反推氣流對大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場影響的數(shù)值模擬研究

趙海剛

(中國飛行試驗(yàn)研究院發(fā)動(dòng)機(jī)所，西安 710089)

1 引言

反推裝置通過偏轉(zhuǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣氣流產(chǎn)生與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方向相反的力以實(shí)現(xiàn)飛機(jī)減速制動(dòng)[1]，是民用航空飛機(jī)和大型軍用運(yùn)輸機(jī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的常設(shè)部件之一。與機(jī)輪剎車相比，反推裝置在潮濕和有冰雪的跑道上也能為飛機(jī)提供有效制動(dòng)力[2]，大大提高了飛機(jī)的著陸安全系數(shù)。在眾多反推裝置類型中，葉柵式反推裝置因其集成度高、反推效果明顯，而成為大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置的首選形式[3-5]。但反推裝置的使用也會(huì)對發(fā)動(dòng)機(jī)造成潛在威脅。若反推氣流被發(fā)動(dòng)機(jī)再次吸入后會(huì)對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場產(chǎn)生干擾，造成總壓不均勻分布，即總壓畸變；同時(shí)，由于反推氣流來自經(jīng)風(fēng)扇增壓后的外涵氣流，其溫度通常較自由流高約35℃以上，反推氣流的再吸入也會(huì)在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口形成總溫畸變[6-8]，當(dāng)流場畸變較為嚴(yán)重時(shí)可導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)出現(xiàn)失速、喘振等不穩(wěn)定工作狀態(tài)，威脅飛機(jī)安全。因此，與發(fā)動(dòng)機(jī)的兼容性是反推裝置設(shè)計(jì)需重點(diǎn)關(guān)注的問題之一。

CFD技術(shù)在反推裝置與發(fā)動(dòng)機(jī)的兼容性研究方面有著廣泛應(yīng)用。如Chen[9]介紹了采用全三維黏性流場數(shù)值模擬技術(shù)計(jì)算反推氣流擾流流場細(xì)節(jié)的方法；Trapp等[4]采用CFD技術(shù)獲得某民用飛機(jī)著陸滑跑過程中的反推氣流流場，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證了結(jié)果的可靠性；左志成等[6]采用CFD 技術(shù)模擬了民機(jī)著陸時(shí)反推力系統(tǒng)打開后的全機(jī)流場，研究了反推力系統(tǒng)工作時(shí)對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場的影響；單勇等[10]采用FLUENT-CFD 軟件對反推裝置開啟過程進(jìn)行了非定常數(shù)值模擬，揭示了反推力裝置開啟過程的流場特征，獲得了移動(dòng)外罩和阻流門的運(yùn)動(dòng)規(guī)律對風(fēng)扇出口壓力的影響規(guī)律；陳著等[7]采用CFD 數(shù)值模擬方法研究了葉柵式反推裝置開啟后的流場特征，并分析了側(cè)風(fēng)對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口重吸入特性的影響。

反推裝置在飛機(jī)正?；苤戇^程中的最小使用速度(即臨界使用速度)，是反推裝置飛行試驗(yàn)的主要內(nèi)容之一，它的確定與反推氣流的重吸入特性密切相關(guān)；同時(shí)，飛機(jī)滑跑著陸過程中反推氣流的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，對臨界使用速度確定試驗(yàn)設(shè)計(jì)具有重要參考意義。本文以某配裝四臺(tái)大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)為研究對象，基于反推裝置打開狀態(tài)的一體化全機(jī)模型，采用CFD方法計(jì)算了不同著陸滑跑速度下的反推擾流流場，分析了反推氣流分布隨滑跑速度的變化特點(diǎn)及對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場的影響，為反推裝置臨界使用速度確定試驗(yàn)方案和進(jìn)氣道流場測量方案設(shè)計(jì)提供了參考依據(jù)。

2 建模和網(wǎng)格劃分

研究對象配裝的四臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)各配備有一套葉柵式反推裝置，將各發(fā)動(dòng)機(jī)外涵氣流偏轉(zhuǎn)而產(chǎn)生反推力。采用UG三維建模軟件建立發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置打開狀態(tài)的全機(jī)三維模型。發(fā)動(dòng)機(jī)反推葉柵沿發(fā)動(dòng)機(jī)短艙周向分布，建模時(shí)對其結(jié)構(gòu)進(jìn)行簡化，忽略反推葉柵內(nèi)部流道結(jié)構(gòu)，采用給定排氣方向的等效壓力出口面表征葉柵結(jié)構(gòu)對氣流的偏折作用。發(fā)動(dòng)機(jī)建模時(shí)不考慮發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部結(jié)構(gòu)，僅對短艙外罩、進(jìn)氣道和內(nèi)涵尾噴管流道建模。機(jī)體建模時(shí)忽略起落架、機(jī)翼襟副翼結(jié)構(gòu)，僅保留飛機(jī)的整體外形結(jié)構(gòu)。

該飛機(jī)模型沿中心平面對稱，為節(jié)約計(jì)算資源、縮短計(jì)算周期，在反推裝置全機(jī)三維流場計(jì)算時(shí)采用對稱面一側(cè)的機(jī)體結(jié)構(gòu)建立計(jì)算域。計(jì)算域如圖1所示，為一個(gè)1/4圓柱，長度為飛機(jī)長度的13倍，進(jìn)口距飛機(jī)機(jī)頭為5 倍飛機(jī)長度；計(jì)算域底部平面為地面。采用ICEM 軟件對計(jì)算域劃分四面體網(wǎng)格，對發(fā)動(dòng)機(jī)短艙及附近地面網(wǎng)格進(jìn)行加密，在進(jìn)氣道內(nèi)壁面生成邊界層網(wǎng)格，第一層網(wǎng)格為0.5 mm，增長比1.2，生成了10層網(wǎng)格。計(jì)算域網(wǎng)格總數(shù)約700萬，機(jī)身附近的網(wǎng)格如圖2所示。

圖1 計(jì)算域網(wǎng)格Fig.1 Computational domain grids

圖2 機(jī)身附近網(wǎng)格Fig.2 Grids around the fuselage

3 數(shù)值模擬條件和方法

由于反推力的作用，飛機(jī)在滑跑著陸過程中速度不斷減小。本次計(jì)算將滑跑著陸的動(dòng)態(tài)過程看作一系列的準(zhǔn)定常過程，采用定常求解方法求解著陸減速過程中不同速度下的反推流場，從而獲得整個(gè)滑跑過程中反推裝置擾流流場和進(jìn)氣道出口流場的變化過程。

參考文獻(xiàn)[7]，在正常著陸狀態(tài)下，飛機(jī)輪子接觸地面時(shí)的起始滑跑速度約為0.22 馬赫(標(biāo)準(zhǔn)大氣條件)，在反推力作用下滑跑速度逐漸減小，在馬赫數(shù)0.12左右關(guān)閉反推裝置；而在應(yīng)急使用(應(yīng)急中斷起飛和應(yīng)急著陸)情況下，反推裝置應(yīng)允許一直使用到飛機(jī)完全停止。因此，本文數(shù)值模擬了海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣環(huán)境、最大反推狀態(tài)下，飛機(jī)滑跑速度0.22、0.20、0.18、0.16、0.14、0.12、0.10、0.08、0.06、0.04、0.02馬赫，共11個(gè)速度點(diǎn)的全機(jī)流場。

采用FLUENT 軟件進(jìn)行反推流場數(shù)值模擬，使用了Roe-FDS離散格式，參考文獻(xiàn)[8]選取k-ε湍流模型進(jìn)行計(jì)算。邊界條件設(shè)置如圖1 所示，計(jì)算域圓柱面和前后底面為壓力遠(yuǎn)場邊界條件，設(shè)置相對來流馬赫數(shù)、大氣靜溫和靜壓；計(jì)算域側(cè)面為對稱邊界條件；底部為無滑移壁面邊界條件，設(shè)置與相對來流大小相等方向相同的運(yùn)動(dòng)速度；進(jìn)氣道出口為壓力出口邊界，出口靜壓由發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)確定；內(nèi)涵噴管進(jìn)口為壓力入口邊界，給定對應(yīng)發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的噴管進(jìn)口總溫、總壓；各葉柵塊為壓力入口邊界，給定對應(yīng)狀態(tài)下的外涵噴管出口氣流總溫、總壓和葉柵排氣方向(即矢量方向)。

4 數(shù)值模擬結(jié)果分析

圖3 為部分滑跑速度的反推氣流速度流線分布?？煽闯?，該型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)反推氣流排氣方向有一定特點(diǎn)，在發(fā)動(dòng)機(jī)左側(cè)(逆航向，下同)反推氣流主要向斜上方和斜下方排出，發(fā)動(dòng)機(jī)右側(cè)反推氣流排氣方向分為上、中、下三個(gè)方向。反推氣流斜向前噴出后受相對來流阻擋，導(dǎo)致氣流速度逐漸減小，最終偏轉(zhuǎn)流向下游。隨著滑跑速度的減小，反推氣流的折轉(zhuǎn)點(diǎn)逐漸靠前，在發(fā)動(dòng)機(jī)徑向的影響范圍也逐漸增大。根據(jù)計(jì)算結(jié)果分析發(fā)現(xiàn)，當(dāng)滑跑速度在0.10馬赫以上時(shí)，反推氣流在機(jī)身周圍的分布較為有序，對發(fā)動(dòng)機(jī)前方進(jìn)氣環(huán)境基本無影響。隨著滑跑速度的減小，發(fā)動(dòng)機(jī)排出的反推氣流對機(jī)體和地面造成沖擊，回流氣流對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口前方流場造成嚴(yán)重干擾。當(dāng)滑跑速度減小到0.08 馬赫時(shí)，內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)有明顯的反推氣流吸入現(xiàn)象，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)也吸入了內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)相鄰一側(cè)的反推氣流。隨著滑跑速度的進(jìn)一步減小，反推氣流向前運(yùn)動(dòng)得更遠(yuǎn)，與自由來流相互摻混后在飛機(jī)周圍和進(jìn)氣道前方形成復(fù)雜、紊亂的流場。當(dāng)滑跑速度減小到0.04 馬赫時(shí)，折轉(zhuǎn)的反推氣流幾乎包裹了整個(gè)前機(jī)身和進(jìn)氣道進(jìn)口前區(qū)域，大量反推氣流被兩臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)再次吸入。

由于反推氣流的溫度要高于自由流溫度，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫度場分布能更明顯地反映反推氣流的重吸入特性。圖4 和圖5 分別是內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面Δ和δT2FAV隨飛機(jī)滑跑速度的變化曲線，圖6是發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面總溫比(定義為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總溫與自由來流總溫之比)分布云圖。從圖中可以看出，在滑跑速度大于0.10 馬赫時(shí)，內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的Δ、δT2FAV均接近于0，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫度場分布均勻，在該滑跑速度范圍內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)均沒有吸入反推氣流。滑跑速度等于0.10 馬赫時(shí)，Δ和δT2FAV略微升高，此時(shí)內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)均有少量的反推氣流吸入。隨著滑跑速度的減小(Ma＜0.10)，由于反推氣流的吸入量逐漸增多，內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口Δ和δT2FAV快速增大，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面出現(xiàn)明顯的高溫區(qū)。在滑跑速度等于0.08馬赫時(shí)，內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口Δ均達(dá)到最大值，內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口δT2FAV達(dá)到最大值，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)δT2FAV較滑跑速度等于0.10 馬赫時(shí)明顯增大。隨著滑跑馬赫數(shù)的進(jìn)一步減小，整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面的總溫均明顯升高，溫度場趨于均勻，使得內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口Δ有所降低，而外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口δT2FAV基本呈增大趨勢。

圖10為滑跑速度小于等于0.10馬赫時(shí)內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)反推氣流流線分布?？梢园l(fā)現(xiàn)，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的反推氣流主要來自內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)右中部葉柵排出的氣流。由于機(jī)翼后掠的原因，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口要比內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的偏后，內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)右中部的反推氣流會(huì)打在外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的短艙上，且隨著滑跑速度的逐漸減小，這部分反推氣流對外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的沖擊位置逐漸向其進(jìn)氣道唇口移動(dòng)。當(dāng)滑跑速度減小至0.08馬赫時(shí)，部分氣流就被外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入，造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口靠近機(jī)身一側(cè)出現(xiàn)明顯的高溫區(qū)，相應(yīng)區(qū)域的總壓也有所下降。當(dāng)滑跑速度進(jìn)一步減小時(shí)，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的反推氣流更多，對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面的影響范圍也更大，使得溫度畸變強(qiáng)度明顯增大，但溫度畸變周向不均勻度有所降低。

圖3 部分滑跑速度的反推氣流速度流線分布(逆航向)Fig.3 Reverse thrust airflow velocity distribution of partial aircraft taxing velocities(front view)

圖4 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫度畸變周向不均勻度隨滑跑速度的變化Fig.4 The inlet Δ of different taxing Mach numbers

圖5 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫度畸變強(qiáng)度隨滑跑速度的變化Fig.5 The inlet δT2FAVof different taxing Mach numbers

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面總溫比分布云圖(逆航向)Fig.6 Temperature ratio distributions of the engine inlet section(front view)

圖7 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口穩(wěn)態(tài)周向總壓畸變指數(shù)隨滑跑速度的變化Fig.7 The inlet Δ of different taxing Mach numbers

圖8 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面平均總壓恢復(fù)系數(shù)隨滑跑速度的變化Fig.8 The inlet σavof different taxing Mach numbers

圖9 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面總壓恢復(fù)系數(shù)分布云圖(逆航向)Fig.9 Total pressure recovery coefficient distribution of the engine inlet section(front view)

內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的反推氣流主要來自反推氣流打在飛機(jī)機(jī)身上的回流氣流。內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)左下方反推氣流排出后打在相鄰機(jī)身上，并在來流作用下在機(jī)身旁邊形成一個(gè)旋渦區(qū)。當(dāng)滑跑速度大于等于0.10 馬赫時(shí)，旋渦區(qū)氣流從內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)下方沿地面流向后方。當(dāng)滑跑速度減小至0.08 馬赫時(shí)，旋渦區(qū)影響范圍增大，其上部回轉(zhuǎn)氣流被內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)從右下方吸入，使得內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口右下方區(qū)域溫度驟升，總壓損失增大，周向總溫畸變、面平均相對溫升等都明顯增大。隨著滑跑速度的進(jìn)一步減小，旋渦區(qū)位置更加靠前。在滑跑速度為0.06 馬赫時(shí)，旋渦區(qū)已移至機(jī)頭前方，由于與自由流的相互作用，折返氣流總溫有所下降，使得內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面最大總溫下降，加之內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)大部分區(qū)域被反推氣流占據(jù)，其總溫畸變較滑跑速度為0.08 馬赫時(shí)明顯減小。隨著滑跑速度的繼續(xù)減小，與外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的一致，內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的反推氣流基本覆蓋了整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口面，使得溫度畸變周向不均勻度明顯降低，但溫度畸變強(qiáng)度仍保持較高水平。

圖10 發(fā)動(dòng)機(jī)反推氣流流線分布Fig.10 Engine reverse flow streamline distribution

反推裝置與發(fā)動(dòng)機(jī)匹配性試飛，一般采用逐漸逼近的方法獲得發(fā)動(dòng)機(jī)的不穩(wěn)定工作速度點(diǎn)：試驗(yàn)時(shí)逐漸減小反推裝置收起時(shí)的滑跑速度，直至捕捉到發(fā)動(dòng)機(jī)工作不穩(wěn)定或飛機(jī)完全停止。根據(jù)本文流場仿真結(jié)果，該型發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置的臨界使用速度約為0.10 馬赫，空速約為122 km/h。針對該型發(fā)動(dòng)機(jī)的反推裝置試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)在該速度附近選取較小的速度間隔以準(zhǔn)確確定反推裝置的臨界使用速度。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場總溫分布能更好地反映反推氣流的再吸入特征，故在反推裝置試驗(yàn)進(jìn)氣道流場測量時(shí)應(yīng)對其進(jìn)行重點(diǎn)測量。

5 結(jié)論

通過對飛機(jī)著陸滑跑過程中反推流場的數(shù)值模擬，獲得了不同滑跑速度下反推氣流的分布特點(diǎn)和對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場的影響，主要得出以下結(jié)論：

(1)該型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置的反推氣流分不同方向斜向前排出，受自由流阻礙，其速度逐漸減小并最終折返向下游運(yùn)動(dòng)，且隨著滑跑速度的減小，折返點(diǎn)更靠前，反推氣流的軸向和徑向影響范圍逐漸增大，對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口前方的流場干擾也越強(qiáng)烈。

(2)當(dāng)滑跑速度大于等于0.10馬赫時(shí)，內(nèi)、外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)均沒有吸入反推氣流，進(jìn)口流場分布均勻；當(dāng)滑跑速度小于0.10 馬赫且逐漸減小時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的反推氣流量逐漸增多，在初始吸入階段，內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的反推氣流主要來自于機(jī)身之間的回流區(qū)，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的反推氣流來自內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)相鄰的反推葉柵。

(3)該型飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置的臨界使用速度約為0.10馬赫(即122 km/h)，在反推裝置飛行試驗(yàn)時(shí)應(yīng)在該速度附近采用較小的速度補(bǔ)償以準(zhǔn)確確定臨界使用速度。

(4)反推氣流的吸入會(huì)造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場總溫、總壓畸變，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場總溫分布能更好地反映反推氣流的再吸入特征，反推裝置試驗(yàn)進(jìn)氣道流場測量方案設(shè)計(jì)應(yīng)重點(diǎn)考慮發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場總溫分布的測量。