，抑制擾動(dòng)的能力最強(qiáng)，壓力畸變最小，外罩上的氣流加速性和順壓梯度最好，層流維持能力最強(qiáng)，阻力最小。短艙外罩上層流流態(tài)的直接證明沒有詳述，將來還需要仔細(xì)研究。

3) 不同唇口前緣半徑的短艙在大攻角大側(cè)滑角高速狀態(tài)進(jìn)氣道的性能差異明顯，低速狀態(tài)進(jìn)氣道的性能差異較小。短艙進(jìn)氣道的性能隨唇口前緣半徑不是單調(diào)變化，以唇口前緣半徑取某適中值為分界點(diǎn)，分界點(diǎn)之前進(jìn)氣道性能隨唇口前緣半徑的增加而變好，分界點(diǎn)之后進(jìn)氣道性能隨唇口前緣半徑的增加而變差，甚至還會(huì)出現(xiàn)分離渦。外罩上的阻力隨唇口前緣半徑單調(diào)變化，唇口前緣半徑增加，外罩上的阻力增大。工程上選取短艙唇口前緣半徑時(shí)，要兼顧短艙的減阻和機(jī)動(dòng)安全性。