现代喷气式飞机由于飞机速度的提高和机翼载荷的增加使飞机起飞和着陆滑跑距离增加, 飞机缩短着陆滑跑距离需要一些专业的减速装置, 常用的减速方法有轮机制动减速伞拦阻钩反推力装置等.其中反推力装置由于减速方式平稳可靠, 并且在雨天和雪天其制动效果不会随地面环境变化而受影响(见图 1), 因此在军用民用运输机上得到了广泛的应用[1].
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| 图 1 干跑道和湿滑跑道反推装置作用 Fig.1 Comparative landing distances with and without thrust reverser while landing on icy runway and dry runway |
反推装置是通过某种方式来改变发动机喷流方向, 使喷出气流方向和飞机运动方向相反, 从而提供反推力, 反推装置系统可以仅改变发动机外涵流方向, 也可以同时改变外涵和内涵的混合流动.图 2为叶栅式反推装置工作原理图, 当发动机反推模式开启时, 发动机发房后半部分外壳往后退, 露出周向分布一定数目的反推力叶栅板, 发动机的外涵关闭, 原本由外涵喷出的气流改由叶栅板处喷出, 气流方向为侧前方, 从而形成巨大的反推力.
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| 图 2 叶栅式反推装置原理图 Fig.2 Pre exit reverser type using cascades at stowed and deployed positions |
在整个飞机设计的系统工程中, 反推力装置是由发动机厂家提供的, 设计时较少考虑和飞机的相互影响.但反推力装置在飞机上使用时, 反向的冷喷流会和飞机各部件产生强烈的相互干扰, 并对全机各部件产生不同程度的影响, 如发动机气流反吸发动机卷入异物控制面失效气流冲击引起的结构振动等[2], 严重时甚至会危及飞机安全.因此为了评估反推力装置/飞机一体化匹配安全问题在可容忍的范围内, 传统的方法是采用风洞实验来进行研究[3-4].但风洞实验也存在一些问题, 在风洞实验中由于模型的缩比很难得到准确的测量值, 可视化也比较差, 只能得到有限的可视化图象, 费用高, 周期长.而且由于风洞实验都是在飞机及发动机方案基本完成以后才进行的, 不能对设计进行及时的反馈, 一旦出现反推力装置与飞机不匹配的情况, 改动起来将会非常困难[5].
近年来, 随着CFD技术的迅速发展, 采用CFD计算飞机着陆滑跑构型反推力装置打开的极为复杂流场成为可能[1, 6], 这为工程部门提供了一种新的选择. CFD模拟可以非常方便地观察反推喷流对飞机各部件的影响, 它允许在不同的构型下测试发动机反推装置打开对流场的影响, 从而在方案阶段就能对发动机反推装置打开与全机的匹配进行评估, 及早发现问题.
本文针对叶栅式反推装置, 建立了某型尾吊布局民机反推装置/飞机一体化模型, 对其进行了N-S方程数值模拟及分析, 并评估了该型民机各Mach数下反推装置与全机匹配的安全性问题.
1 计算模型及网格本文数值模拟的模型为翼-身-尾-短舱全机着陆尾吊布局结构, 短舱位于机身后部, 构型主要部件包含机翼主翼前缘缝翼子翼后缘襟翼立尾高平尾短舱挂架减速板打开等, 其中子翼和襟翼皆为双段, 分为内侧和外侧(见图 3), 叶栅式反推装置打开, 包含54个反推喷口(见图 4).
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| 图 3 全机模型及网格图 Fig.3 Aircraft model and meshes |
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| 图 4 叶栅式反推装置附近网格细节图 Fig.4 Details of aircraft meshes close to the engine |
网格生成软件采用ICEM-CFD, 总共划分成300多个子域, 网格数目约1.5×107.拓扑结构为H-O, 网格类型为结构化多块点对点网格.边界第1层网格为10-5的量级, 边界层网格增长率限制在1.2之内.网格的正交性达到了0.2.
2 数值方法本文采用CFX对该构型进行气动力计算, 控制方程为Descartes坐标系下三维积分形式Reynolds平均N-S方程:
| $ \frac{\partial }{\partial t}\iiint{\mathit{\boldsymbol{Q}}\rm{d}{\mathit{V}}}+\iint{\mathit{\boldsymbol{f}}\cdot \mathit{\boldsymbol{n}}\rm{d}{\mathit{S}}}=0. $ |
其中, V为控制体体积, S为控制体表面面积, Q为守恒量, f为净通量矢量，包含通过表面S的无黏通量和黏性通量, n为表面S的外法向单位矢量.
时间离散采用稳定性好的全隐格式, 空间离散采用2阶迎风格式.湍流方程采用Menter提出的SST模型.该模型在接近壁面区域使用ω模型, 在远离壁面的自由剪切流动区域中自动切换到ε模型, 综合了ε模型在接近壁面处稳定性不好, 但对来流参数不敏感, 和ω对来流参数敏感, 但在壁面处稳定性较好的特点, 可以适用于计算比较大范围的来流Mach数和逆压梯度导致的分离问题.
3 计算结果分析计算Mach数分别为0.0，0.09，0.21, 发动机入口流量分别为416.48, 417.29, 421.88 lb/s, Reynolds数为飞行Reynolds数, 考虑地面效应(动地板), 计算中以风扇进口作为流场出口, 而风扇出口尾喷管和54个反推喷口作为流场入口, 流场出口给定质量流量, 流场入口指定总温(T0)总压(P0)以及流动方向.图 5为各Mach数下总温300 K时的等值面图.
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| 图 5 各Mach数下总温300 K时的等值面 Fig.5 Thrust reverser plume-isosurface of total temperature of 300 K at different Mach numbers |
从图 5中可以看出, Mach数为0.0时, 发动机入口反吸了反推装置喷流, 并有卷吸地面异物再被发动机吸入的危险, 可见此状态下使用反推装置是不合适的.反推气流对机身襟翼扰流板机翼前缘缝翼均有冲击影响, 有可能引起控制面失效, 内涵高温气流在离机身后方较远处对地面有冲击, 由于来流Mach数为0.0, 反推气流不受来流影响, 并没有流经平尾区域, 因此对平尾影响不大; Mach数为0.09时, 由于来流Mach数不高, 反推装置下方喷口喷出的气流对地面有直接的冲击影响, 但反推气流并没有被发动机反吸, 发动机吸入地面异物的危险系数非常低, 并且反推气流没有直接对机身机翼以及各控制面产生冲击, 因此该Mach数可以作为反推装置使用截止速度; Mach数为0.21时, 反推装置喷出的气流基本没有直接和地面接触, 也没有被发动机反吸入, 反推装置喷出的气流在空间传播影响范围逐渐变小.
图 6为各Mach数下的空间流线图, 从图中可以看出, Mach数为0.0时反推气流在机翼上方形成了很大的涡流区, 这对机翼上的控制面影响较大; 部分反推气流流经机身下方, 这会产生飞机的浮力效应, 并引起飞机控制问题; 图 7显示Mach数为0.0时典型反推装置喷口喷出的流体在空间传播的细节图, 可以看出大量反推气流被发动机反吸, 会造成发动机工作在不平稳状态, 严重时会引起发动机发生喘振, 甚至发生危险; Mach数为0.09时, 反推装置下方喷口喷出的气流与地面相互作用后, 既有沿外侧展向运动方向又有往后方的运动方向, 这会对发动机入口流场有一定的影响, 由于来流Mach数较小, 反推气流虽然没有直接流经平尾, 但对平尾下翼面有一定的干扰作用, 该Mach数下反推气流对飞机各部件的冲击影响比较弱; Mach数为0.21时, 由于来流Mach数较大, 反推气流对平尾已基本没有影响, 反推气流对飞机的干扰影响变得较小.
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| 图 6 各Mach数下全机空间流线图 Fig.6 Thrust reverser streamlines colored by velocity magnitude at different Mach numbers |
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| 图 7 Mach数为0.0时喷口喷出流线细节图 Fig.7 Details of thrust reverser streamlines(M=0.0) |
图 8、图 9分别为各Mach数下发动机入口处总压总温图, 图中总压数据为扣除来流总压的相对数据.从图中可以看出, Mach数为0.0时, 由于反推气流被发动机反吸, 发动机总压总温损失较大, 发动机效率较低, 通过计算, 此状态下计算的发动机入口最大畸变指数超过了发动机厂商对入口最大畸变指数要求, 发动机处于较危险的工作状态; Mach数为0.09时, 发动机入口处的总压总温损失较小, 发动机入口最大畸变指数较小, 随着Mach数的增大, 发动机入口总压恢复系数增加, 最大畸变指数减小.
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| 图 8 各Mach数下发动机入口处的总压云图 Fig.8 Total pressures of the inlet exit profile at different Mach numbers |
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| 图 9 各Mach数下发动机入口处的总温云图 Fig.9 Total temperatures of the inlet exit profile at different Mach numbers |
图 10分别为Mach数为0.09和0.21时发动机入口处空间流线图, 从图中可以看出, 发动机唇口前方存在空间涡系, 并被发动机吸入, 这主要是由于该民机发动机安装在机翼后方, 发动机距机翼内减速板较近, 内减速板干扰及反推装置下方喷口气流对发动机入口气流挤压共同影响产生的; 随着来流Mach数的增大, 反推装置气流对空间流线挤压影响减弱, 发动机唇口前方涡系逐渐减小.
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| 图 10 各Mach数下发动机入口处空间流线图 Fig.10 Streamlines of the inlet exit profile at different Mach numbers |
本文通过CFD技术对某型尾吊布局民机全机着陆叶栅式反推装置打开构型进行了数值模拟, 评估了该型民机反推装置打开对全机着陆构型的安全性影响, 得出以下结论:
(1) 当Mach数为0.0时, 反推气流被发动机反吸并且反推气流冲击地面, 有可能使发动机吸入气流卷起的地面异物, 危及飞机安全.
(2) 当Mach数为0.09时, 反推气流没有被发动机吸入, 发动机吸入异物对机身产生冲击及浮力效应控制面失效等发生的概率非常低, 该速度可作为反推装置安全使用的截止速度.
(3) 对于尾吊布局, 内减速板干扰及反推装置下方喷口气流对发动机入口气流挤压的共同影响, 有可能使发动机唇口前方产生空间涡, 对发动机入口流场有一定的影响.
| [1] |
Yetter J A.Why do airlines want and use thrust reversers[R].NASA TM-109158, 1995.
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| [2] |
De Andrade F O, Ferreira S B, Da Silva L F, et al.Study of the influence of aircraft geometry on the computed flow field during thrust reversers operation[R].AIAA 2006-3673, 2006. https://www.researchgate.net/publication/268561832_Study_of_the_Influence_of_Aircraft_Geometry_on_the_Computed_Flowfield_During_Thrust_Reversers_Operation
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| [3] |
Dietrich D A, Crooker A J, Kelm G.Effect on fan flow characteristics of length and axial location of a cascade thrust reverser[R].NASA Report TM-3247, 1975. https://www.researchgate.net/publication/4713096_Effect_on_fan_flow_characteristics_of_length_and_axial_location_of_a_cascade_thrust_reverser
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| [4] |
Hegen G H, Kooi J W.Inverstigation of aircraft performance with deployed thrust reversers in DNW[R].AIAA2005-3702, 2005.
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| [5] |
Chen C.Computational procedures for complex three-dimensional geometries including thrust reverser effluxes and APUs[R].AIAA 2001-3747, 2001. https://www.researchgate.net/publication/269216438_Computational_procedures_for_complex_three-dimensional_geometries_including_thrust_reverser_effluxes_and_APUs
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| [6] |
Luis G T, Guilherme L O.Aircraft thrust reverser cascade configuration evaluation through CFD[R].AIAA2003-0723, 2003.
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