基于CFD和推阻分解技術(shù)的全機(jī)溢流阻力預(yù)測(cè)與分析

張美紅，張冬云，王美黎，薛飛，馬涂亮

(中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

基于CFD和推阻分解技術(shù)的全機(jī)溢流阻力預(yù)測(cè)與分析

張美紅，張冬云*，王美黎，薛飛，馬涂亮

(中國商用飛機(jī)有限責(zé)任公司上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210)

飛機(jī)在飛行過程中，根據(jù)性能需求，需要不斷調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)活門流量系數(shù)，因此發(fā)動(dòng)機(jī)短艙唇口的壓力分布形態(tài)會(huì)發(fā)生很大變化，前方外流作用于進(jìn)氣道內(nèi)流管上的合力也將改變，從而引起溢流阻力變化。本文基于某型號(hào)飛機(jī)，結(jié)合CFD動(dòng)力模擬和推阻分解方法，獲得不同流量系數(shù)下的溢流阻力，并分析流量系數(shù)、馬赫數(shù)、高度、迎角對(duì)溢流阻力的影響。溢流阻力預(yù)測(cè)方法和影響研究可為飛機(jī)/渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)、大涵道比短艙設(shè)計(jì)和氣動(dòng)力預(yù)測(cè)提供參考。

推阻分解;CFD;動(dòng)力模擬;溢流阻力

0 引言

在飛機(jī)氣動(dòng)分析中，通常將飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)簡化成通氣短艙，通過壁面積分來進(jìn)行阻力預(yù)測(cè)［1-3］。而真實(shí)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)由于進(jìn)氣道和噴管流量可調(diào)節(jié)［4-5］，其阻力值與飛機(jī)帶通氣短艙的總阻力值有明顯的區(qū)別。飛機(jī)正常巡航飛行時(shí)，隨著馬赫數(shù)不同，飛機(jī)的流量系數(shù)變化范圍大約在0.6～2.0。在此范圍內(nèi)，流量系數(shù)改變對(duì)飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)阻力影響較小。但當(dāng)飛機(jī)流量系數(shù)遠(yuǎn)離巡航點(diǎn)，流量系數(shù)急劇減小時(shí)，進(jìn)氣道阻力急劇增加，從而飛機(jī)的總阻力急劇增加，尤其是發(fā)動(dòng)機(jī)處于風(fēng)車狀態(tài)時(shí)，風(fēng)車溢流阻力急劇增加［6］。對(duì)安裝大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的跨聲速大型飛機(jī)而言，該現(xiàn)象尤為明顯。

目前在風(fēng)洞試驗(yàn)中，由于渦扇動(dòng)力模擬(Turbofan-Powered-Simulation，TPS)試驗(yàn)費(fèi)用昂貴，且部分狀態(tài)無法進(jìn)行試驗(yàn)，因此采用CFD方法進(jìn)行計(jì)算成為較為可行的方法［7-14］。關(guān)于溢流阻力的計(jì)算，國內(nèi)外相關(guān)文獻(xiàn)并不多見，Matthew J.Williams總結(jié)了三種比較典型的計(jì)算方法［15-16］:1)根據(jù)壓力分布確定發(fā)動(dòng)機(jī)流管的附著線，外罩推力分量由流管以外的外罩表面壓力積分得到，附加阻力由總的內(nèi)部阻力減去管道內(nèi)部從駐點(diǎn)開始到下游的壓力積分值。該方法需要確定駐點(diǎn)，比較復(fù)雜;同時(shí)該方法中流管模型的建立存在一定的不確定因素，發(fā)動(dòng)機(jī)流管與其他部件的干擾未計(jì)及，計(jì)算結(jié)果誤差相對(duì)較大。2)第二種方法是借鑒試驗(yàn)的方法，從總的測(cè)量阻力中剔除與內(nèi)部流管相關(guān)阻力，只保留外部阻力值，扣除參考阻力進(jìn)而得到溢流阻力值。3)第三種方法是尾跡移測(cè)試驗(yàn)方法，發(fā)動(dòng)機(jī)流管外部所有動(dòng)量損失均計(jì)算在內(nèi)，但該方法必須引進(jìn)CFD，以彌補(bǔ)試驗(yàn)無法獲得復(fù)雜模型動(dòng)量損失的不足。

推力阻力分解方法(簡稱推阻分解方法)，是從流體動(dòng)力學(xué)的控制體理論出發(fā)，從合力中分解出推力和阻力的方法論。隨著CFD技術(shù)的進(jìn)步，使得直接模擬發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)成為可能，結(jié)合兩者預(yù)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)在不同工作狀態(tài)下的全機(jī)氣動(dòng)阻力增量，進(jìn)而開展溢流阻力影響研究成為可能。本文基于上述方法，對(duì)某大型飛機(jī)溢流阻力進(jìn)行預(yù)測(cè)，并對(duì)影響溢流阻力的幾個(gè)重要因素:流量系數(shù)、馬赫數(shù)、高度、迎角進(jìn)行了研究，并給出相應(yīng)的變化趨勢(shì)，可為飛機(jī)/渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)、大涵道比短艙設(shè)計(jì)和氣動(dòng)力預(yù)測(cè)提供參考。

1 全機(jī)動(dòng)力數(shù)值模擬

近年來，隨著計(jì)算硬件、大規(guī)模并行計(jì)算技術(shù)和流場求解算法的進(jìn)步，使得針對(duì)飛機(jī)型號(hào)研制中的復(fù)雜構(gòu)型氣動(dòng)分析，開展高精度CFD數(shù)值模擬成為可能。本節(jié)首先采用CFD手段，基于RANS方程和SST湍流模型進(jìn)行全機(jī)動(dòng)力影響模擬，并與風(fēng)洞試驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比。

1.1 計(jì)算數(shù)模和計(jì)算網(wǎng)格

計(jì)算數(shù)模為某型飛機(jī)帶動(dòng)力構(gòu)型數(shù)模。采用ICEM-CFD網(wǎng)格軟件生成六面體計(jì)算網(wǎng)格，全機(jī)半模網(wǎng)格數(shù)量約3 600萬。計(jì)算數(shù)模及網(wǎng)格拓?fù)鋭澐忠妶D1，近物面采用O型網(wǎng)格拓?fù)?，改善物面法向網(wǎng)格分布和正交性;基于發(fā)動(dòng)機(jī)的環(huán)狀幾何特征，發(fā)動(dòng)機(jī)處采用了O型拓?fù)?，其他各處采用H型網(wǎng)格拓?fù)鋭澐帧Ｍㄟ^網(wǎng)格正交性、扭轉(zhuǎn)角、長細(xì)比等多種網(wǎng)格質(zhì)量判據(jù)的檢驗(yàn)，保證了最終用于計(jì)算的網(wǎng)格有良好的正交性、連續(xù)的網(wǎng)格過渡，在流動(dòng)復(fù)雜區(qū)域有足夠的網(wǎng)格點(diǎn)捕捉流動(dòng)細(xì)節(jié)。過發(fā)動(dòng)機(jī)軸線的空間網(wǎng)格分布見圖2。

圖1 全機(jī)網(wǎng)格拓?fù)銯ig.1 Overall com putational mesh

圖2 過發(fā)動(dòng)機(jī)中心的剖面網(wǎng)格Fig.2 Computational mesh of nacelle central section (bottom up view)

1.2 計(jì)算狀態(tài)

計(jì)算邊界條件設(shè)定方法可參考文獻(xiàn)［3］。本文對(duì)表1的飛機(jī)飛行狀態(tài)開展不同流量系數(shù)CFD模擬，分析溢流阻力的主要影響因素。

CFD模擬采用CFX5軟件，在上海超級(jí)計(jì)算中心計(jì)算機(jī)集群上完成，計(jì)算共消耗約18000 CPU小時(shí)。

表1 CFD計(jì)算工況Table 1 CFD study cases

1.3 計(jì)算軟件

計(jì)算采用的是CFX5軟件，使用隱式守恒有限體積法離散RANS方程，使用SST湍流模型。圖3為DPW2(第二屆阻力預(yù)測(cè)會(huì)議)上，該軟件計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比［17］?？梢缘贸觯撥浖茌^好地模擬構(gòu)型改變的阻力增量，可用于本文的溢流阻力增量預(yù)測(cè)。

圖3 DLR-F6有無短艙掛架的翼身組合體計(jì)算與試驗(yàn)升阻極曲線對(duì)比Fig.3 M easured and computed drag polar(CLvs CD) for the DLR-F6 configuration w ithout(WB) and w ith(WBNP)engine pylons

1.4 流場分析

發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力條件下，機(jī)翼表面的壓力分布由于發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的影響會(huì)有所變化，發(fā)動(dòng)機(jī)尾部、風(fēng)扇噴管出口由于增壓比比較大，因此容易出現(xiàn)“蝴蝶波”現(xiàn)象。圖4(a)為全機(jī)巡航狀態(tài)帶動(dòng)力后的飛機(jī)表面壓力云圖，圖4(b)為發(fā)動(dòng)機(jī)中心截面的馬赫數(shù)分布云圖。發(fā)動(dòng)機(jī)中心截面下零縱仍然存在“蝴蝶波”現(xiàn)象，在上零縱區(qū)域由于受吊掛的牽引影響，馬赫數(shù)分布有所不同。在風(fēng)車狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道內(nèi)氣流發(fā)生堵塞，因此，進(jìn)氣道風(fēng)扇面前馬赫數(shù)較低。

圖4 巡航馬赫數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)巡航功率狀態(tài)計(jì)算結(jié)果Fig.4 Flow field results at cruise condition

本文計(jì)算的全機(jī)溢流阻力，對(duì)應(yīng)溢流引起的發(fā)動(dòng)機(jī)外表面阻力以及捕獲流管的附加阻力增量。其與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道流量系數(shù)直接相關(guān)，而與發(fā)動(dòng)機(jī)其他參數(shù)無相應(yīng)關(guān)系。

相比于試驗(yàn)方法，在改變進(jìn)氣道流量的同時(shí)，CFD方法可以固定風(fēng)扇出口和核心出口的邊界條件值，保證發(fā)動(dòng)機(jī)噴流區(qū)的尾跡形態(tài)一致，如圖4(b)和圖5(b)所示。由于進(jìn)氣道流量系數(shù)在風(fēng)車狀態(tài)大大降低，發(fā)動(dòng)機(jī)唇口的吸力峰急劇增加，如圖6所示，也可從圖4(a)和圖5(a)近發(fā)動(dòng)機(jī)唇口區(qū)域的壓力分布對(duì)比看出。

圖5 巡航馬赫數(shù)、發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)車狀態(tài)計(jì)算結(jié)果Fig.5 Flow field results at cruise Ma＆w indm ill engine condition

2 推阻分解方法

本文使用的推阻分解方法基于控制體理論，針對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)使用的控制體模型如圖7所示。通過在不同控制體中應(yīng)用動(dòng)量方程，得到公式(1)進(jìn)行全機(jī)阻力計(jì)算。其中核心出口、風(fēng)扇出口、風(fēng)扇入口和固壁面的阻力通過對(duì)應(yīng)的邊界面積分計(jì)算得到。理想總推力通過假設(shè)速度系數(shù)和高溫高壓氣體理想膨脹獲得。

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)巡航功率和風(fēng)車狀態(tài)下的唇口壓力分布圖對(duì)比Fig.6 Pressure distributions on the nacelle lip correspond to cruise and w indm ill engine conditions

圖7 飛機(jī)動(dòng)力發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真模型Fig.7 CFD model for powered nacelle

其中:

CD——扣除推力后的全機(jī)阻力;

FN——飛機(jī)的理想總推力;

FNPF——飛機(jī)的凈推力;

CD，all——飛機(jī)所有固壁面的阻力值;

F8——核心出口面受到的力;

F18——風(fēng)扇出口面受到的力;

F1——風(fēng)扇入口面受到的力。

通過公式(1)得到不同流量系數(shù)下的全機(jī)阻力，與參考流量系數(shù)對(duì)應(yīng)全機(jī)阻力的差量，即為溢流阻力CDs。

3 全機(jī)溢流阻力計(jì)算與分析

影響溢流阻力值的因素主要包括:流量系數(shù)、飛行高度、飛行馬赫數(shù)和飛行迎角。

3.1 流量系數(shù)、飛行馬赫數(shù)對(duì)溢流阻力的影響

流量系數(shù)是影響飛機(jī)溢流阻力的主要因素，在相同飛行條件下，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)流量系數(shù)減小，溢流阻力增加，但在不同馬赫數(shù)下其影響規(guī)律略有不同。

1)高速狀態(tài)。對(duì)于表1的工況1、6、8，隨著流量系數(shù)減小，其溢流阻力系數(shù)增加較明顯，如圖8所示。不同馬赫數(shù)下隨流量系數(shù)變化，溢流阻力變化呈“雙曲線”形態(tài)，流量系數(shù)越小，其溢流阻力越大。馬赫數(shù)越高，溢流阻力系數(shù)增加越快，且非線性增長。

圖8 不同馬赫數(shù)下溢流阻力隨流量系數(shù)的變化Fig.8 Variation of spillage drag w ith MFR at high M ach num bers

2)低速狀態(tài)。對(duì)于表1的工況12，溢流阻力隨流量系數(shù)變化如圖9所示。其形態(tài)仍然呈“雙曲線形態(tài)”，但與高速馬赫數(shù)相比，相同的流量系數(shù)增加量，阻力減小量較小。

圖9 低速狀態(tài)溢流阻力計(jì)算結(jié)果(Ma=0.25)Fig.9 Variation of spillage drag w ith MFR at Ma=0.25

3.2 高度對(duì)溢流阻力的影響

高度是影響溢流阻力的因素之一，在國外早期的經(jīng)驗(yàn)方法中，高度作為主要影響因素之一進(jìn)行了研究，本文也對(duì)計(jì)算范圍內(nèi)的高度影響做了分析。表1的高速工況3～5和低速工況11～12的結(jié)果分別如圖10、圖11所示。分析表明:同馬赫數(shù)和同流量系數(shù)情況下，隨著高度增加，溢流阻力增加，但增加量較小。

3.3 迎角對(duì)溢流阻力的影響

迎角對(duì)溢流阻力的影響相對(duì)較小，表1的工況1～2、工況6～7和工況8～10的溢流阻力隨迎角的變化曲線分別如圖12～圖14所示。分析表明:在較小迎角范圍內(nèi)，且流量系數(shù)較大時(shí)溢流阻力變化不大，發(fā)動(dòng)機(jī)唇口壓力分布不敏感。當(dāng)流量系數(shù)急劇減小，溢流阻力隨著迎角的增加而增加，馬赫數(shù)越大，迎角影響越明顯。

圖10 高度對(duì)溢流阻力的影響(Ma=0.6)Fig.10 Effect of height on the spillage drag at Ma=0.6

圖11 高度對(duì)溢流阻力的影響(Ma=0.25)Fig.11 Effect of height on the spillage drag at Ma=0.25

圖12 迎角對(duì)溢流阻力的影響分析(Ma=0.785)Fig.12 Effect of angle of attack on the spillage drag at Ma=0.785

圖13 迎角對(duì)溢流阻力的影響分析(Ma=0.65)Fig.13 Effect of angle of attack on the spillage drag at Ma=0.65

圖14 迎角對(duì)溢流阻力的影響分析(Ma=0.45)Fig.14 Effect of angle of attack on the spillage drag at Ma=0.45

4 結(jié)論

本文采用CFD和推阻分解技術(shù)對(duì)飛機(jī)溢流阻力進(jìn)行了預(yù)測(cè)和分析，分析結(jié)果得到:

在計(jì)算范圍內(nèi)，相對(duì)于高度和迎角而言，流量系數(shù)和馬赫數(shù)對(duì)溢流阻力影響較大;其次是高度對(duì)溢流阻力略有影響;較大流量系數(shù)下，迎角對(duì)溢流阻力基本沒有影響，隨著流量系數(shù)減小，迎角對(duì)溢流阻力略有影響，但相對(duì)其他因素，影響較小。

在不同飛行狀態(tài)下，隨發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道流量系數(shù)減小，溢流阻力均增加;在計(jì)算范圍內(nèi)，高速狀態(tài)風(fēng)車溢流阻力遠(yuǎn)大于低速狀態(tài)風(fēng)車溢流阻力;速度越高，溢流阻力越大。

本文研究表明采用CFD動(dòng)力模擬和推阻分解技術(shù)，能對(duì)飛機(jī)溢流阻力進(jìn)行計(jì)算和分析，可為氣動(dòng)設(shè)計(jì)和性能計(jì)算提供參考。

［1］Dang Tiehong.The engine installation of civil aircraft with wing mounted engine configuration［J］.Civil Aircraft Design and Research，2008，2:8-14.(in Chinese)黨鐵紅.翼吊布局民用飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)安裝設(shè)計(jì)［J］.民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2008，2:8-14.

［2］Kelly R L，John C V，Richard A W，et al.Summary of data from the second AIAA CFD drag prediction workshop(invited)，AIAA 2004-0555［R］.Reston:AIAA，2004.

［3］Hoheisel H.Aerodynamic aspects of engine aircraft integration of transport aircraft［J］.Aerospace Science and Technology，1997，7 (1):475-487.doi:10.1016/S1270-9638(97)90009-2.

［4］Chen Songlu.Handbook of aircraft design:13th fascicle［M］.Beijing:The Publisher of Aeronautic Industry，2006.(in Chinese)陳嵩祿.飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè):13分冊(cè)［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2006.

［5］Lian Youchun，Wu Hu.Theory of aero-engine［M］.Xi’an:The Publisher of North Polytechnical University，2005.(in Chinese)廉莜純，吳虎.航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理［M］.西安:西北工業(yè)大學(xué)出版社，2005.

［6］Liu Zhiyou，Hou Minjie，Wen Gang.Experimental determination of aero-engine windmilling drag［J］.Journal of Aerospace Power，2006，21(2):391-395.(in Chinese)劉志友，侯敏杰，文剛.航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)車阻力的試驗(yàn)確定［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2006，21(2):391-395.

［7］王志棟.翼吊發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)機(jī)翼設(shè)計(jì)的影響分析［J］.民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，1997，(2):19-22，27.

［8］Zhang Meihong，Wang Zhidong.The application of CFD in powered-nacelle aircraft aero design［J］.Civil Aircraft Design and Research，2004，(4):52-55.(in Chinese)張美紅，王志棟.CFD在帶動(dòng)力飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用［J］.民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2004，(4):52-55.

［9］Tan Zhaoguang，Chen Yingchun，Li Jie，et al.Numerical simulation method for the powered effects in airframe/propulsion integration analysis［J］.Journal of Aerospace Power，2009，24 (8):1766-1772.(in Chinese)譚兆光，陳迎春，李杰，等.機(jī)體/動(dòng)力裝置一體化分析中的動(dòng)力影響效應(yīng)數(shù)值模擬［J］.航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2009，24(8):1766-1772.

［10］Li Dong，Jiao Yuqin，Song Ke.Numerical simulation of external flow interfered by jet flow［J］.Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2008，29(2):292-296.(in Chinese)李棟，焦予秦，宋科.噴流外流干擾流場數(shù)值模擬［J］.航空學(xué)報(bào)，2008，29(2):292-296.

［11］Huang Lin，Bai Junqiang.Numerical simulation of turbofan propulsion simulator at low speed for civil aircraft turbine engine nacelle［J］.Aeronautical Computing Technique，2012，42(2): 36-38.(in Chinese)黃琳，白俊強(qiáng).民用飛機(jī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)短艙TPS低速構(gòu)型數(shù)值模擬［J］.航空計(jì)算技術(shù)，2012，42(2):36-38.

［12］Rossow C C，Hoheisel H.Numerical studies of interference effects of wing-mounted advanced engine concepts［C］//International Council of the Aeronautical Sciences(ICAS).1994.

［13］Rudinik R，Rossow C C，F(xiàn)reiherr Von G H.Numerical simulation of engine/airframe integration for high bypass engines［J］.Aerospace Science and Technology，2002，6(1):1-2.doi:10.1016/S1270-9638(01)01139-7.

［14］Die G，Mai H，Schroder A，et al.Unsteady wing pylon nacelle interference in transonic flow［J］.Journal of Aircraft，2008，45 (3):934-944.

［15］Matthew J W，Kenneth A S.Computational prediction of subsonic intake spillage drag.AIAA 2006-3871［R］.Reston:AIAA，2006.

［16］Brett W D.CFD prediction of inlet spill drag increaments.AIAA-98-3566［R］.Reston:AIAA，1998.

［17］Langtry R B，Kuntz M，Menter F R.Drag prediction of engineairframe interference effects with CFX-5［J］.Journal of Aircraft，2005，42(6):

CFD prediction and analysis of civil aircraft spillage drag based on thrust-drag bookkeeping method

Zhang Meihong，Zhang Dongyun*，Wang Meili，Xue Fei，Ma Tuliang
(Shanghai Aircraft Design＆Research Institute，Commercial Aircraft Corporation of China Ltd，Shanghai 201210，China)

During the flight，the mass flow through the engine is controlled according to flight mission requirements.The pressure distribution on the nacelle lip will change significantly，as well as the total force of the outflow acting on the inner stream tube ahead of the intake，consequently，the spillage drag will be changed.The spillage drag for a civil aircraft at different mass flow is obtained through the combined method of CFD powered simulation and thrust-drag bookkeeping.Decisive issues to determine the spillage drag，such as the mass flow rate，flight Mach number，altitude and angle of attack，are analyzed.The prediction method and the investigation findings of the spillage drag can be referenced in aircraft/turbo-fan engine integration design，as well as the high-bypass-ratio nacelle design and related aerodynamic predictions.

thrust-drag bookkeeping;CFD;powered simulation;spillage drag

V211.3

Adoi:10.7638/kqdlxxb-2014.0141

0258-1825(2016)05-0625-06

2015-03-10;

2015-08-16

張美紅(1979-)，女，研究員，主要從事民用飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)與CFD，飛機(jī)/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)研究，發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力影響數(shù)值模擬.E-mail: zhangmeihong@comac.cc

張冬云*(1985-)，男，高級(jí)工程師，主要從事民用飛機(jī)氣動(dòng)設(shè)計(jì)與CFD研究.E-mail:zhangdongyun@comac.cc

張美紅，張冬云，王美黎，等.基于CFD和推阻分解技術(shù)的全機(jī)溢流阻力預(yù)測(cè)與分析［J］.空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào)，2016，34(5):625-630.

10.7638/kqdlxxb-2014.0141 Zhang M H，Zhang D Y，Wang M L，et al.CFD prediction and analysis of civil aircraft spillage drag based on thrust-drag bookkeeping method［J］.Acta Aerodynamica Sinica，2016，34(5):625-630.