动力尾置的飞机后机身一体化设计技术研究

动力尾置的飞机后机身一体化设计技术研究

赵富荣,温庆

中航通飞华南飞机工业有限公司，广东珠海 519040

摘要：动力尾置的飞机后机身、发动机短舱及其挂架之间存在流动很强的干扰，采用相关部件的一体化设计技术可以减小巡航状态的干扰阻力，提高气动效率。通过分析动力尾置布局飞机的气动特性，对动力尾置布局飞机的后机身-短舱-挂架一体化设计的技术内容、技术要求、技术方法开展了研究。通过对短舱安装位置的精心配置，不仅能够减小尾吊布局飞机发动机与机翼近距耦合时的干扰阻力，而且能够实现有利干扰，提高全机的气动效率。

关键词：动力尾置、干扰阻力、一体化设计、升阻比

1  引言

航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需的动力[1]。航空发动机不仅在性能上存在很大差别，在安装的具体位置上也有所不同。一般来说，喷气式飞机的发动机除了常见的翼吊式布局外，还有翼根、尾吊和翼尾吊等布局。公务机一般广泛使用后机身尾置发动机，这是一种“干净机翼”的设计。尾吊发动机布局，机体和发动机之间存在着干扰现象，公务机体型较小，发动机与翼的距离较近，这个问题更加突出，甚至会引起巡航因子下降很多。因此有必要深入研究，尽量减小巡航状态机翼、机身、挂架、短舱之间的干扰阻力。

2  动力尾置布局的气动特性

尾吊发动机布局，机体和发动机之间存在着干扰现象，公务机体型较小，发动机与翼的距离较近，这个问题更加突出，甚至会引起巡航因子下降很多。因此有必要深入研究，尽量减小巡航状态机翼、机身、挂架、短舱之间的干扰阻力。

这种布局的优点很明显：一是机翼下没有多余的凸起物，减轻了发动机吊舱对升力和阻力的影响；二是对翼下空间没有硬性要求，设计师可以缩短起落架高度，节省结构重量；三是可以为位于机身前部的头等舱、公务舱，甚至高端经济舱提供更加安静、舒适的环境；四是发动机的直径也不用受空间局限，可以采用非常大涵道比的发动机；五是由于发动机距离较近，一旦单发失效，对飞机偏航的影响远小于翼下吊挂布局。

这种布局也存在着缺点，比如瓦解了发动机对机翼的卸载作用；机尾发动机布局要求采用高平尾，需要在机型设计时加强垂直结构；不能随意增减发动机数量等。

3  一体化设计的内容

短舱的大小和相对机翼的位置决定其对机翼、机身产生干扰阻力的大小。

飞机机体和短舱一体化设计是一个综合的需多次迭代的过程，要兼顾机翼和发动机的设计要求，一般包括以下设计内容。

(1)短舱侧向安装位置设计

在尾吊布局中，飞机机身、挂架和短舱三者形成了一个收缩一扩张通道，该通道容易产生速度过高而引起分离。因此发动机侧向安装位置及挂架设计必须确保‘短舱一挂架一机身’干扰阻力最小。挂架的宽度是发动机侧向安装位置影响的主要参数。挂架宽度不能太小，如果宽度太小，流场变化较剧烈，可能出现局部超音速流，出现扩散段正压增长导致发生气流分离，产生强激波，增大干扰阻力。另外为了防止机身附面层进入发动机进气道，挂架作为隔离带也必须有一定的宽度，一般附面层厚度为离机头距离的1.1%左右，大于它即可，但考虑飞机侧滑时有机身涡进入进气道，则再加宽一些。挂架宽度也不能太大，因为宽度太大，短舱和挂架产生的升力较大，对尾翼避免和改出深失速效能影响较大，且结构重量上太吃亏。挂架在达到一定宽度时，再增加宽度对挂架的气动特性改善很小。

(2)短舱纵向安装位置设计

要确保对机翼升力降低、阻力增大的不利影响尽量小，争取得到有利影响。因为亚音速时，短舱的压力会前传到机翼，特别在短舱与机翼比较近时干扰更为明显。这种干扰会改变机翼内段的压力分布，降低机翼的升力系数。不过，由于压力曲线峰值的降低、激波前移和减弱，也就是说波阻减小了，机翼的阻力也可能会减小。所以，对于超临界机翼，为避免和减小短舱的不利干扰，利用其有利干扰，必须在机翼的设计中考虑短舱的影响，进行机翼+短舱+挂架的综合设计。因此，短舱、挂架和机翼机身之间的相对位置变得极为关键，不合适的配置将使得整个气动特性恶化。

但是，短舱的前后位置受布置和重心平衡条件约束，没有多少选择余地，基本固定。

(3)短舱三维安装位置的设计

短舱纵向和侧向位置的选择只是初步确定了短舱位置，这之后还必须要考虑机翼下洗流的方向，使其对机翼阻力降到最小，同时尽量保证进气面积最大，对于机身的干扰还要考虑短舱的偏侧，所以这部分区域需要反复迭代调整使之最优，依据国外发动机公司的建议，挂架表面的最大M数必须小于1.2才不会出现较强的激波及阻力的增加过大。

4  一体化设计的要求

动力尾置飞机后机身一体化设计中对发动机短舱安装位置的设计要求如下。

低速设计要求：

(1)正常起飞进气道的总压损失小和流场畸变小用来保证发动机推力损失低，在飞机飞行的包线范围之内不发生发动机颤振。

(2)起飞爬升第二阶段发动机停车(风转状态)时，风转发动机短舱外罩不能产生严重的气流分离而引起阻力的急剧增加，影响飞机达到规定的爬升高度。

(3)飞机在正常起飞低速大攻角大流量比时，同样要求不能出现分离。

(4)在规定的最大侧风速度(=18米/秒)和最大起飞推力状态下，进气道内的气流分离只能在飞机静止时存在，随着飞机在跑道上加速应很快消失以满足飞机侧风起飞的要求。

高速设计的要求：

(1)高速巡航时进气道总压恢复系数>99%，流场畸变IDC<1%。

(2)发动机最大巡航推力和风转状态时的溢流阻力低。

5  一体化设计的方法

短舱安装角和外撇角，根据拟安装短舱部位（无短舱）巡航状态机翼下洗和侧洗情况而定，这一过程通常通过CFD计算来完成。麦道公司曾在DC-9-30飞机(尾吊布局)上换装大推力发动机，改变了相应的短舱位置、流管大小，试验结果表明在Ma=0.70，CL =0.35时巡航阻力减小2％。因此，需要对发动机在飞机上的气动力安装特性进行CFD计算分析和相应试验研究，从而确定有利的短舱位置、短舱安装角和外撇角，使机翼在短舱的干扰影响下具有良好的马赫数和压力分布形态。

通过对短舱安装位置的精心配置，不仅能够减小尾吊布局飞机发动机与机翼近距耦合时的干扰阻力，而且能够实现有利干扰，提高全机的气动效率。

基于FFD技术实现气动外形的参数化。参数化过程直接对CFD表面网格进行操作，可实现气动外形的连续变化，并保持原有的拓扑关系。通过FFD控制体的整体操作，可以实现气动外形优化设计中所需的整体设计参数的改变，例如机翼的几何扭转、平尾的整体偏转等。采用多块对接的FFD控制体，可以实现多个气动力部件的一体参数化，可以在常规布局民用客机机翼优化的同时进行平尾偏转与外形优化。

基于IDW逆距离权重插值算法，构造了高效、鲁棒的空间网格变形模式，以实现气动外形优化设计中的空间网格自动更新。该算法同时考虑网格变形中产生的位移和扭转，通过四元数法对扭转变形进行插值。IDW算法本身为纯代数插值过程，其计算过程中不需要求解大规模线性或非线性方程组，因而计算效率较高。

采用反向模式自动微分技术和GMRES算法实现离散伴随方程[2][3]的高效无矩阵求解。为解决优化设计中大规模设计变量梯度求解问题，构造离散伴随方程以高效计算气动目标函数的导数。

结合RANS方程流场求解、FFD外形参数化、IDW网格变形算法、离散伴随方程与序列二次规划算法SQP，构建了基于梯度的气动外形优化设计程序系统。基于此系统，可以针对动力尾置的公务机布局开展后机身-短舱-挂架的一体化设设计研究。

6  结论

翼身组合体直接加上短舱后的全机构型的气动特性会有一定的恶化，对全机构型进行减阻优化设计，仍有一定的减阻空间，所以，有必要对飞机机体和发动机一体化设计，降低或消除不利干扰，增加有利干扰，使飞机的气动特性更好。

短舱与机翼近距耦合，短舱不可避免地对机翼表面的流动产生影响，为了避免机翼尾流的吸入，短舱位于机翼上方，故对机翼上表面的流动有阻滞作用，使上表面的流速下降，导致机翼的升力有所降低，全机巡航攻角增大，阻力增大，抬头力矩增加，升阻比降低。

参考文献

[1]詹东新,方沐.发动机布局上的“门道”[J].大飞机,2018(02):81-82.

[2]杨洋, 欧阳绍修, 刘学强等. 基于伴随算子的跨声速机翼气动优化设计[J]. 南京航空航天大学学报, 2013, 45(3): 347-352.

[3]熊俊涛, 乔志德, 杨旭东等. 基于黏性伴随方法的跨声速机翼气动优化设计[J]. 航空学报, 2007, 28(2): 281-285.