董如鵬 葉 巍 陳 劼 王彥青

（中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，四川 成都 610500）

飛機起飛時，尾部噴口噴射出的高溫尾氣沖擊到機尾后方擋板上，尾氣流受板面阻擋，除部分順著擋板折向斜后方和兩側(cè)，剩余高溫尾氣可能會經(jīng)機腹下折返回飛機頭部前方，并被發(fā)動機抽吸至進氣道內(nèi)，造成發(fā)動機進口氣動界面的溫度畸變[1]，嚴(yán)重影響到飛機起飛過程中發(fā)動機的工作性能和氣動穩(wěn)定性。

早期國內(nèi)外學(xué)者針對飛機起飛時的尾流場上進行了大量的數(shù)值模擬計算，主要著眼于發(fā)動機噴流邊界內(nèi)流場的速度、溫度和壓強的分布規(guī)律的數(shù)值計算研究，并對機體附近尾流場的發(fā)展以及其對周圍環(huán)境的影響進行分析[2]。隨著飛機起飛時高溫尾氣吸入對發(fā)動機工作性能的影響越來越嚴(yán)重，近些年來國內(nèi)外學(xué)者逐漸把目光投向了起飛環(huán)境對進氣道溫升及發(fā)動機工作性能影響上，并通過構(gòu)建對照組以求獲得抑制尾氣回流向前發(fā)展的最佳起飛布局[3]。

1 計算模型

本文仿真模型主要包括飛機、地面及進/排氣模型。根據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)飛機公開三視圖資料及結(jié)構(gòu)布局[4]，對地面、擋板和飛機進行三維建模。為了減小網(wǎng)格劃分難度及數(shù)量的要求，將地面簡化為矩形平板，并忽略飛機起落架，彈倉等次要結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 三維模型

2 仿真方法

2.1 邊界條件

整個計算域需要給定的邊界條件包括遠(yuǎn)場來流、進氣道出口及尾噴管進口。遠(yuǎn)場來流采用的邊界條件為壓力遠(yuǎn)場，給定來流的靜溫、靜壓、氣流馬赫數(shù)及氣流的流動方向。進氣道出口邊界采用壓力出口，根據(jù)所需的進氣道出口流量，設(shè)定進氣道出口的靜壓值。尾噴管進口邊界采用壓力進口，給定進口的總溫、總壓及燃?xì)獗壤?。由于尾噴管進口的氣體全部為燃?xì)猓蔬M口處的燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)設(shè)置為100%，遠(yuǎn)場及進氣道出口的流體采用的是理想空氣，則兩個邊界的燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)默認(rèn)為0。此外，所有的固體壁面及地面全都設(shè)置成無滑移壁面。

2.2 網(wǎng)格劃分

將整個流體域分為“飛機+擋板”和“地面+遠(yuǎn)場”兩個部分并對其分別進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，整體網(wǎng)格總量約為1447 萬，其中飛機計算域的網(wǎng)格總量約為1074 萬，地面及遠(yuǎn)場計算域的網(wǎng)格總量約為373 萬。由于遠(yuǎn)場所處的氣流流量速度較小，氣體流量較為平穩(wěn)，因此該計算域的網(wǎng)格總量較小。整個計算域尺寸約為200m×150m×50m。

2.3 求解器設(shè)置

本文采用商用計算流體力學(xué)軟件ANSYS FLUENT 開展仿真計算，將空氣及燃?xì)庖暈榭蓧嚎s的理想氣體，求解器為基于密度的耦合隱式算法（Density Based Implicit Solver），湍流模型選擇目前廣泛應(yīng)用的k-ε（SST）模型，使用二階迎風(fēng)格式來對流動控制方程進行空間離散。

3 計算結(jié)果與分析

圖2 展示了回流尾氣充分發(fā)展后的流場分布情況。從圖中可以清晰地看出，高溫高速的尾氣從噴管朝后方噴出，在空氣中呈錐狀向兩側(cè)擴散，當(dāng)沖擊到后方的擋板，在板面的導(dǎo)流下，一部分尾氣順著擋板折向斜上方，越過擋板頂端后大部分尾氣向斜后方流去，小部分卷回至擋板后壁面處形成渦；另一部分尾氣從擋板兩側(cè)排開，在越過擋板邊緣后逐漸向內(nèi)側(cè)翻卷流向擋板背部。同時在噴向擋板的尾氣流中，一小股氣流在沖擊板面后沿著板下方翻卷匯聚成渦團并回流折向機頭方向，形成一股向前的射流。向上游回流的尾氣在機頭附近區(qū)域堆積形成尾氣團，且受進氣道抽吸影響，在飛機的進氣管道內(nèi)可以看到有一定量的尾氣吸入。

圖2 尾氣流動分布

從飛機順航向看去，由于噴管軸線偏向右側(cè)，左側(cè)噴管距擋板距離較右側(cè)大，相應(yīng)噴射角度增大，致使機體左側(cè)的尾氣回流情況較右側(cè)更加嚴(yán)重。在起飛過程中，機頭左側(cè)附近會先形成尾氣團的堆積，并逐漸擴散至右側(cè)并被右側(cè)進氣道捕捉。整體而言，左側(cè)進氣道的尾氣吸入的程度較右側(cè)大，對應(yīng)的發(fā)動機進氣條件亦更加惡劣。

提取出瞬態(tài)計算中每個時間步進氣道出口流場的尾氣吸入量及溫度分布情況，計算出口界面上的面平均總溫及尾氣占比，對各參數(shù)進行歸一化化處理，并把各數(shù)據(jù)點連線繪制成隨流動時間變化的曲線圖，如圖3 和圖4 所示。從曲線圖中可看出，以飛機順航向來看，左側(cè)進氣道出口約在仿真開始后的0.8s左右出現(xiàn)了尾氣吸入，表明尾氣從噴管出口噴出到?jīng)_擊擋板產(chǎn)生回流，再被進氣道捕獲最終擴散至發(fā)動機進口界面，總共用時0.8s。隨著時間的推進，尾氣吸入量逐漸上升，2.4s 左右達(dá)到峰值，隨即迅速下降并在4s 后維持在一個中間位置，這是噴管突然噴出尾氣被擋板導(dǎo)流形成一個向前射流在進氣道出口產(chǎn)生的結(jié)果，4s 后尾氣占比降至20%左右，表明飛機機體周圍的尾流場逐漸達(dá)到了一個動態(tài)的平衡。當(dāng)流場發(fā)展至5.6s 左右，隨著尾氣不斷向前回流并在機頭前方形成堆積，進氣道出口界面的尾氣占比再次升高并在6s 出現(xiàn)了一個小高峰。最后回流尾氣逐漸消散，進氣道尾氣吸入量迅速降低，直至為0。

圖3 進氣道出口尾氣占比

圖4 進氣道出口面平均溫度

3.1 擋板位置的影響

保持其余條件不變，通過改變噴口與擋板的間距，開展不同擋板位置下尾氣回流的仿真分析。如圖5 所示，分別為擋板距離從1.0m 逐漸增大到5.0m 的過程中，進氣道出口界面的燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)Cb，面平均總溫TF,av及溫升率·T 的變化趨勢，各項參數(shù)均已作了歸一化處理。對比不同距離下的進氣道溫度變化，當(dāng)擋板與尾噴口的距離由1m 逐漸增大至5m 時，進氣道出口的溫升率呈現(xiàn)出先升高后降低的變化趨勢，最大溫升率出現(xiàn)在L=2.0m 處，其次是L=1.5m。隨著L 的增大，進氣道尾氣吸入量逐漸減小，出口溫升減小，溫升率亦逐漸降低。但就平均溫度而言，距離為1.5m 時的面平均溫度要大于2.0m。從尾氣吸入量也可以看出，1.5m 時進氣道吸入的尾氣最多，表明該位置為尾氣吸入最嚴(yán)重位置，相應(yīng)的管道內(nèi)溫度場受尾氣吸入的影響程度也最大。

圖5 不同距離下的出口參數(shù)變化

尾氣離開噴管噴射到外界后呈錐狀向后方擴散，流速會逐漸降低。隨著噴管與擋板間距的增大，抵達(dá)擋板表面的射流速度也會隨之減小，加之射流在流動過程中逐漸向四周發(fā)散，從板面上折回上游的氣流速度會進一步衰減。從圖5 可知，當(dāng)噴管與擋板之間的間距增大至2.5m，朝擋板下方流動的尾氣團速度已不能支持其回流至機頭位置，板前的尾氣聚集于機尾下部空間，此時進氣道內(nèi)幾乎無尾氣吸入，發(fā)動機進口溫度也趨近于初始狀態(tài)，從而得出尾氣回流對發(fā)動機進氣條件無影響的最小距離為2.5m。

3.2 擋板角度影響

在擋板偏轉(zhuǎn)角方面，如圖6 所示。對比不同仿真結(jié)果下的進氣道溫度畸變，可以直觀地看到，隨著擋板角度的降低，進氣道尾氣吸入量逐漸減小，出口處所能達(dá)到的最高溫度值也逐漸降低，其余各項溫度畸變指數(shù)數(shù)值的變化趨勢與尾氣吸入量一致。直至擋板偏轉(zhuǎn)角減小至30°時，進氣道內(nèi)已捕捉不到尾氣的信息，出口各項溫度畸變指數(shù)趨近于0，可認(rèn)為此時發(fā)動機進口界面流場未受到回流尾氣的影響。

圖6 不同角度下的出口參數(shù)變化

4 結(jié)論

本文針對擋板布局對回流尾氣的發(fā)展及進氣道出口流場分布的影響進行了仿真研究，完成了對飛機在不同擋板距離和不同偏轉(zhuǎn)角度下起飛過程的數(shù)值模擬，主要結(jié)論如下：

4.1 從飛機順航向看去，由于擋板存在一個側(cè)向角度，擋板左側(cè)離噴管的距離較右側(cè)大，致使機體左側(cè)的尾氣回流情況較為嚴(yán)重。

4.2 尾噴口距擋板的距離對發(fā)動機尾氣吸入具有顯著的影響。在較小的間距下進氣道吸入的尾氣量多，當(dāng)尾噴口距擋板的距離為1.5m 時進氣道尾氣吸入量達(dá)到最大值。當(dāng)間距增大到2.5m 后，進氣道內(nèi)全程無尾氣吸入。

4.3 隨著偏轉(zhuǎn)角的逐漸增大，向擋板斜上方流動的尾氣量逐漸減小，被導(dǎo)流至機體前方的尾氣量不斷增大，發(fā)動機進口界面的流場分布也就越惡劣，反之亦然。進氣道最大尾氣吸入量產(chǎn)生在擋板偏轉(zhuǎn)角為45°的地面布局下。