亞聲速自由射流裝置噴管-進(jìn)氣道位置關(guān)系

王鍵靈1a，徐讓書1a,1b，康 建2，張釗瑞1a1.沈陽航空航天大學(xué)a.航空航天工程學(xué)部(院)；b.遼寧省航空推進(jìn)系統(tǒng)先進(jìn)測試技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110136； 2.濟(jì)南柴油機(jī)股份有限公司 銷售部，濟(jì)南 250000)

為了預(yù)測航空發(fā)動機(jī)高空模擬自由射流試驗(yàn)中飛機(jī)進(jìn)氣道-發(fā)動機(jī)組合體前方的亞聲速流場特性，優(yōu)化試驗(yàn)艙的氣動設(shè)計(jì)，采用CFD方法在亞聲速自由射流和真實(shí)大氣飛行條件下對某戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)氣道的外流場進(jìn)行數(shù)值模擬。結(jié)果發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道距離噴管出口太近會使流場相似度下降，飛行馬赫數(shù)、攻角和發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量都會對進(jìn)氣道的最佳安置距離產(chǎn)生影響。

自由射流；發(fā)動機(jī)高空模擬；進(jìn)氣道；位置關(guān)系；數(shù)值模擬

高空臺是國家戰(zhàn)略性資源，高空模擬是自主研制先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)必不可少的重要手段和工具，一個國家的高空模擬能力和技術(shù)水平已成為該國自主研制先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)能力和水平的一個重要標(biāo)志[1]。自由射流式高空艙可以模擬包括進(jìn)氣道在內(nèi)的整個動力裝置的內(nèi)部流動條件，還能模擬沿某一軌跡的飛行條件。美國ASTF的設(shè)計(jì)工作早在1973年就開始了，在1993年C2艙已經(jīng)投入使用。國內(nèi)的自由射流高空臺也正在建設(shè)當(dāng)中[2-8]。

自由射流氣流通過噴管加速到飛行馬赫數(shù)，在噴管出口形成自由射流核心區(qū)。在核心區(qū)內(nèi)可以認(rèn)為流體速度不變，亞聲速自由射流高空臺試驗(yàn)正是用自由射流核心區(qū)來模擬大氣飛行環(huán)境。在亞聲速條件下進(jìn)氣道的安放位置的選取很關(guān)鍵。如果距離噴管出口太近會造成噴管阻塞，使核心區(qū)流場發(fā)生改變無法與真實(shí)大氣環(huán)境相似；距離太遠(yuǎn)會使試驗(yàn)件置于核心區(qū)外，使流場達(dá)不到試驗(yàn)要求。本文研究了進(jìn)氣道安置距離過近對噴管出口馬赫數(shù)的影響，模擬了不同攻角時真實(shí)大氣飛行環(huán)境和自由射流環(huán)境下進(jìn)氣道附近的流場情況。通過比較自由射流環(huán)境中進(jìn)氣道進(jìn)口總壓分布與真實(shí)大氣環(huán)境的相似程度，確定了不同攻角和飛行馬赫數(shù)條件下試驗(yàn)件安放的最佳距離。

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?？刂品匠虨镹-S 方程,它全面考慮了流體的粘性、熱傳導(dǎo)和可壓縮性等方面的影響，是以連續(xù)介質(zhì)流體流動的質(zhì)量、動量和能量守恒定律為基礎(chǔ)建立起來的。

質(zhì)量方程為：

(1)

式中,▽為哈密頓算子。

動量方程為：

(2)

能量方程為：

(3)

其中，δw為運(yùn)輸功，δwf為摩擦損耗[9-12]。

1.2 計(jì)算模型及邊界條件

計(jì)算了多種工況下真實(shí)大氣環(huán)境和自由射流環(huán)境中進(jìn)氣道附近的流場，并以真實(shí)大氣環(huán)境下的流場作為標(biāo)準(zhǔn)，與自由射流環(huán)境的流場進(jìn)行對比。真實(shí)大氣模型是將進(jìn)氣道置于直徑30 m，長30 m的圓柱體中，圓筒壁面均采用壓力遠(yuǎn)場邊界條件。高空臺模型的計(jì)算域如圖1所示，試驗(yàn)艙主要由亞聲速噴管、轉(zhuǎn)動裝置和艙體三部分組成。試驗(yàn)艙主體部分是直徑8.5 m，長15 m的圓柱體，轉(zhuǎn)動裝置為直徑5 m的半球體。噴管進(jìn)口為壓力進(jìn)口邊界條件，試驗(yàn)艙出口為壓力出口邊界條件，其它壁面均為無滑移壁面邊界條件。自由射流氣體經(jīng)過一個二元亞聲速噴管加速到飛行馬赫數(shù)。噴管由長3 m的漸縮段和2 m的直段組成，進(jìn)出口面積比為2∶1，出口截面為長1.6 m，寬1.2 m的矩形。噴管和轉(zhuǎn)動裝置剛性連接，改變飛行攻角時，噴管和轉(zhuǎn)動裝置以艙體左端面的中心點(diǎn)為圓心轉(zhuǎn)動。進(jìn)氣道模型采用美國某戰(zhàn)斗機(jī)的腹下式S型進(jìn)氣道，進(jìn)口截面積為0.653 m2，進(jìn)氣道部分長5.45 m，發(fā)動機(jī)及尾噴管部分長3.96 m。發(fā)動機(jī)部分不作為計(jì)算域，在發(fā)動機(jī)進(jìn)口和出口截面處各用一個質(zhì)量流量進(jìn)口(發(fā)動機(jī)進(jìn)口截面的質(zhì)量流量進(jìn)口作為質(zhì)量流量出口使用)，以便模擬控制發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量。為了簡化模型，計(jì)算域內(nèi)所有壁面都看做薄壁結(jié)構(gòu)。

圖1 計(jì)算域模型

2 網(wǎng)格劃分

計(jì)算網(wǎng)格采用ANSYS-ICEM進(jìn)行劃分。在計(jì)算粘性流體時，結(jié)構(gòu)網(wǎng)格較非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格更具有優(yōu)勢，考慮本次模擬的流體為粘性流體，故均使用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分。大氣環(huán)境和自由射流環(huán)境的計(jì)算域模型差別較大，網(wǎng)格劃分情況有較大差異，但各個模型的網(wǎng)格數(shù)量均在250萬到320萬之間。在Determinant 2×2×2方法下檢查網(wǎng)格質(zhì)量均在0.55以上。在自由射流模型的網(wǎng)格劃分時，試驗(yàn)艙遠(yuǎn)離進(jìn)氣道的部分網(wǎng)格比較稀疏，噴管出口以及進(jìn)氣道附近網(wǎng)格進(jìn)行加密[13-16]。近壁處理采用標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)，考慮到計(jì)算域較大，艙體壁面不作為關(guān)注區(qū)域，所以僅控制噴管壁面和進(jìn)氣道壁面y+符合要求即可。高空艙整體網(wǎng)格劃分情況如圖2所示，噴管與進(jìn)氣道區(qū)域的網(wǎng)格劃分情況如圖3所示。

圖2 計(jì)算域網(wǎng)格

圖3 進(jìn)氣道前區(qū)域網(wǎng)格

3 計(jì)算方法

采用ANSYS-FLUENT15.0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)算等問題中，計(jì)算結(jié)果更符合真實(shí)情況，故采用Realizablek-ε湍流模型。本文所有工況的飛行馬赫數(shù)中最小為0.4，氣體的壓縮性不可忽略，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)式擬合的形式給出。由于需要計(jì)算的工況很多，因?yàn)樾枰?jì)算的工況很多，出于對時間、計(jì)算結(jié)果的精度以及經(jīng)濟(jì)性的考慮。故使用一階迎風(fēng)格式作為離散格式。

4 計(jì)算結(jié)果分析

4.1 進(jìn)氣道安置距離過近對噴管出口馬赫數(shù)的影響

亞聲速自由射流中進(jìn)氣道與噴管出口的距離是否合理，會直接影響模擬試驗(yàn)的準(zhǔn)確性。安置距離太近使噴管被阻塞，噴管出口馬赫數(shù)達(dá)不到模擬要求，無法保證流場的馬赫數(shù)相似。為了使進(jìn)氣道完全包含于自由射流核心區(qū)內(nèi)，并且考慮到真實(shí)試驗(yàn)經(jīng)濟(jì)性問題，又必須在保證流場相似的前提下盡量減小安置距離。飛行高度為10 km，飛行馬赫數(shù)為0.8時，把進(jìn)氣道安置在3個不同位置，噴管對稱軸線上的馬赫數(shù)在噴管出口附近的分布如圖4所示。比較3條曲線發(fā)現(xiàn)，安置距離只在1.6 m時，噴管出口馬赫數(shù)達(dá)到0.8。安裝距離為1.0 m和1.6 m的兩條曲線在Y方向位置坐標(biāo)小于-0.75 m時，能夠保證馬赫數(shù)分布十分接近，都保持隨Y方向距離增大而增大的趨勢。當(dāng)Y方向位置坐標(biāo)大于-0.5 m，安裝距離為1.0 m時馬赫數(shù)不再增加，并且逐漸開始減小，馬赫數(shù)一直未達(dá)到0.8。而安裝距離為1.6 m時，馬赫數(shù)持續(xù)增加，在0 m處馬赫數(shù)達(dá)到0.8，然后開始下降。安置距離為0.5 m時，噴管發(fā)生嚴(yán)重堵塞，噴管出口馬赫數(shù)遠(yuǎn)低于0.8。

圖4 噴管出口附近馬赫數(shù)

4.2 進(jìn)氣道最佳安置距離的確定

10 km高空，飛行馬赫數(shù)為0.4、0.6和0.8時，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量分別為25.23 kg/s、28.18 kg/s和32.65 kg/s。選取不同的進(jìn)氣道安置距離和不同飛行馬赫數(shù)，攻角分別為0°，10°和20°時計(jì)算自由射流高空臺的流場情況，并與其對應(yīng)工況下的真實(shí)大氣環(huán)境流場比較，確定各個工況下最佳安置距離。

以進(jìn)氣道進(jìn)口截面作為參考面，由于進(jìn)氣道是對稱結(jié)構(gòu)，可在該面的右邊半面等間距的建立137個點(diǎn)將其全部覆蓋。記錄各個點(diǎn)的總壓值(自由射流環(huán)境每個點(diǎn)總壓值記為ptxi，真實(shí)大氣環(huán)境記為ptyi，用下列公式計(jì)算出σ：

(4)

當(dāng)飛行攻角為0°時，不同飛行馬赫數(shù)進(jìn)氣道進(jìn)口截面總壓分布σ值如圖5所示。從σ值分布可以看出，隨著進(jìn)氣道安置距離的增加，兩種環(huán)境下進(jìn)氣道進(jìn)口總壓分布的相似度先減小后增大。馬赫數(shù)為0.4時，在1.6 m處得到與真實(shí)大氣環(huán)境最為相似的進(jìn)氣道進(jìn)口總壓分布，并且總壓分布相似度隨安置距離的變化不劇烈。而馬赫數(shù)為0.6和0.8時，是在1.8 m處得到最為相似的總壓分布，并且總壓分布相似度隨安置距離的變化很劇烈。隨著馬赫數(shù)的增大，進(jìn)氣道最佳安置距離有增加的趨勢，并且馬赫數(shù)越高截面上的總壓分布相似程度越低。進(jìn)氣道的存在對上游流場有明顯的擾動作用，當(dāng)安置距離過近時這種擾動更為明顯，這使得噴管內(nèi)的氣流產(chǎn)生阻塞，噴管出口流場與真實(shí)大氣流場產(chǎn)生很大差異，從而導(dǎo)致自由射流環(huán)境中的進(jìn)氣道進(jìn)口截面總壓分布與真實(shí)大氣環(huán)境有較大偏差。隨著安置距離增加，阻塞作用逐漸減小，進(jìn)氣道進(jìn)口截面總壓分布相似度逐漸升高。這樣就可以通過改變進(jìn)氣道安置距離來選取最佳的進(jìn)氣道安置距離。

圖5 攻角為0°的進(jìn)氣道進(jìn)口截面總壓σ值

從圖5可以看出當(dāng)馬赫數(shù)為0.6時，將進(jìn)氣道放置于1.8 m的位置進(jìn)氣道進(jìn)口總壓分布相似程度最好。以此時的工況為例，從總壓分布和馬赫數(shù)分布的角度來比較兩種環(huán)境下的流場情況。兩種環(huán)境下的進(jìn)氣道進(jìn)口位置的總壓分布云圖如圖6所示，馬赫數(shù)分布如圖7所示。從兩圖中可以看出兩種環(huán)境下進(jìn)氣道進(jìn)口附近的總壓和馬赫數(shù)分布情況基本一致。

圖6 攻角為0°的進(jìn)氣道進(jìn)口總壓分布

圖7 攻角為0°的進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)分布

當(dāng)飛行攻角為10°時，不同飛行馬赫數(shù)進(jìn)氣道進(jìn)口截面總壓分布σ值如圖8所示。從圖中可以看出σ值變化趨勢與攻角為0°時基本一致，都是隨著進(jìn)氣道安置距離的增大而先減小后增加。3種馬赫數(shù)的最佳安置距離都集中在1.5 m到1.6 m的范圍內(nèi)。隨著馬赫數(shù)的增加，總壓分布的相似度降低。

圖8 攻角為10°的進(jìn)氣道進(jìn)口截面總壓σ值

當(dāng)飛行攻角為20°時，不同飛行馬赫數(shù)進(jìn)氣道進(jìn)口截面總壓分布σ值如圖9所示。3種馬赫數(shù)下進(jìn)氣道進(jìn)口總壓分布σ值均在1.6 m至1.7 m范圍內(nèi)獲得較為小的σ值，σ值變化趨勢依然保持隨安置距離增大而先減小后增大的規(guī)律。

圖9 攻角為20°的進(jìn)氣道進(jìn)口截面總壓σ值

通過比較3種攻角的σ值情況，發(fā)現(xiàn)攻角在20°以內(nèi)時，攻角的變化對于進(jìn)氣道安置距離的影響不大。攻角為10°和20°的情況與沒有攻角的情況相比較，馬赫數(shù)為0.6和0.8時有攻角存在使進(jìn)氣道最佳安置距離縮短。

4.4 進(jìn)氣流量對進(jìn)氣道安置距離的影響

當(dāng)飛行馬赫數(shù)為0.6和0.8，發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量不同時，不同安置距離的進(jìn)氣道進(jìn)口截面σ值分布情況分別如圖10和圖11所示。同樣通過比較σ值的方法來比較進(jìn)氣道進(jìn)口總壓值的相似度。各工況的σ值變化的趨勢基本一致，都隨著安置距離的增大而先減小后增大。當(dāng)馬赫數(shù)為0.6，流量為20 kg/s時，安置距離在1.4 m時就可以得到較為相似的進(jìn)氣道總壓分布，而進(jìn)氣流量為28.18 kg/s和36.36 kg/s時，安置距離要在1.8 m時才達(dá)到最佳。當(dāng)馬赫數(shù)0.8，流量為24.65 kg/s時，安置距離在1.7 m時可以得到較為相似的進(jìn)氣道總壓分布，而進(jìn)氣流量為32.65 kg/s和40.36 kg/s時，安置距離也要在1.8 m時才達(dá)到最佳。通過比較兩種馬赫數(shù)下，不同發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量的情況可以看出當(dāng)發(fā)動機(jī)流量減小時，最佳安置距離有減小的趨勢。

圖10 馬赫數(shù)為0.6時不同發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量的σ值

圖11 馬赫數(shù)為0.8時不同發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量的σ值

5 結(jié)論

噴管距離進(jìn)氣道太近會使噴管阻塞，出口馬赫數(shù)降低，10 km高空飛行馬赫數(shù)為0.8，安置距離為1.6 m時，噴管出口馬赫數(shù)達(dá)到0.8。

(1)通過比較不同攻角的進(jìn)氣道進(jìn)口總壓分布相似情況，發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道安置在1.5 m至1.8 m范圍內(nèi)時能夠得到較為相似的進(jìn)氣道進(jìn)口總壓分布；攻角為0°時，飛行馬赫數(shù)越大，最佳安置距離越大，攻角的存在會使最佳安置距離有減小的趨勢。

(2)發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量對進(jìn)氣道最佳安置距離有影響，隨著發(fā)動機(jī)進(jìn)氣流量減小，進(jìn)氣道最佳安置距離隨之減小。

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(責(zé)任編輯：宋麗萍 英文審校：劉敬鈺)

The position relationship of nozzle-inlet duct in subsonic free-jet facility

WANG Jian-ling1a，XU Rang-shu1a,1b，KANG Jian2，ZHANG Zhao-rui1a

(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.Sales Department,Jinan Diesel Engine Co.,Ltd,Jinan 250000,China)

To predict the characteristics of subsonic flow field before aircraft inlet-engine combination in the free jet test of engine altitude simulation and to optimize the aerodynamic configuration of the test cell,the CFD method has been used to conduct numerical simulation for the external flow of a fighter inlet under the condition of subsonic free-jet and the real flight environment.The result shows that if inlet was too close to the nozzle outlet,the similarity of the flow field may be dropped.And the flight Mach number,the angle of attack and the enginemass air flow will influence the best placement distance of inlet.

free jet;enginesimulation of altitude;inlet duct;position relationship;numerical simulation

2013-08-27

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)動機(jī)數(shù)值仿真，E-mail:283410145@qq.com;徐讓書(1962-)，男，浙江樂清人，教授，主要研究方向：航空發(fā)動機(jī)數(shù)值仿真，E-mail:xurangshu@yahoo.com。

2095-1248(2015)03-0012-06

V216.8

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.03.003