格柵式反推裝置性能研究

楊 雄，梁 言

(中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院，陜西 西安 710089)

1 引言

對(duì)于大型運(yùn)輸機(jī)，其傳統(tǒng)著陸減速裝置多為擾流板，車(chē)輪剎車(chē)裝置或減速傘等，但隨著運(yùn)輸機(jī)載荷不斷增大，傳統(tǒng)的減速制動(dòng)裝置已經(jīng)難以滿足目前高性能運(yùn)輸機(jī)的要求，因此以發(fā)動(dòng)機(jī)反推系統(tǒng)為代表的新一代減速裝置應(yīng)運(yùn)而生。相比于上述這些傳統(tǒng)減速裝置，反推減速裝置可以顯著縮短飛機(jī)著陸滑跑距離，并且其減速效率僅受到發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的影響，不受跑道等外界場(chǎng)務(wù)因素[1][2]，例如跑道濕滑程度的影響。除過(guò)可以在降落減速階段可以投入使用，反推裝置還可用于精確控制著陸，在飛行狀態(tài)下開(kāi)啟用以減速，在起飛階段進(jìn)行中斷起飛等。目前，反推裝置幾乎是先進(jìn)大型運(yùn)輸機(jī)所必備的系統(tǒng)裝置，隨著我國(guó)各類(lèi)型號(hào)的大型運(yùn)輸機(jī)的飛速發(fā)展，對(duì)反推裝置及其反推性能的研究需求更加深入，因此需要積累在反推裝置設(shè)計(jì)、研制工作的相關(guān)經(jīng)驗(yàn)，推動(dòng)在反推裝置試驗(yàn)及鑒定領(lǐng)域的技術(shù)研究，以進(jìn)一步支撐我國(guó)各重點(diǎn)型號(hào)大型運(yùn)輸機(jī)的研制工作。

國(guó)內(nèi)、外目前針對(duì)反推系統(tǒng)的性能研究，主要的研究手段包括數(shù)值模擬手段和試驗(yàn)手段。試驗(yàn)手段主要包括臺(tái)架試驗(yàn)，風(fēng)洞試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)，模擬手段主要包括參考發(fā)動(dòng)機(jī)模型和CFD(Computational Fluid Dynamics)數(shù)值仿真。數(shù)值模擬手段是試驗(yàn)手段的重要補(bǔ)充，對(duì)于反推性能，目前主要采取參考發(fā)動(dòng)機(jī)模型和CFD兩種手段進(jìn)行模擬。其中，參考發(fā)動(dòng)機(jī)模型[3]可快速獲得反推裝置的反推性能，但其計(jì)算模擬需要風(fēng)洞試驗(yàn)提供相關(guān)的參數(shù)與修正系數(shù)，同時(shí)，因參考發(fā)動(dòng)機(jī)模型并不直接對(duì)反推流場(chǎng)進(jìn)行仿真，故該手段無(wú)法準(zhǔn)確獲取反推裝置的使用速度范圍。隨CFD技術(shù)的發(fā)展，基于CFD技術(shù)，對(duì)反推格柵、帶反推構(gòu)型的發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)及帶反推短艙的飛機(jī)整機(jī)進(jìn)行反推系統(tǒng)性能模擬成為可能，并且由于CFD仿真結(jié)果可為風(fēng)洞試驗(yàn)的設(shè)計(jì)提供相關(guān)依據(jù)，因此基于CFD技術(shù)對(duì)反推裝置進(jìn)行性能模擬發(fā)展迅速。Strash等[4]在1997年采用全三維歐拉方程對(duì)某型商務(wù)機(jī)的蚌式反推構(gòu)型進(jìn)行了數(shù)值模擬，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，驗(yàn)證了數(shù)值模擬方法的可靠性；波音的Chen Chuck[5]在2001年采用全三維CFD技術(shù)對(duì)帶反推構(gòu)型及APU(Auxiliary Power Units)的典型雙發(fā)商務(wù)機(jī)進(jìn)行了數(shù)值仿真，研究了反推排氣羽流與飛機(jī)外流場(chǎng)之間的氣動(dòng)干涉問(wèn)題；Trapp等[6]在2003年對(duì)EMB170飛機(jī)的三種備選的格柵式反推結(jié)構(gòu)進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到了不同的反推流場(chǎng)并進(jìn)行了對(duì)比，同時(shí)模擬了反推開(kāi)啟時(shí)的飛機(jī)濺水試驗(yàn)，數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果符合較好。國(guó)內(nèi)方面，張國(guó)棟等[7]以二維格柵為研究對(duì)象，對(duì)其進(jìn)行數(shù)值模擬，研究了主要幾何參數(shù)對(duì)格柵排氣性能的影響；周莉等[8]對(duì)CFM56-2發(fā)動(dòng)機(jī)反推格柵的縮比模型進(jìn)行二維數(shù)值模擬，研究得到了格柵安裝角對(duì)反推裝置性能的影響；吳宇等[9]對(duì)帶反推構(gòu)型的孤立發(fā)動(dòng)機(jī)幾何進(jìn)行了全三維數(shù)值模擬，對(duì)反推性能全三維數(shù)值模擬的邊界條件進(jìn)行了相關(guān)研究；段卓毅等[10]采用全三維CFD方法對(duì)某尾吊雙發(fā)布局飛機(jī)的反推裝置性能進(jìn)行了數(shù)值模擬，并重點(diǎn)研究了反推力裝置與飛機(jī)之間的氣動(dòng)匹配問(wèn)題；王志強(qiáng)等[11]在全三維環(huán)境下分別計(jì)算了單臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)與飛/發(fā)一體化整機(jī)的反推流場(chǎng)，并評(píng)估了反推開(kāi)啟狀態(tài)下反推氣流對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)的影響。

本文首先以帶格柵式反推構(gòu)型的波音767客機(jī)為研究對(duì)象，基于全三維CFD數(shù)值模擬技術(shù)，計(jì)算得到不同著陸滑跑速度下的整機(jī)外流場(chǎng)。通過(guò)對(duì)比反推模式各關(guān)鍵截面動(dòng)量推力與GasTurb中動(dòng)量推力，定性驗(yàn)證CFD模擬結(jié)果的正確性。在流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果的基礎(chǔ)上，計(jì)算得到發(fā)動(dòng)機(jī)反推系統(tǒng)的總反推力、反推效率等反推性能；之后，基于飛機(jī)滑跑過(guò)程的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，建立起反推打開(kāi)構(gòu)型下飛機(jī)著陸性能計(jì)算方法，計(jì)算得到飛機(jī)的著陸滑跑時(shí)間及滑跑距離等著陸性能，通過(guò)對(duì)比該型飛機(jī)公開(kāi)的著陸性能，驗(yàn)證所建立著陸性能計(jì)算方法的正確性和有效性。

2 整機(jī)安裝條件下反推裝置性能計(jì)算

本文以發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置展開(kāi)時(shí)的波音767-400客機(jī)為研究對(duì)象，采用全三維CFD技術(shù)，對(duì)該飛機(jī)著陸滑跑時(shí)反推展開(kāi)的外流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，根據(jù)數(shù)值模擬結(jié)果，從流場(chǎng)結(jié)果中提取相關(guān)氣動(dòng)參數(shù)，計(jì)算得到該型飛機(jī)反推裝置的性能。

2.1 整機(jī)全三維計(jì)算域及網(wǎng)格劃分

計(jì)算域?qū)挾葹轱w機(jī)半翼展的2倍，計(jì)算域底部確定為飛機(jī)著陸滑跑時(shí)跑道距機(jī)身底部的真實(shí)距離，計(jì)算域頂部距上機(jī)身距離確定為1倍機(jī)翼長(zhǎng)度。

進(jìn)行數(shù)值計(jì)算前，對(duì)計(jì)算域進(jìn)行流場(chǎng)網(wǎng)格劃分。采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行計(jì)算域網(wǎng)格劃分，總網(wǎng)格量約1000萬(wàn)，飛機(jī)近壁面附近生成邊界層網(wǎng)格，邊界層最大厚度最大指定為1e-5。網(wǎng)格劃分結(jié)果如圖1所示。

2.2 計(jì)算邊界條件給定

對(duì)于飛機(jī)外流場(chǎng)區(qū)域，本文所選取的邊界條件如圖2所示。計(jì)算域進(jìn)口為速度進(jìn)口，根據(jù)不同的飛機(jī)滑跑速度，給定邊界進(jìn)口速度以模擬遠(yuǎn)場(chǎng)來(lái)流；計(jì)算域出口選為壓力出口；飛機(jī)半模內(nèi)側(cè)面以及計(jì)算域頂部邊界面選為對(duì)稱(chēng)邊界；地面選為滑移邊界，運(yùn)動(dòng)速度與飛機(jī)滑跑速度相反，以模擬移動(dòng)地面，整個(gè)飛機(jī)外殼避免選定為無(wú)滑移壁面。

圖2 外流場(chǎng)計(jì)算域邊界條件

對(duì)于反推裝置，本文給定的邊界條件如圖3所示。給定發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口，格柵出口和發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵出口處的邊界條件。其中，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口確定為壓力出口邊界，給定該截面的靜壓；內(nèi)涵出口和格柵出口確定為流量進(jìn)口邊界，給定上述兩個(gè)截面位置的總溫，總壓和氣流角。格柵出口截面的氣流角由參考文獻(xiàn)[12]取得。

圖3 發(fā)動(dòng)機(jī)反推裝置邊界條件

2.3 數(shù)值模擬方法

本文采用Fluent進(jìn)行整機(jī)流場(chǎng)的全三維數(shù)值模擬，對(duì)全計(jì)算域求解RANS方程。選用耦合式求解器，采用二階迎風(fēng)格式離散控制方程，求解算法采用SIMPLE算法。湍流模型選定為雙方程k-ε模型。

2.4 數(shù)值模擬結(jié)果及分析

根據(jù)大多數(shù)反推裝置實(shí)際的開(kāi)啟和關(guān)閉時(shí)飛機(jī)的滑跑速度，本文對(duì)飛機(jī)滑跑速度為160節(jié)，100節(jié)，40節(jié)和10節(jié)共4個(gè)工況下的反推開(kāi)啟時(shí)整機(jī)的外流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到上述4個(gè)工況下反推裝置附近的流線圖如圖4所示。

圖4 四個(gè)工況下反推裝置附近的流線圖

由圖4可知，反推排氣氣流從反推格柵出口流出后，在高速來(lái)流情況下(160節(jié)～40節(jié))，向后流動(dòng)?？拷w機(jī)機(jī)翼部分的反推排氣氣流在高速來(lái)流的影響下，向后流動(dòng)，繞過(guò)飛機(jī)上翼面，且隨著來(lái)流速度降低，繞過(guò)上翼面的氣流逐漸形成半徑較大的渦旋狀流動(dòng)結(jié)構(gòu)。當(dāng)來(lái)流速度降低至40節(jié)時(shí)，反推氣流已經(jīng)出現(xiàn)向滑跑速度方向前傾的趨勢(shì)，當(dāng)來(lái)流速度降低至10節(jié)時(shí)，由于來(lái)流速度過(guò)低，反推氣流向前流動(dòng)效應(yīng)強(qiáng)烈，導(dǎo)致格柵的反推氣流被吸入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道，造成二次吸入現(xiàn)象。

圖5給出了上述4個(gè)工況下，反推裝置附近的溫度等值面圖。由圖可以看出，在高速工況下(160節(jié)～40節(jié))，經(jīng)反推格柵排出的反推氣流全部向飛機(jī)尾部流動(dòng)，隨著來(lái)流速度的逐漸降低，與圖4所示流線圖類(lèi)似，反推氣流在飛機(jī)上翼面逐漸形成半徑較大的渦旋狀溫度等值面，其等值面開(kāi)始向機(jī)頭前方傾斜。當(dāng)來(lái)流速度降低至10節(jié)時(shí)，排氣格柵的流體溫度場(chǎng)延伸發(fā)展至進(jìn)氣道，造成發(fā)動(dòng)機(jī)反推排氣尾流的二次吸入。

圖5 四個(gè)工況下反推裝置附近的溫度等值面圖

2.5 數(shù)值模擬結(jié)果的驗(yàn)證

由于缺乏該型發(fā)動(dòng)機(jī)安裝反推力的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，可通過(guò)對(duì)比CFD反推模式下與GasTurb在正推模式下發(fā)動(dòng)機(jī)各關(guān)鍵截面出的動(dòng)量推力，來(lái)定性判斷CFD計(jì)算結(jié)果的合理性與可靠性。本文在進(jìn)行CFD計(jì)算結(jié)果合理性分析時(shí)，采用的基本假設(shè)為反推作用的有效面積與正推模式下涵道噴管的有效面積比接近于1?？梢灶A(yù)見(jiàn)，在上述假設(shè)下，若發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口動(dòng)量推力和內(nèi)涵出口動(dòng)量推力基本相等，反推模式下格柵出口動(dòng)量推力略小于正推模式下外涵出口動(dòng)量推力，則表明反推的CFD計(jì)算結(jié)果基本合理。表1給出了采用GasTurb計(jì)算得到的該發(fā)動(dòng)機(jī)正推條件下的內(nèi)、外涵道動(dòng)量推力結(jié)果，同時(shí)給出了采用CFD手段獲得的各反推正常工作的工況下，內(nèi)、外涵的動(dòng)量推力計(jì)算結(jié)果。通過(guò)對(duì)比可以看出，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口和內(nèi)涵出口，兩種手段獲得的動(dòng)量推力結(jié)果基本相當(dāng)，而對(duì)于外涵出口，反推模式的計(jì)算結(jié)果略低于正推模式的計(jì)算結(jié)果，這是由于反推模式下外涵出口氣流還需經(jīng)過(guò)反推格柵，從而造成了相應(yīng)的動(dòng)量損失。

表1 GasTurb計(jì)算動(dòng)量推力與CFD計(jì)算值對(duì)比

2.6 反推裝置性能計(jì)算

本文根據(jù)SAE AIR 6064中推薦的反推裝置總反推力及反推效率的計(jì)算方法，基于本文所取得的CFD流場(chǎng)模擬結(jié)果，整理得到反推裝置裝機(jī)條件下的反推性能。計(jì)算反推性能時(shí)，根據(jù)相關(guān)適航條款中對(duì)反推裝置開(kāi)啟和關(guān)閉速度的考核規(guī)定，只計(jì)算滑跑速度為60節(jié)～160節(jié)時(shí)的反推性能。其中，總反推力的計(jì)算方法如下

(1)

反推效率的計(jì)算方法如下

ηrev=FA/FG

FA=Frev+Fcore

(2)

FG=Ffan+Fcore

根據(jù)CFD模擬結(jié)果，按照式(1)及式(2)，提取流場(chǎng)中的推力分量及阻力分量，進(jìn)而得到裝機(jī)條件下的反推性能如表2所示。

表2 反推性能計(jì)算結(jié)果

3 反推裝置開(kāi)啟條件下飛機(jī)著陸性能計(jì)算方法

在獲得反推裝置性能的基礎(chǔ)上，結(jié)合飛機(jī)的近地升阻特性，建立飛機(jī)著陸過(guò)程運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，從而計(jì)算得到反推開(kāi)啟狀態(tài)下飛機(jī)反推裝置運(yùn)行的時(shí)間以及飛機(jī)的著陸滑跑距離，將獲得的飛機(jī)著陸性能與飛機(jī)公開(kāi)的著陸性能對(duì)比，驗(yàn)證所建立著陸性能計(jì)算方法的可靠性和有效性。

3.1 反推工作時(shí)間的計(jì)算

對(duì)于大涵道比分排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，反推開(kāi)啟時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的受力分析如圖6所示。

圖6 反推開(kāi)啟時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙控制體受力分析

對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙所形成的控制體，其凈推力可表示為如下形式

F=mfanVjsinβ+maV+mcoreVcore

(3)

式中，mfan為外涵道空氣流量，Vj為反推排氣氣流速度，β為反推排氣氣流角度，ma為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量，V為飛機(jī)滑跑速度，mcore為發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵空氣流量，Vcore為發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵排氣速度。對(duì)整個(gè)飛機(jī)，在反推打開(kāi)時(shí)的減速階段，其運(yùn)動(dòng)學(xué)方程如下

(4)

式中，m為飛機(jī)著陸質(zhì)量，n為飛機(jī)所配發(fā)動(dòng)機(jī)個(gè)數(shù)，Dav為減速階段飛機(jī)的平均阻力。式(4)為一個(gè)一階常微分方程，其通解為

(5)

將t=0時(shí)刻，飛機(jī)著陸接地速度V0帶入通解式(5)，得到系數(shù)λ，進(jìn)而由式(5)可解出反推開(kāi)啟狀態(tài)下，飛機(jī)從接地速度V0滑跑至任意速度V時(shí)的滑跑時(shí)間t如下

(6)

實(shí)際采用式(6)計(jì)算反推運(yùn)行時(shí)間時(shí)，可先求反推裝置各塊格柵的反推動(dòng)量，進(jìn)而求各格柵反推動(dòng)量推力之和，從而求出式(6)中總反推動(dòng)量推力。這一過(guò)程如式(7)所示

(7)

根據(jù)本文計(jì)算得到的反推裝置性能結(jié)果以及上述飛機(jī)著陸過(guò)程的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，本文計(jì)算了從飛機(jī)接地反推裝置開(kāi)啟(140節(jié))到反推裝置關(guān)閉(60節(jié))過(guò)程中反推運(yùn)行時(shí)間，如表3所示。

表3 著陸階段反推裝置運(yùn)行時(shí)間

3.2 著陸過(guò)程滑跑距離的計(jì)算

將飛機(jī)接地后的著陸滑跑過(guò)程分為三個(gè)階段，分別為從接地到反推開(kāi)啟的反應(yīng)階段，反推運(yùn)行時(shí)的減速滑跑階段以及反推關(guān)閉后的減速滑跑階段。反推開(kāi)啟的反應(yīng)階段，飛行員從接地到開(kāi)啟反推，一般需要2～3秒，假設(shè)該階段飛機(jī)作勻速運(yùn)動(dòng)。反推運(yùn)行時(shí)的滑跑階段和反推關(guān)閉后的減速滑跑階段可視為勻減速運(yùn)動(dòng)過(guò)程，故三個(gè)階段的滑跑距離計(jì)算式如下所示

S1=tVtd

(8)

(9)

(10)

在第二階段，飛機(jī)運(yùn)動(dòng)速度較高，故以0.7倍的接地速度計(jì)算飛機(jī)阻力及地面摩擦力，第三階段飛機(jī)速度較低，以0.35倍接地速度計(jì)算飛機(jī)阻力及地面摩擦力。上式中第二階段，飛機(jī)輪胎尚處于滾動(dòng)摩擦階段，滾動(dòng)摩擦系數(shù)μr1視跑道狀況取0.01～0.04，第三階段飛行員關(guān)閉反推系統(tǒng)，發(fā)動(dòng)機(jī)放慢車(chē)狀態(tài)，采取機(jī)械剎車(chē)的方式，飛機(jī)輪胎多處于滑動(dòng)摩擦階段，滑動(dòng)摩擦系數(shù)μr2視跑道狀況取0.5～0.7，第三階段飛行員關(guān)閉反推時(shí)的飛機(jī)速度Vbrake一般取0.3～0.5Vtd。

根據(jù)本文計(jì)算得到的反推力性能以及采用GasTurb計(jì)算得到的該發(fā)動(dòng)機(jī)慢車(chē)推力，計(jì)算得到飛機(jī)以140Kn速度接地時(shí)飛機(jī)的著陸距離，如表4所示。

表4 著陸階段滑跑距離

由表4可以看出，反推開(kāi)啟后，在干跑道上的著陸滑跑距離縮短了約4%。這與大部分民航客機(jī)在干跑道上采用反推裝置所取得的效果較為一致，民航客機(jī)采用反推裝置，在干跑道上僅縮短著陸滑跑距離的0-7%。在干跑道使用反推裝置的主要目的，是減少剎車(chē)裝置的磨損，因此并不能顯著縮短滑跑距離。上述計(jì)算結(jié)果可以一定程度上說(shuō)明本文所建立的反推開(kāi)啟狀態(tài)下飛機(jī)著陸性能計(jì)算方法的可靠性。

4 結(jié)論

本文采用全三維數(shù)值模擬技術(shù)，研究了整機(jī)安裝狀態(tài)下格柵式反推系統(tǒng)性能計(jì)算方法；在此基礎(chǔ)上，進(jìn)一步研究了反推展開(kāi)情況下的飛機(jī)著陸性能，得到結(jié)論如下：

1)該飛機(jī)反推裝置在著陸速度140節(jié)～60節(jié)速度范圍內(nèi)反推裝置可正常工作，未見(jiàn)反推氣流二次吸入；反推裝置工作期間，單發(fā)凈反推力范圍為151kN～113kN，總反推效率在各速度下接近40%；在滑行速度為13節(jié)時(shí)產(chǎn)生較為明顯的發(fā)動(dòng)機(jī)反推氣流二次吸入現(xiàn)象；

2)反推打開(kāi)情況下飛機(jī)在干跑道上的著陸性能計(jì)算結(jié)果表明，飛機(jī)著陸期間反推工作時(shí)間為29.64s，滑跑距離為1337.26m，相比于反推不打開(kāi)情況下的著陸滑跑距離，縮短約4%，這與大部分民航客機(jī)在干跑道上采用反推裝置平均縮短滑跑距離約0～7%的效果較為一致；

3)上述計(jì)算結(jié)果表明，本文所建立的反推性能計(jì)算方法和飛機(jī)性能計(jì)算方法，所獲取的結(jié)果與實(shí)際情況較為符合，表明上述方法較為可靠，具備一定工程實(shí)用價(jià)值。