安玉戈， 劉火星

北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院 航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 北京 100191

壓氣機(jī)進(jìn)氣畸變數(shù)值模擬技術(shù)研究

安玉戈， 劉火星*

北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院 航空發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 北京 100191

發(fā)展了一種針對(duì)進(jìn)氣畸變條件下的風(fēng)扇/壓氣機(jī)進(jìn)行性能預(yù)估和穩(wěn)定性分析的計(jì)算方法。首先研究了將葉片作用力簡(jiǎn)化為體積力源項(xiàng)的建模方法，在此基礎(chǔ)上開(kāi)發(fā)出一套基于體積力的三維進(jìn)氣畸變數(shù)值模擬程序，使用該程序?qū)ASA Rotor 35在均勻進(jìn)氣、進(jìn)口存在穩(wěn)態(tài)總壓畸變及同時(shí)存在總壓和總溫畸變的流場(chǎng)進(jìn)行了模擬分析。結(jié)果表明，該程序獲得的壓氣機(jī)特性及參數(shù)分布與雷諾平均Navier-Stokes(RANS)計(jì)算吻合得很好，同時(shí)正確地模擬出了壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子與上游畸變來(lái)流的耦合作用及其對(duì)壓氣機(jī)性能和穩(wěn)定工作裕度的影響。

航空航天推進(jìn)系統(tǒng)； 風(fēng)扇/壓氣機(jī)； 進(jìn)氣畸變； 體積力模型； 穩(wěn)定性

在飛機(jī)實(shí)際飛行過(guò)程中，機(jī)動(dòng)飛行、發(fā)射武器和進(jìn)氣道不起動(dòng)等工況都會(huì)造成壓氣機(jī)進(jìn)口流場(chǎng)發(fā)生畸變，使其壓比、效率和穩(wěn)定裕度下降，影響發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作和飛行安全。未來(lái)發(fā)動(dòng)機(jī)越來(lái)越高的性能指標(biāo)對(duì)壓氣機(jī)的失速裕度提出了更高的要求[1]，要求設(shè)計(jì)者在設(shè)計(jì)階段就考慮兼顧壓氣機(jī)的性能和抗畸變能力。

20世紀(jì)70年代有學(xué)者基于無(wú)黏和不可壓縮假設(shè)，采用將流動(dòng)控制方程線性化的方法研究進(jìn)氣畸變對(duì)壓氣機(jī)的影響[2-5]，這些研究揭示了上游畸變流場(chǎng)和壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子之間有著強(qiáng)烈的耦合作用，這種耦合作用引起的流場(chǎng)參數(shù)再分布的規(guī)律以及畸變流動(dòng)的大尺度擾動(dòng)特性。然而由于做了較多簡(jiǎn)化，這些理論與工程實(shí)際還有相當(dāng)大的距離，于是隨著技術(shù)的發(fā)展研究者們先后提出了平行壓氣機(jī)模型[6]、激盤(pán)模型[7]、周向平均體積力模型、黏性體積力模型以及全環(huán)非定常雷諾平均Navier-Stockes(RANS)等方法來(lái)模擬畸變流動(dòng)。平行壓氣機(jī)模型[6]將壓氣機(jī)沿周向分成若干個(gè)獨(dú)立運(yùn)行通過(guò)邊界條件相聯(lián)系的一維子壓氣機(jī)；激盤(pán)模型[7]將葉片排對(duì)流體的作用集中在一片沒(méi)有厚度的激盤(pán)上。它們都對(duì)實(shí)際的三維流動(dòng)做了適當(dāng)?shù)慕稻S處理，往往無(wú)法準(zhǔn)確刻畫(huà)葉片通道中影響畸變特征的復(fù)雜流動(dòng)。近些年來(lái)計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展使對(duì)壓氣機(jī)進(jìn)行全環(huán)非定常數(shù)值模擬[8-9]成為了可能，但該方法動(dòng)輒占用數(shù)百顆CPU計(jì)算幾周時(shí)間，顯然是一般工程設(shè)計(jì)所無(wú)法接受的。周向平均體積力模型和黏性體積力模型都采用源項(xiàng)來(lái)模擬對(duì)計(jì)算量消耗較大的葉片力, 通過(guò)求解三維Euler方程來(lái)模擬畸變流場(chǎng)。這兩種方法對(duì)計(jì)算資源的需求很小，并契合了壓氣機(jī)進(jìn)氣畸變大尺度的特征，可以較好地刻畫(huà)出進(jìn)氣畸變?cè)谌~輪機(jī)械內(nèi)部的傳遞。它們的不同在于周向平均體積力模型將葉片的所有作用力均以源項(xiàng)的形式加入流場(chǎng)，而黏性體積力模型在計(jì)算過(guò)程中計(jì)入葉片的形狀，僅僅將黏性作用通過(guò)源項(xiàng)的形式加入流場(chǎng)，計(jì)算量比周向平均體積力模型高出一個(gè)量級(jí)。Gong[10]采用周向平均體積力方法將葉片的作用力分解為升力系數(shù)和阻力系數(shù)作為源項(xiàng)模擬畸變流場(chǎng)；Hale和O’Brien[11]將葉片作用力分解為壓力項(xiàng)和慣性項(xiàng)作為源項(xiàng)對(duì)進(jìn)口穩(wěn)態(tài)畸變加以模擬；Chima[12]將葉片作用力分解為與相對(duì)速度垂直的非耗散部分和平行于相對(duì)速度的耗散部分作為源項(xiàng)建立了一套壓氣機(jī)穩(wěn)定性計(jì)算程序CSTALL。國(guó)內(nèi)鄭寧[13]采用周向平均體積力模型?；~片作用模擬畸變流動(dòng)，獲得了畸變流動(dòng)的主要特征。Xu[14]采用黏性體積力模型作為研究手段，從單通道RANS計(jì)算結(jié)果中提取葉片表面的摩擦系數(shù)，以源項(xiàng)的方式加入Euler方程求解代替黏性力，成功地模擬出了畸變流場(chǎng)的非定?，F(xiàn)象。在以上研究方法中周向平均體積力模型對(duì)計(jì)算資源和經(jīng)驗(yàn)簡(jiǎn)化的需求都較小[14],非常適合工程設(shè)計(jì)階段使用。

本文基于周向平均體積力模型的思想發(fā)展了一套利用較少的計(jì)算資源即可快速預(yù)估壓氣機(jī)在進(jìn)氣畸變條件下性能和穩(wěn)定性的計(jì)算程序CDIST。該程序采用RANS計(jì)算獲得的流場(chǎng)環(huán)量和熵增數(shù)據(jù)來(lái)構(gòu)造葉片力源項(xiàng)，通過(guò)求解三維Euler方程來(lái)模擬畸變流場(chǎng)。

1 體積力模型

在壓氣機(jī)通道中利用三維無(wú)黏非定常Euler方程來(lái)求解管道流動(dòng)，葉片作用以體積力的形式加入到方程源項(xiàng)中，控制方程如式(1)所示：

(1)

Φ=[ΦrΦθΦx]T

(2)

式中：ρ為密度；p為壓力；e為內(nèi)能；r為半徑;Vr、Vx和Vθ分別為徑向、軸向和周向速度；Φr、Φx、Φθ和Wf分別為徑向、軸向和周向的體積力源項(xiàng)以及體積力對(duì)氣流做的功。在葉片區(qū)域這些源項(xiàng)由周向平均體積力模型給出，在葉片排以外的區(qū)域，這些源項(xiàng)為0。對(duì)控制方程空間離散采用有限體積法，離散精度為二階，時(shí)間離散采用改進(jìn)的具有三階精度的Lax-Wendroff格式。

將體積力分解為與相對(duì)流動(dòng)方向平行的力f和垂直于相對(duì)流動(dòng)方向的力F，可以寫(xiě)為

Φ=F+f

(3)

F·V′=0

(4)

(5)

式中：V′為葉片參考系中的相對(duì)速度；fθ、fx和fr分別為平行于相對(duì)速度的體積力在周向、軸向、徑向的分量。Chima[12]指出周向的體積力與流場(chǎng)速度環(huán)量密切相關(guān)，F(xiàn)無(wú)耗散作用，f表征著損耗，可以看做是外界對(duì)氣流的摩擦力，與熵增存在著對(duì)應(yīng)關(guān)系：

(6)

(7)

式中：T為靜溫；Vm為子午面流動(dòng)速度；?m(rVθ)和?ms分別為速度環(huán)量和熵增沿子午面流線的導(dǎo)數(shù)。當(dāng)流場(chǎng)參數(shù)和葉片排環(huán)量熵增變化特性確定后即可唯一確定葉片作用力。

(8)

(9)

圖1 參考點(diǎn)Δ(rVθ)、Δs沿葉展方向的分布Fig.1 Spanwise distribution of Δ(rVθ) and Δs

圖2 Δ(rVθ)隨mcor和ncor的變化規(guī)律Fig.2 Correlation of Δ(rVθ) with mcor and ncor

圖3 Δs隨mcor和ncor變化規(guī)律Fig.3 Correlation of Δs with mcor and ncor

在求解過(guò)程中，每當(dāng)?shù)降竭_(dá)更新體積力源項(xiàng)時(shí)，位于葉片排前緣的探測(cè)面會(huì)計(jì)算各個(gè)周向位置的折合轉(zhuǎn)速ncor、折合流量mcor，并根據(jù)預(yù)先導(dǎo)入的RANS數(shù)據(jù)進(jìn)行插值，對(duì)該周向位置的沿葉展方向的速度環(huán)量和熵增分布進(jìn)行整體縮放，Euler方程求解出某一周向位置的折合流量超過(guò)其所參考數(shù)據(jù)的喘點(diǎn)和堵點(diǎn)范圍時(shí)，即認(rèn)為此時(shí)壓氣機(jī)已經(jīng)失穩(wěn)或發(fā)生堵塞，如圖4所示。由于這種參數(shù)匹配方式考慮了氣流切向相對(duì)馬赫數(shù)的影響，可以較Chima[12]的原始模型更準(zhǔn)確地刻畫(huà)氣流切向速度對(duì)加功量和損失的影響，同時(shí)使程序進(jìn)一步具備了模擬不同葉片通道工作在不同折合轉(zhuǎn)速線上的進(jìn)口溫度畸變的能力。

圖4 參數(shù)周向匹配示意圖Fig.4 Schematic of parameters circumferential coupling

在畸變流場(chǎng)中各個(gè)不同的周向位置有著不同的折合轉(zhuǎn)速、折合流量，因而該處的葉片作用力是不同的。周向平均體積力模型通過(guò)設(shè)立探測(cè)面來(lái)捕捉這一現(xiàn)象，貼合了畸變流場(chǎng)的特征。另外正如式(6)和式(7)所描述的在此體積力模型中，體積力不僅僅取決于由ncor和mcor控制的環(huán)量和熵的分布，同時(shí)也和當(dāng)?shù)亓鲌?chǎng)狀況密切相關(guān)，故最終收斂的結(jié)果也應(yīng)當(dāng)是進(jìn)氣畸變擾動(dòng)充分發(fā)展后的結(jié)果。同時(shí)由于求解器求解的是三維Euler方程，可以利用很少的計(jì)算資源刻畫(huà)出畸變流動(dòng)強(qiáng)三維、大尺度的特點(diǎn)。

2 算例驗(yàn)證

利用CDIST畸變程序計(jì)算了NASA Rotor 35在均勻進(jìn)氣、進(jìn)口存在穩(wěn)態(tài)總壓畸變及同時(shí)存在總壓和總溫畸變條件下的流場(chǎng)以驗(yàn)證其對(duì)壓氣機(jī)流場(chǎng)和性能的模擬計(jì)算能力。NASA Rotor 35基本參數(shù)如表1所示，更詳細(xì)的信息參閱文獻(xiàn)[15]。

表1 NASA Rotor 35基本參數(shù)Table 1 Basic parameters of NASA Rotor 35

圖5給出了模擬流場(chǎng)的子午面和周向的計(jì)算網(wǎng)格，軸向?yàn)?2個(gè)網(wǎng)格，周向?yàn)?0個(gè)網(wǎng)格，徑向?yàn)?0個(gè)網(wǎng)格，總共有111 600個(gè)網(wǎng)格單元。0～2為3個(gè)變量的探測(cè)截面，在下文變量的數(shù)字編號(hào)中0為上游參考截面，1為轉(zhuǎn)子前活動(dòng)截面，2為轉(zhuǎn)子尾緣截面。網(wǎng)格的生成過(guò)程即保證了網(wǎng)格具有嚴(yán)格的軸對(duì)稱(chēng)性質(zhì)，同時(shí)網(wǎng)格沿周向和徑向也是等距的，保證了網(wǎng)格的均勻性和正交性。這種網(wǎng)格利于使用大的時(shí)間步加快收斂速度，對(duì)于單轉(zhuǎn)子均勻進(jìn)氣計(jì)算利用普通PC十幾分鐘即可收斂。

圖5 NASA Rotor 35計(jì)算網(wǎng)格Fig.5 Computational grid of NASA Rotor 35

2.1 均勻進(jìn)氣計(jì)算結(jié)果

首先使用畸變程序CDIST完成了均勻進(jìn)氣條件下NASA Rotor 35在100%、90%以及70%等轉(zhuǎn)速線的計(jì)算。圖6對(duì)比了畸變程序CDIST、RANS計(jì)算以及實(shí)驗(yàn)測(cè)量獲得的NASA Rotor 35流量-總壓比和流量-效率特性。采用商用程序CFX進(jìn)行RANS計(jì)算，選用標(biāo)準(zhǔn)的k-ε模型，并通過(guò)了網(wǎng)格無(wú)關(guān)性檢驗(yàn)。畸變程序和RANS計(jì)算都獲得了與實(shí)驗(yàn)測(cè)量非常接近的流量-總壓比特性。對(duì)于流量-效率特性畸變程序和RANS計(jì)算的結(jié)果都普遍比實(shí)驗(yàn)值高出1%～2%。可以看出，由于正確地加載了葉片排的加功和損失情況，畸變程序以非常小的計(jì)算代價(jià)獲得了和RANS計(jì)算幾乎完全一致的壓氣機(jī)特性。

圖6 NASA Rotor 35特性曲線Fig.6 Performance curves of NASA Rotor 35

圖7將在參考點(diǎn)對(duì)采用畸變程序CDIST和RANS計(jì)算獲得的總溫比、總壓比及效率沿葉展方向的分布與實(shí)驗(yàn)測(cè)量值進(jìn)行了對(duì)比，可以看出三者獲得的參數(shù)分布規(guī)律是一致的。對(duì)于總溫比和總壓比計(jì)算值和測(cè)量值的差別均在2%以內(nèi)；畸變程序CDIST在葉根處計(jì)算精度較高，在葉尖激波較強(qiáng)處抹平了部分氣動(dòng)損失，造成對(duì)葉尖效率計(jì)算結(jié)果偏高。

以上研究結(jié)果表明在不同流場(chǎng)位置、不同工況下畸變程序都準(zhǔn)確地加載了當(dāng)?shù)氐募庸蛽p失情況，以非常小的計(jì)算資源模擬出了和RANS計(jì)算相近的結(jié)果。

圖7 參數(shù)沿葉展方向的分布對(duì)比Fig.7 Comparison of parameters spanwise distribution

2.2 進(jìn)口存在穩(wěn)態(tài)總壓畸變計(jì)算結(jié)果

使用畸變程序CDIST模擬計(jì)算了NASA Rotor 35在90%轉(zhuǎn)速時(shí)流場(chǎng)上游(圖5中0處)120°～240°周向范圍內(nèi)存在總壓畸變時(shí)的壓氣機(jī)流場(chǎng)，進(jìn)口總壓分布如圖8所示。圖中：pt為總壓，下標(biāo)0為上游參考截面，1為轉(zhuǎn)子前活動(dòng)截面，2為轉(zhuǎn)子尾緣截面，c代表進(jìn)口來(lái)流無(wú)畸變區(qū)域，因此pt0為上游平均總壓，pt0c為上游無(wú)畸變區(qū)域總壓。使用單臺(tái)PC進(jìn)行計(jì)算20 min左右即可收斂。

圖8 流場(chǎng)進(jìn)口總壓分布Fig.8 Total pressure distribution at inlet

2.2.1 轉(zhuǎn)子對(duì)上游畸變流動(dòng)的影響

在實(shí)際工作過(guò)程中進(jìn)氣畸變條件下轉(zhuǎn)子對(duì)流場(chǎng)的影響向上游傳播，能夠使上游畸變氣流參數(shù)在進(jìn)入風(fēng)扇葉片排前重新分布。根據(jù)平行壓氣機(jī)原理[6]，處于低進(jìn)口總壓區(qū)域的葉片通道工作在特性線流量偏小的工況，加功量大、氣流通過(guò)通道產(chǎn)生的壓升也相對(duì)較大，因此正如圖9給出的截面 1在不同位置時(shí)參數(shù)周向分布情況，在低進(jìn)口總壓區(qū)域葉片排對(duì)上游氣體的抽吸作用更為強(qiáng)烈，使該處?kù)o壓下降、氣流加速，這樣風(fēng)扇轉(zhuǎn)子和畸變流場(chǎng)的相互作用使風(fēng)扇進(jìn)口的空氣質(zhì)量流量趨于均勻。圖中：Ux為軸向速度，x為圖5中轉(zhuǎn)子上游截面 1的不同軸向位置,c為葉片弦長(zhǎng)。

圖9 壓氣機(jī)上游靜壓、質(zhì)量流量分布 Fig.9 Upstream static pressure and mass flux distribution of compressor

動(dòng)葉前緣不均勻的靜壓引起了該處氣流的周向流動(dòng)，使畸變區(qū)域兩側(cè)的氣體涌向中間的畸變區(qū)域如圖10所示，使在120°周向位置附近的氣流攻角變小，在240°周向位置附近的氣流攻角變大。圖11給出了轉(zhuǎn)子前緣絕對(duì)氣流角的周向分布。進(jìn)口絕對(duì)氣流角的周向不均勻是影響進(jìn)氣總壓畸變條件下壓氣機(jī)性能的重要因素，本文模型計(jì)算方法較原始的Chima[12]模型計(jì)算方法增加了準(zhǔn)則參數(shù)ncor來(lái)捕捉進(jìn)口絕對(duì)氣流角不均勻?qū)簹鈾C(jī)性能所造成的影響，在下文將進(jìn)行更為詳細(xì)的討論。

圖10 轉(zhuǎn)子前緣靜壓分布Fig.10 Static pressure distribution at the leading edge

圖11 轉(zhuǎn)子前緣絕對(duì)氣流角分布Fig.11 Absolute whirl angle distribution at the leading edge

2.2.2 不同位置葉片通道工況

圖12為在進(jìn)氣總壓畸變條件下NASA Rotor 35 的流量-總壓比特性以及各個(gè)周向位置的流量-總壓比特性。流量-總壓比特性與在90%轉(zhuǎn)速均勻進(jìn)氣的特性偏差不大，這與文獻(xiàn)[12]中的結(jié)果是一致的。由于流量和攻角狀態(tài)不一致，不同周向位置的工作特性環(huán)繞平均特性點(diǎn)構(gòu)成了一條包絡(luò)線，在工作過(guò)程中，每個(gè)葉片通道在旋轉(zhuǎn)一圈時(shí)將依次遍歷這些工況。同時(shí)還可以看出，點(diǎn)e處附近葉片通道距失速邊界較近，這表明進(jìn)氣畸變消耗了失速裕度，有可能帶來(lái)壓氣機(jī)穩(wěn)定性問(wèn)題，CDIST畸變程序正是通過(guò)判斷不同通道工況與失速邊界的距離來(lái)評(píng)估進(jìn)氣畸變對(duì)壓氣機(jī)穩(wěn)定性帶來(lái)的影響。

圖12 葉片通道工況周向分布Fig.12 Operation condition circumferential distribution

圖13～圖16給出了轉(zhuǎn)子尾緣總溫、總壓分布以及轉(zhuǎn)子前緣質(zhì)量流量和絕對(duì)氣流角的分布，其中Tt為總溫，下標(biāo)LE表示轉(zhuǎn)子前緣位置。就圖12中a、b、c、d和e5個(gè)典型通道周向位置工況進(jìn)行分析，在a點(diǎn)處于畸變區(qū)域，進(jìn)口質(zhì)量流量小，同時(shí)受上游氣流涌入畸變區(qū)域附加周向速度的影響攻角大，因此加功量最大。在隨后的b處雖然并未處于畸變區(qū)域，但受前方周向氣流的影響，有較大的正攻角，加功量較大，并且由于其前方對(duì)應(yīng)的非畸變區(qū)域總壓較高，在出口達(dá)到了最大總壓。到c點(diǎn)質(zhì)量流量達(dá)到最大，前緣絕對(duì)氣流角持續(xù)增大，攻角減小，加功量持續(xù)下降。隨后由于前緣周向氣流對(duì)攻角的影響壓比持續(xù)下降，直至d點(diǎn)壓比到達(dá)極小值。隨后進(jìn)入畸變區(qū)域，隨著質(zhì)量流量的減小與負(fù)攻角狀態(tài)的削弱壓比開(kāi)始回升，到e點(diǎn)質(zhì)量流量達(dá)到最小。以上分析結(jié)果和文獻(xiàn)[1]中采用128顆CPU進(jìn)行耗時(shí)1～2個(gè)月的全環(huán)非定常數(shù)值模擬得到的結(jié)論是完全一致的。正是由于畸變程序采用了mcor和ncor兩個(gè)準(zhǔn)則參數(shù)來(lái)匹配RANS數(shù)據(jù)，綜合考慮了質(zhì)量流量和進(jìn)口氣流角對(duì)于加功量、損失的影響，因此利用非常小的計(jì)算資源較為準(zhǔn)確地模擬出了壓氣機(jī)的畸變流動(dòng)。

圖13 轉(zhuǎn)子尾緣總溫分布Fig.13 Total temperature distribution at the trailing edge

圖14 轉(zhuǎn)子尾緣總壓分布Fig. 14 Total pressure distribution at the trailing edge

圖15 轉(zhuǎn)子前緣質(zhì)量流量分布圖Fig.15 Mass flux distribution at the leading edge

圖16 轉(zhuǎn)子前緣絕對(duì)氣流角分布Fig. 16 Absolute whirl angle distribution at the leading edge

2.3 進(jìn)口同時(shí)存在總壓和總溫畸變計(jì)算結(jié)果

使用CDIST畸變程序模擬計(jì)算NASA Rotor 35轉(zhuǎn)子上游90°～210°范圍內(nèi)總溫上升25%，150°～270°范圍內(nèi)總壓降低9%同時(shí)存在著總溫畸變和總壓畸變的流場(chǎng)情況，如圖17所示，以進(jìn)一步考察程序的性能。

圖17 進(jìn)口流場(chǎng)Fig.17 Inlet boundary condition

圖18和圖19給出了總壓畸變和總溫畸變同時(shí)存在時(shí)轉(zhuǎn)子尾緣的總溫和總壓分布。在畸變重疊區(qū)域，由于進(jìn)口總壓低并處于低的折合轉(zhuǎn)速條件下，出口總壓達(dá)到全場(chǎng)的最低值，然而相對(duì)于總溫畸變的其他區(qū)域該處處于總壓畸變下，折合流量低、加功量大，因此該處的總溫達(dá)到了全場(chǎng)的最高值；在總壓畸變區(qū)的逆時(shí)針下游區(qū)域進(jìn)口總壓高，并工作在高折合轉(zhuǎn)速線上，同時(shí)受到正攻角狀態(tài)的影響，形成了高出口總壓區(qū)；對(duì)于無(wú)畸變區(qū)域，由于進(jìn)口總溫低、工作在大折合流量工況，因此在中心位置形成了全場(chǎng)出口總溫最低的區(qū)域。

圖18 溫度壓力組合畸變條件下轉(zhuǎn)子尾緣總溫分布Fig.18 Total temperature distribution at the trailing edge with combined pressure temperature distortion

圖19 溫度壓力組合畸變條件下轉(zhuǎn)子尾緣總壓分布Fig.19 Total pressure distribution at the trailing edge with combined pressure temperature distortion

3 結(jié) 論

1) 在Chima[12]原始模型的基礎(chǔ)上進(jìn)一步考慮進(jìn)口絕對(duì)氣流角對(duì)轉(zhuǎn)子通道工況的影響，采用葉片前緣質(zhì)量流量和相對(duì)切向速度參數(shù)作為匹配準(zhǔn)則加載RANS計(jì)算獲得速度環(huán)量和熵增數(shù)據(jù)構(gòu)造體積力可以更為準(zhǔn)確地模擬出進(jìn)氣畸變條件下壓氣機(jī)流場(chǎng)各地的加功和損失情況。

2) 進(jìn)氣畸變流動(dòng)是以壓氣機(jī)半徑為特征尺度的三維流動(dòng)，周向平均體積力模型通過(guò)模擬不同周向位置葉片通道對(duì)不均勻來(lái)流的響應(yīng)來(lái)捕捉大尺度畸變擾動(dòng)的傳播，采用求解三維Euler方程的方式描述三維流動(dòng)，契合了畸變流動(dòng)的特點(diǎn)，可以得到與全環(huán)非定常RANS計(jì)算一致的結(jié)果。

3) 周向平均體積力模型可以利用非常少的計(jì)算資源準(zhǔn)確地刻畫(huà)出畸變流動(dòng)的主要特征及其對(duì)壓氣機(jī)性能和穩(wěn)定工作裕度的影響，可有效提高工程設(shè)計(jì)階段抗畸變能力的分析效率，具有較好的發(fā)展前景。

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NumericalSimulationofCompressorwithInletDistortion

ANYuge,LIUHuoxing*

NationalKeyLaboratoryofScienceandTechnologyonAero-Engines,SchoolofJetPropulsion,BeihangUniversity,Beijing100191,China

Anumericaltoolisdevelopedtoevaluatetheperformanceandstabilityoffan/compressorwithinletdistortion.First,themodelingmethodtoreplacethebladerowforceswithdistributedbulkbodyforcesourcetermsisinvestigated.Thenathree-dimensionalcomputationalfluiddynamics(CFD)codeisdevelopedbyaddingthemodelintoanEulersolvertosimulatethefan/compressorflowfieldwithinletdistortion.ANASARotor35flowfieldwithcleaninlet,inletsteadytotalpressuredistortionandcombinedtotalpressuretotaltemperaturedistortionaresimulatedrespectivelywiththecode.ItdemonstratesthattheresultsobtainedbythecodeofNASARotor35withcleaninletagreewellwiththesolutionsofReynoldsaverageNavier-Stokes(RANS).Inthecasewithinletdistortion,thiscodecanobtainthekeyfeatureoftheinteractionoftherotorandupstreamflowfield,anditsinfluenceonrotorperformanceandstallmargin.

aerospacepropulsionsystem;fan/compressor;inletdistortion;bodyforcemodel;stability

2011-10-14；Revised2011-12-09；Accepted2011-12-23；Publishedonline2011-12-281818

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2011-10-14;退修日期2011-12-09;錄用日期2011-12-23; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間

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A

安玉戈男， 博士研究生。主要研究方向： 葉輪機(jī)氣體動(dòng)力學(xué)。

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劉火星男， 博士， 副教授， 博士生導(dǎo)師。主要研究方向： 葉輪機(jī)氣體動(dòng)力學(xué)。

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