機(jī)輪濺水特性及對(duì)進(jìn)氣道吸水的影響

楊成鳳，郭兆電，鄧文劍

航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089

當(dāng)飛機(jī)在存有積水的跑道上起飛/著陸滑跑時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)很容易吸入起落架輪胎的濺水，若吸水量超過(guò)一定量，將導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)的推力下降、喘振，甚至熄火[1]。另外，空速系統(tǒng)吸水可能導(dǎo)致起飛或著陸時(shí)的系統(tǒng)故障，大量的濺水還會(huì)對(duì)飛機(jī)上的易損結(jié)構(gòu)系統(tǒng)(例如艙門(mén)、液壓管路等)造成潛在威脅，嚴(yán)重影響飛行安全。為此，國(guó)內(nèi)外的適航條例針對(duì)飛機(jī)進(jìn)氣道防濺水設(shè)計(jì)提出了相關(guān)要求[2-3]，中國(guó)民用航空規(guī)章第25部(運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn))第25.1091條規(guī)定：飛機(jī)必須設(shè)計(jì)成能防止跑道、滑行道或機(jī)場(chǎng)其他工作場(chǎng)地上危險(xiǎn)量的水或雪水直接進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)或輔助動(dòng)力裝置的進(jìn)氣道。一般情況下，為了驗(yàn)證是否滿(mǎn)足適航條例的要求，飛機(jī)需要進(jìn)行濺水試驗(yàn)。在濺水試驗(yàn)之前，必須開(kāi)展關(guān)于起落架機(jī)輪濺水條件下發(fā)動(dòng)機(jī)吸水特性分析，分析起落架輪胎濺水在直至飛機(jī)最大起飛速度及發(fā)動(dòng)機(jī)最大流量狀態(tài)下的飛濺軌跡及其影響區(qū)域范圍，初步預(yù)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)是否吞入起落架輪胎濺水以及吸水情況下的吸水量，這是進(jìn)氣道適航符合性研究的重要環(huán)節(jié)之一。

文獻(xiàn)[4]對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)需要滿(mǎn)足的吞水能力提出了相關(guān)要求，文獻(xiàn)[5-8]給出了濺水試驗(yàn)的相關(guān)理論基礎(chǔ)及試驗(yàn)方法，文獻(xiàn)[9-19]給出了輪胎濺水形態(tài)參數(shù)的分析方法及分析結(jié)果。但關(guān)于飛機(jī)在積水跑道上滑跑、發(fā)動(dòng)機(jī)處于典型工作狀態(tài)時(shí)，進(jìn)氣道吸水的可能性分析方法及典型濺水參數(shù)下進(jìn)氣道吸入特性的研究還未見(jiàn)公開(kāi)報(bào)道。

本文提出了分析進(jìn)氣道吸水特性的兩種方法：類(lèi)比法和數(shù)值模擬方法。類(lèi)比法主要用于飛機(jī)布局選型階段，初步預(yù)判典型參數(shù)下起落架機(jī)輪濺水的影響范圍；數(shù)值模擬方法通過(guò)對(duì)水粒子運(yùn)動(dòng)軌跡的詳細(xì)參數(shù)化計(jì)算分析，可以對(duì)不同飛機(jī)滑跑速度、發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)下的進(jìn)氣道吸水特性進(jìn)行定性、定量描述，為濺水試驗(yàn)提供數(shù)據(jù)參考和支持，同時(shí)為該飛機(jī)的適航符合性提供有效依據(jù)。以某國(guó)產(chǎn)運(yùn)輸機(jī)A為例，運(yùn)用上述兩種方法分析了該飛機(jī)起落架機(jī)輪濺水的典型運(yùn)動(dòng)軌跡覆蓋范圍并預(yù)判了進(jìn)氣道吸水的危險(xiǎn)參數(shù)。

1 起落架機(jī)輪濺水機(jī)制及濺水初始參數(shù)

起落架輪胎導(dǎo)致的濺水主要包括3部分：艦首波、側(cè)向?yàn)R射和公雞尾，如圖1所示。其中，艦首波位于機(jī)輪前方，由機(jī)輪沖擊積水而形成，機(jī)輪與水接觸后，破壞了水的表面張力，在沖擊作用力下，迫使積水向前上方飛濺；側(cè)向?yàn)R射的射流源位于輪胎兩側(cè)跑道表面，由輪胎擠壓并排出積水而形成，積水在輪胎的擠壓作用下，向上、向外噴濺，射流參數(shù)與排水量及輪胎變形量密切相關(guān)；公雞尾位于輪胎后方接地面附近，由輪胎旋轉(zhuǎn)過(guò)程中噴流迅速脫離輪胎而形成，相對(duì)于輪胎以較高的速度向后方流動(dòng)。

對(duì)于一般布局形式(發(fā)動(dòng)機(jī)布置于翼吊短艙內(nèi))的運(yùn)輸機(jī)來(lái)說(shuō)，濺水試驗(yàn)結(jié)果表明：側(cè)向?yàn)R射占據(jù)了濺水的主要部分，最容易被進(jìn)氣道吸入；艦首波只有起落架機(jī)輪前方的一小束，豎直向上直接打到機(jī)體上，不易被進(jìn)氣道吸入；公雞尾相對(duì)于飛機(jī)輪胎以較高的速度向后方流動(dòng)，被下機(jī)身、整流鼓包以及側(cè)向?yàn)R射湮沒(méi)。

輪胎濺水流動(dòng)現(xiàn)象復(fù)雜，影響因素眾多。機(jī)輪在積水中高速連續(xù)滾動(dòng)，伴隨著水浪的沖擊破碎形成了復(fù)雜的渦流結(jié)構(gòu)，液滴形態(tài)、尺寸分布及速度分布特別復(fù)雜，它不僅與機(jī)輪幾何參數(shù)、摩擦系數(shù)、變形參數(shù)、速度參數(shù)等有關(guān)，還與積水深度、跑道形式等有著密切復(fù)雜的關(guān)系。文獻(xiàn)[9-19]對(duì)機(jī)輪濺水的參數(shù)給出了大量分析，同時(shí)參照某運(yùn)輸機(jī)B的濺水試驗(yàn)數(shù)據(jù)，本文分析歸納了機(jī)輪濺水的典型初始參數(shù)，以此作為分析進(jìn)氣道吸水特性的輸入條件。

1) 水滴直徑dp

文獻(xiàn)[19]從力學(xué)分析角度對(duì)機(jī)輪濺起的水花破碎為水滴過(guò)程中的主要影響參數(shù)進(jìn)行了分析，在流場(chǎng)計(jì)算分析中，采用的水滴粒子的直徑典型范圍為0.5 ～10 mm。

2) 航向?yàn)R水速度分量Vx

濺水相對(duì)于飛機(jī)的航向速度與飛機(jī)本身相對(duì)于地面的滑跑速度相當(dāng)。因此，可以根據(jù)飛機(jī)實(shí)際滑跑速度來(lái)確定飛機(jī)的航向?yàn)R水速度分量。

3) 垂向?yàn)R水速度分量Vz

圖1 輪胎濺水原理圖Fig.1 Principle of wheel water spray

圖2 典型飛機(jī)濺水試驗(yàn)的機(jī)輪濺水影響區(qū)域Fig.2 Influence area of wheel water spray for spray test of typical aircraft

根據(jù)某運(yùn)輸機(jī)B的滑跑速度110 kn(1 kn=0.514 m/s)和航向?yàn)R水角度α=16.8°，可以得到濺水的垂向速度Vz=17 m/s。以此初始速度向上運(yùn)動(dòng)的水花，只受重力時(shí)，可以上升至14.7 m的高空，但根據(jù)運(yùn)輸機(jī)B濺水試驗(yàn)測(cè)試結(jié)果，飛機(jī)通過(guò)水池后激起的水浪高度低于此高度，約為10 m，這主要是由于水本身的破碎、黏性阻止等因素造成的。飛機(jī)的滑跑速度不同，則航向?yàn)R水角度α不同，飛機(jī)滑行速度越大，該角度越小。假定14.7 m為濺水可以上升的最大高度，由此確定垂向?yàn)R水速度范圍為：Vz≤17 m/s。

4) 側(cè)向?yàn)R水角度θ

側(cè)向?yàn)R水參數(shù)的影響因素眾多，包括飛機(jī)滑跑速度、積水深度、飛機(jī)重量以及輪胎參數(shù)(輪胎數(shù)、直徑、接地面積、胎壓、表面紋理、彈性)等，文獻(xiàn)[9]給出了波音系列飛機(jī)以50～150 kn之間的速度在濕滑積水跑道上滑跑時(shí)外側(cè)輪胎和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙之間的典型濺水軌跡及側(cè)向?yàn)R水角度(見(jiàn)圖3)，當(dāng)積水湮沒(méi)輪胎行駛面變形區(qū)時(shí)，θ約為55°，當(dāng)積水量未湮沒(méi)輪胎變形區(qū)時(shí)，θ約為26°；側(cè)向射流角θ的范圍確定為：26°≤θ≤55°。而運(yùn)輸機(jī)B濺水試驗(yàn)給出的側(cè)向?yàn)R水角度θ=43°，包含在范圍之內(nèi)。表1給出了起落架輪胎的濺水初始參數(shù)范圍。

圖3 側(cè)向?yàn)R水角度[9] Fig.3 Side splash angle[9]

表1 機(jī)輪濺水初始參數(shù)Table 1 Initial parameters of wheel water spray

dp/mmVx/(m·s-1)Vy/(m·s-1)Vz/(m·s-1)α/(°)θ/(°)0.5～1020～69-12～-356～1710～4026～55

2 進(jìn)氣道吸水特性的分析方法

2.1 相同機(jī)種的飛機(jī)濺水試驗(yàn)類(lèi)比方法

假設(shè)已知某運(yùn)輸機(jī)B的濺水相關(guān)參數(shù)，那么可通過(guò)類(lèi)比方法分析出相同布局形式的運(yùn)輸機(jī)A濺水影響參數(shù)范圍。圖4給出了機(jī)輪排開(kāi)水的工作原理圖，可以看出：機(jī)輪兩側(cè)排開(kāi)積水而形成水花實(shí)際是機(jī)輪在高速運(yùn)動(dòng)中占據(jù)了積水所占的空間，壓迫積水向兩側(cè)噴射而出。影響水花側(cè)向?yàn)R水角θ大小的主要因素為輪胎變形后地面與側(cè)面過(guò)渡處的幾何型面和積水深度h。目前在飛機(jī)起落架系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，經(jīng)常選用的機(jī)輪輪胎一般均為斜膠輪胎，輪胎的壓縮量可以根據(jù)輪胎靜壓曲線(xiàn)獲得。不同飛機(jī)起落架輪胎的變形型面相似，雖然不同飛機(jī)輪胎尺寸、變形量和側(cè)向圓弧角有所差別，但局部的噴射切線(xiàn)角變化不大，因此，可初步采用運(yùn)輸機(jī)B濺水試驗(yàn)獲得的側(cè)向初始噴射角θB作為運(yùn)輸機(jī)A的側(cè)向噴射角θA，即θA=θB。

排水量m的初步估算公式為

m=WV0hρw

(1)

式中：W為輪胎寬度；ρw為水的密度。按照濺水試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)[3]，取h=12.7 mm。

排開(kāi)積水的質(zhì)量還可表達(dá)為

m=AsVsρw

(2)

式中：As為由機(jī)輪掃過(guò)積水產(chǎn)生的側(cè)向噴射水柱截面積。

圖4 機(jī)輪排水原理圖Fig.4 Principle of extrusion of water from wheel

由式(1)和式(2)可以得到水花側(cè)向噴射速度計(jì)算的表達(dá)式為

(3)

式中：由于機(jī)輪排開(kāi)的水并非全部由側(cè)向排出，還有一小部分在艦首波中，因此引入κ值，由于艦首波所占比例相對(duì)較小，因此κ≈1。由式(3)可以看出，濺水側(cè)向速度的大小主要取決于積水的深度、飛機(jī)滑跑的速度和輪胎的寬度以及側(cè)向噴射水柱截面積。在初步計(jì)算中假設(shè)As只與輪胎變形后的幾何型面有關(guān)，因此可以假設(shè)運(yùn)輸機(jī)A的側(cè)向噴射水柱截面積As與運(yùn)輸機(jī)B的一致，即AsA=AsB。因此有

(4)

式中：下標(biāo)A、B分別代表運(yùn)輸機(jī)A與運(yùn)輸機(jī)B所對(duì)應(yīng)的參數(shù)。

2.2 基于多相流理論的數(shù)值模擬方法

為了模擬水滴/水花在空氣流場(chǎng)中的運(yùn)動(dòng)軌跡，采用氣液兩相流離散相模型(Discrete Phase Model, DPM)進(jìn)行數(shù)值模擬，空氣流場(chǎng)作為連續(xù)相，水滴作為空氣流場(chǎng)中的離散相，兩相之間存在熱量、質(zhì)量和動(dòng)量交換。

氣體相被處理為連續(xù)相，直接求解時(shí)均Navier-Stokes方程，而離散相是通過(guò)積分拉氏坐標(biāo)系下的顆粒作用力微分方程來(lái)求解離散相顆粒(液滴或氣泡)的軌跡。顆粒的作用力平衡方程(顆粒慣性=作用在顆粒上的各種力之和)在笛卡兒坐標(biāo)系下的形式(以x方向?yàn)槔?為

(5)

式中：u為流體相速度；up為顆粒速度；FD為顆粒曳力；gx為重力加速度沿x方向的分量；ρ為空氣密度；ρp為顆粒密度(骨架密度)；Fx為附加質(zhì)量力和流體壓力梯度引起的附加作用力之和；t為時(shí)間。

FD的表達(dá)式為

(6)

式中：μ為流體動(dòng)力黏度；CD為曳力系數(shù)；Re為相對(duì)雷諾數(shù)(顆粒雷諾數(shù))。

Re的定義為

(7)

CD的定義為

(8)

式中：對(duì)于球形顆粒，在一定的雷諾數(shù)范圍內(nèi)，a1、a2、a3為常數(shù)[20]。

Fx的表達(dá)式為

(9)

本文參照典型濺水試驗(yàn)的測(cè)量數(shù)據(jù),結(jié)合該飛機(jī)的結(jié)構(gòu)布局特點(diǎn)，根據(jù)物理問(wèn)題的本質(zhì)及研究問(wèn)題的主要目的，對(duì)物理模型進(jìn)行了簡(jiǎn)化，提出的主要假設(shè)包括：

1) 忽略主起落架輪胎濺水的影響，以前起落架輪胎濺水為主要研究對(duì)象，依據(jù)前起落架外側(cè)輪胎的外端面建立面射流源，并給定面射流的參數(shù)，包括：x、y、z這3個(gè)方向的射流初始速度，面射流質(zhì)量流量，水滴的當(dāng)量直徑等。

2) 在翼吊雙發(fā)布局中，外側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)與起落架輪胎的展向距離較遠(yuǎn)，預(yù)計(jì)吞入起落架輪胎濺水的機(jī)率相對(duì)較小，因此只針對(duì)內(nèi)側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的吸水性能進(jìn)行數(shù)值計(jì)算。

3) 以飛機(jī)為基準(zhǔn)建立坐標(biāo)系，空氣和地面以及水滴相對(duì)于飛機(jī)做相對(duì)運(yùn)動(dòng)，地面為“滑移”邊界，滑移速度為飛機(jī)在跑道上的滑跑速度。

4) 流動(dòng)過(guò)程為穩(wěn)態(tài)流動(dòng)，空氣和地面相對(duì)于飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)速度等于飛機(jī)的滑跑速度，發(fā)動(dòng)機(jī)流量保持不變，主要考查射流初始參數(shù)變化對(duì)濺水軌跡的影響。

5) 應(yīng)用拉氏公式考慮離散相(水滴)的慣性、曳力、重力，考慮離散相運(yùn)動(dòng)對(duì)連續(xù)相流場(chǎng)的影響。

6) 濺起的水滴被假設(shè)成球形，無(wú)變形，不破碎，忽略水滴的加熱/冷卻，即無(wú)蒸發(fā)、相變等，忽略水滴之間的相互作用，忽略湍流旋渦對(duì)水滴造成的影響。

7) DPM邊界條件處理方法為：機(jī)頭、機(jī)身、機(jī)翼、起落架整流鼓包、發(fā)動(dòng)機(jī)短艙及掛架等壁面設(shè)置為“Reflect”邊界，即“反彈”邊界，水滴在此處反彈而發(fā)生動(dòng)量變化，變化量由反彈系數(shù)確定；在地面邊界上，DPM設(shè)置為“Trap”邊界，在此處，顆粒終止軌道計(jì)算；遠(yuǎn)場(chǎng)邊界設(shè)置為“Escape”邊界，即“逃逸”邊界，顆粒在此處脫離計(jì)算域并終止軌道計(jì)算。

圖5給出了簡(jiǎn)化后的幾何模型及邊界條件，射流平面假定為前起落架機(jī)輪外表面的一個(gè)矩形區(qū)域，根據(jù)前起落架輪胎濺水初始參數(shù)，在射流平面上給定水滴的初始速度參數(shù)Vx、Vy及Vz。

圖6給出了計(jì)算網(wǎng)格，整個(gè)計(jì)算域采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在前起落架和發(fā)動(dòng)機(jī)短艙之間進(jìn)行了網(wǎng)格局部加密。

采用FLUENT 軟件,選取標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型和標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)進(jìn)行數(shù)值模擬研究。動(dòng)量方程、湍流動(dòng)能k方程、耗散率ε方程以及能量方程均采用二階迎風(fēng)差分格式進(jìn)行離散,采用基于密度的算法進(jìn)行壓力-速度耦合求解。殘差要求小于1 ×10-4。

圖5 幾何模型及邊界條件Fig.5 Geometrical model and boundary conditions

圖6 計(jì)算域網(wǎng)格Fig.6 Mesh of computational domain

發(fā)動(dòng)機(jī)在積水跑道上進(jìn)行地面試車(chē)、進(jìn)氣道處于最大抽吸(Most Take Off，MTO)狀態(tài)時(shí)，地面上的積水會(huì)被吸入進(jìn)氣道內(nèi)，形成一小股旋流水柱，運(yùn)用計(jì)算流體力學(xué)(CFD)方法對(duì)該過(guò)程進(jìn)行了非穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，用以驗(yàn)證計(jì)算方法的可行性。本文模擬了飛機(jī)靜止在水池中、發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)到最大狀態(tài)時(shí)進(jìn)氣道的吸水形態(tài)，并與某雙涵道渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī) (安裝在某運(yùn)輸機(jī)C上，同是短艙進(jìn)氣道)的流場(chǎng)進(jìn)行了對(duì)比。

由于該狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)吸入的是水霧，因此水滴直徑初步設(shè)置為0.01 mm。圖7給出了流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果，圖8給出了某發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車(chē)時(shí)的流場(chǎng)圖,通過(guò)流場(chǎng)形態(tài)對(duì)比分析可見(jiàn)：數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)現(xiàn)象基本相符，說(shuō)明本文采用的數(shù)值方法用于分析進(jìn)氣道吸入濺水的運(yùn)動(dòng)軌跡是可行的。

圖7 最大抽吸(MTO)狀態(tài)下的流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果Fig.7 Calculated results of flow field under MTO condition

圖8 某發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道吸水試驗(yàn)Fig.8 Water ingestion test of one engine inlet

3 國(guó)產(chǎn)運(yùn)輸機(jī)分析

3.1 類(lèi)比法的應(yīng)用及分析結(jié)果

應(yīng)用類(lèi)比法對(duì)某一典型狀態(tài)下運(yùn)輸機(jī)A的濺水覆蓋區(qū)域進(jìn)行了分析，該狀態(tài)為運(yùn)輸機(jī)A起飛最大滑跑速度，此時(shí)進(jìn)氣道最有可能吸入機(jī)輪濺水。

根據(jù)類(lèi)比公式，則對(duì)于運(yùn)輸機(jī)B，有

(10)

式中：下標(biāo)B分別代表運(yùn)輸機(jī)B相應(yīng)的參數(shù)。

對(duì)運(yùn)輸機(jī)B濺水試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理分析，可以得到如表2所示的特性參數(shù)，將運(yùn)輸機(jī)B滑跑速度參數(shù)、濺水角度αB和βB代入式(10)，可以得到運(yùn)輸機(jī)B的各個(gè)方向?yàn)R水速度。

對(duì)于運(yùn)輸機(jī)A，有

(11)

式中：下標(biāo)A分別代表運(yùn)輸機(jī)A相應(yīng)的參數(shù)。

將已知運(yùn)輸機(jī)A的前輪寬度比、滑跑速度V0A及運(yùn)輸機(jī)B的各向?yàn)R水速度代入式(11)，可以得到運(yùn)輸機(jī)A的各向?yàn)R水速度；再根據(jù)上述各向速度分量以及濺水起始角度αA和βA的計(jì)算公式，即可確定運(yùn)輸機(jī)A濺水試驗(yàn)的預(yù)測(cè)特性參數(shù)，如表3所示。圖9給出了濺水影響范圍，由圖可見(jiàn)，運(yùn)輸機(jī)A進(jìn)氣道完全在濺水影響范圍之外。

表2 運(yùn)輸機(jī)B機(jī)輪濺水試驗(yàn)主要特性參數(shù)

表3 運(yùn)輸機(jī)A機(jī)輪濺水試驗(yàn)主要特性參數(shù)

圖9 不同視圖下的機(jī)輪濺水影響區(qū)域Fig.9 Influence area of wheel water spray at different views

3.2 飛機(jī)滑跑狀態(tài)下水滴飛濺軌跡的計(jì)算

3.2.1 典型飛濺軌跡下的進(jìn)氣道吸入特性

根據(jù)表1給出的起落架輪胎濺水初始參數(shù)范圍，選取典型狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行了計(jì)算分析。圖10給出了Vx=69 m/s,Vy=-17 m/s,Vz=17 m/s時(shí)不同直徑水滴的運(yùn)動(dòng)軌跡。由圖可見(jiàn)，小直徑水滴不易被進(jìn)氣道吸入，大直徑水滴打在機(jī)體上發(fā)生折轉(zhuǎn)反彈，打在起落架整流鼓包上的部分水滴向進(jìn)氣道方向運(yùn)動(dòng)，但最終沒(méi)有進(jìn)入進(jìn)氣道。

圖11給出了dp=2.0 mm，Vx=69 m/s,Vz=17 m/s時(shí)不同側(cè)向?yàn)R水角度θ下的水滴運(yùn)動(dòng)軌跡。隨著θ的減小，垂向?yàn)R水速度不變的情況下，側(cè)向?yàn)R水速度增大，θ從55°減小到26°的過(guò)程中，Vy從-11.9 m/s增大到-34.9 m/s，濺水軌跡逐漸脫離飛機(jī)機(jī)體，沿翼展方向向進(jìn)氣道方向靠攏。

圖10 不同dp下的水滴運(yùn)動(dòng)軌跡Fig.10 Water particle motion trace at different dp

圖11 不同θ下的水滴運(yùn)動(dòng)軌跡Fig.11 Water particle motion trace at different θ

從以上數(shù)值模擬結(jié)果可見(jiàn)：在所有典型計(jì)算狀態(tài)下，進(jìn)氣道均未吸入起落架機(jī)輪的濺水，這主要是由于該飛機(jī)采用了上單翼布局，翼吊短艙的位置距離地面相對(duì)較高。

3.2.2 進(jìn)氣道吸水狀態(tài)的臨界參數(shù)確定

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)最大工作狀態(tài)下，不同側(cè)向?yàn)R水速度和垂向?yàn)R水速度下的水滴飛濺軌跡進(jìn)行了模擬，給出了進(jìn)氣道吸水的臨界參數(shù)。

圖12和圖13分別給出了dp=2.0 mm，Vx=69 m/s、Vz=69 m/s和Vx=69 m/s、Vy=-69 m/s時(shí)，不同側(cè)向?yàn)R水速度Vy和不同垂向?yàn)R水速度Vz下的水滴運(yùn)動(dòng)軌跡。可見(jiàn)，隨著側(cè)向?yàn)R水速度的增大，濺水軌跡被向外拉，從“折轉(zhuǎn)軌跡”(濺水軌跡與機(jī)體碰撞之后發(fā)生折轉(zhuǎn))變?yōu)椤懊擉w軌跡”(濺水軌跡與機(jī)體無(wú)接觸)，越來(lái)越向進(jìn)氣道方向靠攏；側(cè)向?yàn)R水速度Vy大于69 m/s、 垂向?yàn)R水速度Vz在40～69 m/s之間時(shí)，濺水軌跡跨過(guò)進(jìn)氣道進(jìn)口邊界，即飛機(jī)最大滑跑速度下，進(jìn)氣道吸水的臨界速度參數(shù)為：Vycr約為69 m/s，40 m/s

圖12 不同Vy下的水滴運(yùn)動(dòng)軌跡(Vx=69 m/s， Vz=69 m/s)Fig.12 Water particle motion trace at different Vy (Vx=69 m/s,Vz=69 m/s)

圖13 不同Vz下的水滴運(yùn)動(dòng)軌跡(Vx=69 m/s， Vy=-69 m/s)Fig.13 Water particle motion trace at different Vz (Vx=69 m/s,Vy=-69 m/s)

3.3 兩種分析方法的初步試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)論

目前完成的濺水試驗(yàn)結(jié)果表明，運(yùn)輸機(jī)A各個(gè)典型滑跑速度下，發(fā)動(dòng)機(jī)都能穩(wěn)定工作，進(jìn)氣道未吸入大量水導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)狀態(tài)發(fā)生變化。通過(guò)類(lèi)比法得出的主要結(jié)論可知，運(yùn)輸機(jī)A的進(jìn)氣道在起落架機(jī)輪濺水影響范圍之外，這與濺水試驗(yàn)得到的結(jié)論是吻合的。

圖14給出了Vx=25.7 m/s滑跑速度下，DPM數(shù)值仿真得到的濺水軌跡和運(yùn)輸機(jī)A濺水試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比，結(jié)果表明：“側(cè)向?yàn)R射”占據(jù)了濺水形態(tài)的主要部分，也是最有可能被進(jìn)氣道吸入的部分；兩個(gè)濺水軌跡圖中，航向?yàn)R水角度α符合較好，約為24°，可見(jiàn)，用DPM模型模擬該飛機(jī)不同狀態(tài)下的濺水軌跡是可行、可信的。

圖14 DPM仿真和濺水試驗(yàn)的水滴分布形態(tài)對(duì)比 (Vx=25.7 m/s) Fig.14 Comparison of droplet spatial distributions between DPM simulation and spray test (Vx=25.7 m/s)

3.4 運(yùn)輸機(jī)濺水規(guī)律總結(jié)

濺水軌跡按其形態(tài)分類(lèi)主要有兩類(lèi)：“脫體軌跡”形態(tài)和“折轉(zhuǎn)軌跡”形態(tài)。“脫體軌跡”形態(tài)下，濺水軌跡脫離機(jī)身而直接濺到半空中，“折轉(zhuǎn)軌跡”形態(tài)下，濺水打在機(jī)體上發(fā)生折轉(zhuǎn)。對(duì)于該運(yùn)輸機(jī)布局來(lái)說(shuō)，進(jìn)氣道距離地面較遠(yuǎn)，“脫體軌跡”容易被吸入，“折轉(zhuǎn)軌跡”直接打到機(jī)體上，對(duì)進(jìn)氣道沒(méi)有威脅。

側(cè)向?yàn)R水速度Vy增大，則軌跡形態(tài)由“折轉(zhuǎn)軌跡”轉(zhuǎn)變?yōu)椤懊擉w軌跡”；垂向?yàn)R水速度Vz增大，則軌跡形態(tài)由“脫體軌跡”轉(zhuǎn)變?yōu)椤罢坜D(zhuǎn)軌跡”。飛機(jī)最大滑跑速度下，進(jìn)氣道吸水的臨界參數(shù)為：側(cè)向?yàn)R水速度Vycr約為69 m/s，垂向?yàn)R水速度Vzcr在40～69 m/s之間，濺水初始速度只有同時(shí)達(dá)到Vycr和Vzcr這兩個(gè)臨界參數(shù)以上，進(jìn)氣道才能夠吸入濺水。

4 結(jié) 論

提出并歸納了關(guān)于起落架機(jī)輪濺水情況下進(jìn)氣道吸水特性的兩種分析方法，類(lèi)比方法是工程應(yīng)用中較為簡(jiǎn)單實(shí)用的方法，通過(guò)該方法可以初步預(yù)判濺水的影響范圍，為飛機(jī)最初的布局選型提供參考依據(jù)。而基于兩相流理論的粒子軌跡模擬計(jì)算方法可以相對(duì)詳細(xì)準(zhǔn)確地給出飛機(jī)不同工況及發(fā)動(dòng)機(jī)不同工作狀態(tài)下、起落架機(jī)輪濺水的運(yùn)動(dòng)軌跡，具體描述進(jìn)氣道吸水定量特征參數(shù)，為飛機(jī)的適航符合性驗(yàn)證提供數(shù)據(jù)支持。

對(duì)某國(guó)產(chǎn)運(yùn)輸機(jī)A濺水情況下的進(jìn)氣道吸水特性分析結(jié)果表明：

1) 在研究范圍內(nèi)各個(gè)典型濺水初始參數(shù)下，運(yùn)輸機(jī)A的進(jìn)氣道都不會(huì)吸入起落架機(jī)輪的濺水。

2) 在最大滑跑速度下，濺水被進(jìn)氣道吸入的速度參數(shù)為：側(cè)向?yàn)R水初始速度達(dá)到69 m/s以上，同時(shí)垂向?yàn)R水初始速度至少達(dá)到40 m/s以上。該參數(shù)遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出了機(jī)輪濺水的參數(shù)范圍，因而從另一方面說(shuō)明了該飛機(jī)進(jìn)氣道的適航符合性。

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