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        渦扇發(fā)動機進排氣數(shù)值模擬研究

        2015-07-28 06:25:14中航通飛研究院有限公司廣東珠海519040
        山東工業(yè)技術(shù) 2015年11期
        關(guān)鍵詞:渦扇數(shù)值模擬

        溫 慶(中航通飛研究院有限公司,廣東 珠海 519040)

        渦扇發(fā)動機進排氣數(shù)值模擬研究

        溫 慶
        (中航通飛研究院有限公司,廣東 珠海 519040)

        摘 要:通過完全拋棄發(fā)動機內(nèi)部的流動,給定發(fā)動機進氣口和排氣口設(shè)置適當(dāng)?shù)倪吔鐥l件的方法,模擬發(fā)動機的進排氣影響。首先利用日本航空宇航技術(shù)研究所的試驗標(biāo)模進行了計算驗證,并將此方法應(yīng)用到DLR-F6標(biāo)模上,取得了很好的效果。

        關(guān)鍵詞:渦扇;進排氣;數(shù)值模擬

        1 概述

        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。渦扇發(fā)動機的動力數(shù)值模擬(CFD)的主要目的就是要計算發(fā)動機工作時發(fā)動機進氣、排氣對飛機氣動特性的影。CFD是一種虛擬試驗,可以完全拋棄發(fā)動機內(nèi)部的流動,只需要給發(fā)動機進氣口和排氣口設(shè)置適當(dāng)?shù)倪吔鐥l件,就可以準(zhǔn)確的模擬發(fā)動機的進排氣影響。

        2 動力邊界條件

        渦扇發(fā)動機的動力模擬較為復(fù)雜,發(fā)動機內(nèi)部涉及到空氣壓縮、燃燒、膨脹、做功等一系列問題,想完全真實模擬這些變化相當(dāng)困難,也完全沒有必要。CFD的特點就是配合合適的邊界條件和初始條件計算網(wǎng)格區(qū)域的流動,因此可以完全忽略發(fā)動機內(nèi)部的流動情況,只需給定適當(dāng)?shù)倪M氣和排氣邊界條件。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機中的內(nèi)外涵道氣流可以分別排出,也可以在排氣系統(tǒng)內(nèi)混合排出,兩者在模擬方面沒有本質(zhì)區(qū)別,只是設(shè)置一個排氣邊界還是兩個排氣邊界的問題。

        2.1 發(fā)動機入口邊界

        發(fā)動機的入口(進氣)邊界對于計算區(qū)域來說相當(dāng)于流體流出計算域,因此需要設(shè)置為出口類邊界條件。

        數(shù)值模擬中的出口邊界包括壓力出口和質(zhì)量流量出口。在發(fā)動機進排氣模擬中,一般知道給定條件下的發(fā)動機進氣流量系數(shù)MFR(流量系數(shù)定義為當(dāng)時進入進氣道的實際空氣流量對未經(jīng)擾動的來流直接撞入進氣道應(yīng)有流量之比),可以換算出進氣質(zhì)量流量。因此在發(fā)動機的進氣邊界設(shè)置質(zhì)量流量邊界條件。

        已知發(fā)動機的進氣流量系數(shù)時,進氣質(zhì)量流量按下式計算:

        其中:p、Τ為大氣參數(shù)

        R為氣體常數(shù)287焦/千克K

        r為比熱比1.4

        ΑH為短艙唇口面積

        M為飛行馬赫數(shù)

        2.2 發(fā)動機出口邊界

        發(fā)動機的出口(排氣)邊界對于計算區(qū)域來說相當(dāng)于流體流入計算域,因此需要設(shè)置為入口類邊界條件。數(shù)值模擬中的入口邊界包括壓力入口、質(zhì)量流量入口、速度入口。

        壓力入口邊界條件用于定義流場入口處的壓強及其他標(biāo)量函數(shù)。這種邊界條件既適用于可壓流計算也適用于不可壓流計算。通常用在入口處總壓已知、而速度和流量未知時,就可以使用壓力入口條件。

        對于渦扇發(fā)動機,一般已知涵道噴口的總壓比RP0和總溫比RΤ0。則總溫和總壓按下式計算:

        其中:p、Τ為大氣參數(shù)

        r為比熱比1.4

        M為飛行馬赫數(shù)

        3 單獨發(fā)動機流場數(shù)值模擬

        3.1 計算模型及網(wǎng)格

        本文采用的單獨發(fā)動機為一軸對稱渦扇發(fā)動機模型,取自日本航空宇航技術(shù)研究所“NΑL-ΑERO-02-01”ΤPS風(fēng)洞試驗?zāi)P?。參考文獻(xiàn)給出了該模型的二維半模輪廓線數(shù)據(jù),利用建模軟件,將該輪廓線繞軸線旋轉(zhuǎn)360度,得到了三維模型。

        采用ICEM軟件對發(fā)動機模型進行了網(wǎng)格劃分,空間網(wǎng)格為四面體網(wǎng)格,壁面附近采用棱柱層網(wǎng)格模擬附面層網(wǎng)格,網(wǎng)格單元總共220萬。發(fā)動機表面及對稱面網(wǎng)格如圖1所示。

        圖1 NAL-AERO-02-01”模型表面及對稱面網(wǎng)格

        3.2 計算狀態(tài)

        對單獨發(fā)動機模型三種典型的馬赫數(shù)工作狀態(tài)進行了進排氣流場數(shù)值模擬。模擬參數(shù)及邊界條件如表所示,計算迎角均為0度。大氣條件按照0千米標(biāo)準(zhǔn)大氣計算。模擬的進出口邊界條件(狀態(tài)1-狀態(tài)3)同樣采用日本航空宇航技術(shù)研究所“NΑL-ΑERO-02-01” ΤPS風(fēng)洞試驗的條件。

        從表1中可以看出,內(nèi)涵道總溫比僅為0.6左右,即內(nèi)涵道總溫遠(yuǎn)小于環(huán)境總溫,與實際情況不符,主要原因是風(fēng)洞試驗時內(nèi)涵道氣流來源于常溫高壓氣罐,而真實飛機來源于渦輪燃燒氣流。為了研究內(nèi)涵道總溫比對計算結(jié)果的影響,對狀態(tài)2的內(nèi)涵道總溫比由0.6178增加到1.5,定義為狀態(tài)4。

        表1 計算條件

        3.3 計算結(jié)果

        圖2給出了模型表面壓力系數(shù)計算值與實驗值對比,其中橫坐標(biāo)為短艙母線的X坐標(biāo),縱坐標(biāo)為當(dāng)?shù)氐膲毫ο禂?shù),三種工作狀態(tài)的計算結(jié)果與試驗結(jié)果均與試驗結(jié)果相符合。從第四幅圖可以看出,內(nèi)涵道總溫比對發(fā)動機短艙的壓力分布影響較小,可以忽略不計,因此在風(fēng)洞試驗時采用常溫空氣驅(qū)動渦輪是可行的。

        4 DLR-F6計算

        由于沒有公開的渦扇飛機噴流試驗結(jié)果可供對比,因此為了盡可能的準(zhǔn)確研究渦扇發(fā)動機模擬的計算方法及噴流影響,選擇了2nd ΑIΑΑ CFD Drag Prediction Workshop提供的帶短艙的DLR-F6無尾飛機模型。該模型為簡化后的單涵道短艙,因此在帶動力計算時,短艙出口處的邊界條件和并為統(tǒng)一的參數(shù),做這樣的簡化可能會對計算結(jié)果有一定的影響,但是在沒有合適的標(biāo)模的情況下,做這樣的簡化不會影響對方法的研究。

        圖2 模型表面壓力系數(shù)計算值與實驗值對比

        飛機的主要主要參數(shù)如下:

        平均氣動弦長: 141.2 mm

        力矩參考中心(距機頭):504.9 mm (坐標(biāo)原點后157.9)

        半展長: 585.647 mm

        半機翼面積: 72700.0 mm^2

        網(wǎng)格采用ICEM-CFD軟件劃分,為了減少網(wǎng)格數(shù)量,采用了半模模型??臻g網(wǎng)格采用四面體網(wǎng)格填充,飛機表面生成了50層棱柱網(wǎng)格用于準(zhǔn)確模擬附面層的流動,首層高度為0.001毫米,總高度采用基于當(dāng)?shù)鼐W(wǎng)格尺度的方法。總網(wǎng)格量約為1270萬,其中,附面層內(nèi)棱柱網(wǎng)格674萬。

        帶動力計算的遠(yuǎn)場邊界條件與通流相同,由于沒有發(fā)動機的相關(guān)參數(shù),發(fā)動機的進出口邊界參考通流時的進排氣參數(shù)進行設(shè)置(通流時的流量為m=0.64kg/s,噴口總壓P=52Kp),發(fā)動機進口流量m=0.7kg/s,噴口總壓為P=100Kp,總溫Τ=600K。

        圖3為帶動力和不帶動力的DLR-F6 翼身組合體/ 掛架/ 短艙模型掛架內(nèi)側(cè)翼面計算壓力分布對比。圖4為短艙界面壓力分布對比。

        圖3 機翼剖面壓力對比(Z=0.16)

        圖4 短艙底部截面壓力分布對比(Z=0.205)

        通過比較可以發(fā)現(xiàn),在該DLR-F6 實驗?zāi)P偷陌l(fā)動機安裝位置的情況下,進、排氣對發(fā)動機進氣口和排氣口的表面壓力分布影響較大,對翼面壓力分布的影響較小。發(fā)動機短艙唇口處的壓力分布主要與進氣量有關(guān)。由于發(fā)動機內(nèi)部流場在采用了進、排氣邊界條件后就沒有被計算,因此與通氣模型計算的壓力分布相比,沒有內(nèi)部壓力分布。帶動力計算的計算結(jié)果與相關(guān)文獻(xiàn)的計算結(jié)論一致。

        5 結(jié)語

        (1)根據(jù)渦扇發(fā)動機的工作特點,在渦扇噴流模擬時采用剔除發(fā)動機內(nèi)部復(fù)雜流動區(qū)域的方法,可顯著降低模擬的復(fù)雜程度。

        (2)對日本航空宇航技術(shù)研究所“NΑL-ΑERO-02-01”ΤPS風(fēng)洞試驗?zāi)P瓦M行了數(shù)值模擬,計算結(jié)果和試驗結(jié)果相吻合,說明所采用的數(shù)值方法和邊界處理方法是正確的,較好的模擬了發(fā)動機的進排氣條件下的動力效應(yīng)。

        (3)對2nd ΑIΑΑ CFD Drag Prediction Workshop提供的帶短艙的DLR-F6無尾飛機模型進行了帶動力和不帶動力的計算,計算結(jié)果表明,發(fā)動機進排氣效應(yīng)對翼面壓力分布影響較小,與相關(guān)文獻(xiàn)的計算結(jié)論一致,也從側(cè)面反映了在以渦扇為動力的飛機設(shè)計時采用通氣短艙的可行性。

        作者簡介:溫慶(1983-),男,河北辛集人,研究方向:飛機氣動力設(shè)計。

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