王鍵靈，徐讓書(shū),1b，侯亞軍，王娟娟

(1.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) a.航空航天工程學(xué)部；b.遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)先進(jìn)測(cè)試技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽(yáng) 110136；2.中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司中國(guó)航空工業(yè)研究院 航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 江油，621703)

自由射流中飛機(jī)進(jìn)氣道前方亞聲速流場(chǎng)數(shù)值仿真研究

王鍵靈1a，徐讓書(shū)1a,1b，侯亞軍1a，王娟娟2

(1.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) a.航空航天工程學(xué)部；b.遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)先進(jìn)測(cè)試技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽(yáng) 110136；2.中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司中國(guó)航空工業(yè)研究院 航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 江油，621703)

為了預(yù)測(cè)航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬自由射流試驗(yàn)中飛機(jī)進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)組合體前方的亞聲速流場(chǎng)特性，優(yōu)化試驗(yàn)艙的氣動(dòng)設(shè)計(jì)，采用CFD方法在亞聲速自由射流和真實(shí)大氣飛行條件下對(duì)某戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道的外流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。分析了進(jìn)氣道對(duì)前方氣流壓縮作用與飛行馬赫數(shù)關(guān)系，對(duì)比和分析了分別在自由射流與真實(shí)大氣中進(jìn)氣道前和進(jìn)氣道入口處的馬赫數(shù)分布，確定了3種馬赫數(shù)下進(jìn)氣道在自由射流中的最佳安裝位置。比較發(fā)現(xiàn)，亞聲速自由射流對(duì)真實(shí)高空大氣飛行進(jìn)行模擬，可以得到馬赫數(shù)相似的流場(chǎng)。

自由射流；發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬；進(jìn)氣道；馬赫數(shù)；數(shù)值計(jì)算

自由射流裝置由于其可以模擬整個(gè)飛行包線環(huán)境這一特點(diǎn)，可以被用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空試驗(yàn)臺(tái)中。早在1990年美國(guó)ASTF C-2自由射流裝置就已經(jīng)投入使用，我國(guó)的自由射流高空臺(tái)也在建設(shè)當(dāng)中[1-4]。

由于自由射流的核心區(qū)能夠保證流體的速度幾乎不變，所以可將進(jìn)氣道放置于自由射流的核心區(qū)內(nèi)來(lái)模擬高空大氣飛行環(huán)境。但因?yàn)閬喡曀龠M(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)工作情況會(huì)對(duì)遠(yuǎn)前方來(lái)流存在擾動(dòng)作用，這種擾動(dòng)作用可以使來(lái)流減速增壓或者加速減壓，而改變進(jìn)氣道前的流場(chǎng)情況。所以有必要找到合適的進(jìn)氣道安裝位置來(lái)保證射流核心區(qū)馬赫數(shù)達(dá)到要求，并保證能夠?qū)⑦M(jìn)氣道完全包裹在核心區(qū)內(nèi)[5-7]。本文針對(duì)上述問(wèn)題進(jìn)行了數(shù)值計(jì)算，研究了進(jìn)氣道對(duì)前方流體擾動(dòng)作用的距離與飛行馬赫數(shù)的關(guān)系，并和對(duì)應(yīng)的自由射流條件中的擾動(dòng)情況進(jìn)行了對(duì)比，確定了0.4、0.6和0.8三種飛行馬赫數(shù)下的進(jìn)氣道的最優(yōu)安放位置，得到了這三種飛行條件下馬赫數(shù)分布相似的流場(chǎng)。

1 控制方程與計(jì)算模型

1.1 控制方程

質(zhì)量守恒定律、動(dòng)量守恒定律和能量守恒定律是流體力學(xué)中最基本的三大定律。流體力學(xué)中的Navie-Stokes(N-S)方程就是根據(jù)以上3定律建立的。

質(zhì)量方程為：

式中，▽為哈密頓算子。

動(dòng)量方程為：

能量方程為：

式中，δw為運(yùn)輸功，δwf為摩擦損耗[8-11]。

本文的流體為可壓縮氣體，氣體的物性參數(shù)以多項(xiàng)式形式給出。

1.2 計(jì)算模型及邊界條件

本文采用三維模型，進(jìn)氣道模型采用美國(guó)某戰(zhàn)斗機(jī)的腹下式S型進(jìn)氣道外形，并做一定的簡(jiǎn)化和修改，進(jìn)口截面積為0.653 m2，進(jìn)氣道部分長(zhǎng)5.45 m，發(fā)動(dòng)機(jī)及尾噴管部分長(zhǎng)3.96 m。整個(gè)計(jì)算域?yàn)橐粋€(gè)長(zhǎng)38 m，寬20 m，高20 m的長(zhǎng)方體。自由射流計(jì)算域模型如圖1所示，大氣環(huán)境的計(jì)算域則是將噴管去掉，并延長(zhǎng)進(jìn)氣道前方區(qū)域長(zhǎng)度，其他條件不變。

圖1 計(jì)算域模型

在真實(shí)大氣環(huán)境的計(jì)算中計(jì)算域邊界均使用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件，而在射流條件的計(jì)算中噴管進(jìn)口采用壓力進(jìn)口邊界條件，進(jìn)口的總壓、靜壓、總溫值由流體力學(xué)等熵關(guān)系式求得[7]。計(jì)算域的其他邊界依然使用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)邊界條件。由于模擬的是10 000米高空的飛行環(huán)境，所以給定環(huán)境的靜壓值為26 500 Pa，環(huán)境溫度為223.3 K。噴管和進(jìn)氣道壁面均為無(wú)滑移邊界條件。

1.3 自由射流裝置及其流動(dòng)特性

自由射流氣體是通過(guò)一個(gè)二元矩形噴管產(chǎn)生的。噴管豎直方向的兩壁間距離面保持不變，另外兩壁間面距離沿Y方向逐漸減小。噴管進(jìn)、出口截面面積比為2∶1，出口長(zhǎng)1.8 m，寬1 m。氣流通過(guò)噴管加速后形成一個(gè)速度幾乎不變的核心區(qū)，沿著流動(dòng)方向核心區(qū)寬度不斷減小，邊界層厚度不斷增大，直到轉(zhuǎn)捩面出現(xiàn)，核心區(qū)消失。本文正是利用這一核心區(qū)來(lái)模擬大氣環(huán)境，核心區(qū)形狀如圖2所示。

圖2 自由射流核心區(qū)

2 網(wǎng)格劃分

計(jì)算網(wǎng)格均采用ANSYS ICEM進(jìn)行劃分。對(duì)于粘性流體的計(jì)算，結(jié)構(gòu)網(wǎng)格要比非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格具有優(yōu)勢(shì)，但網(wǎng)格劃分的難度更高。所以計(jì)算域全部采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格進(jìn)行劃分。計(jì)算域模型網(wǎng)格總數(shù)量約為200萬(wàn)，在Deteminant 2×2×2方法下檢查網(wǎng)格質(zhì)量，除少量邊界層網(wǎng)格外網(wǎng)格質(zhì)量均在0.5以上。外流場(chǎng)遠(yuǎn)離進(jìn)氣道前和進(jìn)氣道的地方網(wǎng)格比較稀疏，在噴管出口以及進(jìn)氣道部分進(jìn)行加密處理[12-15]。在進(jìn)氣道壁的內(nèi)外壁面各使用一層O網(wǎng)格來(lái)進(jìn)行加密和提高網(wǎng)格質(zhì)量。近壁處理采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，y+滿足要求。進(jìn)氣道前區(qū)域的網(wǎng)格劃分情況如圖3所示。

圖3 進(jìn)氣道前區(qū)域網(wǎng)格

3 計(jì)算方法

本文采用ANSYS FLUENT 15.0作為計(jì)算軟件，使用穩(wěn)態(tài)求解器進(jìn)行求解。因?yàn)镽ealizablek-ε模型能夠更精確地模擬平面和圓形射流的擴(kuò)散速度，同時(shí)在旋轉(zhuǎn)流計(jì)算、帶方向壓強(qiáng)梯度的邊界層計(jì)算和分離流計(jì)算等問(wèn)題中，計(jì)算結(jié)果更符合真實(shí)情況，故本文采用Realizablek-ε湍流模型。由于計(jì)算馬赫數(shù)大于0.3，氣體被認(rèn)為是可壓縮的，所以采用基于密度的求解器，氣體的密度、比熱等參數(shù)以多項(xiàng)式的形式給出。由于考慮到計(jì)算時(shí)間的經(jīng)濟(jì)性，故采用一階迎風(fēng)格式作為離散格式。

3 計(jì)算結(jié)果分析

本文計(jì)算了0.4、0.6和0.8馬赫數(shù)的大氣環(huán)境和自由射流條件下進(jìn)氣道前的流場(chǎng)情況，并在相同的馬赫數(shù)下對(duì)多個(gè)進(jìn)氣道安裝位置進(jìn)行了計(jì)算。模擬的飛行環(huán)境為10 000米高空，發(fā)動(dòng)機(jī)流量均為30 kg/s，飛行攻角和側(cè)滑角均為0。

3.1 馬赫數(shù)分布比較

飛行馬赫數(shù)為0.6時(shí)，兩種條件下流場(chǎng)的馬赫數(shù)分布如圖4所示。

圖4 馬赫數(shù)分布

自由射流條件下，進(jìn)氣道被完全包涵在自由射流核心區(qū)內(nèi)，在噴管出口處馬赫數(shù)達(dá)到0.6，之后沿著Y方向馬赫數(shù)逐漸降低，在進(jìn)氣道進(jìn)口處，兩種條件下的馬赫數(shù)均降低到0.4左右，進(jìn)入進(jìn)氣道后氣流馬赫數(shù)繼續(xù)降低。兩種條件下進(jìn)氣道前及進(jìn)氣道內(nèi)馬赫數(shù)的分布情況十分接近，變化趨勢(shì)基本一致。飛行馬赫數(shù)為0.4時(shí)，兩種條件下進(jìn)氣道進(jìn)口截面的馬赫數(shù)分布情況如圖5所示。

觀察上圖可以發(fā)現(xiàn)，兩種條件下進(jìn)氣道進(jìn)口截面馬赫數(shù)分形式布十分相近，變化趨勢(shì)一致，都是由上邊緣中心去向外逐漸降低，馬赫數(shù)等值面成圓環(huán)狀分布。本文計(jì)算的3種飛行馬赫數(shù)的進(jìn)氣道進(jìn)口截面馬赫數(shù)的面積加權(quán)平均值情況如表1所示。

圖5 進(jìn)氣道截面進(jìn)口馬赫數(shù)分布

表1 進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)面積加權(quán)平均值

3.2 馬赫數(shù)變化趨勢(shì)對(duì)比

兩種條件下進(jìn)氣道中心對(duì)稱線上的馬赫數(shù)變化情況如圖6所示。

從圖6中可以發(fā)現(xiàn)，當(dāng)未受擾動(dòng)截面處馬赫數(shù)大于進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)時(shí)，進(jìn)氣道對(duì)前方流體有壓縮作用，即減速增壓作用。隨著飛行馬赫數(shù)提高，進(jìn)氣道進(jìn)口的平均馬赫數(shù)反而降低，遠(yuǎn)前方未受干擾截面處馬赫數(shù)與進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)差值就越大。而這個(gè)馬赫數(shù)差值越大，所需要的壓縮距離就越長(zhǎng)，對(duì)應(yīng)的在自由射流情況下噴管距進(jìn)氣道進(jìn)口的距離就越大。經(jīng)過(guò)比較相同飛行馬赫數(shù)下不同安放位置的馬赫數(shù)分布情況，最終確定馬赫數(shù)為0.4、0.6和0.8的進(jìn)氣道按最佳安放距離分別為1.6 m、1.8 m和1.9 m。

圖6 氣道前方馬赫數(shù)變化

比較兩種環(huán)境下壓縮段的馬赫數(shù)變化情況可以發(fā)現(xiàn)，各對(duì)應(yīng)情況的馬赫數(shù)的變化趨勢(shì)一致，都是飛行馬赫數(shù)沿Y軸逐漸降低的過(guò)程。來(lái)流在進(jìn)氣道進(jìn)口截面的馬赫數(shù)十分接近，但自由射流條件下馬赫數(shù)的變化更為急促，在相對(duì)較短的距離內(nèi)就可以完成對(duì)來(lái)流的壓縮過(guò)程。例如0.6馬赫數(shù)下真實(shí)大氣環(huán)境的壓縮過(guò)程長(zhǎng)度大致為3.5 m，而自由射流下僅需要1.6 m便可以完成。

3.3 噴管出口馬赫數(shù)與進(jìn)氣道安放位置的關(guān)系

上述壓縮作用距離體現(xiàn)了在自由射流條件下進(jìn)氣道的安放位置的重要性。若進(jìn)氣道距離噴管太近，噴管出口馬赫數(shù)便達(dá)不到要求，發(fā)生堵塞。若距離太遠(yuǎn)，射流核心區(qū)寬度會(huì)達(dá)不到要求。以0.6馬赫數(shù)為例，進(jìn)氣道距噴管出口距離為1.2 m、1.4 m、1.6 m和1.8 m時(shí)，噴管出口水平中心線馬赫數(shù)分布情況如圖7所示。

從圖上可以看出當(dāng)安放距離小于1.8 m時(shí)，噴管出口馬赫數(shù)達(dá)不到試驗(yàn)飛行馬赫數(shù)的要求。所以找到合適的進(jìn)氣道安放位置對(duì)模擬是否成功有很重要的影響。進(jìn)氣道安放距離隨飛行馬赫數(shù)的變化規(guī)律與大氣環(huán)境下的進(jìn)氣道對(duì)來(lái)流壓縮作用距離隨飛行馬赫數(shù)變化的規(guī)律一致，即飛行馬赫數(shù)越大，進(jìn)氣道安放距離就越遠(yuǎn)。但想找到合適的進(jìn)氣道安放位置，只能通過(guò)計(jì)算不同的安放距離來(lái)找出一個(gè)合適的值。

圖7 噴管出口馬赫數(shù)

4 結(jié)論

(1)自由射流條件下進(jìn)氣道對(duì)前方流體馬赫數(shù)變化梯度大于真實(shí)大氣條件，使得自由射流條件的流管長(zhǎng)度更短。

(2)自由射流條件下，進(jìn)氣道安放位置必須滿足大于最小安放距離這一條件，否則射流核心區(qū)速度達(dá)不到要求值。經(jīng)過(guò)比較不同安裝距離最終確定0.4、0.6和0.8飛行馬赫數(shù)下的最佳安裝距離分別為1.6 m、1.8 m和1.9 m。

(3)通過(guò)真實(shí)大氣環(huán)境和自由射流環(huán)境流場(chǎng)馬赫數(shù)的比較，可以認(rèn)為自由射流對(duì)真實(shí)大氣飛行環(huán)境下進(jìn)氣道前流場(chǎng)馬赫數(shù)分布的模擬可行，能夠獲得進(jìn)氣道進(jìn)口流場(chǎng)馬赫數(shù)的相似，進(jìn)口馬赫數(shù)的面積加權(quán)平均值的誤差均可控制在1.51%以下。

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(責(zé)任編輯：宋麗萍 英文審校：劉敬鈺)

Numericalcalculationofsubsonicflowfieldinfrontofaircraftinletductinfreejet

WANG Jian-ling1a，XU Rang-shu1a,1b，HOU Ya-jun1a，WANG Jun-jun2

(a.Faculty of Aerospace Engineering;b.Liaoning Key Laboratory of Advanced Measurement and Test Technology for Aviation Propulsion System,1.Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China;2.Aviation Key Laboratory of Science and Technology and Aero-Engine Altitude Simulation,China Gas Turbine Establishment,Aviation Industry Corporation of China,Jiangyou 621703,China)

To predict the characteristics of subsonic flow field in front of aircraft inlet-engine combination in the free jet test of engine altitude simulation and to optimize the aerodynimic configuration of the test cell,the CFD method has been used to simulate the external flow of a fighter inlet in subsonic free-jet and in the real flight environment in the atmosphere.The relation of compression effect of the inlet to the inflow air and flight Mach number is analyzed.Optimized installation location of inlet has been found in three Mach number of subsonic free-jet.And we compared the Mach number distribution of the forward and entrance of inlet between the condition that in free-jet and in real atmospheric environment.As a result,it can obtain the flow field of similar Mach number that the simulating of real atmospheric flight environment with subsonic free-jet.

free jet;engine simulation of altitude;inlet duct;Mach number;numerical study

2014-06-26

王鍵靈(1988-)，男，遼寧撫順人，碩士研究生，主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真，E-mail:283410145@qq.com； 徐讓書(shū)(1962-)，男，浙江樂(lè)清人，教授，主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真，E-mail:xurangshu@yahoo.com。

2095-1248(2014)05-0039-05

V216.8

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.05.008