楊成鳳，郭兆電，鄧文劍

航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計研究院，西安 710089

當(dāng)飛機(jī)在存有積水的跑道上起飛/著陸滑跑時，發(fā)動機(jī)很容易吸入起落架輪胎的濺水，若吸水量超過一定量，將導(dǎo)致發(fā)動機(jī)的推力下降、喘振，甚至熄火[1]。另外，空速系統(tǒng)吸水可能導(dǎo)致起飛或著陸時的系統(tǒng)故障，大量的濺水還會對飛機(jī)上的易損結(jié)構(gòu)系統(tǒng)(例如艙門、液壓管路等)造成潛在威脅，嚴(yán)重影響飛行安全。為此，國內(nèi)外的適航條例針對飛機(jī)進(jìn)氣道防濺水設(shè)計提出了相關(guān)要求[2-3]，中國民用航空規(guī)章第25部(運輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn))第25.1091條規(guī)定：飛機(jī)必須設(shè)計成能防止跑道、滑行道或機(jī)場其他工作場地上危險量的水或雪水直接進(jìn)入發(fā)動機(jī)或輔助動力裝置的進(jìn)氣道。一般情況下，為了驗證是否滿足適航條例的要求，飛機(jī)需要進(jìn)行濺水試驗。在濺水試驗之前，必須開展關(guān)于起落架機(jī)輪濺水條件下發(fā)動機(jī)吸水特性分析，分析起落架輪胎濺水在直至飛機(jī)最大起飛速度及發(fā)動機(jī)最大流量狀態(tài)下的飛濺軌跡及其影響區(qū)域范圍，初步預(yù)測發(fā)動機(jī)是否吞入起落架輪胎濺水以及吸水情況下的吸水量，這是進(jìn)氣道適航符合性研究的重要環(huán)節(jié)之一。

文獻(xiàn)[4]對發(fā)動機(jī)需要滿足的吞水能力提出了相關(guān)要求，文獻(xiàn)[5-8]給出了濺水試驗的相關(guān)理論基礎(chǔ)及試驗方法，文獻(xiàn)[9-19]給出了輪胎濺水形態(tài)參數(shù)的分析方法及分析結(jié)果。但關(guān)于飛機(jī)在積水跑道上滑跑、發(fā)動機(jī)處于典型工作狀態(tài)時，進(jìn)氣道吸水的可能性分析方法及典型濺水參數(shù)下進(jìn)氣道吸入特性的研究還未見公開報道。

本文提出了分析進(jìn)氣道吸水特性的兩種方法：類比法和數(shù)值模擬方法。類比法主要用于飛機(jī)布局選型階段，初步預(yù)判典型參數(shù)下起落架機(jī)輪濺水的影響范圍；數(shù)值模擬方法通過對水粒子運動軌跡的詳細(xì)參數(shù)化計算分析，可以對不同飛機(jī)滑跑速度、發(fā)動機(jī)狀態(tài)下的進(jìn)氣道吸水特性進(jìn)行定性、定量描述，為濺水試驗提供數(shù)據(jù)參考和支持，同時為該飛機(jī)的適航符合性提供有效依據(jù)。以某國產(chǎn)運輸機(jī)A為例，運用上述兩種方法分析了該飛機(jī)起落架機(jī)輪濺水的典型運動軌跡覆蓋范圍并預(yù)判了進(jìn)氣道吸水的危險參數(shù)。

1 起落架機(jī)輪濺水機(jī)制及濺水初始參數(shù)

起落架輪胎導(dǎo)致的濺水主要包括3部分：艦首波、側(cè)向濺射和公雞尾，如圖1所示。其中，艦首波位于機(jī)輪前方，由機(jī)輪沖擊積水而形成，機(jī)輪與水接觸后，破壞了水的表面張力，在沖擊作用力下，迫使積水向前上方飛濺；側(cè)向濺射的射流源位于輪胎兩側(cè)跑道表面，由輪胎擠壓并排出積水而形成，積水在輪胎的擠壓作用下，向上、向外噴濺，射流參數(shù)與排水量及輪胎變形量密切相關(guān)；公雞尾位于輪胎后方接地面附近，由輪胎旋轉(zhuǎn)過程中噴流迅速脫離輪胎而形成，相對于輪胎以較高的速度向后方流動。

對于一般布局形式(發(fā)動機(jī)布置于翼吊短艙內(nèi))的運輸機(jī)來說，濺水試驗結(jié)果表明：側(cè)向濺射占據(jù)了濺水的主要部分，最容易被進(jìn)氣道吸入；艦首波只有起落架機(jī)輪前方的一小束，豎直向上直接打到機(jī)體上，不易被進(jìn)氣道吸入；公雞尾相對于飛機(jī)輪胎以較高的速度向后方流動，被下機(jī)身、整流鼓包以及側(cè)向濺射湮沒。

輪胎濺水流動現(xiàn)象復(fù)雜，影響因素眾多。機(jī)輪在積水中高速連續(xù)滾動，伴隨著水浪的沖擊破碎形成了復(fù)雜的渦流結(jié)構(gòu)，液滴形態(tài)、尺寸分布及速度分布特別復(fù)雜，它不僅與機(jī)輪幾何參數(shù)、摩擦系數(shù)、變形參數(shù)、速度參數(shù)等有關(guān)，還與積水深度、跑道形式等有著密切復(fù)雜的關(guān)系。文獻(xiàn)[9-19]對機(jī)輪濺水的參數(shù)給出了大量分析，同時參照某運輸機(jī)B的濺水試驗數(shù)據(jù)，本文分析歸納了機(jī)輪濺水的典型初始參數(shù)，以此作為分析進(jìn)氣道吸水特性的輸入條件。

1) 水滴直徑dp

文獻(xiàn)[19]從力學(xué)分析角度對機(jī)輪濺起的水花破碎為水滴過程中的主要影響參數(shù)進(jìn)行了分析，在流場計算分析中，采用的水滴粒子的直徑典型范圍為0.5 ～10 mm。

2) 航向濺水速度分量Vx

濺水相對于飛機(jī)的航向速度與飛機(jī)本身相對于地面的滑跑速度相當(dāng)。因此，可以根據(jù)飛機(jī)實際滑跑速度來確定飛機(jī)的航向濺水速度分量。

3) 垂向濺水速度分量Vz

圖1 輪胎濺水原理圖Fig.1 Principle of wheel water spray

圖2 典型飛機(jī)濺水試驗的機(jī)輪濺水影響區(qū)域Fig.2 Influence area of wheel water spray for spray test of typical aircraft

根據(jù)某運輸機(jī)B的滑跑速度110 kn(1 kn=0.514 m/s)和航向濺水角度α=16.8°，可以得到濺水的垂向速度Vz=17 m/s。以此初始速度向上運動的水花，只受重力時，可以上升至14.7 m的高空，但根據(jù)運輸機(jī)B濺水試驗測試結(jié)果，飛機(jī)通過水池后激起的水浪高度低于此高度，約為10 m，這主要是由于水本身的破碎、黏性阻止等因素造成的。飛機(jī)的滑跑速度不同，則航向濺水角度α不同，飛機(jī)滑行速度越大，該角度越小。假定14.7 m為濺水可以上升的最大高度，由此確定垂向濺水速度范圍為：Vz≤17 m/s。

4) 側(cè)向濺水角度θ

側(cè)向濺水參數(shù)的影響因素眾多，包括飛機(jī)滑跑速度、積水深度、飛機(jī)重量以及輪胎參數(shù)(輪胎數(shù)、直徑、接地面積、胎壓、表面紋理、彈性)等，文獻(xiàn)[9]給出了波音系列飛機(jī)以50～150 kn之間的速度在濕滑積水跑道上滑跑時外側(cè)輪胎和發(fā)動機(jī)短艙之間的典型濺水軌跡及側(cè)向濺水角度(見圖3)，當(dāng)積水湮沒輪胎行駛面變形區(qū)時，θ約為55°，當(dāng)積水量未湮沒輪胎變形區(qū)時，θ約為26°；側(cè)向射流角θ的范圍確定為：26°≤θ≤55°。而運輸機(jī)B濺水試驗給出的側(cè)向濺水角度θ=43°，包含在范圍之內(nèi)。表1給出了起落架輪胎的濺水初始參數(shù)范圍。

圖3 側(cè)向濺水角度[9] Fig.3 Side splash angle[9]

表1 機(jī)輪濺水初始參數(shù)Table 1 Initial parameters of wheel water spray

dp/mmVx/(m·s-1)Vy/(m·s-1)Vz/(m·s-1)α/(°)θ/(°)0.5～1020～69-12～-356～1710～4026～55

2 進(jìn)氣道吸水特性的分析方法

2.1 相同機(jī)種的飛機(jī)濺水試驗類比方法

假設(shè)已知某運輸機(jī)B的濺水相關(guān)參數(shù)，那么可通過類比方法分析出相同布局形式的運輸機(jī)A濺水影響參數(shù)范圍。圖4給出了機(jī)輪排開水的工作原理圖，可以看出：機(jī)輪兩側(cè)排開積水而形成水花實際是機(jī)輪在高速運動中占據(jù)了積水所占的空間，壓迫積水向兩側(cè)噴射而出。影響水花側(cè)向濺水角θ大小的主要因素為輪胎變形后地面與側(cè)面過渡處的幾何型面和積水深度h。目前在飛機(jī)起落架系統(tǒng)設(shè)計中，經(jīng)常選用的機(jī)輪輪胎一般均為斜膠輪胎，輪胎的壓縮量可以根據(jù)輪胎靜壓曲線獲得。不同飛機(jī)起落架輪胎的變形型面相似，雖然不同飛機(jī)輪胎尺寸、變形量和側(cè)向圓弧角有所差別，但局部的噴射切線角變化不大，因此，可初步采用運輸機(jī)B濺水試驗獲得的側(cè)向初始噴射角θB作為運輸機(jī)A的側(cè)向噴射角θA，即θA=θB。

排水量m的初步估算公式為

m=WV0hρw

(1)

式中：W為輪胎寬度；ρw為水的密度。按照濺水試驗標(biāo)準(zhǔn)[3]，取h=12.7 mm。

排開積水的質(zhì)量還可表達(dá)為

m=AsVsρw

(2)

式中：As為由機(jī)輪掃過積水產(chǎn)生的側(cè)向噴射水柱截面積。

圖4 機(jī)輪排水原理圖Fig.4 Principle of extrusion of water from wheel

由式(1)和式(2)可以得到水花側(cè)向噴射速度計算的表達(dá)式為

(3)

式中：由于機(jī)輪排開的水并非全部由側(cè)向排出，還有一小部分在艦首波中，因此引入κ值，由于艦首波所占比例相對較小，因此κ≈1。由式(3)可以看出，濺水側(cè)向速度的大小主要取決于積水的深度、飛機(jī)滑跑的速度和輪胎的寬度以及側(cè)向噴射水柱截面積。在初步計算中假設(shè)As只與輪胎變形后的幾何型面有關(guān)，因此可以假設(shè)運輸機(jī)A的側(cè)向噴射水柱截面積As與運輸機(jī)B的一致，即AsA=AsB。因此有

(4)

式中：下標(biāo)A、B分別代表運輸機(jī)A與運輸機(jī)B所對應(yīng)的參數(shù)。

2.2 基于多相流理論的數(shù)值模擬方法

為了模擬水滴/水花在空氣流場中的運動軌跡，采用氣液兩相流離散相模型(Discrete Phase Model, DPM)進(jìn)行數(shù)值模擬，空氣流場作為連續(xù)相，水滴作為空氣流場中的離散相，兩相之間存在熱量、質(zhì)量和動量交換。

氣體相被處理為連續(xù)相，直接求解時均Navier-Stokes方程，而離散相是通過積分拉氏坐標(biāo)系下的顆粒作用力微分方程來求解離散相顆粒(液滴或氣泡)的軌跡。顆粒的作用力平衡方程(顆粒慣性=作用在顆粒上的各種力之和)在笛卡兒坐標(biāo)系下的形式(以x方向為例)為

(5)

式中：u為流體相速度；up為顆粒速度；FD為顆粒曳力；gx為重力加速度沿x方向的分量；ρ為空氣密度；ρp為顆粒密度(骨架密度)；Fx為附加質(zhì)量力和流體壓力梯度引起的附加作用力之和；t為時間。

FD的表達(dá)式為

(6)

式中：μ為流體動力黏度；CD為曳力系數(shù)；Re為相對雷諾數(shù)(顆粒雷諾數(shù))。

Re的定義為

(7)

CD的定義為

(8)

式中：對于球形顆粒，在一定的雷諾數(shù)范圍內(nèi)，a1、a2、a3為常數(shù)[20]。

Fx的表達(dá)式為

(9)

本文參照典型濺水試驗的測量數(shù)據(jù),結(jié)合該飛機(jī)的結(jié)構(gòu)布局特點，根據(jù)物理問題的本質(zhì)及研究問題的主要目的，對物理模型進(jìn)行了簡化，提出的主要假設(shè)包括：

1) 忽略主起落架輪胎濺水的影響，以前起落架輪胎濺水為主要研究對象，依據(jù)前起落架外側(cè)輪胎的外端面建立面射流源，并給定面射流的參數(shù)，包括：x、y、z這3個方向的射流初始速度，面射流質(zhì)量流量，水滴的當(dāng)量直徑等。

2) 在翼吊雙發(fā)布局中，外側(cè)發(fā)動機(jī)與起落架輪胎的展向距離較遠(yuǎn)，預(yù)計吞入起落架輪胎濺水的機(jī)率相對較小，因此只針對內(nèi)側(cè)發(fā)動機(jī)的吸水性能進(jìn)行數(shù)值計算。

3) 以飛機(jī)為基準(zhǔn)建立坐標(biāo)系，空氣和地面以及水滴相對于飛機(jī)做相對運動，地面為“滑移”邊界，滑移速度為飛機(jī)在跑道上的滑跑速度。

4) 流動過程為穩(wěn)態(tài)流動，空氣和地面相對于飛機(jī)的運動速度等于飛機(jī)的滑跑速度，發(fā)動機(jī)流量保持不變，主要考查射流初始參數(shù)變化對濺水軌跡的影響。

5) 應(yīng)用拉氏公式考慮離散相(水滴)的慣性、曳力、重力，考慮離散相運動對連續(xù)相流場的影響。

6) 濺起的水滴被假設(shè)成球形，無變形，不破碎，忽略水滴的加熱/冷卻，即無蒸發(fā)、相變等，忽略水滴之間的相互作用，忽略湍流旋渦對水滴造成的影響。

7) DPM邊界條件處理方法為：機(jī)頭、機(jī)身、機(jī)翼、起落架整流鼓包、發(fā)動機(jī)短艙及掛架等壁面設(shè)置為“Reflect”邊界，即“反彈”邊界，水滴在此處反彈而發(fā)生動量變化，變化量由反彈系數(shù)確定；在地面邊界上，DPM設(shè)置為“Trap”邊界，在此處，顆粒終止軌道計算；遠(yuǎn)場邊界設(shè)置為“Escape”邊界，即“逃逸”邊界，顆粒在此處脫離計算域并終止軌道計算。

圖5給出了簡化后的幾何模型及邊界條件，射流平面假定為前起落架機(jī)輪外表面的一個矩形區(qū)域，根據(jù)前起落架輪胎濺水初始參數(shù)，在射流平面上給定水滴的初始速度參數(shù)Vx、Vy及Vz。

圖6給出了計算網(wǎng)格，整個計算域采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，在前起落架和發(fā)動機(jī)短艙之間進(jìn)行了網(wǎng)格局部加密。

采用FLUENT 軟件,選取標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型和標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)進(jìn)行數(shù)值模擬研究。動量方程、湍流動能k方程、耗散率ε方程以及能量方程均采用二階迎風(fēng)差分格式進(jìn)行離散,采用基于密度的算法進(jìn)行壓力-速度耦合求解。殘差要求小于1 ×10-4。

圖5 幾何模型及邊界條件Fig.5 Geometrical model and boundary conditions

圖6 計算域網(wǎng)格Fig.6 Mesh of computational domain

發(fā)動機(jī)在積水跑道上進(jìn)行地面試車、進(jìn)氣道處于最大抽吸(Most Take Off，MTO)狀態(tài)時，地面上的積水會被吸入進(jìn)氣道內(nèi)，形成一小股旋流水柱，運用計算流體力學(xué)(CFD)方法對該過程進(jìn)行了非穩(wěn)態(tài)數(shù)值模擬，并與試驗結(jié)果進(jìn)行對比，用以驗證計算方法的可行性。本文模擬了飛機(jī)靜止在水池中、發(fā)動機(jī)開到最大狀態(tài)時進(jìn)氣道的吸水形態(tài)，并與某雙涵道渦輪噴氣發(fā)動機(jī) (安裝在某運輸機(jī)C上，同是短艙進(jìn)氣道)的流場進(jìn)行了對比。

由于該狀態(tài)下發(fā)動機(jī)吸入的是水霧，因此水滴直徑初步設(shè)置為0.01 mm。圖7給出了流場計算結(jié)果，圖8給出了某發(fā)動機(jī)地面試車時的流場圖,通過流場形態(tài)對比分析可見：數(shù)值計算結(jié)果與試驗現(xiàn)象基本相符，說明本文采用的數(shù)值方法用于分析進(jìn)氣道吸入濺水的運動軌跡是可行的。

圖7 最大抽吸(MTO)狀態(tài)下的流場計算結(jié)果Fig.7 Calculated results of flow field under MTO condition

圖8 某發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道吸水試驗Fig.8 Water ingestion test of one engine inlet

3 國產(chǎn)運輸機(jī)分析

3.1 類比法的應(yīng)用及分析結(jié)果

應(yīng)用類比法對某一典型狀態(tài)下運輸機(jī)A的濺水覆蓋區(qū)域進(jìn)行了分析，該狀態(tài)為運輸機(jī)A起飛最大滑跑速度，此時進(jìn)氣道最有可能吸入機(jī)輪濺水。

根據(jù)類比公式，則對于運輸機(jī)B，有

(10)

式中：下標(biāo)B分別代表運輸機(jī)B相應(yīng)的參數(shù)。

對運輸機(jī)B濺水試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行處理分析，可以得到如表2所示的特性參數(shù)，將運輸機(jī)B滑跑速度參數(shù)、濺水角度αB和βB代入式(10)，可以得到運輸機(jī)B的各個方向濺水速度。

對于運輸機(jī)A，有

(11)

式中：下標(biāo)A分別代表運輸機(jī)A相應(yīng)的參數(shù)。

將已知運輸機(jī)A的前輪寬度比、滑跑速度V0A及運輸機(jī)B的各向濺水速度代入式(11)，可以得到運輸機(jī)A的各向濺水速度；再根據(jù)上述各向速度分量以及濺水起始角度αA和βA的計算公式，即可確定運輸機(jī)A濺水試驗的預(yù)測特性參數(shù)，如表3所示。圖9給出了濺水影響范圍，由圖可見，運輸機(jī)A進(jìn)氣道完全在濺水影響范圍之外。

表2 運輸機(jī)B機(jī)輪濺水試驗主要特性參數(shù)

表3 運輸機(jī)A機(jī)輪濺水試驗主要特性參數(shù)

圖9 不同視圖下的機(jī)輪濺水影響區(qū)域Fig.9 Influence area of wheel water spray at different views

3.2 飛機(jī)滑跑狀態(tài)下水滴飛濺軌跡的計算

3.2.1 典型飛濺軌跡下的進(jìn)氣道吸入特性

根據(jù)表1給出的起落架輪胎濺水初始參數(shù)范圍，選取典型狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行了計算分析。圖10給出了Vx=69 m/s,Vy=-17 m/s,Vz=17 m/s時不同直徑水滴的運動軌跡。由圖可見，小直徑水滴不易被進(jìn)氣道吸入，大直徑水滴打在機(jī)體上發(fā)生折轉(zhuǎn)反彈，打在起落架整流鼓包上的部分水滴向進(jìn)氣道方向運動，但最終沒有進(jìn)入進(jìn)氣道。

圖11給出了dp=2.0 mm，Vx=69 m/s,Vz=17 m/s時不同側(cè)向濺水角度θ下的水滴運動軌跡。隨著θ的減小，垂向濺水速度不變的情況下，側(cè)向濺水速度增大，θ從55°減小到26°的過程中，Vy從-11.9 m/s增大到-34.9 m/s，濺水軌跡逐漸脫離飛機(jī)機(jī)體，沿翼展方向向進(jìn)氣道方向靠攏。

圖10 不同dp下的水滴運動軌跡Fig.10 Water particle motion trace at different dp

圖11 不同θ下的水滴運動軌跡Fig.11 Water particle motion trace at different θ

從以上數(shù)值模擬結(jié)果可見：在所有典型計算狀態(tài)下，進(jìn)氣道均未吸入起落架機(jī)輪的濺水，這主要是由于該飛機(jī)采用了上單翼布局，翼吊短艙的位置距離地面相對較高。

3.2.2 進(jìn)氣道吸水狀態(tài)的臨界參數(shù)確定

對發(fā)動機(jī)最大工作狀態(tài)下，不同側(cè)向濺水速度和垂向濺水速度下的水滴飛濺軌跡進(jìn)行了模擬，給出了進(jìn)氣道吸水的臨界參數(shù)。

圖12和圖13分別給出了dp=2.0 mm，Vx=69 m/s、Vz=69 m/s和Vx=69 m/s、Vy=-69 m/s時，不同側(cè)向濺水速度Vy和不同垂向濺水速度Vz下的水滴運動軌跡?？梢姡S著側(cè)向濺水速度的增大，濺水軌跡被向外拉，從“折轉(zhuǎn)軌跡”(濺水軌跡與機(jī)體碰撞之后發(fā)生折轉(zhuǎn))變?yōu)椤懊擉w軌跡”(濺水軌跡與機(jī)體無接觸)，越來越向進(jìn)氣道方向靠攏；側(cè)向濺水速度Vy大于69 m/s、 垂向濺水速度Vz在40～69 m/s之間時，濺水軌跡跨過進(jìn)氣道進(jìn)口邊界，即飛機(jī)最大滑跑速度下，進(jìn)氣道吸水的臨界速度參數(shù)為：Vycr約為69 m/s，40 m/s

圖12 不同Vy下的水滴運動軌跡(Vx=69 m/s， Vz=69 m/s)Fig.12 Water particle motion trace at different Vy (Vx=69 m/s,Vz=69 m/s)

圖13 不同Vz下的水滴運動軌跡(Vx=69 m/s， Vy=-69 m/s)Fig.13 Water particle motion trace at different Vz (Vx=69 m/s,Vy=-69 m/s)

3.3 兩種分析方法的初步試驗驗證結(jié)論

目前完成的濺水試驗結(jié)果表明，運輸機(jī)A各個典型滑跑速度下，發(fā)動機(jī)都能穩(wěn)定工作，進(jìn)氣道未吸入大量水導(dǎo)致發(fā)動機(jī)狀態(tài)發(fā)生變化。通過類比法得出的主要結(jié)論可知，運輸機(jī)A的進(jìn)氣道在起落架機(jī)輪濺水影響范圍之外，這與濺水試驗得到的結(jié)論是吻合的。

圖14給出了Vx=25.7 m/s滑跑速度下，DPM數(shù)值仿真得到的濺水軌跡和運輸機(jī)A濺水試驗結(jié)果的對比，結(jié)果表明：“側(cè)向濺射”占據(jù)了濺水形態(tài)的主要部分，也是最有可能被進(jìn)氣道吸入的部分；兩個濺水軌跡圖中，航向濺水角度α符合較好，約為24°，可見，用DPM模型模擬該飛機(jī)不同狀態(tài)下的濺水軌跡是可行、可信的。

圖14 DPM仿真和濺水試驗的水滴分布形態(tài)對比 (Vx=25.7 m/s) Fig.14 Comparison of droplet spatial distributions between DPM simulation and spray test (Vx=25.7 m/s)

3.4 運輸機(jī)濺水規(guī)律總結(jié)

濺水軌跡按其形態(tài)分類主要有兩類：“脫體軌跡”形態(tài)和“折轉(zhuǎn)軌跡”形態(tài)?！懊擉w軌跡”形態(tài)下，濺水軌跡脫離機(jī)身而直接濺到半空中，“折轉(zhuǎn)軌跡”形態(tài)下，濺水打在機(jī)體上發(fā)生折轉(zhuǎn)。對于該運輸機(jī)布局來說，進(jìn)氣道距離地面較遠(yuǎn)，“脫體軌跡”容易被吸入，“折轉(zhuǎn)軌跡”直接打到機(jī)體上，對進(jìn)氣道沒有威脅。

側(cè)向濺水速度Vy增大，則軌跡形態(tài)由“折轉(zhuǎn)軌跡”轉(zhuǎn)變?yōu)椤懊擉w軌跡”；垂向濺水速度Vz增大，則軌跡形態(tài)由“脫體軌跡”轉(zhuǎn)變?yōu)椤罢坜D(zhuǎn)軌跡”。飛機(jī)最大滑跑速度下，進(jìn)氣道吸水的臨界參數(shù)為：側(cè)向濺水速度Vycr約為69 m/s，垂向濺水速度Vzcr在40～69 m/s之間，濺水初始速度只有同時達(dá)到Vycr和Vzcr這兩個臨界參數(shù)以上，進(jìn)氣道才能夠吸入濺水。

4 結(jié) 論

提出并歸納了關(guān)于起落架機(jī)輪濺水情況下進(jìn)氣道吸水特性的兩種分析方法，類比方法是工程應(yīng)用中較為簡單實用的方法，通過該方法可以初步預(yù)判濺水的影響范圍，為飛機(jī)最初的布局選型提供參考依據(jù)。而基于兩相流理論的粒子軌跡模擬計算方法可以相對詳細(xì)準(zhǔn)確地給出飛機(jī)不同工況及發(fā)動機(jī)不同工作狀態(tài)下、起落架機(jī)輪濺水的運動軌跡，具體描述進(jìn)氣道吸水定量特征參數(shù)，為飛機(jī)的適航符合性驗證提供數(shù)據(jù)支持。

對某國產(chǎn)運輸機(jī)A濺水情況下的進(jìn)氣道吸水特性分析結(jié)果表明：

1) 在研究范圍內(nèi)各個典型濺水初始參數(shù)下，運輸機(jī)A的進(jìn)氣道都不會吸入起落架機(jī)輪的濺水。

2) 在最大滑跑速度下，濺水被進(jìn)氣道吸入的速度參數(shù)為：側(cè)向濺水初始速度達(dá)到69 m/s以上，同時垂向濺水初始速度至少達(dá)到40 m/s以上。該參數(shù)遠(yuǎn)遠(yuǎn)超出了機(jī)輪濺水的參數(shù)范圍，因而從另一方面說明了該飛機(jī)進(jìn)氣道的適航符合性。

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