余柯鋒 胡金鑫 孫國民

摘? 要：基于Fluent軟件和真實受感器模型，采用數(shù)值仿真的方法，建立了與受感器實際使用環(huán)境近似的流場計算域，研究了兩種常見結(jié)構(gòu)的受感器對流場總壓場的影響，探索了受感器在不同工況下對流場不同位置的影響程度和流場沿程的總壓分布情況，獲得了一些關(guān)于受感器對流場總壓場和沿程總壓損失影響的結(jié)論，有益于指導后續(xù)的設計人員開展相關(guān)研究。

關(guān)鍵詞：受感器；數(shù)值仿真；流場總壓場；沿程總壓損失

中圖分類號：TP391.9；V23? 文獻標識碼：A? 文章編號：2096-4706（2023）03-0131-05

Numerical Simulation Study on the Effect of Sensors in Small and Medium

Aero-engines on the Flow Field Total Pressure Field

YU Kefeng1， HU Jinxin1， SUN Guomin2

（1.AECC Hunan Aviation Powerplant Research Institute， Zhuzhou? 412000， China; 2.Chongqing Airport Group Co.， Ltd.， Chongqing? 401120， China）

Abstract： Based on the Fluent software and the real sensor model， this paper adopts the numerical simulation method to establish a flow field computational domain that is similar to the actual use environment of the sensor. The influence of two kinds of sensors with common structures on the flow field total pressure field is studied. The influence of the sensor on different positions of the flow field and the total pressure distribution along the flow field under different working conditions are explored. Some conclusions about the influence of the sensor on the flow field total pressure field and the total pressure loss along the flow field are obtained， which is beneficial to guide the subsequent designers to carry out relevant research.

Keywords： sensor; numerical simulation; flow field total pressure field; total pressure loss along the flow field

0? 引? 言

在目前的航空發(fā)動機研制過程中，常常需要采用各種測量手段來測量試驗時發(fā)動機內(nèi)部的流道參數(shù)，從而為發(fā)動機的設計改進提供指導。試驗中可采用的測量技術(shù)手段可分為非接觸式測量手段和接觸式測量手段兩大類，其中，非接觸式測量手段主要包括使用先進的瞬態(tài)干擾速度測量設備，比如激光多普勒測速（LDV）、激光圖像測速（PIV）等；接觸式測量手段則主要是指各類受感器、熱線風速儀等。

對于中小型航空發(fā)動機而言，由于發(fā)動機整體尺寸小，流道尺寸受限，因此，最常用的獲取流道參數(shù)的測量手段就是受感器。使用受感器測量時，需將受感器伸入流場內(nèi)部直至探頭到達相應測點位置處，屬于侵入式測量手段，因此必然會對流場產(chǎn)生一定的影響，正確評估受感器對流場的影響，對于提高發(fā)動機內(nèi)部流場的測量測試精度有著重要的作用。

1? 數(shù)值仿真研究

本次研究采用了多方案、多算例計算對比的方式，選擇了兩種常見結(jié)構(gòu)的受感器（單點受感器和四點梳狀受感器），建立了與受感器實際使用環(huán)境近似的計算域，選取了與受感器實際應用環(huán)境條件相似的多個進氣條件，通過對比不同工況下插入受感器前后流場總壓場的變化，了解受感器對流場總壓場的影響。

1.1? 數(shù)值仿真研究方法

考慮到常見的中小型航空發(fā)動機流道尺寸的結(jié)構(gòu)特點，將計算域模型簡化為簡單的環(huán)形流道，選擇單點受感器和四點梳狀受感器為基本研究對象。數(shù)值仿真研究工具采用商業(yè)軟件Fluent。

本文中的計算模型均采用ANSYS ICEM進行網(wǎng)格劃分，由于模型較多，且受感器內(nèi)部結(jié)構(gòu)復雜，因此本文所有涉及的算例的模型網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。由于參照實際試驗件選擇，受感器整體尺寸較小，與計算域全局尺寸存在一定差異，因此在受感器附近對網(wǎng)格進行局部加密后設置1.3的增長比以便減小網(wǎng)格的尺寸梯度，通過試計算發(fā)現(xiàn)近壁面y+值在4左右，為滿足計算精度要求，在壁面設置了10層邊界層。

網(wǎng)格質(zhì)量的好壞決定了最終計算結(jié)果的準確性，網(wǎng)格數(shù)量的選擇是影響網(wǎng)格質(zhì)量的重要因素，在正式計算之前，有必要研究網(wǎng)格數(shù)量對計算結(jié)果的影響，從而選擇合適的網(wǎng)格數(shù)量進行正式仿真計算。本次研究在劃分網(wǎng)格的過程中，進行了不斷地網(wǎng)格整體加密及受感器局部加密，網(wǎng)格數(shù)量變化分別為61萬、164萬、300萬、427萬、586萬、696萬。通過計算發(fā)現(xiàn)，在網(wǎng)格數(shù)164萬、300萬、427萬、586萬、696萬時，總壓測量誤差絕對值小于5 Pa，相對誤差均小于0.01%，總的來說可以認為網(wǎng)格數(shù)量達到400萬以后，總壓測量值基本穩(wěn)定，網(wǎng)格數(shù)量的差異對計算結(jié)果帶來的影響可忽略，綜合考慮計算效率，選擇略大于400萬的網(wǎng)格數(shù)量。

計算域入口邊界條件設定為壓力入口，設置總溫、總壓、速度方向，環(huán)境溫度293.15 K、靜壓101 325 Pa；計算域出口邊界條件設定為壓力出口，出口靜壓為101 325 Pa；計算域周向與壓力受感器壁面設定為無滑移壁面；采用Fluent求解，湍流模型為標準k-e。

為了直觀地表示經(jīng)過受感器對流場上下游流場均勻性的影響，以受感器頭部入口處的軸向坐標為零點，記為Y=0，向流場入口方向為正，向流場出口方向為負，分別在上中下游三個共取9個觀察截面，從圖1可以看出，受感器布設于y4和y5觀察截面之間。

1.2? 數(shù)值仿真研究結(jié)果與分析

在分析數(shù)值仿真研究結(jié)果時，從受感器對流場總壓場的影響和沿程總壓損失兩個角度開展分析，其中，流場的沿程總壓損失定義為沿程各個觀察截面的總壓測量值與來流總壓之差占動壓頭的百分比，計算公式為：

其中，Pt，i是流場插入受感器后i截面的平均總壓，Pt，in是流場插入受感器前i截面的平均總壓。

1.2.1? 單點受感器對流場總壓場的影響

圖2顯示了單點受感器對流場總壓場的影響。從圖中可以看出，在單點受感器正后方存在一片低壓區(qū)，該區(qū)域的徑向?qū)挾妊亓飨蛑饾u減小，在下游一定距離，總壓逐漸恢復。支桿尾跡向外壁面收縮，呈弓形。受感器在其下游造成流場總壓損失的主要原因是氣流在受感器支桿和感壓管處出現(xiàn)了局部損失。感壓管處的尾跡無論從軸向?qū)挾冗€是徑向高度，都明顯小于支桿后的尾跡。在感壓管頭部的倒角處對稱出現(xiàn)了兩個漩渦，此處，總壓最小，流速也最小，感壓管造成的局部損失最大。緊貼感壓管兩側(cè)的低壓區(qū)徑向尺寸沿流向均勻減小，越靠近感壓管外壁，壓力梯度越稀疏。兩側(cè)低壓區(qū)在感壓管尾部匯合，形成一個細長的尾跡，尾跡處的壓力梯度密集，沿流向，壓力梯度逐漸稀疏。受感器上游，貼近流域內(nèi)外壁面的低壓區(qū)厚度沿流向幾乎無變化，但是，在受感器下游該區(qū)域厚度沿流向逐漸增加，則可知受感器對流場上游的附面層無影響，但會增大其下游附面層的厚度。

1.2.2? 單點受感器對流場沿流程不同截面總壓損失的影響

圖3表示的是在不同氣流馬赫數(shù)、偏轉(zhuǎn)角的情況下，插入單點受感器時，各觀察截面總壓損失系數(shù)的變化情況。

從圖3可以看出，在馬赫數(shù)不超過0.4的工況下，改變氣流偏轉(zhuǎn)角度對沿程總壓損失的影響很小，曲線重合度非常高；而當馬赫數(shù)不小于0.6時，無論是受感器上游截面還是受感器下游截面，氣流偏轉(zhuǎn)角對沿程總壓損失的數(shù)值都有一定的影響，但是，氣流偏轉(zhuǎn)角的變化，始終不會改變總壓損失沿程的變化趨勢。當馬赫數(shù)為0.6時，上游截面總壓損失系數(shù)隨角度的增加是變化趨勢是波動的，波動范圍不超過0.007%，因此可認為上游截面的總壓損失系數(shù)不受氣流偏轉(zhuǎn)角的影響。該馬赫數(shù)下的下游截面總壓損失系數(shù)隨氣流偏轉(zhuǎn)角的變化趨勢仍然是波動的，波動幅度為0.015%，比上游截面的而波動幅度大。因此在高馬赫數(shù)下，氣流偏轉(zhuǎn)角對下游截面的總壓損失系數(shù)影響大于對上游截面的影響。但因其波動范圍不超過0.02%，可認為受感器對流場沿程總壓損失系數(shù)的影響不會明顯隨著氣流偏轉(zhuǎn)角的變化而變化。

1.2.3? 四點梳狀受感器對流場總壓場的影響

圖4顯示了四點梳狀受感器在不同進氣條件下對流場總壓場的影響。從圖中可以看出，當Ma=0.2時，氣流流速較低，經(jīng)過套管外圍流體產(chǎn)生了分離，主要的總壓損失還是由于外圍的分離損失，但經(jīng)過和套管流出的氣流混合，使得下游未見大面積的尾跡區(qū)；當Ma=0.8時，流速較高沿外圍已經(jīng)有明顯可見的氣流分離，經(jīng)過套管流出的氣流流速也比較高，尚未來得及混合已經(jīng)向外噴出，因此可以看到，套管下游兩側(cè)有兩個漩渦區(qū)，下游的尾跡寬度和沿流向的長度也更長。存在氣流偏轉(zhuǎn)角的工況，由于受感器的迎風面積相應增大，其尾跡區(qū)的寬度比0°進氣時更寬，總壓損失也更大。

1.2.4? 四點梳狀受感器對流場沿流程不同截面總壓損失的影響

圖5表示的是在不同氣流馬赫數(shù)、偏轉(zhuǎn)角的情況下，插入四點梳狀受感器時，各觀察截面總壓損失系數(shù)的變化情況。

從圖5中可以看出，當四種不同的馬赫數(shù)工況下，在受感器上游截面也就是y1～y4截面，沿流程總壓損失系數(shù)是逐漸增加的，但即使在距離受感器頭部最近（d=5 mm）的y4截面總壓損失也只有0.392 8%，相比于y1截面增長了不到0.1%，由氣流偏轉(zhuǎn)角引起的變化不大。從y4截面以后總的變化趨勢都是經(jīng)過受感器之后總壓損失系數(shù)銳減再逐步增加，但由各氣流偏轉(zhuǎn)角引起的總壓損失系數(shù)變化開始出現(xiàn)較大差異，其中0°和5°曲線基本重合，從y5截面開始總壓損失直線上升，到y(tǒng)9截面總壓損失系數(shù)為0.455%，中間角度15°、25°和35°三條曲線基本同步變化，總壓損失系數(shù)增加的位置向后偏離到y(tǒng)6開始上升，沿程各截面的總壓損失系數(shù)隨著氣流偏轉(zhuǎn)角增加而增加但幅度不大，到距離受感器最遠的截面y9總壓損失增加的幅度又與角度變化成負相關(guān)。總的來說，受感器對上游的影響程度是有限的可以忽略不計。當馬赫數(shù)大于0.6時，氣流偏轉(zhuǎn)角與總壓損失系數(shù)成正相關(guān)，并且隨著馬赫數(shù)的增大而增大，受感器下游的y5截面，0.8馬赫工況下受感器對流場造成總壓損失系數(shù)幾乎是0.6馬赫工況的2倍。

2? 結(jié)? 論

本次研究得到以下結(jié)論：

（1）插入受感器后，受感器對流場上游的附面層無影響，但會增大其下游附面層的厚度。

（2）插入受感器后，受感器對流場上游總壓場基本沒有影響，但會在下游產(chǎn)生有限的尾跡區(qū)域，在尾跡區(qū)內(nèi)，壓力會明顯降低，且下游尾跡區(qū)的形狀和大小，明顯受到進氣條件的影響。

（3）插入受感器后，流場上游截面的總壓損失系數(shù)不受氣流偏轉(zhuǎn)角的影響。在低馬赫數(shù)工況下，可近似認為插入受感器后，當氣流偏轉(zhuǎn)角的變化時，沿程總壓損失系數(shù)的變化規(guī)律不會跟隨氣流偏轉(zhuǎn)角的變化而變化；在高馬赫數(shù)工況下，氣流偏轉(zhuǎn)角對下游截面的總壓損失系數(shù)影響大于對上游截面的影響，氣流偏轉(zhuǎn)角和氣流馬赫數(shù)的變化會影響沿程總壓損失系數(shù)的絕對值，當馬赫數(shù)大于0.6時，氣流偏轉(zhuǎn)角與總壓損失系數(shù)成正相關(guān)，并且隨著馬赫數(shù)的增大而增大，在受感器下游最接近的y5截面，0.8馬赫工況時的總壓損失系數(shù)幾乎是0.6馬赫工況的2倍。

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作者簡介：余柯鋒（1990—），女，漢族，湖北宜昌人，工程師，碩士研究生，研究方向：發(fā)動機測試技術(shù)；胡金鑫（1998—），男，漢族，四川瀘州人，助理工程師，碩士研究生，研究方向：發(fā)動機測試技術(shù)。

收稿日期：2022-09-06