張博涵，王 強(qiáng)，謝業(yè)平

（1.北京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力工程學(xué)院，北京100083；2.中國(guó)航發(fā)沈陽(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)研究所，沈陽(yáng)110015）

0 引言

發(fā)動(dòng)機(jī)和進(jìn)氣道是飛機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的2大主要部件，發(fā)動(dòng)機(jī)要吸入空氣，為飛機(jī)提供不同飛行狀態(tài)所需的動(dòng)力，而進(jìn)氣道則需要保證在不同飛行條件下流入發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量和空氣品質(zhì)等，從而保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作。因此，進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)之間需要有良好的適應(yīng)性關(guān)系，否則將對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)乃至整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)的穩(wěn)定性和綜合性能產(chǎn)生嚴(yán)重影響[1]。

現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)機(jī)身和推進(jìn)系統(tǒng)的整合涵蓋了從飛機(jī)穩(wěn)定性到控制，再到進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)相容性的多種問(wèn)題[2]。為此，在試驗(yàn)和數(shù)值模擬過(guò)程中需要使用大量試驗(yàn)和計(jì)算資源，并應(yīng)用各種分析和輔助計(jì)算工具。其中進(jìn)氣道/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化的試驗(yàn)，尤其是關(guān)于進(jìn)氣道與發(fā)動(dòng)機(jī)相容性的試驗(yàn)，通常需要在風(fēng)洞和高空試驗(yàn)設(shè)施中進(jìn)行，試驗(yàn)周期長(zhǎng)，在前期準(zhǔn)備和試驗(yàn)過(guò)程中耗資巨大[3]。相比而言，利用數(shù)值模擬方法可以在試驗(yàn)前對(duì)進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的相容性進(jìn)行預(yù)先研究，且可以在一定程度上對(duì)試驗(yàn)無(wú)法模擬的飛行條件進(jìn)行計(jì)算分析。因此，針對(duì)試驗(yàn)出現(xiàn)的問(wèn)題，可以轉(zhuǎn)而尋找準(zhǔn)確、高效的數(shù)值模擬方法，來(lái)研究進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)的匹配問(wèn)題。

對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)的數(shù)值模擬已經(jīng)有較為成熟的計(jì)算方法，也發(fā)展了一系列快速而精確的計(jì)算程序。但由于壓氣機(jī)與進(jìn)氣道氣流流動(dòng)的尺度相差較大，當(dāng)采用精確的計(jì)算方法進(jìn)行聯(lián)合計(jì)算時(shí)，耗時(shí)長(zhǎng)、效率低、占用的計(jì)算資源巨大。由此發(fā)展了對(duì)壓氣機(jī)部分進(jìn)行?；姆椒?，現(xiàn)階段對(duì)風(fēng)扇的?；椒ㄖ饕捎眉けP模型（Actuator Disk，AD）和徹體力模型，且經(jīng)過(guò)了多年的發(fā)展，2種模型已經(jīng)可以滿足進(jìn)氣道和發(fā)動(dòng)機(jī)匹配計(jì)算的精度要求。激盤模型主要是將風(fēng)扇的葉片?；?個(gè)無(wú)厚度的盤面，原本受風(fēng)扇作用的氣流在盤面上完成葉片對(duì)氣流的作用，此時(shí)在激盤上下游都為正常的進(jìn)氣道內(nèi)流，使壓氣機(jī)與進(jìn)氣道的尺度相近，提高計(jì)算效率[4-6]。而徹體力模型由于在模化時(shí)將風(fēng)扇部分的控制方程變?yōu)闊o(wú)黏條件，因此進(jìn)氣道與模化后的風(fēng)扇只能通過(guò)進(jìn)氣道出口的參數(shù)相互傳遞邊界條件，而無(wú)法進(jìn)行聯(lián)合數(shù)值計(jì)算[7-9]。

在Joo W G[10]建立激盤模型過(guò)程中由于忽略了葉柵的厚度，即忽略了葉柵內(nèi)存儲(chǔ)質(zhì)量和能量的能力以及葉片的徑向力，且激盤軸向的位置選擇都會(huì)對(duì)計(jì)算結(jié)果產(chǎn)生影響。Joo討論了激盤模型的解與激盤位置的相關(guān)性，同時(shí)也研究了對(duì)出口氣流角的修正問(wèn)題。本文基于Joo W G的激盤模型建立了1種分裂激盤模型（Divided Actuator Disk，DAD），應(yīng)用分裂激盤模型對(duì)進(jìn)氣畸變條件下的3級(jí)軸流壓氣機(jī)性能進(jìn)行分析。

1 分裂激盤模型的建立

用進(jìn)氣道和轉(zhuǎn)子流場(chǎng)對(duì)1個(gè)激盤模型進(jìn)行簡(jiǎn)單描述，如圖1所示。風(fēng)扇被?；?個(gè)平面激盤，位于某一合適的軸向位置，例如在葉片的后緣或者在弦平面上。原本真實(shí)存在的葉柵變?yōu)檗D(zhuǎn)子上、下游的流場(chǎng)，葉片上下游的流場(chǎng)參數(shù)靠強(qiáng)加在激盤兩側(cè)的邊界條件來(lái)耦合，從而代替真實(shí)風(fēng)扇對(duì)氣流的作用。即假想風(fēng)扇葉片對(duì)氣流的作用只存在于?；钠矫婕けP，激盤的上下游均為正常的進(jìn)氣道內(nèi)流。

圖1 激盤模型

將這樣的激盤的上下游聯(lián)系起來(lái)需要激盤的邊界條件滿足以下5個(gè)條件[10]：質(zhì)量守恒；徑向動(dòng)量守恒；滯止焓守恒；指定的相對(duì)出口氣流角；指定的熵增。第1、3個(gè)條件忽略了葉片排存儲(chǔ)質(zhì)量和能量的能力，第2個(gè)條件則忽略了葉片作用在流體上的徑向力，第4個(gè)條件是將風(fēng)扇對(duì)氣流的加功作用通過(guò)指定的相對(duì)出口氣流角確定。

由于常規(guī)激盤模型的假設(shè)，在使用激盤模型時(shí)需要根據(jù)具體情況對(duì)模型進(jìn)行修正，因此存在一定的局限性。激盤模型的定義是將整個(gè)風(fēng)扇?；?個(gè)無(wú)厚度的平面激盤，風(fēng)扇對(duì)氣流的作用無(wú)法準(zhǔn)確、完全地由激盤模擬，因此需要對(duì)激盤模型進(jìn)行相應(yīng)的修正。當(dāng)平面激盤選擇在葉柵的不同位置時(shí)，激盤的徑向長(zhǎng)度發(fā)生變化，與在葉柵后緣和真實(shí)風(fēng)扇徑向距離不一致，造成與真實(shí)加功量不一致。最終影響激盤模型計(jì)算的精確性。

為此，本文在Joo W G建立的激盤模型基礎(chǔ)上，將1個(gè)平面激盤分開，分別貼合到葉柵的前后緣，發(fā)展了分裂激盤模型，可以有效地消除因徑向力假設(shè)而產(chǎn)生的誤差。

分裂激盤模型的網(wǎng)格邊界分別與葉片前、后緣的掃掠形狀一致（如圖2所示），可避免激盤盤面形狀以及位置引起的誤差，同時(shí)也與真實(shí)風(fēng)扇前后氣流的流動(dòng)情況有一定相關(guān)性。根據(jù)特定假設(shè)，可將葉片前、后緣網(wǎng)格單元面上的參數(shù)建立起相關(guān)控制方程，參與流場(chǎng)的數(shù)值迭代。

假設(shè)葉柵內(nèi)氣流流線滿足以下條件，且激盤后的網(wǎng)格也是依此關(guān)系由激盤前網(wǎng)格自動(dòng)生成的。

圖2 分裂激盤模型總體

式中：R為激盤盤面單元格處流線的半徑位置；Rmax、Rmin分別為機(jī)匣和輪轂的半徑。

這樣前、后激盤盤面位置的參數(shù)可沿同一條流線建立方程。

由滯止熵守恒條件可得

式中：I為相對(duì)坐標(biāo)系下的滯止熵；ω為風(fēng)扇角速度；下標(biāo)1、2分別指葉片前、后緣位置。

由流量守恒條件可得

式中：A為葉片進(jìn)、出口網(wǎng)格單元面面積；Wˇ為旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系下A所在網(wǎng)格體的速度向量；dˇ為葉片進(jìn)、出口網(wǎng)格單元面的法向單位向量，如圖3所示。

圖3 分裂激盤參數(shù)

式中：α為盤面位置流線與軸線的夾角；β為相對(duì)坐標(biāo)系下的葉片出口氣流角；dz為dˇ軸向分量；Wz為相對(duì)坐標(biāo)系下速度的軸向分量，與絕對(duì)速度軸向分量Vz相同。

相對(duì)坐標(biāo)系下的滯止熵又可表示為

由此得到關(guān)于密度ρ的方程為

式中：m為通過(guò)網(wǎng)格單元面的單位流量。

由式（7）求解密度，然后得到流場(chǎng)中其他參數(shù)的值。

同時(shí)由于轉(zhuǎn)動(dòng)的葉片與氣流的相對(duì)速度可能會(huì)大于聲速，這種情況下葉柵會(huì)發(fā)生喘振，前面描述的分裂激盤模型中不包括葉片的這種流動(dòng)堵塞作用，因此無(wú)法預(yù)測(cè)葉片通道的堵塞。本文使用1種基于堵塞葉片中2維流動(dòng)特性的簡(jiǎn)單模型來(lái)確定堵塞流量。2維葉片通道中堵塞流動(dòng)如圖4所示。假設(shè)整個(gè)葉片通道流動(dòng)條件是均勻的，則可簡(jiǎn)單計(jì)算出喉道的有效面積。

圖4 在葉片通道內(nèi)的堵塞流動(dòng)

忽略聲速線上游的損失，可得到通過(guò)葉片通道的最大質(zhì)量流量，流量守恒為

式中：A1和A*為激盤入口和喉道橫截面積處流管軸向的橫截面積；上標(biāo)rel指相對(duì)于葉片；F*為合適的可壓流函數(shù)。

由于前面假設(shè)了葉片通道的流線滿足式（1），則該流量守恒公式可直接對(duì)流線兩側(cè)單元格參數(shù)進(jìn)行控制。

分裂激盤模型的邊界條件都通過(guò)這個(gè)堵塞模型式（8）規(guī)定的最大流量進(jìn)行判斷和控制。如果流量比堵塞流量小，那么分裂激盤的進(jìn)口邊界條件由原模型給出；否則進(jìn)口單元格的流量就固定為堵塞的值，這時(shí)通過(guò)使用堵塞的流量計(jì)算得到出口單元格的流動(dòng)變量，直接指定出口單元格的流量并繼續(xù)計(jì)算。

2 分裂激盤模型的驗(yàn)證

2.1 研究對(duì)象

本文以NASA Rotor 67風(fēng)扇轉(zhuǎn)子作為研究對(duì)象[11]。Rotor 67轉(zhuǎn)子設(shè)計(jì)用于軸向流動(dòng)，工作時(shí)作為孤立轉(zhuǎn)子，沒(méi)有進(jìn)口導(dǎo)葉和靜葉。由于葉型數(shù)據(jù)公開且有詳細(xì)的試驗(yàn)結(jié)果，因此有大量針對(duì)該轉(zhuǎn)子的理論和數(shù)值研究工作[12-13]。其基本參數(shù)見(jiàn)表1，具體的幾何參數(shù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)參考文獻(xiàn)[14]。

表1 Rotor 67轉(zhuǎn)子基本參數(shù)

根據(jù)文獻(xiàn)[14]中的代碼自動(dòng)生成葉片與流道的幾何參數(shù)，如圖5所示。

2.2 模型驗(yàn)證

圖5 Rotor 67和流道的幾何模型

由于激盤模型原則上是基于3維數(shù)值模擬的簡(jiǎn)化模擬方法，因此本文中驗(yàn)證部分分裂激盤模型的參數(shù)依據(jù)A.Arnone的計(jì)算結(jié)果[15]。通過(guò)使用可變系數(shù)，采用隱式殘差平滑和完全多重網(wǎng)格的方法，提高了4階Runge-Kutta法的計(jì)算效率。使用多重網(wǎng)格方法對(duì)NASA Rotor 67轉(zhuǎn)子計(jì)算，結(jié)果如圖6所示。從圖中可見(jiàn)，模擬結(jié)果與NASA公開的試驗(yàn)結(jié)果一致性較好。

根據(jù)Arnone方法的計(jì)算結(jié)果，選取風(fēng)扇在峰值效率點(diǎn)工作時(shí)的出口相對(duì)氣流角徑向分布和絕熱效率，建立分裂激盤模型。其中葉片前、后緣和相對(duì)出口氣流角均使用二次曲線進(jìn)行擬合，沿軸向截面的網(wǎng)格如圖7所示。

圖6 NASA rotor 67轉(zhuǎn)子在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速時(shí)的性能

圖7 分裂激盤模型沿流向截面的網(wǎng)格

邊界條件設(shè)置與3維模擬一致，壓力入口總壓為101325 Pa，總溫為288.15 K，壁面速度無(wú)滑移。設(shè)置不同出口反壓，模擬結(jié)果如圖8所示。從圖中可見(jiàn)，模型計(jì)算的壓比整體略高于全3維模擬結(jié)果，從接近失速到接近堵塞范圍內(nèi)與3維模擬的誤差最大約3%，在接近最高效率點(diǎn)的一致性很好。在接近失速以及失速時(shí)由于模型的局限性，模型的計(jì)算結(jié)果與全3維模擬結(jié)果偏差較大，這是不可避免的。在風(fēng)扇正常工作范圍內(nèi)，模型的壓比稍大于3維模擬的，究其原因主要是模型采用的絕熱效率為3維模擬中的峰值效率，所以模型計(jì)算的壓比整體偏高[16]。但由于峰值絕熱效率是評(píng)價(jià)風(fēng)扇性能的重要參數(shù)，因此在考慮了模型針對(duì)個(gè)體的精確性和普適性后，堅(jiān)持選擇風(fēng)扇的峰值效率作為模型的輸入?yún)?shù)。

圖8 壓比特性對(duì)比

在最高效率點(diǎn)的模型方法與3維模擬計(jì)算的壓比沿相對(duì)葉高的分布如圖9所示。從圖中可見(jiàn)，在葉根和葉尖處模型的結(jié)果與3維模擬結(jié)果偏差較大，主要是由于激盤模型對(duì)邊界層流動(dòng)的處理方法有局限性，且葉尖部分在3維模擬中考慮了轉(zhuǎn)子的葉尖間隙，而在模型計(jì)算中沒(méi)考慮，以上多種原因共同導(dǎo)致壓比偏差。

本文模型與Joo W G的激盤模型對(duì)Rotor 67轉(zhuǎn)子的壓比特性模擬結(jié)果對(duì)比如圖10所示，其中激盤模型的激盤位置位于風(fēng)扇出口。從圖中可見(jiàn)，分裂激盤模型改進(jìn)了激盤模型的結(jié)果。風(fēng)扇在正常工作范圍內(nèi)，分裂激盤模擬的壓比特性更接近于3維模擬結(jié)果，主要由于分裂激盤模型的邊界基本擬合了風(fēng)扇進(jìn)、出口的幾何形狀，而激盤模型的邊界為環(huán)形平面，引起相對(duì)出口氣流角的誤差，進(jìn)一步產(chǎn)生風(fēng)扇加功量不同的問(wèn)題。而且分裂激盤模型不需要選擇激盤盤面的位置和后續(xù)的修正，相對(duì)于激盤模型能夠更加準(zhǔn)確地模擬風(fēng)扇的特性。

圖9 最高效率點(diǎn)下總壓比徑向分布

圖10 分裂激盤模型與激盤模型的壓比特性對(duì)比

由于在建立分裂激盤模型時(shí)，控制方程的時(shí)間復(fù)雜度并沒(méi)有成比例增加，監(jiān)控計(jì)算過(guò)程的殘差如圖11所示。從圖中可見(jiàn)，2種模型殘差的收斂速度量級(jí)相當(dāng)。由于本文模型對(duì)3維定常流場(chǎng)的N-S方程采用3階精度有限體積法離散，隱式LU-SGS（虛）時(shí)間推進(jìn)法迭代求解。對(duì)流通量采用Roe格式計(jì)算，擴(kuò)散通量采用中心差分格式計(jì)算。湍流模型為CG K-epsilon線性湍流模型，模型參數(shù)輸運(yùn)方程采用混合隱式迭代加解析方法求解，因此可以通過(guò)K和epsilon的殘差量級(jí)判斷計(jì)算是否收斂。圖中K與epsilon的殘差量最終都在10-4量級(jí)以下，可認(rèn)為計(jì)算達(dá)到收斂。

圖11 Rotor67轉(zhuǎn)子計(jì)算殘差對(duì)比

3 分裂激盤模型對(duì)總壓畸變的模擬

3.1 壓氣機(jī)模型與畸變條件

本文選用的多級(jí)壓氣機(jī)模型為NASA Compressor 74A。該壓氣機(jī)為5級(jí)核心壓氣機(jī)，由于文獻(xiàn)[17]中研究了前3級(jí)的總體性能，因此本文也僅對(duì)壓氣機(jī)的前3級(jí)進(jìn)行模擬和分析。壓氣機(jī)基本結(jié)構(gòu)如圖12所示，基本設(shè)計(jì)參數(shù)見(jiàn)表2。

圖12 NASA Compressor 74A壓氣機(jī)前3級(jí)葉型流道結(jié)構(gòu)

表2 壓氣機(jī)前3級(jí)基本參數(shù)

分別對(duì)無(wú)畸變和畸變條件下的壓氣機(jī)氣動(dòng)穩(wěn)定性進(jìn)行分析，以檢測(cè)分裂激盤模型對(duì)于穩(wěn)態(tài)總壓畸變的模擬能力。其中畸變條件的進(jìn)口總壓給定如圖13所示。為模擬進(jìn)氣道出口畸變情況，設(shè)置為既存在徑向畸變又存在周向畸變。無(wú)畸變區(qū)總壓為101325 Pa，低壓畸變區(qū)總壓為無(wú)畸變區(qū)的90%。

圖13 進(jìn)口總壓分布

3.2 畸變模擬結(jié)果分析

壓氣機(jī)前3級(jí)葉柵進(jìn)、出口的總壓分布如圖14所示。從圖中可見(jiàn)，進(jìn)口的總壓畸變對(duì)葉柵區(qū)域的總壓分布產(chǎn)生影響，畸變區(qū)氣流的徑向分布引起壓氣機(jī)內(nèi)氣流徑向重新分布；葉尖周向總壓的分布也顯示出經(jīng)過(guò)葉柵后，氣流發(fā)生摻混；經(jīng)過(guò)前3級(jí)葉柵后，總壓畸變有一定改善。

圖14 壓氣機(jī)前3級(jí)進(jìn)、出口的總壓分布

在設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速下進(jìn)口總壓畸變與無(wú)畸變的壓氣機(jī)流量-壓升特性曲線對(duì)比如圖15所示。從圖中可見(jiàn)，總壓畸變導(dǎo)致壓氣機(jī)總壓比減小，且畸變時(shí)壓氣機(jī)的特性曲線整體向失速邊界靠近，表明該模型能模擬總壓畸變對(duì)壓氣機(jī)性能的影響。

圖15 壓氣機(jī)壓比特性對(duì)比

4 進(jìn)氣道/風(fēng)扇聯(lián)合流場(chǎng)數(shù)值計(jì)算

由于已經(jīng)驗(yàn)證了分裂激盤模型可以很好地模擬風(fēng)扇正常工作時(shí)的特性，分別對(duì)進(jìn)氣道和風(fēng)扇的工作特性進(jìn)行分析，得到共同匹配點(diǎn)后，用分裂激盤模型代替3維風(fēng)扇模型進(jìn)行進(jìn)氣道-風(fēng)扇聯(lián)合流場(chǎng)的數(shù)值模擬研究。

4.1 進(jìn)氣道模型與工作特性

本文所研究的進(jìn)氣道幾何形狀已經(jīng)確定，且斜板可根據(jù)飛行條件調(diào)整角度，如圖16所示。第1道斜板前和第2、3道斜板間的角度是固定的，只有第1、2道斜板間可根據(jù)來(lái)流條件不同與發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)不同繞接縫轉(zhuǎn)動(dòng)[18]。

對(duì)不同來(lái)流馬赫數(shù)和斜板角度的進(jìn)氣道工作特性進(jìn)行分析，來(lái)流靜壓均為22700 Pa。選擇的典型進(jìn)氣道斜板角度與來(lái)流馬赫數(shù)條件分別為：（1）來(lái)流馬赫數(shù)為1.33，斜板角度為-2.7°；（2）來(lái)流馬赫數(shù)為1.33，斜板角度為 2°；（3）來(lái)流馬赫數(shù)為 2.25，斜板角度為13.14°。得到接近臨界狀態(tài)進(jìn)氣道各項(xiàng)參數(shù)見(jiàn)表3。

圖16 斜板角度為-2°的進(jìn)氣道幾何截面

表3 接近臨界狀態(tài)進(jìn)氣道各項(xiàng)參數(shù)

4.2 風(fēng)扇模型與工作特性

與該變幾何進(jìn)氣道匹配的是1.5級(jí)風(fēng)扇，即1排導(dǎo)向葉片、1排動(dòng)葉和1排靜葉。單級(jí)風(fēng)扇定常模擬所用的計(jì)算網(wǎng)格如圖17所示。在不同轉(zhuǎn)速的計(jì)算過(guò)程中，導(dǎo)向葉片與軸向的夾角始終為 0°。

圖17 1.5級(jí)風(fēng)扇定常計(jì)算所用網(wǎng)格

根據(jù)圖17葉片和風(fēng)扇流道的幾何模型，建立計(jì)算域，在進(jìn)口導(dǎo)葉前和靜葉后延伸2個(gè)弦的長(zhǎng)度作為邊界條件的緩沖。使用RANS方法進(jìn)行數(shù)值模擬，由于計(jì)算方法已廣泛用于風(fēng)扇3維計(jì)算，因此無(wú)需對(duì)計(jì)算結(jié)果與計(jì)算方法進(jìn)行驗(yàn)證。得到流場(chǎng)的詳細(xì)參數(shù)與風(fēng)扇的絕熱效率、等熵效率等特性參數(shù)。綜合各轉(zhuǎn)速下的風(fēng)扇定常特性，得到風(fēng)扇壓比特性曲線如圖18所示。其中設(shè)計(jì)最大轉(zhuǎn)速為7975 r/min。

圖18 風(fēng)扇總壓比特性曲線

4.3 包含分裂激盤的進(jìn)氣道/風(fēng)扇聯(lián)合流場(chǎng)模擬

由前2節(jié)所得進(jìn)氣道與風(fēng)扇單獨(dú)的工作特性，根據(jù)換算流量的定義

對(duì)于上節(jié)的風(fēng)扇工作特性，由于設(shè)置的進(jìn)口條件與標(biāo)準(zhǔn)大氣一致，可以直接將結(jié)果作為換算流量和換算轉(zhuǎn)速使用。換算流量匹配如圖19所示，其中3條與x軸平行的線分別代表3個(gè)進(jìn)氣道換算流量：128.44、110.94、76.87 kg/s。

由此選擇斜板角度為2°，Ma=1.33的進(jìn)氣道與設(shè)計(jì)最大轉(zhuǎn)速為7975 r/min的風(fēng)扇，理論上流量匹配。應(yīng)用分裂激盤模型對(duì)該狀態(tài)下的風(fēng)扇葉柵進(jìn)行?；?，進(jìn)氣道-風(fēng)扇聯(lián)合流場(chǎng)的計(jì)算域如圖20所示，真實(shí)的網(wǎng)格劃分至動(dòng)葉的前緣之前，動(dòng)葉和靜葉之間間隙和靜葉后的網(wǎng)格均由程序自動(dòng)生成，如圖21所示。

圖19 換算流量匹配

圖20 聯(lián)合流場(chǎng)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)

圖21 風(fēng)扇部分自動(dòng)生成的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)

對(duì)進(jìn)氣道-壓氣機(jī)聯(lián)合流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬，可得聯(lián)合內(nèi)流特性，如圖22所示。從圖中可見(jiàn)，聯(lián)合流場(chǎng)的最大流量要略小于單獨(dú)進(jìn)氣道的內(nèi)流最大流量。分析可知主要原因是進(jìn)氣道出口的總壓畸變影響了風(fēng)扇的性能，導(dǎo)致風(fēng)扇能夠通過(guò)的最大流量受到限制。

對(duì)相同邊界條件下的單獨(dú)進(jìn)氣道與聯(lián)合流場(chǎng)數(shù)值模擬結(jié)果對(duì)比，內(nèi)流馬赫數(shù)與進(jìn)氣道出口的總壓分別如圖23、24所示。

圖22 發(fā)動(dòng)機(jī)流量與風(fēng)扇出口反壓的關(guān)系

圖23 馬赫數(shù)對(duì)比

圖24 進(jìn)氣道出口總壓對(duì)比

由單獨(dú)進(jìn)氣道與聯(lián)合流場(chǎng)的結(jié)果對(duì)比可知，加入分裂激盤模型進(jìn)行聯(lián)合計(jì)算對(duì)進(jìn)氣道內(nèi)流特性的影響可以忽略。由于理論上已經(jīng)證明進(jìn)氣道與風(fēng)扇達(dá)到匹配狀態(tài)，聯(lián)合流場(chǎng)與單獨(dú)的數(shù)值模擬結(jié)果的一致性證明了分裂激盤模型可對(duì)進(jìn)氣道/風(fēng)扇的聯(lián)合流場(chǎng)進(jìn)行一體化分析。

5 結(jié)論

本文基于激盤模型建立了1個(gè)相對(duì)更準(zhǔn)確的分裂激盤模型，減小了激盤模型假設(shè)產(chǎn)生的誤差。通過(guò)對(duì)Rotor 67轉(zhuǎn)子的數(shù)值模擬驗(yàn)證，分析多級(jí)壓氣機(jī)在穩(wěn)態(tài)總壓畸變的性能影響，得到以下結(jié)論：

（1）分裂激盤模型對(duì)風(fēng)扇的模化方法使其不需要相應(yīng)的修正，比常規(guī)激盤模型更精確，同時(shí)計(jì)算收斂速度沒(méi)有明顯減慢。且不同于常規(guī)激盤模型激盤前、后流場(chǎng)參數(shù)無(wú)法使用的問(wèn)題，該模型由于沒(méi)有對(duì)風(fēng)扇幾何進(jìn)行?；?，因此激盤前、后的流場(chǎng)參數(shù)有一定的參考價(jià)值。

（2）分別計(jì)算進(jìn)氣道和風(fēng)扇的工作特性，通過(guò)折合流量這一參數(shù)，得到進(jìn)氣道與風(fēng)扇流量匹配的理論狀態(tài)點(diǎn)。通過(guò)分裂激盤模型對(duì)風(fēng)扇?；?，并與進(jìn)氣道進(jìn)行聯(lián)合計(jì)算，得到的流場(chǎng)參數(shù)驗(yàn)證了使用分裂激盤模型對(duì)進(jìn)發(fā)一體化問(wèn)題的可行性。

綜上所述，該模型在原激盤模型的基礎(chǔ)上提高了計(jì)算精度，更準(zhǔn)確地描述了葉柵級(jí)之間的流動(dòng)規(guī)律，同時(shí)有效地對(duì)針對(duì)進(jìn)氣道-風(fēng)扇的聯(lián)合流場(chǎng)進(jìn)行性能分析。相對(duì)于其他常見(jiàn)的簡(jiǎn)化模型如黏性徹體力模型，分裂激盤模型可對(duì)進(jìn)氣道-壓氣機(jī)流場(chǎng)進(jìn)行聯(lián)合數(shù)值計(jì)算，使其成為分析進(jìn)發(fā)一體化問(wèn)題的有力工具。