基于Fluent的某型民機(jī)放油兩相流仿真

黎明中,滕 葉,王 樂(lè),楊士權(quán)

(中航通飛研究院有限公司 第五研究室，廣東 珠海 519040)

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基于Fluent的某型民機(jī)放油兩相流仿真

黎明中,滕 葉,王 樂(lè),楊士權(quán)

(中航通飛研究院有限公司 第五研究室，廣東 珠海 519040)

為了使某型民機(jī)應(yīng)急放油系統(tǒng)的設(shè)計(jì)滿足適航條例要求，同時(shí)使放出的燃油在空中完成霧化，避免對(duì)地面造成污染，提出了一種將放油口布置于翼梢后緣的方案,并通過(guò)放油流場(chǎng)數(shù)值仿真驗(yàn)證了該方案。考慮到螺旋槳滑流對(duì)流場(chǎng)的影響，在旋轉(zhuǎn)域使用了滑移網(wǎng)格技術(shù)。在模擬燃油液滴運(yùn)動(dòng)和油霧生成及擴(kuò)散時(shí)，運(yùn)用了Fluent軟件中的多相流離散相模型(DPM)，考慮顆粒湍流擴(kuò)散影響應(yīng)用了隨機(jī)軌道模型。在對(duì)放油流場(chǎng)影響較小的因素進(jìn)行簡(jiǎn)化后，對(duì)兩種巡航姿態(tài)下的應(yīng)急放油流場(chǎng)進(jìn)行仿真。對(duì)計(jì)算結(jié)果的分析表明該放油口設(shè)計(jì)方案能滿足設(shè)計(jì)要求。

應(yīng)急放油；滑移網(wǎng)格；離散相模型；隨機(jī)軌道模型；數(shù)值仿真

大型運(yùn)輸類飛機(jī)由于航程的需要，載油量通常為幾十甚至上百噸，考慮到燃油消耗導(dǎo)致的重量減輕，通常大型飛機(jī)的最大著陸重量設(shè)計(jì)得比最大起飛重量小很多。因此，如果在起飛過(guò)程中或在起飛后不久發(fā)生嚴(yán)重失效，大型飛機(jī)為了迅速減輕自身重量，進(jìn)而安全著陸(著水)，通常會(huì)設(shè)有空中應(yīng)急放油系統(tǒng)，它是保證飛機(jī)安全的重要措施。

根據(jù)運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)關(guān)于應(yīng)急放油系統(tǒng)的描述，應(yīng)急放油系統(tǒng)的設(shè)計(jì)在進(jìn)行相應(yīng)的飛行試驗(yàn)時(shí)，必須能表明：(1)應(yīng)急放油系統(tǒng)及其使用無(wú)著火危險(xiǎn)；(2)放出的燃油應(yīng)避開(kāi)飛機(jī)的各個(gè)部分；(3)燃油和油氣不會(huì)進(jìn)入飛機(jī)的任何部位；(4)應(yīng)急放油對(duì)飛行操縱沒(méi)有不利影響[1]。飛機(jī)應(yīng)急放油時(shí)放出的燃油會(huì)對(duì)環(huán)境造成較大的污染，為了避免對(duì)地面造成影響，應(yīng)使放出的燃油在空中完成霧化的過(guò)程。為了使應(yīng)急放油系統(tǒng)的設(shè)計(jì)能滿足上述要求，放油口的布置方式至關(guān)重要。應(yīng)急放油系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方案需要有數(shù)值仿真或試驗(yàn)?zāi)M來(lái)進(jìn)行驗(yàn)證。試驗(yàn)?zāi)M將耗費(fèi)大量的人力、物力，同時(shí)放出的燃油對(duì)環(huán)境也造成比較大的污染。相比之下，數(shù)值仿真的方法可以以更低的成本達(dá)到驗(yàn)證設(shè)計(jì)的目的。

1 應(yīng)急放油系統(tǒng)原理

飛機(jī)應(yīng)急放油系統(tǒng)的功能是：飛機(jī)在飛行過(guò)程中，按規(guī)定要求，在給定時(shí)間內(nèi)，釋放一定數(shù)量的燃油，以迅速減輕自身重量，達(dá)到安全著陸、爬升的目的[2]。某型民機(jī)應(yīng)急放油系統(tǒng)右側(cè)原理圖如圖1所示，左側(cè)與右側(cè)完全對(duì)稱。

圖1 應(yīng)急放油系統(tǒng)原理圖

應(yīng)急放油系統(tǒng)由下列各部分組成：應(yīng)急放油泵、應(yīng)急放油開(kāi)關(guān)和應(yīng)急放油管路。左右兩個(gè)應(yīng)急放油出口位于每一機(jī)翼的后緣，如圖2所示。這種設(shè)置與傳統(tǒng)的翼下安裝發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)相匹配，并且由于采用了兩個(gè)對(duì)稱的放油口，在整個(gè)放油過(guò)程中，飛機(jī)將保持良好的橫向平衡[3]，從而使應(yīng)急放油對(duì)飛行操縱沒(méi)有不利影響。

圖2 應(yīng)急放油口位置示意圖

2 計(jì)算模型

飛機(jī)應(yīng)急放油時(shí)，燃油以一定的速度從放油口噴出，由于慣性，油柱保持高速運(yùn)動(dòng)，在大氣摩擦力和自身重力的共同作用下，迅速發(fā)生形變破碎成油滴，大的油滴進(jìn)一步碎裂成小油滴，進(jìn)而形成油霧完成霧化，這是一個(gè)氣液兩相流的過(guò)程[4-5]。

目前有兩種數(shù)值計(jì)算的方法處理兩相流：歐拉-歐拉方法和歐拉-拉格朗日方法。歐拉-歐拉方法將含有燃油液滴的空氣流動(dòng)看作是氣液兩相流，將不同的相處理成互相貫穿的連續(xù)介質(zhì)，各相的體積率是時(shí)間和空間的連續(xù)函數(shù)，其體積率之和等于1，建立起控制方程，并求解液滴軌跡。歐拉-拉格朗日方法則將液滴在空氣中的運(yùn)動(dòng)看作單向流，將流體相處理為連續(xù)相，計(jì)算空氣流場(chǎng)然后建立液滴的運(yùn)動(dòng)方程來(lái)跟蹤液滴的軌跡。Fluent軟件中的離散相模型(DPM)本質(zhì)是歐拉-拉格朗日方法。隨機(jī)軌道模型或顆粒群模型可考慮湍流對(duì)顆粒擴(kuò)散的影響；在隨機(jī)軌道模型中，應(yīng)用隨機(jī)方法來(lái)考慮瞬時(shí)湍流速度對(duì)顆粒軌道的影響；而顆粒群模型則是跟蹤由統(tǒng)計(jì)平均結(jié)果決定的一個(gè)“平均”軌道，顆粒群中的顆粒濃度分布假設(shè)服從高斯概率分布函數(shù)[6]。兩種模型中，顆粒對(duì)連續(xù)相湍流的生成與耗散均沒(méi)有直接影響。

本文在進(jìn)行應(yīng)急放油流場(chǎng)計(jì)算時(shí)采用Fluent軟件，湍流模型選用k-ε模型，數(shù)值差分格式選取中心差分，近壁面流動(dòng)通過(guò)自適應(yīng)壁面函數(shù)模擬[7-9]，在進(jìn)行燃油液滴軌跡模擬時(shí)應(yīng)用DPM模型，考慮到湍流對(duì)燃油油霧形成和擴(kuò)散的影響，使用了隨機(jī)軌道模型。

另外，由于放油口處于螺旋槳旋轉(zhuǎn)平面下游方向，考慮到螺旋槳滑流對(duì)放油流場(chǎng)的影響，本文采用滑移網(wǎng)格技術(shù)對(duì)螺旋槳的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行模擬，以獲得更為真實(shí)的流場(chǎng)，本文中滑移網(wǎng)格的旋轉(zhuǎn)域如圖3所示[10-13]。

圖3 滑移網(wǎng)格的旋轉(zhuǎn)域

3 計(jì)算分析

數(shù)值計(jì)算的收斂速度除了與模型選擇、邊界條件設(shè)置等有關(guān)外，還與網(wǎng)格模型的網(wǎng)格數(shù)量有著密不可分的關(guān)系，網(wǎng)格數(shù)量越大，收斂越慢，網(wǎng)格數(shù)量過(guò)小又會(huì)影響計(jì)算結(jié)果的精度。因此，在計(jì)算過(guò)程中，需進(jìn)行網(wǎng)格獨(dú)立性分析，將對(duì)流場(chǎng)影響較小的因素簡(jiǎn)化后，確定正式計(jì)算使用的網(wǎng)格模型[14]。

3.1 初步計(jì)算分析

對(duì)飛機(jī)處于飛行高度3 km，飛行迎角1.5°，飛行速度480 km/h的巡航狀態(tài)的外流場(chǎng)進(jìn)行了初步計(jì)算。邊界條件設(shè)置如表1所示，螺旋槳滑流流線如圖4所示。

表1 邊界條件設(shè)置

從螺旋槳滑流流線分析，由于飛機(jī)是對(duì)稱的，左右對(duì)稱位置的螺旋槳滑流流線是相似的，可以簡(jiǎn)化為只計(jì)算飛機(jī)對(duì)稱面一側(cè)的放油流場(chǎng)。同時(shí)，放油口位于外發(fā)螺旋槳和浮筒之間，從圖4分析，可以認(rèn)為內(nèi)發(fā)螺旋槳滑流對(duì)應(yīng)急放油流場(chǎng)不產(chǎn)生影響。

圖4 螺旋槳滑流流線

考慮到飛機(jī)內(nèi)側(cè)螺旋槳滑流對(duì)布置于外側(cè)放油口不存在明顯影響，以及浮筒與放油口在翼展方向相距較遠(yuǎn)，其尾流對(duì)油霧擴(kuò)散的影響亦可忽略。對(duì)模型做進(jìn)一步的簡(jiǎn)化，最終簡(jiǎn)化后的物理模型及計(jì)算域如圖5所示。計(jì)算網(wǎng)格采用混合網(wǎng)格，對(duì)于速度和壓力梯度大的區(qū)域進(jìn)行了局部加密，放油口附近的表面網(wǎng)格如圖6所示。

圖5 簡(jiǎn)化后模型及計(jì)算域邊界設(shè)置

圖6 放油口附近網(wǎng)格

3.2 正式計(jì)算分析

在Fluent中導(dǎo)入了正式計(jì)算網(wǎng)格，在設(shè)置了計(jì)算模型及邊界條件的基礎(chǔ)上進(jìn)行計(jì)算。本文選取2種巡航姿態(tài)的工況如表2所示。

表2 計(jì)算工況

工況1條件下，螺旋槳滑流及放油口尾流流線如圖7所示，可以明顯看到，放油過(guò)程受到外側(cè)螺旋槳滑流的影響。在放油口附近形成回流，如圖8所示，該現(xiàn)象產(chǎn)生的原因是：放油管凸出機(jī)翼表面布置，螺旋槳滑流在放油管下游形成漩渦，與機(jī)翼尾流相互作用，在放油口附近形成逆壓梯度(如圖9所示)。

圖7 螺旋槳滑流及放油口尾流流線(m/s)

圖8 放油口流線(m/s)

圖9 放油口壓力分布

圖10顯示的是燃油顆粒直徑分布，顯示了燃油破碎、霧化和擴(kuò)散過(guò)程。在重力作用下，破碎的燃油顆粒呈下墜趨勢(shì)，在放油口附近燃油顆粒直徑便下降到10-5～10-6m，完成霧化，顆粒軌跡表明放出的燃油很好地避開(kāi)了飛機(jī)的各個(gè)部分。圖11顯示的是放油口附近的燃油相體積率分布，在出口的下游方向，其局部燃油相體積率迅速下降到0，這從另一角度說(shuō)明燃油的霧化過(guò)程主要在放油口附近完成，放出的燃油不會(huì)對(duì)地面造成污染[15]。

圖10 燃油顆粒直徑分布(m)

圖11 放油口燃油相體積率分布

工況2條件下，螺旋槳滑流及放油口尾流流線如圖12所示，在放油口附近依然存在回流，圖13可以說(shuō)明逆壓梯度依然存在。圖14顯示的燃油顆粒直徑分布，在正迎角的工況下，在放油口附近燃油顆粒直徑便下降到10-5～10-6m，完成霧化。顆粒軌跡表明放出的燃油很好地避開(kāi)了飛機(jī)的各個(gè)部分，同時(shí)可看出其擴(kuò)散范圍比工況1更大。圖15顯示的是放油口附近燃油相體積率分布，局部燃油濃度在放油口下游方向迅速下降到0，說(shuō)明了燃油的霧化過(guò)程主要在放油口附近完成，放出的燃油不會(huì)對(duì)地面造成污染，另外，可以看出燃油流向下擴(kuò)散的趨勢(shì)比工況1更加顯著。

4 結(jié)論

本文對(duì)某型民機(jī)應(yīng)急放油系統(tǒng)進(jìn)行了介紹，采用數(shù)值仿真的方法對(duì)其應(yīng)急放油兩相流流場(chǎng)進(jìn)

圖12 螺旋槳滑流及放油口尾流流線(m/s)

圖13 放油口壓力分布

圖14 燃油顆粒直徑分布(m)

圖15 放油口燃油相體積率分布

行了模擬。在螺旋槳滑流模擬中應(yīng)用了滑移網(wǎng)格技術(shù)，應(yīng)急放油流場(chǎng)仿真中應(yīng)用了Fluent中的離散相模型(DPM)，并對(duì)仿真過(guò)程中的模型簡(jiǎn)化、網(wǎng)格建模、計(jì)算模型選擇進(jìn)行了研究及分析。在此基礎(chǔ)上，選擇了兩種巡航姿態(tài)的工況進(jìn)行仿真計(jì)算。經(jīng)過(guò)流場(chǎng)CFD計(jì)算分析，得出以下結(jié)論：

(1)在放油口周圍因?yàn)槟鎵禾荻榷纬苫亓?，在?fù)迎角下回流更加明顯；

(2)飛行高度、飛行迎角、飛行速度會(huì)綜合影響燃油顆粒的霧化擴(kuò)散過(guò)程，在正攻角狀態(tài)下，燃油顆粒向下擴(kuò)散更加明顯；

(3)飛行高度越高，擴(kuò)散范圍會(huì)越大；

(4)燃油的霧化過(guò)程主要在放油口附近完成，霧化后燃油顆粒直徑為10-5～10-6m。

另外，實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明某型民機(jī)的應(yīng)急放油系統(tǒng)放油口設(shè)計(jì)方案合理有效，滿足系統(tǒng)設(shè)計(jì)的要求，可以為其他機(jī)型的應(yīng)急放油系統(tǒng)設(shè)計(jì)提供參考。

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(責(zé)任編輯：劉劃 英文審校：韓微)

Numerical simulation of the two phase flow of airplane fuel jettison based on Fluent

LI Ming-zhong，TENG Ye，WANG Le，YANG Shi-quan

(Fifth Research Department,CAIGA Research Institute Co Ltd,Zhuhai Guangdong 519040，China)

In order to improve the design of a certain airplane fuel jettison system to meet the airworthiness requirements,and make the discharged oil atomize in the air,a scheme of the oil-discharging outlet arranged on the wing trail edge is proposed,and the scheme is verified by simulating the flow field of discharging oil.Considering the influence of propeller slipstream on flow field,sliding mesh technique is used in the rotating domain.In the simulation of fuel droplet movement and oil mist generation and diffusion,the discrete phase model (DPM) of multi phase flow in Fluent software is used,and the stochastic trajectory model is used in considering the influence of particle turbulent diffusion.After the non-influence factors of the discharging oil flow field are simplified,two cruise conditions are simulated.By analyzing the results,the scheme of the discharging outlet arrangement is proved to meet the design requirements.

fuel jettison;sliding mesh;discrete phase model;stochastic trajectory model;numerical simulation

2015-03-13

航空科學(xué)基金(項(xiàng)目編號(hào)：20102305001)

黎明中(1988-)，男，江西吉安人，助理工程師，主要研究方向：飛機(jī)燃油系統(tǒng)設(shè)計(jì)，E-mail：limz1988@126.com。

2095-1248(2015)04-0019-05

V211

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.04.004