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        民用大飛機動力影響數(shù)值模擬研究

        2012-10-21 11:54:26賈洪印鄧有奇馬明生張耀冰
        空氣動力學學報 2012年6期
        關(guān)鍵詞:物面機翼邊界條件

        賈洪印,鄧有奇,馬明生,張耀冰

        (中國空氣動力研究與發(fā)展中心計算空氣動力研究所,四川 綿陽 621000)

        0 引言

        飛機/發(fā)動機一體化是現(xiàn)代飛機設(shè)計中一個重要方面,準確模擬和預測機體與動力裝置之間的相互干擾影響,對于評估和改善飛機氣動性能是十分必要的。在以往的研究中,人們多是依賴試驗的方法來模擬進排氣條件下飛機的氣動性能。如今,隨著計算機技術(shù)的發(fā)展,CFD 技術(shù)已經(jīng)廣泛應用于飛機的設(shè)計過程中,這也使得對推進系統(tǒng)和機體一體化進行數(shù)值模擬,建立民機動力影響分析系統(tǒng)成為可能。

        所謂發(fā)動機進排氣動力影響,是指對于航空發(fā)動機,一般其前部都要配置進氣道,而后部配置尾噴管,這樣進氣道前面的進氣流和尾噴管后面的尾噴流,都會對飛行器的外部流動產(chǎn)生干擾影響,從而改變飛行器的氣動特性。從20世紀80年代開始,國外就針對各種發(fā)動機進排氣效應進行了研究,NASA 的Langley研究中心用試驗的方法,采用渦輪動力模擬器,對發(fā)動機短艙裝在機翼下的的布局進行了大量的研究,以減少動力效應帶來的干擾阻力[1];在數(shù)值模擬方面,Hirose N[2]、Deese J E[3]等人通過數(shù)值求解Euler方程,模擬了發(fā)動機的進排氣效應,得到了進排氣效應引起唇口激波強度變化的結(jié)論。

        本文采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格,通過數(shù)值求解NS方程,對發(fā)動機進、排氣效應進行了模擬。首先通過對DLR-F4翼身組合體計算,驗證了程序的可靠性。然后采用單獨TPS風洞試驗模型,考察了不同進排氣條件對發(fā)動機表面壓力分布的影響,證明本文采用的進排氣模擬技術(shù)是可行的。在此基礎(chǔ)上,通過對某民機帶動力狀態(tài)進行模擬研究,分析了進排氣效應對民用大飛機流場的干擾影響。

        1 數(shù)值方法

        本文采用CARDC 自主研制的亞跨超聲速流場解算器MFlow 進行計算。MFlow 解算器是基于格心的非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格和雷諾平均NS方程的大規(guī)模并行流場解算器。它可以使用任意形狀的網(wǎng)格單元,具有較大的靈活性。采用有限體積法對空間進行離散,未知變量位于網(wǎng)格單元的體心。離散方程組的求解采用隱式LU-SGS方法或顯式Runge-Kutta 方法,采用FAS融合多重網(wǎng)格方法加速收斂。MFlow解算器有各種不同的選項可以使用,例如各種空間對流項和擴散項離散格式、各種時間迭代方法、不同的湍流模型等。

        在本文的研究中,采用四面體和三棱柱單元混合的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格,主控方程對流項采用二階迎風Roe通量差分裂格式進行離散,采用隱式LU-SGS 時間項離散方法求解。湍流模型采用SA 一方程湍流模型。

        1.1 控制方程

        守恒形式的非定??蓧嚎sNS方程[4]:

        其中,Ω表示控制體的體積,?Ω表示控制體封閉面的面積,W為守恒變量,F(xiàn)c為無粘通量,F(xiàn)v為粘性通量。

        1.2 邊界條件

        邊界條件的給定及其離散處理方式是數(shù)值求解Euler/NS 方程的重要問題之一,不合適的邊界條件會引起對真實系統(tǒng)的不正確模擬,而且對解的收斂速度和穩(wěn)定性也有很大影響。本文中主要采用的邊界條件有:

        (1)遠場邊界條件:采用基于局部一維Riemann不變量的無反射邊界條件;

        (2)無滑移物面邊界條件:無滑移、絕熱條件;

        (3)對稱面條件:無穿透條件;

        (4)發(fā)動機進排氣條件:由于發(fā)動機內(nèi)部燃燒和工作過程相當復雜,我們在數(shù)值模擬中可以通過設(shè)定合適的邊界條件,使發(fā)動機進排氣效應與實際情況一致,而不去詳細模擬發(fā)動機內(nèi)部的工況。本文采用的進排氣條件如圖1所示。

        圖1 發(fā)動機進排氣邊界條件示意圖Fig.1 Boundary condition of turbo-fan engine

        對于發(fā)動機進氣口,此時相對計算流場來說為出流條件。通過給定邊界面上的目標流量mtarget,在每個時間迭代步中,計算出邊界面的實際流量mreal,然后根據(jù)mtarget/mreal調(diào)節(jié)邊界面的速度,使其滿足目標流量。具體推導如下:

        同時,根據(jù)等熵關(guān)系,有:

        其中下標c1表示邊界面內(nèi)側(cè)單元的體心值。

        所以,有:

        邊界面上壓力和密度可表示為:

        這種方法的好處是在流場計算收斂后,發(fā)動機的進氣量與實際情況相一致。

        對于發(fā)動機出流邊界,此時相對計算流場來說為入流條件,我們指定出口邊界面上的總溫、總壓和出口速度方向與x、y、z軸的夾角,壓力p采用外插,其他變量可根據(jù)等熵關(guān)系求得:

        邊界面上溫度T可表示為:

        當?shù)芈曀俸退俣瓤杀硎緸椋?/p>

        所以邊界面上的其他變量值可求得:

        2 程序驗證

        2.1 DLR-F4標模計算

        為了對本文采用的數(shù)值計算方法進行考核和驗證,我們首先對DLR-F4標模[5]進行了計算,并將試驗值和第一屆阻力會議提供的不同程序計算結(jié)果進行了比較[6]。

        計算條件:M=0.75;攻角α=-3°,-2°,-1°,0°,1°,2°;溫度T=283.15K;雷諾數(shù)Re=3.0×106(基于平均氣動弦長Cref=0.1412m)。

        圖2 是F4 的計算網(wǎng)格示意圖。網(wǎng)格單元總數(shù)為2164萬個。其中四面體單元1368萬個,三棱柱單元795萬個。物面單元數(shù)為29.5萬個,物面法向三棱柱網(wǎng)格數(shù)為27個,物面法向第一層間距約為1.0×10-6m。

        圖3給出了本文計算得到的極曲線和試驗結(jié)果以及Tau、NSU3D、USM3Dns等不同軟件計算得到的結(jié)果比較??梢钥闯觯疚挠嬎憬Y(jié)果落在其它幾個程序計算結(jié)果之間,與試驗結(jié)果吻合較好。

        圖2 DLR-F4網(wǎng)格Fig.2 Grid of DLR-F4

        圖3 DLR-F4極曲線Fig.3 Polor curve of DLR-F4

        圖4 給出了F4的機翼典型剖面壓力分布比較??梢钥闯?,不同程序的計算結(jié)果都非常接近,與試驗結(jié)果符合得也比較好,幾個程序計算結(jié)果的前緣吸力峰值都要比試驗值低,激波位置靠前,波后壓力系數(shù)偏低,本文的計算結(jié)果落在其他幾個程序計算結(jié)果之間。

        圖4 DLR-F4壓力分布Fig.4 Pressure distribution of DLR-F4

        2.2 TPS風洞試驗模型計算

        為了考核本文采取的進排氣邊界條件,我們對日本宇航技術(shù)研究所“NAL-AERO-02-01”TPS(Turbine Powered Simulator)風洞試驗模型[7]進行了計算,并與試驗值進行比較。計算模型網(wǎng)格分布如圖5所示。

        圖5 TPS風洞試驗模型網(wǎng)格分布Fig.5 The TPS model and surface grid

        為了考察不同流量條件對結(jié)果的影響,我們選取了兩個不同流量條件狀態(tài)進行了計算。計算馬赫數(shù)均為M=0.8,攻角為0°,具體計算條件如表1所示。

        表1 TPS模型計算狀態(tài)Table 1 The condition of TPS model

        圖6給出了兩種不同工作狀態(tài)下計算值與試驗值表面壓力的結(jié)果對比,可以看出計算值和試驗值吻合的較好。同時,從壓力分布的峰值可以看出,隨著發(fā)動機進氣流量的增大,發(fā)動機唇口處的激波強度逐漸減弱。

        圖7給出了兩種狀態(tài)下子午面馬赫數(shù)分布,可以看出計算得到的子午面馬赫數(shù)分布合理,在發(fā)動機的出口,由于發(fā)動機出口噴流的影響,形成了較強的剪切,尤其是對于狀態(tài)1,發(fā)動機出口壓力較高的情形,在局部甚至出現(xiàn)了超聲速。

        圖6 兩種狀態(tài)下計算與試驗值表面壓力對比Fig.6 Comparison of surface pressure coefficients between CFD and experiment

        圖7 兩種狀態(tài)下子午面馬赫數(shù)分布Fig.7 The Mach number contours on meridian configuration

        通過以上的計算對比分析,可以看出,本文采用的計算方法可以較好地模擬流場的結(jié)構(gòu),得到的壓力分布與試驗值吻合較好,說明本文采用的發(fā)動機進排氣模擬技術(shù)是可行的,驗證了程序的準確性和可靠性。

        3 某民機動力影響計算分析

        3.1 計算模型及網(wǎng)格

        為了研究發(fā)動機進排氣效應對民機流場的影響,我們選取某典型翼吊式民機外形,對有無動力情況進行了計算分析,計算外形及網(wǎng)格分布如圖8所示。在空間生成四面體單元,在附面層內(nèi)生成三棱柱單元,中間通過金字塔單元過渡。半機網(wǎng)格量為1174萬,其中四面體670 萬,三棱柱478 萬,物面單元為20萬,物面法向三棱柱網(wǎng)格數(shù)為30個,物面法向第一層間距約為1.0×10-5m。

        圖8 某民機外形及網(wǎng)格分布Fig.8 The civil aircraft model and surface gird

        計算狀態(tài)為馬赫數(shù)M=0.74,攻角α=8°,發(fā)動機進口流量為445.5kg/s,內(nèi)外涵道總壓分別為54.4kPa、55.5kPa,總溫分別為763.3K、287K。

        3.2 計算結(jié)果及討論

        圖9給出了有無動力情況下短艙吊架內(nèi)、外兩側(cè)機翼上下表面的壓力分布。可以看出,與無動力狀態(tài)相比,帶動力情形由于發(fā)動機出口噴流的引射作用,使得機翼上表面激波位置發(fā)生后移,而對激波前的壓力分布影響不大。對于機翼下表面,由于發(fā)動機出口噴射出來的氣流壓力較高,導致下表面壓力略有增大,而且越靠近發(fā)動機出口位置影響相對越明顯。發(fā)動機進排氣效應對發(fā)動機外側(cè)機翼的影響要比內(nèi)側(cè)明顯,且這種影響量隨著離開發(fā)動機展向距離的增加呈遞減趨勢。圖10給出了有無動力情況下機翼上表面壓力云圖。

        圖9 有無動力情況下不同剖面壓力分布對比Fig.9 Comparison of surface pressure coefficients at different sections between power on and power off

        圖10 有無動力情況下機翼表面壓力云圖Fig.10 Comparison of surface pressure contours on the wing between power on and power off

        4 結(jié)論

        本文通過采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格,數(shù)值求解NS方程的方法,對發(fā)動機進排氣效應進行了數(shù)值模擬分析,得到以下結(jié)論:

        (1)本文采用的數(shù)值計算方法,可以較好地模擬發(fā)動機進排氣效應下的動力影響。

        (2)對于發(fā)動機入口,隨著進氣流量的增大,發(fā)動機唇口處的激波強度逐漸減弱。發(fā)動機出口由于噴流的影響,會形成較強的剪切,局部可能達到超聲速。

        (3)對于翼吊式民機外形,在本文的計算條件下,由于發(fā)動機出口噴流的引射作用,機翼上表面激波位置發(fā)生后移。發(fā)動機進排氣效應對發(fā)動機外側(cè)機翼的影響比內(nèi)側(cè)明顯。

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