賈洪印，鄧有奇，馬明生，張耀冰

（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心計(jì)算空氣動(dòng)力研究所，四川 綿陽(yáng) 621000）

0 引言

飛機(jī)／發(fā)動(dòng)機(jī)一體化是現(xiàn)代飛機(jī)設(shè)計(jì)中一個(gè)重要方面，準(zhǔn)確模擬和預(yù)測(cè)機(jī)體與動(dòng)力裝置之間的相互干擾影響，對(duì)于評(píng)估和改善飛機(jī)氣動(dòng)性能是十分必要的。在以往的研究中，人們多是依賴試驗(yàn)的方法來模擬進(jìn)排氣條件下飛機(jī)的氣動(dòng)性能。如今，隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展，CFD 技術(shù)已經(jīng)廣泛應(yīng)用于飛機(jī)的設(shè)計(jì)過程中，這也使得對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)和機(jī)體一體化進(jìn)行數(shù)值模擬，建立民機(jī)動(dòng)力影響分析系統(tǒng)成為可能。

所謂發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣動(dòng)力影響，是指對(duì)于航空發(fā)動(dòng)機(jī)，一般其前部都要配置進(jìn)氣道，而后部配置尾噴管，這樣進(jìn)氣道前面的進(jìn)氣流和尾噴管后面的尾噴流，都會(huì)對(duì)飛行器的外部流動(dòng)產(chǎn)生干擾影響，從而改變飛行器的氣動(dòng)特性。從20世紀(jì)80年代開始，國(guó)外就針對(duì)各種發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)進(jìn)行了研究，NASA 的Langley研究中心用試驗(yàn)的方法，采用渦輪動(dòng)力模擬器，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)短艙裝在機(jī)翼下的的布局進(jìn)行了大量的研究，以減少動(dòng)力效應(yīng)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(dòng)機(jī)的進(jìn)排氣效應(yīng)，得到了進(jìn)排氣效應(yīng)引起唇口激波強(qiáng)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(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)、排氣效應(yīng)進(jìn)行了模擬。首先通過對(duì)DLR－F4翼身組合體計(jì)算，驗(yàn)證了程序的可靠性。然后采用單獨(dú)TPS風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ停疾炝瞬煌M(jìn)排氣條件對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)表面壓力分布的影響，證明本文采用的進(jìn)排氣模擬技術(shù)是可行的。在此基礎(chǔ)上，通過對(duì)某民機(jī)帶動(dòng)力狀態(tài)進(jìn)行模擬研究，分析了進(jìn)排氣效應(yīng)對(duì)民用大飛機(jī)流場(chǎng)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(chǎng)解算器MFlow 進(jìn)行計(jì)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(chǎng)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(duì)空間進(jìn)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(xiàng)可以使用，例如各種空間對(duì)流項(xiàng)和擴(kuò)散項(xiàng)離散格式、各種時(shí)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(duì)流項(xiàng)采用二階迎風(fēng)Roe通量差分裂格式進(jìn)行離散，采用隱式LU－SGS 時(shí)間項(xiàng)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(huì)引起對(duì)真實(shí)系統(tǒng)的不正確模擬，而且對(duì)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(yuǎn)場(chǎng)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(duì)稱面條件：無穿透條件；

（4）發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣條件：由于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部燃燒和工作過程相當(dāng)復(fù)雜，我們?cè)跀?shù)值模擬中可以通過設(shè)定合適的邊界條件，使發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)與實(shí)際情況一致，而不去詳細(xì)模擬發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的工況。本文采用的進(jìn)排氣條件如圖1所示。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣邊界條件示意圖Fig.1 Boundary condition of turbo－fan engine

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣口，此時(shí)相對(duì)計(jì)算流場(chǎng)來說為出流條件。通過給定邊界面上的目標(biāo)流量mtarget，在每個(gè)時(shí)間迭代步中，計(jì)算出邊界面的實(shí)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(biāo)流量。具體推導(dǎo)如下：

同時(shí)，根據(jù)等熵關(guān)系，有：

其中下標(biāo)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(chǎng)計(jì)算收斂后，發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣量與實(shí)際情況相一致。

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)出流邊界，此時(shí)相對(duì)計(jì)算流場(chǎng)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(dāng)?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(yàn)證

2.1 DLR－F4標(biāo)模計(jì)算

為了對(duì)本文采用的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行考核和驗(yàn)證，我們首先對(duì)DLR－F4標(biāo)模［5］進(jìn)行了計(jì)算，并將試驗(yàn)值和第一屆阻力會(huì)議提供的不同程序計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了比較［6］。

計(jì)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(dòng)弦長(zhǎng)Cref＝0.1412m）。

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

圖3給出了本文計(jì)算得到的極曲線和試驗(yàn)結(jié)果以及Tau、NSU3D、USM3Dns等不同軟件計(jì)算得到的結(jié)果比較?？梢钥闯?，本文計(jì)算結(jié)果落在其它幾個(gè)程序計(jì)算結(jié)果之間，與試驗(yàn)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(jī)翼典型剖面壓力分布比較?？梢钥闯?，不同程序的計(jì)算結(jié)果都非常接近，與試驗(yàn)結(jié)果符合得也比較好，幾個(gè)程序計(jì)算結(jié)果的前緣吸力峰值都要比試驗(yàn)值低，激波位置靠前，波后壓力系數(shù)偏低，本文的計(jì)算結(jié)果落在其他幾個(gè)程序計(jì)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(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀?jì)算

為了考核本文采取的進(jìn)排氣邊界條件，我們對(duì)日本宇航技術(shù)研究所“NAL－AERO－02－01”TPS（Turbine Powered Simulator）風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ停?］進(jìn)行了計(jì)算，并與試驗(yàn)值進(jìn)行比較。計(jì)算模型網(wǎng)格分布如圖5所示。

圖5 TPS風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)Ｐ途W(wǎng)格分布Fig.5 The TPS model and surface grid

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

表1 TPS模型計(jì)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(jì)算值與試驗(yàn)值表面壓力的結(jié)果對(duì)比，可以看出計(jì)算值和試驗(yàn)值吻合的較好。同時(shí)，從壓力分布的峰值可以看出，隨著發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣流量的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)唇口處的激波強(qiáng)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(jì)算得到的子午面馬赫數(shù)分布合理，在發(fā)動(dòng)機(jī)的出口，由于發(fā)動(dòng)機(jī)出口噴流的影響，形成了較強(qiáng)的剪切，尤其是對(duì)于狀態(tài)1，發(fā)動(dòng)機(jī)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(jì)算與試驗(yàn)值表面壓力對(duì)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(jì)算對(duì)比分析，可以看出，本文采用的計(jì)算方法可以較好地模擬流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)，得到的壓力分布與試驗(yàn)值吻合較好，說明本文采用的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣模擬技術(shù)是可行的，驗(yàn)證了程序的準(zhǔn)確性和可靠性。

3 某民機(jī)動(dòng)力影響計(jì)算分析

3.1 計(jì)算模型及網(wǎng)格

為了研究發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)對(duì)民機(jī)流場(chǎng)的影響，我們選取某典型翼吊式民機(jī)外形，對(duì)有無動(dòng)力情況進(jìn)行了計(jì)算分析，計(jì)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(jī)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(gè)，物面法向第一層間距約為1.0×10－5m。

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

計(jì)算狀態(tài)為馬赫數(shù)M＝0.74，攻角α＝8°，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)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(jì)算結(jié)果及討論

圖9給出了有無動(dòng)力情況下短艙吊架內(nèi)、外兩側(cè)機(jī)翼上下表面的壓力分布?？梢钥闯?，與無動(dòng)力狀態(tài)相比，帶動(dòng)力情形由于發(fā)動(dòng)機(jī)出口噴流的引射作用，使得機(jī)翼上表面激波位置發(fā)生后移，而對(duì)激波前的壓力分布影響不大。對(duì)于機(jī)翼下表面，由于發(fā)動(dòng)機(jī)出口噴射出來的氣流壓力較高，導(dǎo)致下表面壓力略有增大，而且越靠近發(fā)動(dòng)機(jī)出口位置影響相對(duì)越明顯。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)外側(cè)機(jī)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(dòng)機(jī)展向距離的增加呈遞減趨勢(shì)。圖10給出了有無動(dòng)力情況下機(jī)翼上表面壓力云圖。

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

圖10 有無動(dòng)力情況下機(jī)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(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)進(jìn)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(jì)算方法，可以較好地模擬發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)下的動(dòng)力影響。

（2）對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)入口，隨著進(jìn)氣流量的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)唇口處的激波強(qiáng)度逐漸減弱。發(fā)動(dòng)機(jī)出口由于噴流的影響，會(huì)形成較強(qiáng)的剪切，局部可能達(dá)到超聲速。

（3）對(duì)于翼吊式民機(jī)外形，在本文的計(jì)算條件下，由于發(fā)動(dòng)機(jī)出口噴流的引射作用，機(jī)翼上表面激波位置發(fā)生后移。發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)排氣效應(yīng)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)外側(cè)機(jī)翼的影響比內(nèi)側(cè)明顯。

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