馬建等

【摘 要】對尾吊布局的民用飛機(jī)，發(fā)動機(jī)安裝環(huán)境對發(fā)動機(jī)進(jìn)氣影響相比翼吊飛機(jī)要大，機(jī)上安裝環(huán)境下的發(fā)動機(jī)側(cè)風(fēng)地面試驗，在某些風(fēng)向的強(qiáng)側(cè)風(fēng)下，發(fā)動機(jī)會發(fā)生喘振、熄火等異常情況，由于測壓耙的壓力測點少而分散，試驗中無法實時分析數(shù)據(jù)，在試驗中肉眼無法看到氣流在進(jìn)氣道內(nèi)部及附近的變化，在試驗中往往需要重復(fù)進(jìn)行多個來流方向和多種側(cè)風(fēng)強(qiáng)度下的試驗。采用CFD進(jìn)行數(shù)值模擬，可以定性的分析在裝機(jī)環(huán)境下的側(cè)風(fēng)在發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道附近的流場變化，對試驗有一定的借鑒作用，可以避免試驗的盲目性。

【關(guān)鍵詞】尾吊布局；民用飛機(jī)側(cè)風(fēng)試驗；進(jìn)氣道CFD

0 概述

在民用飛機(jī)中，進(jìn)氣口既屬于發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣部件，又屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的一部分，在發(fā)動機(jī)和飛機(jī)的適航規(guī)定中均有與進(jìn)氣道相關(guān)的適航條列，由于發(fā)動機(jī)和飛機(jī)都包含了進(jìn)氣道相關(guān)內(nèi)容，因此導(dǎo)致進(jìn)氣道設(shè)計成為了中間地帶。發(fā)動機(jī)的側(cè)風(fēng)試驗就是為了驗證在機(jī)上安裝條件下進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)的兼容性工作特性。對于發(fā)動機(jī)尾吊布局的民用飛機(jī)，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道距離機(jī)身很近，進(jìn)氣道前方靠近機(jī)翼翼根，在這種布局下，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣容易收到機(jī)翼擾流影響，飛機(jī)大的側(cè)風(fēng)情況下、大攻角或大偏航角的變化會造成進(jìn)氣道入口的流場畸變，導(dǎo)致發(fā)動機(jī)的性能受到影響，嚴(yán)重情況下甚至?xí)?dǎo)致發(fā)動機(jī)失速。

發(fā)動機(jī)裝機(jī)后，飛機(jī)完成首飛，首先會進(jìn)入工程研發(fā)試驗，發(fā)動機(jī)裝機(jī)下的進(jìn)氣道兼容性試驗便是其中一項，試驗中測試發(fā)動機(jī)在各種風(fēng)向和風(fēng)速下的響應(yīng)，監(jiān)測發(fā)動機(jī)喘振和振動情況，試驗后需要分析試驗中發(fā)動機(jī)各個工作參數(shù)，綜合試驗結(jié)果確定出發(fā)動機(jī)在機(jī)上安裝環(huán)境下的地面工作側(cè)風(fēng)邊界。

1 機(jī)上安裝環(huán)境下發(fā)動機(jī)進(jìn)氣條件CFD模擬

對尾吊布局的民用飛機(jī)，機(jī)上安裝環(huán)境下的發(fā)動機(jī)側(cè)風(fēng)地面試驗，在某些風(fēng)向的強(qiáng)側(cè)風(fēng)下，發(fā)動機(jī)會發(fā)生喘振、熄火等異常情況，由于測壓耙的測量點較少，測點也較為分散，試驗數(shù)據(jù)需要在試驗后才能處理和分析，試驗中無法實時看到進(jìn)氣道流場的變化，通過這些壓力數(shù)據(jù)有時難以捕捉到到，在試驗中肉眼無法看到氣流在進(jìn)氣道的變化，無法分析氣流流動機(jī)理及其對發(fā)動機(jī)的影響惡劣程度，在試驗中往往需要進(jìn)行多個來流方向和多種側(cè)風(fēng)強(qiáng)度下的反復(fù)試驗。采用CFD進(jìn)行數(shù)值模擬，模擬不同發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)，不同側(cè)風(fēng)條件下的發(fā)動機(jī)入口流場，可以定性的分析在裝機(jī)環(huán)境下的側(cè)風(fēng)在發(fā)動機(jī)附近的流場變化，對試驗有一定的借鑒作用，可以避免試驗的盲目性和重復(fù)性。

2 模型處理

進(jìn)行側(cè)風(fēng)條件下CFD計算的對象為翼吊布局飛機(jī)的全機(jī)外形，為了簡化計算模型，對機(jī)翼的增升裝置以及起落架進(jìn)行了簡化處理，對發(fā)動機(jī)短艙也進(jìn)行了簡化處理。

3 網(wǎng)格劃分

為了得到高質(zhì)量的計算網(wǎng)格，把計算區(qū)域劃分為遠(yuǎn)場計算域和近場計算域，如圖1上圖所示，遠(yuǎn)場計算域為半徑300m的半球，網(wǎng)格為高質(zhì)量的六面體結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，數(shù)量約為30萬，內(nèi)部計算域為半徑30m的半球，采用四面體非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，網(wǎng)格數(shù)量為600萬。整個計算域是模擬飛機(jī)在地面上試車的情形。圖1下圖 給出了飛機(jī)整機(jī)以及發(fā)動機(jī)短艙處的網(wǎng)格，在發(fā)動機(jī)短艙處網(wǎng)格進(jìn)行了局部加密。

4 流體數(shù)學(xué)模型和邊界條件設(shè)置

考慮到發(fā)動機(jī)在100%風(fēng)扇轉(zhuǎn)速的設(shè)計工況下，進(jìn)氣速度以及排氣速度較高，可以認(rèn)為是可壓縮流動的，所以流體介質(zhì)選用理想氣體，連續(xù)性方程和動量方程對流項的離散先采用低階精度格式，等收斂后再采用高精度格式，當(dāng)最大殘差在1×10-4以下時可以認(rèn)為計算收斂。參考壓力為一個大氣壓，遠(yuǎn)場邊界設(shè)定為開放性邊界，根據(jù)計算工況的不同，根據(jù)側(cè)風(fēng)方向設(shè)定來流方向，發(fā)動機(jī)進(jìn)口邊界條件設(shè)定流速、溫度和氣流方向，出口設(shè)定流量出口。

通過文獻(xiàn)的推薦，同時考慮到計算資源的利用和計算時間，本文選用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型結(jié)合壁面函數(shù)的方法來求解粘性湍流問題。k-ε模型以其簡單、計算精度較高而廣泛應(yīng)用于各種湍流研究中。該模型同時建立起湍流粘度與湍流動能及其耗散率之間的關(guān)聯(lián)。模擬計算的控制方程是質(zhì)量守恒定律（連續(xù)性方程）、動量守恒定律（Navier-Stokes方程）、能量守恒定律（能量方程）等。

5 進(jìn)氣畸變分析方法

對于計算結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)，在不同來流速度、不同來流方向以及不同發(fā)動機(jī)流量下，發(fā)動機(jī)的入口會出現(xiàn)不同程度的畸變，為了進(jìn)一步詳細(xì)地說明這種變化特征，選取周向進(jìn)氣畸變系數(shù)（IDC，Circumferential Inlet distortion），以及徑向進(jìn)氣畸變系數(shù)（IDR， Radial Inlet Distortion）對其進(jìn)行描述。

IDC 與IDR 是發(fā)動機(jī)公司專門用來統(tǒng)計進(jìn)氣道畸變的一種參數(shù)，畸變測試由位于風(fēng)扇葉片前方的8 爪耙形狀的測試儀器進(jìn)行測試（大約在進(jìn)口和風(fēng)扇之間中間的位置）。每個耙子上面都分布有多個用于流場測試的探針。最大進(jìn)氣畸變系數(shù)（IDC max）的數(shù)據(jù)由這些耙子獲取。IDC max 等同于側(cè)風(fēng)測試中的IDC tip。進(jìn)氣畸變系數(shù)由進(jìn)口處徑向和周向位置的當(dāng)?shù)貕毫Σ顩Q定。這些壓力差同進(jìn)口面的平均壓力相互作用共同決定進(jìn)口壓力的畸變特性。

每個環(huán)形面的周向進(jìn)氣畸變系數(shù)由以下公式定義：

周向畸變效應(yīng)表示為最大周向畸變的方程函數(shù)式，如下所示：

IDCmax=Max（IDCK），K=1，2…

同樣的，發(fā)動機(jī)進(jìn)口徑向進(jìn)氣畸變（IDR， Radial Inlet Distortion）公式定義：

周向畸變效應(yīng)表示為最大周向畸變的方程函數(shù)式，如下所示：

IDRmax=Max（IDRK），K=1，2…

在數(shù)據(jù)處理中，IDC和IDR選取在測試耙的位置。

6 進(jìn)氣畸變側(cè)風(fēng)流場結(jié)果分析

不同來流情況下（風(fēng)向/風(fēng)速）發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場的變化：

計算設(shè)置好后，對自然風(fēng)的風(fēng)速、風(fēng)向等來流情況的變化，進(jìn)行了模擬，風(fēng)向選取了0°、90°、180°及270°，風(fēng)速選取了13m/s（25.3 節(jié)）的風(fēng)速。下面就風(fēng)速風(fēng)向變化帶來的影響進(jìn)行了分析。

圖2給出了13m/s，4種來流情況下的發(fā)動機(jī)入口及出口附近的流線圖。在0°時，氣流順著發(fā)動機(jī)流入流出，靠近發(fā)動機(jī)短艙是加速，左右發(fā)動機(jī)的流動特征對稱。90°來流情況和270°來流情況剛好相反，90°來流時，右發(fā)和左發(fā)的進(jìn)氣情況完全不同，左發(fā)的進(jìn)氣更加紊亂，吸入了大量從機(jī)身上下面上流過的氣流，這樣會造成左發(fā)進(jìn)氣不均勻。180°來流時，自然氣流流過發(fā)動機(jī)附近時被卷吸進(jìn)短艙。

由流線圖3可以看到：圖3中左上角無側(cè)風(fēng)情況下，氣流平穩(wěn)的進(jìn)入發(fā)動機(jī)；圖3中左下圖尾風(fēng)情況下，氣流從發(fā)動機(jī)后部吸入發(fā)動機(jī)；圖3中右側(cè)氣流經(jīng)過機(jī)身背部后被吸入進(jìn)氣道，進(jìn)氣道入口前的氣流較為混亂，相對來流方向，機(jī)身背側(cè)的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣條件更加惡劣，存在漩渦，這種進(jìn)氣條件容易造成發(fā)動機(jī)喘振。因此試驗中需要多驗證側(cè)風(fēng)條件下背風(fēng)一側(cè)的發(fā)動機(jī)進(jìn)氣兼容性，這種情況下更嚴(yán)酷，需要著重關(guān)注。

由計算結(jié)果可以看出：在相同來流方向，不同來流速度以及不同發(fā)動機(jī)流量情況下，速度分布趨勢基本一致。IDC與IDR的比較上，由計算結(jié)果可以看出IDC左發(fā)與右發(fā)的趨勢比較接近，IDR的左右發(fā)略有差距，但總體保持一致。

7 結(jié)論

尾吊布局民機(jī)發(fā)動機(jī)大側(cè)風(fēng)試驗是驗證機(jī)上安裝環(huán)境下的進(jìn)氣道和發(fā)動機(jī)兼容性的試驗，是民機(jī)特情試飛的重要試飛科目之一，試驗對氣象要求搞，難度大，通過CFD模擬可對尾吊布局民機(jī)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣畸變研發(fā)試飛和適航取證試飛起到參考作用。

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[責(zé)任編輯：湯靜]