卫永斌，段卓毅，郭兆电，杨成凤

航空工业第一飞机设计研究院，西安 710089

飞机动力装置是保证飞机在飞行包线内发动机可靠工作的系统，动力装置的安全可靠性直接影响着发动机的安全可靠性。发动机短舱是飞机动力装置的重要组成部分，也是飞机和发动机部门共同关心的气动部件，其性能研究也日益受到关注。短舱包括进气道和外罩2部分，分界线为进口前缘线，如图1所示。

短舱进气道属于亚声速皮托式，长度短且没有辅助进气门、放气孔槽，外形简洁，进气效率高，工作时要为发动机提供充足的进气量和高品质流场，以保证发动机在各种工作状态下正常运行。短舱外罩是发动机的房子，与空气自由流直接接触，用来包裹发动机及其附件，在多种约束下为获得较好的气动流场，通常要求外形光顺，以减小飞机阻力。短舱适用于高亚声速飞机，在飞机上的布局多为翼吊或尾吊。尾吊布局的短舱进气道性能受机翼尾迹流的影响大，外罩离机身近，流场受干扰严重，在飞机上的应用较少。翼吊布局的短舱流场不易受飞机其他部件的干扰，正常飞行状态下进气效率高，外罩流场均匀，在飞机上的应用较多。

国外短舱研究开展较早，设计技术也较为成熟，典型成品包括民用客机B737和A320等飞机的短舱及军用运输机C17和伊尔76等飞机的短舱。在短舱研究历程中，Lin等将预测/校正设计方法与CFD计算技术结合，总结出了短舱空气动力学设计准则，并设计了三维短舱实例[1]。Naik等在Navier-Stokes方程基础上，采用反设计方法通过改变短舱形状以合理分布短舱表面压力，并整理了一套参数化短舱设计和流场计算方法[2]。Wilhelm采用反设计方法，采用有效体积法离散雷诺平均方程，在几何形状约束下反复迭代计算，以满足短舱表面压力分布，并进行了三维短舱和挂架的一体化设计，节约了网格建模及CFD计算耗费的大量时间，提高了设计效率和设计质量[3]。

国内短舱研究起步并不晚，运10匹配中小涵道比涡扇发动机曾自主研发短舱，但没有形成产品,因而设计基本没有得到传承[4]。周洪升和钟易成采用轴对称构造对翼吊布局短舱进行了参数化设计研究[5]。刘凯礼等对民用涡扇发动机短舱的综合性能进行了研究[6-8]。王修方以短舱、挂架及机翼间相互干扰阻力最小为目标对翼吊布局动力短舱的设计进行了研究[9]。

近些年，环保形势日益严峻，航空节能减排降噪的要求越来越高，为满足这些要求,业界进行了多项相关技术研究，其中气动减阻技术成为了重点[10]。短舱阻力在飞机整体阻力中占有一定分量，因而短舱减阻也逐渐成为研究的热点之一。随着气动设计技术和航空制造水平的快速提高，自然层流(NLF)气动设计也逐渐成为可能，层流短舱在这样的大环境下应运而生。

自然层流设计技术最早应用在机翼设计上，通过合理设计顺压梯度，可有效抑制Tollmien-Schlichting(TS)波的发展推迟流动转捩，在机翼上生成尽可能多的层流区[10]。层流流动的维持需要一定的顺压梯度和无激波环境，这在某种程度上限制了层流流动设计的应用。为此乔志德提出了利用弱激波形成足够的顺压梯度生成自然层流机翼，并进行了计算和风洞验证[11]。相比机翼，短舱外罩对力矩、升力等约束宽松很多，加之短舱前缘后掠角较小，使得短舱外罩基本不受附着线性转捩和横流不稳的困扰，在短舱外罩上设计层流流动减阻有自身的有利条件。

层流短舱就是在短舱外罩上合理设计顺压梯度，减弱外罩前部气流加速形成的弱激波带来的逆压梯度，推迟短舱外罩上气流的转捩，尽可能在外罩上生成较多的层流区以减小短舱阻力。B787飞机的短舱率先采用了层流流动设计，并在短舱外罩上实现了40%左右的层流覆盖[12]。国外对层流短舱的研究较早，1984年美国国家航空航天局兰利中心对短舱外罩上的层流流动进行了设计，并进行了风洞试验和飞行试验[13]。1992─1993年，罗罗公司(Rolls Royce)、德国宇航中心(DLR)等合作在VFW-614/ATTAS飞机上进行了层流短舱设计和飞行试验[14]。国内中国航发集团Zhong和Li利用NURBS曲线对层流短舱设计进行了研究[15]。南京航空航天大学曹凡等对高雷诺数下跨声速自然层流短舱优化设计进行了研究[16]，讨论了马赫数和湍流度等参数对层流转捩的影响。西北工业大学白俊强等进行了基于EFFD方法的自然层流短舱优化设计研究[17]。

目前层流流动设计研究取得了很大进步，有很多资料公开报道了其在减阻方面的突出优势，但它在实际工程上的成熟应用还有很多限制。短舱直接暴露在空气中，易受到灰尘、鸟粪、结晶体、水滴、昆虫残骸等附着物污染而使外罩上的层流流动提前转捩，外罩表面光洁度、波纹度不够或遭到破坏以及铆钉凸起等都会引起层流的提前转捩，使得层流减阻达不到预期。此外还要考虑层流设计收益是否能抵消攻角状态或攻角侧风状态等多飞行工况下的安全性和稳定性的不利影响以及维护成本的增加。这是绝大多数运输类飞机不采用层流短舱的重要原因。国内层流短舱应用在飞机上实际飞行还没有公开的报道。

此次研究基于层流机翼飞行验证机的短舱。该短舱采用了层流流动设计原理，在外罩上设计了顺压梯度并弱化激波以抑制负压峰带来的逆压梯度进行了减阻，没有刻意追求层流流态和最佳减阻效果。更多的是在考虑实际使用环境下，兼顾短舱多飞行工况的性能稳定性和安全性。本文重点讨论了短舱进口剖面形状、唇口前缘半径2个要素对短舱性能的影响，研究方法是首先利用试验结果对CFD计算方法进行正确性验证，然后采用该CFD计算方法进行研究。

1 研究方法

1.1 计算建模

层流机翼飞行验证机的短舱为小型涡喷发动机短舱，该短舱沿流向长度L0约为600 mm，外罩最大横截面直径Dmax约为400 mm，后部收缩角约为7°，沿纵向中截面左右对称。进气道出口面积Ae约为1.327×10-4m2，进口后掠角约为3°，收缩比CR约为1.2。最大使用马赫数为0.8，巡航马赫数为0.7，最大雷诺数不超过2.0×107，具备使用层流流动设计原理进行减阻的条件。其纵向中截面型线和三维轮廓外形分别如图1和图2所示。

计算建模软件为GAMBIT,选全尺寸单独短舱建模，采用单连通多模块一体化空间拓扑结构，纯结构化网格。网格量约120万，全拓扑区域内网格畸变在0.85以下，第1层附面层厚度h≤0.01 mm，各状态下全壁面y+在1附近，以保证计算精度和准确性[18-19]。单独短舱计算环境为亚声速，后部流场缺少喷流引射作用，如果后部处理成像风洞试验一样直接抽吸管道，会引起连接处曲率不连续带来流场扰动，该扰动前传会对前方短舱流场造成影响。为解决该问题，计算时在短舱后部追加了1个锥形整流罩，该整流罩与短舱外罩连接处曲率连续，如图2所示。

图2 带锥形整流罩短舱和结构化网格建模

1.2 边界条件

求解器选用与GAMBIT网格建模耦合最好的FLUENT软件，湍流模型采用Realizablek-ε，二阶迎风格式求解，计算准度和可信度较高[20]。短舱求解的边界条件设置如图3所示。短舱后部追加的锥形整流罩也处理成壁面(Wall)边界条件，在边界定义时与短舱外罩分开，以便提取短舱外罩上的性能参数。短舱进气道计算流量收敛到发动机要求的流量[21-23]，二阶残差收敛均达到10-6以下。

图3 短舱求解边界条件设置

1.3 研究状态及参数

(1)

(2)

(3)

(4)

(5)

式中：Pt∞为远场气流的总压；Pt为进气道出口面上的平均总压；Ptmax为进气道出口面上的总压最大值；Ptmin为进气道出口面上的总压最小值；ρ∞为远场空气的密度；V∞为远场气流的速度；FD为外罩上的总阻力；SA为全机参考面积；P0为外罩上的当地静压；P0∞为远场气流的静压；G0为进入进气道的气流量；Gmax为进气道能捕获的最大气流量。

1.4 外罩上截面占位

研究短舱外罩性能时为了说明外罩上压力系数Cp的分布，选取了3个典型截面如图4所示。截面1、截面3分别为外罩纵向对称面上、下侧，截面2为外罩水平中截面右侧。

图4 短舱外罩上截面占位

2 计算正确性验证

本节研究选取3种短舱进口形状，分别为圆形、椭圆以及方圆组合形，方圆组合形与田径场跑道圈的形状相似，这里称其为跑道圈形，如图5所示。O1、O2分别为圆形、椭圆形中心，O3为跑道圈形上半圆圆心。圆形进口半径为R1，椭圆进口短半轴长为H2，长半轴长为W2，H2/W2取约0.91，经研究H2/W2在0.91附近时椭圆形进口的短舱性能较好。跑道圈形上半圆半径为R3，左侧竖边高为H3,研究后统计R3/H3在0.54左右时跑道圈形进口的短舱性能较好，故本次选取R3/H3约为0.54。圆形、椭圆形、跑道圈形进口的短舱编号依次为短舱1、短舱2、短舱3。

图5 短舱进口形状

表1中不同进口形状的短舱所有参数的计算值都略小于试验样本值，且差量基本在3%以内，表明计算结果稳定保守，具有可信性。该计算方法具备对不同研究对象的计算稳定性及不同参数计算准度的捕获能力。在地面静态下，3种不同进口形状的短舱之中，椭圆形进口的短舱进气道性能最好，跑道圈形进口的短舱进气道性能最差。

表1 不同进口形状短舱进气道在发动机流量点处参数计算与试验对比

比较图6中3种不同进口形状的短舱进气道出口计算与试验的σ分布图谱发现，计算与试验的进气道出口低压区都呈环状靠近壁面上侧分布，与理论分析预测的进气道内无分离时低压区的分布形态一致，加之计算与试验图谱上低压区的面积大小和具体位置都很接近，表明σ分布图谱计算具有准确性，该计算方法具备准确刻画流场细节的能力。综合上述，该计算方法具备可信性和准确性，能满足研究需要。

图6 不同进口短舱进气道出口σ图谱计算与试验比较

3 短舱性能计算

3.1 不同进口形状的短舱性能

3.1.1 进气道性能

图7 不同进口形状短舱进气道σ和随φ的变化曲线

3.1.2 外罩性能

外罩阻力研究集中在状态1和状态2，3种不同进口形状的短舱外罩上阻力系数CD随流量系数φ的变化曲线和外罩各截面上压力系数Cp的分布曲线如图8所示。研究外罩上压力系数Cp在3个截面处的分布时选用状态1。图8中横轴X/D表示以进口中心为坐标原点，外罩上各横截面处点的横坐标X与进气道出口直径D之比，顺气流为正方向。

图8 不同进口形状短舱外罩CD随φ的变化和Cp分布曲线

不同进口形状的短舱外罩上的CD都随φ的增加而减小，低速状态减速比高速状态快，同一短舱相同φ下的CD值低速状态的都明显比高速状态的小。在状态2(低速状态)下，随着流量的增加，进气道进口前捕获流管增大，流管外气流加速，但在外罩最大横截面前都没达到声速从而没出现激波，短舱外罩上顺压梯度一直处于增加状态，外罩上的压差阻力和摩擦力都在减小，总阻力也随之减小。在状态1(高速状态)下，小流量状态进气道的溢流很大，进口前气流在短舱外罩最大横截面前加速达到了声速出现了弱激波，压差阻力增大，波后弱逆压梯度出现，层流转捩为湍流，摩擦力增加，随着流量增加，进气道溢流减少，进口前流管外气流速度减小，外罩上最大横截面前激波逐渐减弱，在某个流量点处外罩上激波消失，层流流动在外罩上转捩推迟，压差阻力和摩擦阻力都随之减小，总阻力也减小，这符合应用层流流动设计原理对短舱减阻的设计初衷。层流流态的直接证明不是本文关注的重点，在此不再详述。

高速状态在小流量时外罩上存在弱激波，其总阻力比低速状态小流量时的大。随着流量增加，虽然高速状态压力梯度减小速度比低速状态的快，但总阻力基数大，结果仍是高速状态比低速状态的总阻力大。相同状态相同φ下，不同进口形状的短舱外罩上的CD存在差异，但差异并不大。椭圆形进口的短舱外罩上总阻力最小，跑道圈形短舱外罩上总阻力最大。

相同截面不同进口形状的短舱外罩上压力系数Cp的分布规律相同。在截面1和截面2上，Cp沿流向从前向后增大，在外罩前部增速较快，在外罩最大横截面以后增速变慢，在短舱外罩尾部收缩段增速又有所回升。在截面3上，沿流向从前向后Cp先减小后增大，分界点处在短舱外罩最大横截面位置附近。

相同截面上相同位置处不同进口形状的短舱外罩上Cp值的大小有差异，但差异不明显。3种不同进口形状的短舱外罩上Cp值差异最大的地方处在短舱外罩上侧最大横截面前的纵向中截面——截面1上。在该处椭圆形进口的Cp绝对值最小、增速最慢，分布形态最好，跑道圈形进口的Cp绝对值最大、增速最快，分布形态最差。

综上进口形状对短舱性能的影响分析，在无攻角高低速状态下，不同进口形状的短舱性能存在差异但差异不大，椭圆形进口的短舱性能略优于其他2种进口形状的短舱性能。

3.2 不同唇口半径的短舱性能

3.2.1 进气道性能

短舱唇口前缘半径r的大小决定着短舱前缘的钝尖，直接影响着短舱性能的优劣。研究中选取了3种量值大小不同的r，并用短舱进口前缘当量直径d0进行无量纲化，表示为r/d0，其中d0计算式为

(6)

式中：A0为短舱进口前缘面积。在经验规律范围内r/d0取值依次为0.036、0.040、0.044，3种不同唇口的r/d0对应3种不同短舱。依r/d0从小到大次序分别对应短舱P1、短舱P2、短舱P3，如图9所示。这3种短舱除了唇口r不同，进气道面积分布律、短舱进口形状、长度、出口形状和面积(也即发动机进口形状和面积)、后掠角、外罩后部收缩角等都相同，进口形状都为椭圆形，面积都采用缓急适中的分布规律。

图9 3种不同大小r/d0的短舱唇口

图10 不同唇口r/d0的短舱进气道σ和随φ的变化曲线

相同状态相同φ下，不同唇口r/d0的短舱进气道性能有差异，在2-A-S(低速大攻角大侧滑角状态)下，进气道性能差异较小，在1-A-S(高速大攻角大侧滑角状态)下，进气道性能差异明显。

在2-A-S状态，进气道内气流的顺压梯度抵消了气流转弯形成的逆压梯度，使得r/d0取值对进气道性能的影响不明显，r/d0取值增加剩余顺压梯度减小，气流转弯速度减小，转弯后总压损失减少、静压畸变增大。该状态下短舱P3、短舱P2、短舱P1进气道的性能依此顺序变差且性能差异很小，符合上述分析。

在状态2-A-S下，不同唇口r/d0的短舱进气道性能差异很小，但在1-A-S下，短舱P3进气道的性能明显比短舱P1、短舱P2进气道的性能低，选取了发动机流量点附近(φ=0.758)的状态查证原因。3种不同唇口r/d0的短舱在发动机流量点附近(φ=0.758)出口σ和壁面3D速度矢量的分布如图11所示。

图11 不同唇口r/d0的短舱进气道出口σ和进气道壁面3D速度矢量分布(φ=0.758)

在不同唇口r/d0的短舱进气道出口σ分布图谱中，低压区总压值低、范围大，总压损失就大，静压畸变也大。短舱P3进气道出口左下侧低压区内总压损失最严重且范围最大，短舱P2进气道出口左下侧低压区内总压损失最轻且范围最小,短舱P1进气道出口左下侧低压区内总压损失程度和低压区范围与短舱P2的接近，所以短舱P1与短舱P2的性能接近，都明显比短舱P3的性能好。

对比不同唇口r/d0的短舱进气道壁面3D速度矢量的分布发现，短舱P2、短舱P1进气道内的速度矢量分布均匀，没有出现速度矢量反向，表明没有出现气流分离，进气道内总压损失主要还是进气道壁面上摩擦力做功引起的，静态畸变也还是气流本身扰动引起的，总压损失程度轻、低压区范围小，与σ图谱的分析吻合。

短舱P3进气道内的速度矢量出现了一对旋转的涡——分离涡，该分离涡处在了进气道出口前喉道后扩张段左下侧，这就与短舱P2、短舱P1进气道的情况不同，进气道内引起总压损失和静态畸变的主要因素变成了该分离涡，再加上进气道内摩擦力做功引起的总压损失和气流扰动，导致了进气道出口的总压损失最严重且低压区范围最大。进气道内出现分离涡会影响发动机的正常运行，进而影响飞行安全，在工程上短舱进气道内应尽量避免出现分离涡。

3.2.2 外罩性能

本节延用3.2.1节里的短舱。高速带小攻角一般是短舱外罩重点使用状态，选取状态1带攻角α=6°，状态编号为1-O-U，研究外罩上压力系数Cp的分布时选用截面1。3种不同唇口r/d0的短舱外罩上阻力系数CD随流量系数φ的变化曲线和外罩上截面1处压力系数Cp的分布曲线如图12所示，图中Cp分布的横坐标X/D表示外罩上各横截面处点的横坐标X与进气道出口直径D之比，顺气流方向为正方向。

图12 不同唇口r/d0短舱外罩上CD和Cp分布曲线

不同唇口r/d0的短舱在外罩截面1上的CD都随φ的增加而减小。相同φ下不同r/d0的短舱外罩上的CD有明显差异，CD值随r/d0的增加而明显增大。在1-O-U状态下，随短舱r/d0增加转弯后形成的逆压梯度增大，抵消外罩对气流加速形成的顺压梯度增多，剩余顺压梯度减少，压差阻力和摩擦阻力都增大，加之r/d0增大气流转弯经过的路程增长，外罩受力面积增大，总阻力增大，CD也就增大。

不同唇口r/d0的短舱在外罩截面1上的压力系数Cp的分布形态相同，沿气流方向从前向后Cp增大。相同位置处，不同r/d0的短舱外罩上Cp值大小的差异程度不同，外罩最大横截面前截面1上各位置的Cp值差异最明显，在该处随r/d0的增加Cp值增大最明显，Cp绝对值的减小量最大。

在1-O-U状态下，发动机流量点附近(φ=0.747)3种不同唇口r/d0的短舱外罩壁面上总压恢复系数σ和3D速度矢量的分布如图13所示。

图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种不同唇口r/d0的短舱外罩壁面上σ分布图中，短舱P1外罩上的低压区出现最早，低压区内总压最低值最低，其次为短舱P2外罩上的，短舱P3外罩上的低压区出现最晚，低压区内总压最低值最高。说明短舱P1外罩上出现激波最早且激波最强，短舱P3外罩上出现激波最晚且最弱，证明前面分析正确。

对比3种不同唇口r/d0的短舱外罩壁面上的3D速度矢量分布发现，短舱P1外罩前缘上侧的速度矢量最大最长，该处速度最大，剩余顺压梯度最大，说明气流转弯形成的逆压梯度最小，短舱P2外罩上侧的速度矢量大小其次，短舱P3外罩上侧的速度矢量最小最短，该处速度最小，剩余顺压梯度最小，气流转弯形成的逆压梯度最大，也证明了前面理论分析正确。

综上唇口前缘r/d0对短舱性能的影响分析，在大攻角大侧滑下，r/d0在高速状态对进气道性能的影响较大，而在低速状态影响不明显，进气道性能随r/d0不是单调变化的。在高速小攻角小侧滑角下，r/d0对短舱外罩上阻力的影响明显，外罩上的总阻力随r/d0单调变化。在工程上，为兼顾减阻和机动安全性，选取短舱唇口前缘半径时要谨慎适中。

4 结 论

本文以考虑了层流原理设计的3种短舱为载体，通过CFD参数化分析研究，得出如下结论：

2) 不同进口形状的短舱性能存在差异，但差异不大。高速状态比低速状态性能差异明显。椭圆形进口的短舱性能比跑道圈形和圆形进口的短舱性能好。椭圆形进口短舱进气道的总压损失最小，抑制扰动的能力最强，压力畸变最小，外罩上的气流加速性和顺压梯度最好，层流维持能力最强，阻力最小。短舱外罩上层流流态的直接证明没有详述，将来还需要仔细研究。

3) 不同唇口前缘半径的短舱在大攻角大侧滑角高速状态进气道的性能差异明显，低速状态进气道的性能差异较小。短舱进气道的性能随唇口前缘半径不是单调变化，以唇口前缘半径取某适中值为分界点，分界点之前进气道性能随唇口前缘半径的增加而变好，分界点之后进气道性能随唇口前缘半径的增加而变差，甚至还会出现分离涡。外罩上的阻力随唇口前缘半径单调变化，唇口前缘半径增加，外罩上的阻力增大。工程上选取短舱唇口前缘半径时，要兼顾短舱的减阻和机动安全性。