双发机动飞机后体阻力特性研究

杨波，马经忠，胡志东，李泰安，姜亚楠

（中航工业洪都，江西南昌330024）

双发机动飞机后体阻力特性研究

杨波，马经忠，胡志东，李泰安，姜亚楠

（中航工业洪都，江西南昌330024）

针对飞机后体阻力问题，以双发机动飞机后体模型为研究对象，对多种后体流场控制措施进行了分析研究，利用数值模拟和风洞试验的方法进行验证和对比，给出了不同措施下后体阻力随M数的变化规律，可为工程化应用提供参考。

双发；后体；阻力特性

0 引言

通常而言，飞机后体流场具有膨胀波/激波、边界层分离、回流等复杂流动特征，会导致较大的后体阻力，因此需要对飞机后体进行精细的气动设计[1]。美国国家航空航天局兰利研究中心早在1983年就对双发战斗机后体流场特性进行了试验研究，在跨音速风洞中，研究了马赫数、攻角、平尾及垂尾安装位置对后体气动特性的影响，发现了超音速条件下后体阻力将显著增加的规律[2]。而在1995年，兰利研究中心又对双发战斗机的后体/喷管的压力分布进行了数值模拟和风洞试验研究，结果表明，改变垂尾位置对后体流场的影响比改变平尾位置更大[3]。另外，在狂风战斗机的研制过程中，科研人员设计了一个新型的后体试验台，该试验台可以测量从后体分离出的机体轴向力，且可以对最小阻力后体进行详细的构型研发[4]。近年来，国内对飞机后体研究日益重视，有关高校及研究院所对飞机后体流场控制也进行了相关研究。

本文对双发机动飞机的后体模型进行了研究，针对典型的双发窄间距飞机后体阻力较大的问题，采用主动和被动控制两种方式对进行优化设计，提出了3种优化的后体模型，经过数值模拟和风洞试验验证表明，对飞机后体流场进行控制后，能有效的减小飞机后体阻力，并获得了不同后体模型的阻力随飞行速度的变化规律。

1 模型筛选

通过对如图1（a）所示的典型双发窄间距飞机后体（M1）的阻力进行研究发现，在飞机机尾罩之间存在较大范围的气流分离，飞机后体阻力较大。为减小这种布局形式的飞机后体阻力，提出了主动控制和被动控制的三种流场控制方案，其中主动控制方式如图1(c)所示的M3模型，在后机身背部通过导流管的形式将高能量的气流从机身背部引入机尾罩之间，吹除机尾罩之间的分离气流，改善后体流场分布，从而减小飞机后体阻力。被动控制主要是通过在机尾罩之间进行填充，隔离机身上下表面流场或推迟分离来达到整流的目的，被动控制的后体模型如图1(b)、图1(d)所示的M2和M4模型，M2模型在飞机后体机尾罩之间进行填充并与飞机后体成流线过渡，机尾罩固定不可调节，M4模型在飞机后体背部与机尾罩之间拖出整流锥。

2 数值计算研究

2.1 计算网格

使用ICEM-CFD软件生成计算网格。为了提高后体流场的计算精度，对机身附近进行了大涡模拟计算，并对机身及附近区域及后体部分进行加密处理。机身表面采用非结构化的三角形网格，空间网格采用四面体网格，网格总数为1400万左右。

图1 后体模型示意

2.2 数值方法及边界条件

采用商用CFD软件Fluent进行数值模拟。运用有限体积法求解Navier-Stokes方程；并使用二阶迎风格式对时间和空间项进行离散；湍流模型采用大涡模拟与Reynolds平均相结合的计算方法，即在机身附近区域采用大涡模拟(LES)的方法来详细的捕捉机身附近的流场脉动，远离机身的区域采用sst k-ω模型进行模拟，该模型能够更精确地模拟逆压梯度引起的分离点和分离区域的大小[5]，在航空气动和涡轮机械领域应用广泛。本文的计算条件为H=8km，M=0.6、0.8、0.9、1.2、1.5，2°攻角。流场的控制方程如下式所示：

符号Su、Sv和Sw是动量守恒方程的广义源项；

T为温度，k为流体的传热系数；

Cp为比热容；

ST为粘性耗散项；

R为摩尔气体常数。

计算时，将外场边界设置为压力远场条件；将进气道出口设置为压力出口条件以模拟发动机进气；将喷管出口设置为压力进口条件以模拟发动机喷流。

2.3 计算结果分析

由于M2后体模型是在机尾罩之间进行填充，机尾罩形状已被固定，虽然不适用于加力发动机的尾喷管调节片作动，但适用于亚音速飞机使用，因此对该模型仅进行了亚音速条件下的研究。图2给出了不同后体模型的后体阻力系数随来流马赫数的变化曲线。从图2可以看出，总体而言，在马赫数0.6～0.9的范围内，随着飞行速度的增加，后体阻力系数有所下降；在马赫数0.9～1.2的范围内，随着飞行速度的增加，后体阻力系数则显著增大；当飞行马赫数继续增加时，后体阻力系数又开始下降。M1模型飞机后体阻力系数最大，各模型的阻力系数依次为M1、M3、M4、M2，在马赫数0.9和1.5时，各个模型的阻力系数差别不大。

图2 不同后体模型的后体阻力系数随M的变化

不同模型在H=8km、M=0.8、攻角为2°的飞行条件下的流线分布如图3所示。从图中可以看出，各个后体流场都存在不同程度的流动分离，但相对于M1后体模型，三个优化后体模型的流动分离情况均有所改善。M2模型机尾罩之间的上下气流被完全隔开，上表面基本没有气流分离；M3模型对机尾罩之间核心区域流场起到了较好的吹除效果，但由于吹除气流流量有限，在贴近机尾罩壁面附近仍存在分离区域；M4模型对上下主区域的气流分离有所改善，虽在修形形成的狭小区域内仍存在气流分离，但该分离的强度相对原流场有较大的改善。

3 试验研究

本文在计算分析的基础上对不同后体模型进行了风洞试验，对带有真实落压比喷流条件下各个模型的后体部件气动力、稳态压力分布进行了测量。

图3 不同后体流场分布(H=8km，M=0.8，攻角2°)

3.1 试验方法概述

本文的试验模型在风洞中采用翼尖支撑转尾撑形式。测力试验采用了如图4所示的套筒形式的测力结构，在模型中部划分截断面，截断面采用Telflon密封圈进行密封；天平固定端与中机身连接，测量端与后体连接，因此被测部件包含了后机身及尾翼部件；喷流供气管路固连在模型中部，整个后体以类似套筒的形式套在喷气管路外。在有喷流的情况下，喷流引射抽吸效应会使腔内压力出现一定程度的降低，使腔内外形成与真实飞行情况不同的压力差，该压差作用在后体上，压差力会直接被天平所感受。因此，套筒式结构得到的测力结果必须进行腔压修正。

图4 套筒式模型结构示意(俯视)

3.2 试验结果分析

图5为各模型后体阻力系数随马赫数变化的风洞试验结果。从图中可见，各模型后体阻力系数随马赫数增大在亚音速时逐步减小；进入超音速后产生激波阻力，从而导致后体阻力系数骤增，M=1.2时，后体阻力系数最大；M＞1.2后，随着激波稳定波阻基本恒定，随马赫数增大动压增大，阻力系数在M=1.5时转而逐渐减小。从各模型后体阻力系数对比来看，M2阻力特性最好，M4次之，M1阻力系数最大。各模型之间的阻力系数在M=0.6时差量最大。

图5 不同后体模型的试验阻力系数

从数值模拟计算与风洞试验结果对比可以发现，各模型的阻力系数计算结果比风洞试验结果整体偏小，但各模型之间的阻力大小关系相同，阻力系数随马赫数变化的规律性完全一致。

结合CFD计算结果分析，M1为典型双发窄间距飞机后体，两机尾罩之间形成较大气流分离区，后体阻力系数较大；M2由于填充物隔断了机尾罩间的气流分离，使气流在机尾罩上更为顺畅，分离区域较小，底部压差阻力相对会更小，M2模型限制了发动机尾喷管调节片的运动，不适合配装加力发动机和超音速飞行，但在亚音速飞行时后体阻力系数最小；M3在M1的基础上将后机身背部的气流引入两机尾罩之间，吹除掉部分分离气流，有效改善了后体两机尾罩之间的气流流动，从而降低了飞机后体阻力，该模型结构简单，能在不影响飞机后体布局和结构的情况下实施，但需协调机上气源可行性；M4在两机尾罩之间拖出一个整流锥，整流锥将两机尾罩之间的大部分分离区给予填充，不但减小了后体气流分离，降低了后体阻力，且整流锥内可以布置其它所需的设备，该模型在亚音速时后体阻力较小，超音速飞行时阻力最小。

4 结论

1）在亚音速阶段，随着飞行马赫数的增大，飞机后体阻力系数逐渐减小，在跨音速阶段，出现激波阻力，阻力系数显著增加，随着飞行马赫数的继续增大，后体阻力系数逐渐降低；

2）不同形式的后体模型各有优劣，M1后体阻力较大；M2亚音速飞行阻力最低，但不适用超音速飞行；M3可有效降低后体阻力，适用超音速飞行，但需考虑气源问题；M4综合降阻效果最好，但对飞机后体改动较大。

[1]Aerodynamics of 3D Afterbodies.AGARD AR-318,1995.

[2]Leavitt,Laurence D:Effect of Empennage Location on Twin-Engine Afterbody/Nozzle Aerodynamic Characteristics at Mach Numbers From 0.6 to 1.2. NASA TP-2116,1983.

[3]Wing,DavidJ:Afterbody/NozzlePressure Distributions of a Twin-Tail Twin-Engine Fighter With Axisymmetric Nozzles at Mach Numbers From 0.6 to 1.2.NASA TP-3509,1995.

[4]D.C Leyland:Lessons from Tornado Afterbody development.AGARD CP-339.

[5]王福军.计算流体动力学分析[M].北京：清华大学出版社，2004.

>>>作者简介

杨波，女，1965年8月出生，1987年毕业于南京航空航天大学，研究员级高级工程师，副总工程师，现从事飞机总体设计工作。

Research on Drag characteristic of Afterbody of Twin-Engine Maneuvering Aircraft

Yang Bo,Ma Jingzhong,Hu Zhidong,Li Taian,Jiang Yanan
(AVIC Hongdu Aviation Industry Group,Nanchang,Jiangxi,330024)

Analysis and research have been conducted on the afterbody model of twin-engine maneuvering aircraft by the methods of numerical simulation and wind tunnel tests.Effects of different control measures on afterbody drag are obtained,as well as the flow field distributions.Based on the research results,afterbody models adapted to different flying Mach numbers are presented,which can be taken as reference for engineering application.

twin engines;afterbody;drag characteristic

2016-05-23)