橫向側風及反推氣流對安裝狀態下發動機進口流場影響的數值研究

代小強，張云，黃強，謝蘭川

（西南技術工程研究所，重慶 400039）

為了縮短大型飛機降落時的滑跑距離和減少由于飛機起落架制動器的過度加熱而增加的地面周轉時間，反推力裝置已經在裝配大涵道比渦扇發動機的軍、民用大型飛機上得到了廣泛應用[1-2]。飛機在著陸觸地的時刻打開其反推力裝置，通過改變發動機外涵道出口的噴流方向，使氣體噴向發動機前方，產生反推力，從而達到更快減速的目的[3-6]。

風是影響飛機起飛和著陸滑跑的最不利的環境因素之一，常常會造成機體渦流的剝離、進氣道氣流的分離以及地面渦流，影響發動機的進口流場[7]。反推力裝置打開后，反推氣流會對飛機飛行產生一些不利的影響。如飛機發動機重吸入反推氣流，引起發動機的進氣畸變，最終影響發動機的氣動穩定性；由于反推氣流產生的強渦流導致地面的異物被卷吸入到進氣道中，從而損壞發動機[8]。為了避免由側風和反推氣流共同作用造成的發動機穩定裕度的降低甚至失穩現象的出現，很有必要了解飛機在滑跑著陸的過程中側風與反推氣流對發動機進口流場的綜合影響情況。風洞吹風測試試驗是研究氣流運動規律的有效手段，但在試驗時面臨著重重困難，首先很難解決模型縮放以及測量的準確性問題；其次，風洞吹風試驗的成本高、周期長，難以實現全流場參數的測量。隨著CFD 技術的發展，CFD 分析方法可以有效克服實驗測量的一些困難，降低研制的風險，變得更加經濟、高效。Secareanu 等[9]采用數值模擬的方法研究了不同滑跑速度下反推氣流和地面的相互作用，獲得了反推氣流被發動機重吸入的臨界滑跑速度，與試驗結果吻合。朱彥偉等人[10]研究了不同方向側風下尾吊式布局發動機的穩定性，發現當側風方向為230°時，所監測參數的不穩定性最強烈。劉凱禮等[11]采用CFD 數值模擬方法對大涵道比渦扇發動機在側風狀態下的流場畸變進行了研究。Trapp 等[12]采用CFD 方法對某民機降落滑跑過程進行了研究，獲得了反推氣流對發動機的影響情況，并用試驗結果來驗證計算結果的可靠性。Qian ruizhan 等[13]采用數值模擬的方法獲得了某支線飛機反推裝置打開后的反推氣流擾流流場。目前國內外的研究人員針對側風對發動機進氣道、地面渦的形成和反推氣流對發動機進口流場影響的研究較多，而側風和反推氣流都會對大涵道比渦扇發動機進口流場產生影響，針對二者綜合作用影響的研究較少，因此文中采用CFD 技術開展了飛機整機模型在橫向側風狀態下反推氣流擾流流場的數值模擬研究。

1 物理模型及網格劃分

研究的對象為某大型運輸機，采用的是翼-身-尾-短艙全機著陸翼吊布局結構，裝配有4 臺發動機，每側機翼上各裝兩臺，構型主要部件包括飛機機身、機翼、襟翼、垂直尾翼、水平尾翼、短艙等，發動機的外涵道出口安裝有葉柵式反推力裝置。由于在對飛機整機模型下的橫向側風及反推氣流擾流流場的全三維數值模擬時，網格量巨大，計算時間長。為了節省計算資源，在計算時，不再對每臺發動機內部和反推力裝置內部進行建模和網格劃分，不研究反推力裝置內部的流動細節，只是反推力裝置出口截面作為計算域的一個進口邊界，給定該邊界上的進口參數。采用CATIA 軟件進行建模，構建了整個大型運輸機的物理模型如圖1 所示。

圖1 飛機模型Fig.1 Model of plane

整個模型的計算域為一個長方體區域，其軸向長大約是飛機長度的13 倍，前方進口到飛機頭部的距離大約是飛機長度的5 倍，計算域的寬和高均約為5 倍飛機長度。由于計算對象的外形十分復雜，因而網格類型采用的是四面體非結構化網格。計算域內網格的最大尺度設定為8192 mm，同時還在飛機處設置了一個長方體加密區，其寬為120 m，高為60 m，長為150 m，網格的尺度最大為2048 mm。在進氣道壁面設置了邊界層網格，首層網格高度設為0.2 mm，增長因子為1.2，共設15 層網格。最終網格總量約為3500 萬，飛機/發動機一體化流場網格如圖2 所示。

圖2 飛機/發動機一體化計算時的網格Fig.2 Mesh for integrated aircraft and engine calculation

2 計算方法及算例驗證

文中模擬了飛機在2 km 海拔高度以不同馬赫數滑跑時，不同風速的橫向（90°）側風情況下的反推氣流擾流流場，流場求解采用FLUENT 軟件，采用的湍流模型是k ε- 模型。飛機在著陸滑跑的過程中，遭遇側風是難以避免的，民航飛行條例規定，若機場側風大于35 m/s 時，為保證飛機降落時的安全，將不允許飛機降落。文中計算的橫向側風速度分別為5、10、15、20、25、30 m/s，風向及發動機位置如圖3所示。飛機順航向的左側為橫向側風的來流方向，發動機從側風來流一側依次標號為#1、#2、#3、#4。計算時的邊界條件給定如下：選擇順航向計算域的左邊界作為模擬側風來流的進口邊界，給定側風來流速度，順航向的前方計算域的外邊界給定飛機的飛行速度，其他的外邊界均為遠場邊界；計算域的下邊界是地面，設為固壁面，給定飛機的飛行速度；發動機進口設為出口邊界，給定相應狀態下發動機的吸入流量，反推力裝置的出口截面設定為進口邊界條件，給定氣流速度和總溫；內涵噴管的進口截面采用進口邊界，給定相應工作狀態下的氣流流量和總溫。

圖3 風向及發動機位置Fig.3 Sketch of wind direction and engine position

為了驗證文中所采用的數值模擬方法的可靠性，選用的驗證模型是由德國宇航公司設計的DLR-F6 翼身-發動機艙和掛架模型（簡稱WBNP）。該模型機身長為1.192 m，平均氣動弦長為0.1412 m，機翼半展長為0.5877 m，展弦比為9.5，漸縮比為0.3，前緣后掠角為27.1°，DLR-F6 翼身組合體模型的試驗數據可靠性高，可以用來進行對比驗證[14]。

在進行數值模擬計算時，只對飛機模型的1/2 開展數值模擬計算。模型采用同樣的四面體非結構網格進行劃分，壁面處設置的首層網格高度為0.01 mm，網格增長因子為1.2，網格總量約為460 萬，DLR-F6 WBNP 模型表面網格如圖4 所示。

計算工況為設計的巡航條件， 來流馬赫數Ma=0.75，來流迎風角為0.49°。選取了機翼上2 個展向站位（y/b分別為0.239、0.638，如圖5 所示）壓力系數分布的計算值與試驗結果，選用的試驗數據來自文獻[15]。圖6 給出了對比結果，由圖6 可知，數值模擬得到的結果很好地吻合試驗值，說明仿真的結果是可靠的。

圖4 DLR-F6 WBNP 模型表面網格Fig.4 Surface mesh of DLR-F6 WBNP model

圖5 DLR-F6 機翼表面不同站位Fig.5 Different positions of DLR-F6 wing surface

圖6 壓力系數分布Fig.6 Sketch of pressure coefficient distribution

3 結果及分析

飛機滑跑馬赫數為0.1 時，在不同速度的橫向側風下，計算反推氣流擾流流場得到的反推氣流流線分布以及地面溫度分布情況如圖7 所示。由圖7 可知，反推氣流在前方相對來流的影響下拐向下游，同時又在側風的作用下，再次改變流向，從而偏向遠離側風來流一側。隨著側風速度的增加，反推氣流對靠近側風來流一側的影響范圍在逐漸減小，這也可以從地面高溫區的范圍大小判斷出來。在靠近側風來流一側的發動機噴出的反推氣流會更容易打在飛機機身上，甚至繞過機身，對機身的沖擊力也越大。滑跑速度為0.1 Ma 時，出現了發動機重吸入反推氣流的情況，隨著側風速度的進一步增大，反推氣流流線會發生更大幅度的偏轉，會嚴重影響遠離側風來流一側的兩臺發動機的進口流場，導致遠離側風來流一側的發動機重吸入反推氣流的可能性更大。因此側風的速度越大，反推氣流對進口流場的影響越大。

圖7 Ma=0.1 時不同風速側風下計算得到的反推氣流流線及地面溫度分布Fig.7 Distributions of reverser flow streamline and temperature on the ground at Ma=0.1

圖8 Ma=0.05 時不同風速側風下計算得到的反推氣流流線及地面溫度分布Fig.8 Distributions of reverser flow streamline and temperature on the ground at Ma=0.05

飛機滑跑馬赫數Ma=0.05 時，在不同速度的橫向側風下，計算反推氣流擾流流場得到的反推氣流流線分布以及地面溫度分布情況如圖8 所示。對比分析圖7 和圖8 可知，隨著飛機滑跑馬赫數的減小，前方來流對反推氣流的影響減小，這樣反推氣流流線拐向下游的曲率半徑增大，反推氣流的對流場影響的范圍擴大。在側風的影響下，反推氣流向遠離側風來流一側的偏轉幅度增大。此時更容易影響遠離側風來流一側發動機的進口流場。分析飛機滑跑馬赫數從0.1 減小到0.05 的過程可知，橫向側風對反推氣流的影響增大，導致反推氣流偏轉的幅度更大。滑跑速度相同的情況下，當側風速度小于10 m/s 時，反推氣流噴向發動機的四周，發生偏轉的幅度較小。隨著側風速度的增大，反推氣流會發生更大幅度的偏轉，從而對遠離側風來流一側兩臺發動機的進口流場的影響更大，發動機會大量地重吸入反推氣流。當側風速度大于20 m/s 時，反推氣流發生偏轉的角度接近90°，氣流會從飛機機身的一邊橫穿至另一邊，嚴重干擾了機身另一側兩臺發動機的進口流場，增大了發動機進口流場的不均勻性。

滑跑馬赫數為0.05 時，四臺發動機周向總壓畸變指數隨橫向側風速度的變化曲線如圖9 所示。可以看出，在計算的側風風速下，隨著側風風速的增大，#1和#2 發動機進口截面的周向總壓畸變指數基本上呈現出先減小后增大的趨勢，在側風風速為20 m/s 時達到最小。#3 和#4 發動機進口截面上的周向總壓畸變指數基本上隨著側風風速的增大而增大。從進氣畸變程度來看，滑跑馬赫數較小時，較大的側風風速對發動機進口流場影響較大。

圖9 0.05 Ma 時周向總壓畸變指數隨側風速度的變化情況Fig.9 Change of circumferential total pressure distortion index with crosswind speed at Ma=0.05

滑跑馬赫數為0.05 時，四臺發動機進口截面上周向總溫畸變指數隨側風風速的變化曲線如圖10 所示。可以看出，在計算的側風風速下，#3 發動機進口截面的周向總溫畸變指數隨著側風風速的逐漸增大而增大，但側風速度的影響不大；#1、#2 和#4 這三臺發動機進口截面的周向總溫畸變指數隨著側風風速的增大呈現出先增大后減小的情況。總體上來看，當風速在10～25 m/s 范圍內時，#1 和#4 發動機進口截面的周向總溫畸變指數受側風風速變化的影響較大；#2 發動機進口截面的周向總溫畸變指數在風速為20 m/s 時達到了最大，其余風速影響都較小。說明#1 和#4 發動機的進口流場容易受到側風的影響，這是因為#1、#4 發動機分別安裝于#2、#3 發動機的下游位置，下游發動機容易重吸入上游發動機產生的反推氣流，引起進口截面上的總溫畸變。

圖10 Ma=0.05 時周向總溫畸變指數隨側風速度的變化曲線Fig.10 Variation curve of circumferential total temperature distortion index with crosswind speed at Ma=0.05

4 結論

通過數值模擬的方法對不同滑跑馬赫數下、不同風速的橫向側風及反推氣流對飛/發一體化下的發動機進口流場的影響進行了研究，得到了以下結論。

1）飛機滑跑馬赫數越小，反推氣流越容易被發動機重吸入，隨著橫向側風風速的增加，進一步增大了反推氣流被發動機吸入的可能性。當滑跑馬赫數為0.1 時，遠離側風來流一側的兩臺發動機出現了反推氣流被吸入的現象。隨著側風風速的越來越大，吸入的反推氣流越多。當滑跑馬赫數為0.05 時，橫向側風和反推氣流的綜合作用對發動機的進口流場的影響最嚴重，特別是在橫向側風風速較大的情況下，遠離側風來流一側的兩臺發動機被反推氣流完全包裹住，造成了大量的反推氣流被發動機重吸入，從而使發動機進口截面的周向總壓畸變指數增大。在滑跑馬赫數和側風風速都較小時，反推氣流對發動機進口區域的影響范圍更大。

2）存在橫向側風的情況下，遠離側風來流一側的兩臺發動機受到反推氣流的影響更加嚴重，且隨著側風風速的增大，發動機進口截面的周向總壓畸變和總溫畸變程度也隨之增大，最大值約為平均值的4 倍，出現了顯著的增大，可能使發動機處于不穩定工況。