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摘要：飞机具备热加油功能能有效提升出动时间，对占有出行先机具有非常重要的意义。热加油相较冷加油而言，主要问题在于安全。由于热加油时发动机处于工作状态，其具有强大的风力抽吸能力，因此，在分析热加油安全区域时，需要对发动机地面工作时的安全范围进行有效界定。因此，针对每一型发动机，均应在充分计算分析的基础上给出其工作时的人员安全活动范围以及热加油设备布局建议，确保用户及装备的使用安全。
Abstract： With the function of hot refueling， aircraft can effectively improve the departure time， which is of great significance for taking the lead attake off. Compared with cold refueling， the main problem of hot refueling is safety. The working engine on the ground has strong wind suction ability during hot refueling. So， when analyzing the safety area of hot refueling， it is necessary to analyzing the safety scope of the ground working engine. Therefore， for each type of engine， based on full calculation and analysis， the scope of personnel safety activities and the lay out suggestions of hot refueling equipment should be given to ensure the safety of users and equipments.
關键词：热加油;安全区域;计算分析
Key words： hot refueling;safety zone;analysis and calculation
中图分类号：X937 文献标识码：A 文章编号：1674-957X（2021）16-0051-04
0 引言
近年来，热加油需求已逐步提上议事日程。据报道，某型机曾用4年[1]时间用实践经验摸索了热加油保障方式。为确保飞机热加油过程中的使用安全，保证飞机快速出动，设计上必须在热加油设备布局时考虑安全区域，以确保维护人员安全以及热加油过程中设备的安全。发动机进气道前后方均为飞机使用危险区域，对于发动机尾喷流影响的范围，一般在以排气口轴线为中心向外辐射的26度以内喷流锥[2]内，对于推力在10吨级左右的发动机，排气流一般在25米至30米范围内温度仍高达60摄氏度，速度可达70米/秒[3]。由于喷流高温高压高速且发动机进气气流无影无形，极易导致人员对于安全的忽视，对于飞机进气气流对人员的伤害，也曾见诸报端，因此，需要确切分析计算进气流场分布，合理给出安全工作区域范围。
1 发动机进气流场影响范围计算分析
1.1 发动机工作状态选取
飞机地面维护和补给时，发动机一般工作在慢车状态，计算发动机进气道前方安全区域时一般可以选取此工作状态进行分析计算。由于发动机工作状态控制的主动权掌握在机组手上，因此，建议在安全区域计算考核时，应当考虑最严苛情况，以发动机的起飞工作状态进行计算分析，以便确保用户的使用安全。
1.2 计算区域界定
对于外流场的计算，计算域的选取很重要，当计算域选取不合适时，会产生流场紊乱的情况。根据CFD仿真计算经验，对不可压缩流，计算域长度一般取参考长度的3倍以上;对可压缩流，计算域长度一般取参考长度的5倍以上;对空气动力学来说，亚音速计算计算域长度一般取参考长度的10倍以上，超音速计算计算域长度一般取参考长度的5倍以上。本文算例为亚音速，前后计算参考尺寸约14米，上下左右最大计算参考尺寸约2米，因此，将计算域长度确定为，以计算参考物为中心，前后各150米，左右各100米，高度方向60米。
1.3 控制方程
控制方程采用常规质量守恒、动量守恒和能量守恒方程。
1.3.1 质量守恒方程
流体力学中的质量守恒定律可以表示为：单位时间内，微小体积内流体质量的增加等于同一时间间隔内流入该微小体积内的净质量。也就是。按照质量守恒方程，可以得到质量守恒定律的连续方程：
（1）
对微元来说，即：
（2）
使用矢量来表示式（1），可以写成：
（3）
上面三式中：
——空气密度，kg/m3;
t——时间，s;
u、v、w——速度矢量在坐标系中X、Y、Z方向的分量。
1.3.2 动量守恒方程 动量定律阐明了流体运动的变换与所受外力之间的关系，动量定理是研究流动、建立流体运动方程所依据的基本理论，是任何流动系统都必须满足的基本定律。
按照动量守恒定律，流体运动过程中的动量守恒方程为：
（4）
上式中：
Fx、Fy、Fz——外力矢量F在X、Y、Z方向上的分量;
vx1、vy1、vz1——微元体进口截面上流体的平均速度v1在X、Y、Z方向上的分量;
vx2、vy2、vz2——微元体出口截面上流体的平均速度v2在X、Y、Z方向上的分量;
qm1、qm2——进出口截面上流动的流体质量。
由上，可得微元体的动量方程：
（5）
（6）
（7）
1.3.3 能量守恒方程
分析流体流动系统的能量转换，所依据的是热力学第一定律，也就是能量守恒定律。能量守恒定律是包含有热交换流动的系统必须满足的基本定律。
方程如下：
（8）
式中：cp——比热容;
T——流体温度;
k——流体的传热系数;
ST——流体的内热源，及由流体粘性作用下，流体机械能转换为热能的部分。
1.4 计算分析
1.4.1 模型建立
计算全过程分为前处理、求解器设置、后处理三部分，前处理采用Icem对计算域进行网格划分，求解器采用Fluent14.0平台对计算域进行求解，后处理采用Tecplot软件对数据进行显示处理。考虑关心区域为发动机进气道前端，因此，为简化计算工作量，对计算模型进行简化，仅考虑发动机进气道前方及周围区域，具体模型见图1。计算域网格见图2。为方便监测计算域流动状态，获取发动机进气唇口前后、左右及上下方向的流场速度分布，在计算域中选取监测面。以一发为例，如以右发唇口中心为初始点，以过此点平行于地面的平面为水平监测面，以过此点竖直于地面的平面为竖直监测面，监测面截图及相对位置详见图3、图4。（由于计算域为对称分布，左、右唇口前流场分布理论上一致，因此竖直监测面选取一侧即可）。
1.4.2 计算结果及分析
获取水平监测面和数值监测面速度分布结果，见图5、图6。从图5可以看出，以发动机中轴线为中心，发动机慢车状态进气道前方的气流扰动范围约为左右2米，前方3.5米，上方擾动范围2米，下方扰动范围2.5米;发动机起飞状态进气道前方的气流扰动范围约为左右4米，前方4.5米，上方扰动范围4米，下方扰动范围4米。以飞机中轴线为中心，发动机慢车状态进气道前方的气流扰动范围约为左右4米，前方3.5米，上方扰动范围2米，下方扰动范围2.5米;发动机起飞状态进气道前方的气流扰动范围约为左右5.5米，前方4.5米，上方扰动范围4米，下方扰动范围4米。
2 发动机前方安全区域界定
对于工作发动机前方的安全区域界定，目前没有可以参考借鉴的实例。本实例在做安全区域界定时，选取风力等级的陆地物象及危害性影响来参考确定，以气流速度小于安全风力等级的速度区域为安全区域。
根据图5～图6计算结果，选取X、Y、Y方向的速度范围，确定8m/s、5.5m/s、3.3m/s、2m/s、1m/s的速度范围见表1、表2、表3。风力等级及表征特征[4]见表4。
从表4各风力等级的陆地物象表征特征可以看出，安全风力等级应保证在2级风以下。根据表1～表4综合分析，考虑F-18C/D飞机加油口及加油控制板均布置在进气道前方5.2米之外的实际案例，在本算例计算结果基础上考虑1.5倍安全系数，将本算例工作发动机进气道前方安全区域定义为：
①发动机地面慢车时：飞机对称平面6米及发动机进气道唇口前方5.3米以外;②发动机最大工作状态时：飞机对称平面8.3米及发动机进气道唇口前方9米以外。
3 热加油安全区域界定
根据上述分析，对于需要进行热加油设计的飞机，根据本算例10吨级发动机的计算情况，可以参照将安全区域限定为发动机慢车状态时以进气道轴线为中线前方6米的球面以外区域及以尾喷口轴线为中心，过排气口最大外径处的26度排气锥以外的区域。
4 结束语
近年来，用户已提出了热加油的强烈需求，但飞机是否需要进行热加油需要综合论证。当飞机进行热加油设计时，需要考虑的因素很多，例如对飞机本身的装载、补氧、补气、接地及机轮冷却等方面是否有需求，对热加油安全区域的分析研究仅仅是为热加油飞机的设备安全布局给出了计算分析的参考建议，在开展热加油飞机设计时，在计算的基础上应先开展发动机台架试车时进气道前方风力等级测试试验，以验证计算结果与实际情况是否存在差异，确保飞机的使用安全。
参考文献：
[1]任甫清.战机再次升空作战 准备实践减半[N].解放军报，2020-04-30.
[2]黄爱华，段红春.某大型运输机发动机尾喷口射流参数研究[J].中国工程机械学报，2016，14（03）：278-279.
[3]吕学能.舰载机发动机尾流对流场内设备影响的分析[J].机械制造，2017，55（637）：114-115.
[4]农家参谋[J].1997（03）：34.
Abstract： With the function of hot refueling， aircraft can effectively improve the departure time， which is of great significance for taking the lead attake off. Compared with cold refueling， the main problem of hot refueling is safety. The working engine on the ground has strong wind suction ability during hot refueling. So， when analyzing the safety area of hot refueling， it is necessary to analyzing the safety scope of the ground working engine. Therefore， for each type of engine， based on full calculation and analysis， the scope of personnel safety activities and the lay out suggestions of hot refueling equipment should be given to ensure the safety of users and equipments.
關键词：热加油;安全区域;计算分析
Key words： hot refueling;safety zone;analysis and calculation
中图分类号：X937 文献标识码：A 文章编号：1674-957X（2021）16-0051-04
0 引言
近年来，热加油需求已逐步提上议事日程。据报道，某型机曾用4年[1]时间用实践经验摸索了热加油保障方式。为确保飞机热加油过程中的使用安全，保证飞机快速出动，设计上必须在热加油设备布局时考虑安全区域，以确保维护人员安全以及热加油过程中设备的安全。发动机进气道前后方均为飞机使用危险区域，对于发动机尾喷流影响的范围，一般在以排气口轴线为中心向外辐射的26度以内喷流锥[2]内，对于推力在10吨级左右的发动机，排气流一般在25米至30米范围内温度仍高达60摄氏度，速度可达70米/秒[3]。由于喷流高温高压高速且发动机进气气流无影无形，极易导致人员对于安全的忽视，对于飞机进气气流对人员的伤害，也曾见诸报端，因此，需要确切分析计算进气流场分布，合理给出安全工作区域范围。
1 发动机进气流场影响范围计算分析
1.1 发动机工作状态选取
飞机地面维护和补给时，发动机一般工作在慢车状态，计算发动机进气道前方安全区域时一般可以选取此工作状态进行分析计算。由于发动机工作状态控制的主动权掌握在机组手上，因此，建议在安全区域计算考核时，应当考虑最严苛情况，以发动机的起飞工作状态进行计算分析，以便确保用户的使用安全。
1.2 计算区域界定
对于外流场的计算，计算域的选取很重要，当计算域选取不合适时，会产生流场紊乱的情况。根据CFD仿真计算经验，对不可压缩流，计算域长度一般取参考长度的3倍以上;对可压缩流，计算域长度一般取参考长度的5倍以上;对空气动力学来说，亚音速计算计算域长度一般取参考长度的10倍以上，超音速计算计算域长度一般取参考长度的5倍以上。本文算例为亚音速，前后计算参考尺寸约14米，上下左右最大计算参考尺寸约2米，因此，将计算域长度确定为，以计算参考物为中心，前后各150米，左右各100米，高度方向60米。
1.3 控制方程
控制方程采用常规质量守恒、动量守恒和能量守恒方程。
1.3.1 质量守恒方程
流体力学中的质量守恒定律可以表示为：单位时间内，微小体积内流体质量的增加等于同一时间间隔内流入该微小体积内的净质量。也就是。按照质量守恒方程，可以得到质量守恒定律的连续方程：
（1）
对微元来说，即：
（2）
使用矢量来表示式（1），可以写成：
（3）
上面三式中：
——空气密度，kg/m3;
t——时间，s;
u、v、w——速度矢量在坐标系中X、Y、Z方向的分量。
1.3.2 动量守恒方程 动量定律阐明了流体运动的变换与所受外力之间的关系，动量定理是研究流动、建立流体运动方程所依据的基本理论，是任何流动系统都必须满足的基本定律。
按照动量守恒定律，流体运动过程中的动量守恒方程为：
（4）
上式中：
Fx、Fy、Fz——外力矢量F在X、Y、Z方向上的分量;
vx1、vy1、vz1——微元体进口截面上流体的平均速度v1在X、Y、Z方向上的分量;
vx2、vy2、vz2——微元体出口截面上流体的平均速度v2在X、Y、Z方向上的分量;
qm1、qm2——进出口截面上流动的流体质量。
由上，可得微元体的动量方程：
（5）
（6）
（7）
1.3.3 能量守恒方程
分析流体流动系统的能量转换，所依据的是热力学第一定律，也就是能量守恒定律。能量守恒定律是包含有热交换流动的系统必须满足的基本定律。
方程如下：
（8）
式中：cp——比热容;
T——流体温度;
k——流体的传热系数;
ST——流体的内热源，及由流体粘性作用下，流体机械能转换为热能的部分。
1.4 计算分析
1.4.1 模型建立
计算全过程分为前处理、求解器设置、后处理三部分，前处理采用Icem对计算域进行网格划分，求解器采用Fluent14.0平台对计算域进行求解，后处理采用Tecplot软件对数据进行显示处理。考虑关心区域为发动机进气道前端，因此，为简化计算工作量，对计算模型进行简化，仅考虑发动机进气道前方及周围区域，具体模型见图1。计算域网格见图2。为方便监测计算域流动状态，获取发动机进气唇口前后、左右及上下方向的流场速度分布，在计算域中选取监测面。以一发为例，如以右发唇口中心为初始点，以过此点平行于地面的平面为水平监测面，以过此点竖直于地面的平面为竖直监测面，监测面截图及相对位置详见图3、图4。（由于计算域为对称分布，左、右唇口前流场分布理论上一致，因此竖直监测面选取一侧即可）。
1.4.2 计算结果及分析
获取水平监测面和数值监测面速度分布结果，见图5、图6。从图5可以看出，以发动机中轴线为中心，发动机慢车状态进气道前方的气流扰动范围约为左右2米，前方3.5米，上方擾动范围2米，下方扰动范围2.5米;发动机起飞状态进气道前方的气流扰动范围约为左右4米，前方4.5米，上方扰动范围4米，下方扰动范围4米。以飞机中轴线为中心，发动机慢车状态进气道前方的气流扰动范围约为左右4米，前方3.5米，上方扰动范围2米，下方扰动范围2.5米;发动机起飞状态进气道前方的气流扰动范围约为左右5.5米，前方4.5米，上方扰动范围4米，下方扰动范围4米。
2 发动机前方安全区域界定
对于工作发动机前方的安全区域界定，目前没有可以参考借鉴的实例。本实例在做安全区域界定时，选取风力等级的陆地物象及危害性影响来参考确定，以气流速度小于安全风力等级的速度区域为安全区域。
根据图5～图6计算结果，选取X、Y、Y方向的速度范围，确定8m/s、5.5m/s、3.3m/s、2m/s、1m/s的速度范围见表1、表2、表3。风力等级及表征特征[4]见表4。
从表4各风力等级的陆地物象表征特征可以看出，安全风力等级应保证在2级风以下。根据表1～表4综合分析，考虑F-18C/D飞机加油口及加油控制板均布置在进气道前方5.2米之外的实际案例，在本算例计算结果基础上考虑1.5倍安全系数，将本算例工作发动机进气道前方安全区域定义为：
①发动机地面慢车时：飞机对称平面6米及发动机进气道唇口前方5.3米以外;②发动机最大工作状态时：飞机对称平面8.3米及发动机进气道唇口前方9米以外。
3 热加油安全区域界定
根据上述分析，对于需要进行热加油设计的飞机，根据本算例10吨级发动机的计算情况，可以参照将安全区域限定为发动机慢车状态时以进气道轴线为中线前方6米的球面以外区域及以尾喷口轴线为中心，过排气口最大外径处的26度排气锥以外的区域。
4 结束语
近年来，用户已提出了热加油的强烈需求，但飞机是否需要进行热加油需要综合论证。当飞机进行热加油设计时，需要考虑的因素很多，例如对飞机本身的装载、补氧、补气、接地及机轮冷却等方面是否有需求，对热加油安全区域的分析研究仅仅是为热加油飞机的设备安全布局给出了计算分析的参考建议，在开展热加油飞机设计时，在计算的基础上应先开展发动机台架试车时进气道前方风力等级测试试验，以验证计算结果与实际情况是否存在差异，确保飞机的使用安全。
参考文献：
[1]任甫清.战机再次升空作战 准备实践减半[N].解放军报，2020-04-30.
[2]黄爱华，段红春.某大型运输机发动机尾喷口射流参数研究[J].中国工程机械学报，2016，14（03）：278-279.
[3]吕学能.舰载机发动机尾流对流场内设备影响的分析[J].机械制造，2017，55（637）：114-115.
[4]农家参谋[J].1997（03）：34.