尾氣回流對航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣影響研究

董如鵬 葉 巍 陳 劼 王彥青

（中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，四川 成都 610500）

飛機(jī)起飛時(shí)，尾部噴口噴射出的高溫尾氣沖擊到機(jī)尾后方擋板上，尾氣流受板面阻擋，除部分順著擋板折向斜后方和兩側(cè)，剩余高溫尾氣可能會(huì)經(jīng)機(jī)腹下折返回飛機(jī)頭部前方，并被發(fā)動(dòng)機(jī)抽吸至進(jìn)氣道內(nèi)，造成發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口氣動(dòng)界面的溫度畸變[1]，嚴(yán)重影響到飛機(jī)起飛過程中發(fā)動(dòng)機(jī)的工作性能和氣動(dòng)穩(wěn)定性。

早期國內(nèi)外學(xué)者針對飛機(jī)起飛時(shí)的尾流場上進(jìn)行了大量的數(shù)值模擬計(jì)算，主要著眼于發(fā)動(dòng)機(jī)噴流邊界內(nèi)流場的速度、溫度和壓強(qiáng)的分布規(guī)律的數(shù)值計(jì)算研究，并對機(jī)體附近尾流場的發(fā)展以及其對周圍環(huán)境的影響進(jìn)行分析[2]。隨著飛機(jī)起飛時(shí)高溫尾氣吸入對發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能的影響越來越嚴(yán)重，近些年來國內(nèi)外學(xué)者逐漸把目光投向了起飛環(huán)境對進(jìn)氣道溫升及發(fā)動(dòng)機(jī)工作性能影響上，并通過構(gòu)建對照組以求獲得抑制尾氣回流向前發(fā)展的最佳起飛布局[3]。

1 計(jì)算模型

本文仿真模型主要包括飛機(jī)、地面及進(jìn)/排氣模型。根據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)飛機(jī)公開三視圖資料及結(jié)構(gòu)布局[4]，對地面、擋板和飛機(jī)進(jìn)行三維建模。為了減小網(wǎng)格劃分難度及數(shù)量的要求，將地面簡化為矩形平板，并忽略飛機(jī)起落架，彈倉等次要結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 三維模型

2 仿真方法

2.1 邊界條件

整個(gè)計(jì)算域需要給定的邊界條件包括遠(yuǎn)場來流、進(jìn)氣道出口及尾噴管進(jìn)口。遠(yuǎn)場來流采用的邊界條件為壓力遠(yuǎn)場，給定來流的靜溫、靜壓、氣流馬赫數(shù)及氣流的流動(dòng)方向。進(jìn)氣道出口邊界采用壓力出口，根據(jù)所需的進(jìn)氣道出口流量，設(shè)定進(jìn)氣道出口的靜壓值。尾噴管進(jìn)口邊界采用壓力進(jìn)口，給定進(jìn)口的總溫、總壓及燃?xì)獗壤Ｓ捎谖矅姽苓M(jìn)口的氣體全部為燃?xì)?，故進(jìn)口處的燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)設(shè)置為100%，遠(yuǎn)場及進(jìn)氣道出口的流體采用的是理想空氣，則兩個(gè)邊界的燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)默認(rèn)為0。此外，所有的固體壁面及地面全都設(shè)置成無滑移壁面。

2.2 網(wǎng)格劃分

將整個(gè)流體域分為“飛機(jī)+擋板”和“地面+遠(yuǎn)場”兩個(gè)部分并對其分別進(jìn)行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，整體網(wǎng)格總量約為1447 萬，其中飛機(jī)計(jì)算域的網(wǎng)格總量約為1074 萬，地面及遠(yuǎn)場計(jì)算域的網(wǎng)格總量約為373 萬。由于遠(yuǎn)場所處的氣流流量速度較小，氣體流量較為平穩(wěn)，因此該計(jì)算域的網(wǎng)格總量較小。整個(gè)計(jì)算域尺寸約為200m×150m×50m。

2.3 求解器設(shè)置

本文采用商用計(jì)算流體力學(xué)軟件ANSYS FLUENT 開展仿真計(jì)算，將空氣及燃?xì)庖暈榭蓧嚎s的理想氣體，求解器為基于密度的耦合隱式算法（Density Based Implicit Solver），湍流模型選擇目前廣泛應(yīng)用的k-ε（SST）模型，使用二階迎風(fēng)格式來對流動(dòng)控制方程進(jìn)行空間離散。

3 計(jì)算結(jié)果與分析

圖2 展示了回流尾氣充分發(fā)展后的流場分布情況。從圖中可以清晰地看出，高溫高速的尾氣從噴管朝后方噴出，在空氣中呈錐狀向兩側(cè)擴(kuò)散，當(dāng)沖擊到后方的擋板，在板面的導(dǎo)流下，一部分尾氣順著擋板折向斜上方，越過擋板頂端后大部分尾氣向斜后方流去，小部分卷回至擋板后壁面處形成渦；另一部分尾氣從擋板兩側(cè)排開，在越過擋板邊緣后逐漸向內(nèi)側(cè)翻卷流向擋板背部。同時(shí)在噴向擋板的尾氣流中，一小股氣流在沖擊板面后沿著板下方翻卷匯聚成渦團(tuán)并回流折向機(jī)頭方向，形成一股向前的射流。向上游回流的尾氣在機(jī)頭附近區(qū)域堆積形成尾氣團(tuán)，且受進(jìn)氣道抽吸影響，在飛機(jī)的進(jìn)氣管道內(nèi)可以看到有一定量的尾氣吸入。

圖2 尾氣流動(dòng)分布

從飛機(jī)順航向看去，由于噴管軸線偏向右側(cè)，左側(cè)噴管距擋板距離較右側(cè)大，相應(yīng)噴射角度增大，致使機(jī)體左側(cè)的尾氣回流情況較右側(cè)更加嚴(yán)重。在起飛過程中，機(jī)頭左側(cè)附近會(huì)先形成尾氣團(tuán)的堆積，并逐漸擴(kuò)散至右側(cè)并被右側(cè)進(jìn)氣道捕捉。整體而言，左側(cè)進(jìn)氣道的尾氣吸入的程度較右側(cè)大，對應(yīng)的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣條件亦更加惡劣。

提取出瞬態(tài)計(jì)算中每個(gè)時(shí)間步進(jìn)氣道出口流場的尾氣吸入量及溫度分布情況，計(jì)算出口界面上的面平均總溫及尾氣占比，對各參數(shù)進(jìn)行歸一化化處理，并把各數(shù)據(jù)點(diǎn)連線繪制成隨流動(dòng)時(shí)間變化的曲線圖，如圖3 和圖4 所示。從曲線圖中可看出，以飛機(jī)順航向來看，左側(cè)進(jìn)氣道出口約在仿真開始后的0.8s左右出現(xiàn)了尾氣吸入，表明尾氣從噴管出口噴出到?jīng)_擊擋板產(chǎn)生回流，再被進(jìn)氣道捕獲最終擴(kuò)散至發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口界面，總共用時(shí)0.8s。隨著時(shí)間的推進(jìn)，尾氣吸入量逐漸上升，2.4s 左右達(dá)到峰值，隨即迅速下降并在4s 后維持在一個(gè)中間位置，這是噴管突然噴出尾氣被擋板導(dǎo)流形成一個(gè)向前射流在進(jìn)氣道出口產(chǎn)生的結(jié)果，4s 后尾氣占比降至20%左右，表明飛機(jī)機(jī)體周圍的尾流場逐漸達(dá)到了一個(gè)動(dòng)態(tài)的平衡。當(dāng)流場發(fā)展至5.6s 左右，隨著尾氣不斷向前回流并在機(jī)頭前方形成堆積，進(jìn)氣道出口界面的尾氣占比再次升高并在6s 出現(xiàn)了一個(gè)小高峰。最后回流尾氣逐漸消散，進(jìn)氣道尾氣吸入量迅速降低，直至為0。

圖3 進(jìn)氣道出口尾氣占比

圖4 進(jìn)氣道出口面平均溫度

3.1 擋板位置的影響

保持其余條件不變，通過改變噴口與擋板的間距，開展不同擋板位置下尾氣回流的仿真分析。如圖5 所示，分別為擋板距離從1.0m 逐漸增大到5.0m 的過程中，進(jìn)氣道出口界面的燃?xì)赓|(zhì)量分?jǐn)?shù)Cb，面平均總溫TF,av及溫升率·T 的變化趨勢，各項(xiàng)參數(shù)均已作了歸一化處理。對比不同距離下的進(jìn)氣道溫度變化，當(dāng)擋板與尾噴口的距離由1m 逐漸增大至5m 時(shí)，進(jìn)氣道出口的溫升率呈現(xiàn)出先升高后降低的變化趨勢，最大溫升率出現(xiàn)在L=2.0m 處，其次是L=1.5m。隨著L 的增大，進(jìn)氣道尾氣吸入量逐漸減小，出口溫升減小，溫升率亦逐漸降低。但就平均溫度而言，距離為1.5m 時(shí)的面平均溫度要大于2.0m。從尾氣吸入量也可以看出，1.5m 時(shí)進(jìn)氣道吸入的尾氣最多，表明該位置為尾氣吸入最嚴(yán)重位置，相應(yīng)的管道內(nèi)溫度場受尾氣吸入的影響程度也最大。

圖5 不同距離下的出口參數(shù)變化

尾氣離開噴管噴射到外界后呈錐狀向后方擴(kuò)散，流速會(huì)逐漸降低。隨著噴管與擋板間距的增大，抵達(dá)擋板表面的射流速度也會(huì)隨之減小，加之射流在流動(dòng)過程中逐漸向四周發(fā)散，從板面上折回上游的氣流速度會(huì)進(jìn)一步衰減。從圖5 可知，當(dāng)噴管與擋板之間的間距增大至2.5m，朝擋板下方流動(dòng)的尾氣團(tuán)速度已不能支持其回流至機(jī)頭位置，板前的尾氣聚集于機(jī)尾下部空間，此時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)幾乎無尾氣吸入，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口溫度也趨近于初始狀態(tài)，從而得出尾氣回流對發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣條件無影響的最小距離為2.5m。

3.2 擋板角度影響

在擋板偏轉(zhuǎn)角方面，如圖6 所示。對比不同仿真結(jié)果下的進(jìn)氣道溫度畸變，可以直觀地看到，隨著擋板角度的降低，進(jìn)氣道尾氣吸入量逐漸減小，出口處所能達(dá)到的最高溫度值也逐漸降低，其余各項(xiàng)溫度畸變指數(shù)數(shù)值的變化趨勢與尾氣吸入量一致。直至擋板偏轉(zhuǎn)角減小至30°時(shí)，進(jìn)氣道內(nèi)已捕捉不到尾氣的信息，出口各項(xiàng)溫度畸變指數(shù)趨近于0，可認(rèn)為此時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口界面流場未受到回流尾氣的影響。

圖6 不同角度下的出口參數(shù)變化

4 結(jié)論

本文針對擋板布局對回流尾氣的發(fā)展及進(jìn)氣道出口流場分布的影響進(jìn)行了仿真研究，完成了對飛機(jī)在不同擋板距離和不同偏轉(zhuǎn)角度下起飛過程的數(shù)值模擬，主要結(jié)論如下：

4.1 從飛機(jī)順航向看去，由于擋板存在一個(gè)側(cè)向角度，擋板左側(cè)離噴管的距離較右側(cè)大，致使機(jī)體左側(cè)的尾氣回流情況較為嚴(yán)重。

4.2 尾噴口距擋板的距離對發(fā)動(dòng)機(jī)尾氣吸入具有顯著的影響。在較小的間距下進(jìn)氣道吸入的尾氣量多，當(dāng)尾噴口距擋板的距離為1.5m 時(shí)進(jìn)氣道尾氣吸入量達(dá)到最大值。當(dāng)間距增大到2.5m 后，進(jìn)氣道內(nèi)全程無尾氣吸入。

4.3 隨著偏轉(zhuǎn)角的逐漸增大，向擋板斜上方流動(dòng)的尾氣量逐漸減小，被導(dǎo)流至機(jī)體前方的尾氣量不斷增大，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口界面的流場分布也就越惡劣，反之亦然。進(jìn)氣道最大尾氣吸入量產(chǎn)生在擋板偏轉(zhuǎn)角為45°的地面布局下。