尾吊布局民用飛機發(fā)動機側風進氣流場CFD數(shù)值模擬與分析

馬建等

【摘 要】對尾吊布局的民用飛機，發(fā)動機安裝環(huán)境對發(fā)動機進氣影響相比翼吊飛機要大，機上安裝環(huán)境下的發(fā)動機側風地面試驗，在某些風向的強側風下，發(fā)動機會發(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氣道內部及附近的變化，在試驗中往往需要重復進行多個來流方向和多種側風強度下的試驗。采用CFD進行數(shù)值模擬，可以定性的分析在裝機環(huán)境下的側風在發(fā)動機進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。

【關鍵詞】尾吊布局；民用飛機側風試驗；進氣道CFD

0 概述

在民用飛機中，進氣口既屬于發(fā)動機的進氣部件，又屬于飛機結構的一部分，在發(fā)動機和飛機的適航規(guī)定中均有與進氣道相關的適航條列，由于發(fā)動機和飛機都包含了進氣道相關內容，因此導致進氣道設計成為了中間地帶。發(fā)動機的側風試驗就是為了驗證在機上安裝條件下進氣道與發(fā)動機的兼容性工作特性。對于發(fā)動機尾吊布局的民用飛機，發(fā)動機進氣道距離機身很近，進氣道前方靠近機翼翼根，在這種布局下，發(fā)動機進氣容易收到機翼擾流影響，飛機大的側風情況下、大攻角或大偏航角的變化會造成進氣道入口的流場畸變，導致發(fā)動機的性能受到影響，嚴重情況下甚至會導致發(fā)動機失速。

發(fā)動機裝機后，飛機完成首飛，首先會進入工程研發(fā)試驗，發(fā)動機裝機下的進氣道兼容性試驗便是其中一項，試驗中測試發(fā)動機在各種風向和風速下的響應，監(jiān)測發(fā)動機喘振和振動情況，試驗后需要分析試驗中發(fā)動機各個工作參數(shù)，綜合試驗結果確定出發(fā)動機在機上安裝環(huán)境下的地面工作側風邊界。

1 機上安裝環(huán)境下發(fā)動機進氣條件CFD模擬

對尾吊布局的民用飛機，機上安裝環(huán)境下的發(fā)動機側風地面試驗，在某些風向的強側風下，發(fā)動機會發(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氣道的變化，無法分析氣流流動機理及其對發(fā)動機的影響惡劣程度，在試驗中往往需要進行多個來流方向和多種側風強度下的反復試驗。采用CFD進行數(shù)值模擬，模擬不同發(fā)動機工作狀態(tài)，不同側風條件下的發(fā)動機入口流場，可以定性的分析在裝機環(huán)境下的側風在發(fā)動機附近的流場變化，對試驗有一定的借鑒作用，可以避免試驗的盲目性和重復性。

2 模型處理

進行側風條件下CFD計算的對象為翼吊布局飛機的全機外形，為了簡化計算模型，對機翼的增升裝置以及起落架進行了簡化處理，對發(fā)動機短艙也進行了簡化處理。

3 網(wǎng)格劃分

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

4 流體數(shù)學模型和邊界條件設置

考慮到發(fā)動機在100%風扇轉速的設計工況下，進氣速度以及排氣速度較高，可以認為是可壓縮流動的，所以流體介質選用理想氣體，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，當最大殘差在1×10-4以下時可以認為計算收斂。參考壓力為一個大氣壓，遠場邊界設定為開放性邊界，根據(jù)計算工況的不同，根據(jù)側風方向設定來流方向，發(fā)動機進口邊界條件設定流速、溫度和氣流方向，出口設定流量出口。

通過文獻的推薦，同時考慮到計算資源的利用和計算時間，本文選用標準k-ε模型結合壁面函數(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聯(lián)。模擬計算的控制方程是質量守恒定律（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 進氣畸變分析方法

對于計算結果，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)動機流量下，發(fā)動機的入口會出現(xiàn)不同程度的畸變，為了進一步詳細地說明這種變化特征，選取周向進氣畸變系數(shù)（IDC，Circumferential Inlet distortion），以及徑向進氣畸變系數(shù)（IDR， Radial Inlet Distortion）對其進行描述。

IDC 與IDR 是發(fā)動機公司專門用來統(tǒng)計進氣道畸變的一種參數(shù)，畸變測試由位于風扇葉片前方的8 爪耙形狀的測試儀器進行測試（大約在進口和風扇之間中間的位置）。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 等同于側風測試中的IDC tip。進氣畸變系數(shù)由進口處徑向和周向位置的當?shù)貕毫Σ顩Q定。這些壓力差同進口面的平均壓力相互作用共同決定進口壓力的畸變特性。

每個環(huán)形面的周向進氣畸變系數(shù)由以下公式定義：

周向畸變效應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)動機進口徑向進氣畸變（IDR， Radial Inlet Distortion）公式定義：

周向畸變效應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 進氣畸變側風流場結果分析

不同來流情況下（風向/風速）發(fā)動機進口流場的變化：

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

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

由流線圖3可以看到：圖3中左上角無側風情況下，氣流平穩(wěn)的進入發(fā)動機；圖3中左下圖尾風情況下，氣流從發(fā)動機后部吸入發(fā)動機；圖3中右側氣流經(jīng)過機身背部后被吸入進氣道，進氣道入口前的氣流較為混亂，相對來流方向，機身背側的發(fā)動機進氣條件更加惡劣，存在漩渦，這種進氣條件容易造成發(fā)動機喘振。因此試驗中需要多驗證側風條件下背風一側的發(fā)動機進氣兼容性，這種情況下更嚴酷，需要著重關注。

由計算結果可以看出：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 結論

尾吊布局民機發(fā)動機大側風試驗是驗證機上安裝環(huán)境下的進氣道和發(fā)動機兼容性的試驗，是民機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發(fā)動機進氣畸變研發(fā)試飛和適航取證試飛起到參考作用。

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[責任編輯：湯靜]