摘 要：采用有限元方法對某型發(fā)動機(jī)尾噴管射流場在全加力工作狀態(tài)下進(jìn)行了定常數(shù)值模擬，并將數(shù)值計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，驗證了本文采用的計算方法和湍流模型的正確性。對不同尾噴管射流角度對道面的影響進(jìn)行了定常數(shù)值模擬，計算結(jié)果表明尾噴管射流對道面具有強(qiáng)烈的沖擊作用，表現(xiàn)為氣流作用在道面上極高的溫度和速度。

關(guān)鍵詞：尾噴管；射流；溫度；速度；數(shù)值模擬

中圖分類號：V228.7" " " " " " " 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A" " " " " 文章編號：1007 - 9734 （2024） 03 - 0026 - 04

0 引 言

隨著先進(jìn)航空推進(jìn)技術(shù)的發(fā)展，發(fā)動機(jī)的推力越來越大，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)的起飛滑跑距離越來越短，并常常伴隨著大仰角離陸，所以發(fā)動機(jī)尾噴管高溫高速氣流對機(jī)場道面或者航母甲板的燒蝕愈加嚴(yán)重。

國內(nèi)學(xué)者早就開展了對尾噴管氣流的流動進(jìn)行數(shù)值模擬的研究。趙堅行［1］采用有限元法數(shù)值模擬帶二次流可調(diào)收—擴(kuò)噴管內(nèi)外跨聲速和超聲速流場，研究了不同型式和飛行工況下尾噴管內(nèi)外流場，并對尾噴管進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計。王如根［2］采用有限體積法對矢量噴管的射流流場進(jìn)行了數(shù)值模擬。程用勝［3］采用NND方法結(jié)合時間分裂和矢通量分裂計算了三維噴管氣流場。李書［4］使用FLUENT軟件，以雷諾平均Navier-Stokes方程為控制方程，采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε湍流模型和增強(qiáng)壁面函數(shù)，模擬了噴管出口處的流場和溫度場分布。舒博文［5］基于中國空氣動力研究與發(fā)展中心開發(fā)的非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格求解器求解三維、定常、可壓縮Navier-Stokes方程組得到了噴管流場。國外研究者也對噴管氣流數(shù)值模擬做了大量的工作［6-10］。

本文運用計算流體力學(xué)研究某型發(fā)動機(jī)尾噴管射流對機(jī)場道面或者航母飛行甲板的影響，通過三維流動計算模擬出在飛機(jī)不同起飛仰角下發(fā)動機(jī)噴管外流場溫度和速度分布，為下一步進(jìn)行流體與道面的對流換熱提供溫度場和速度場；進(jìn)一步結(jié)合固體力學(xué)，可以計算出采用不同材料的機(jī)場道面或者航母飛行甲板受到噴管熱射流沖擊造成的熱應(yīng)力分布和變形分布隨時間變化規(guī)律，從而為機(jī)場道面和航母甲板的設(shè)計及維護(hù)提供一定的數(shù)據(jù)支撐。

1 數(shù)值模擬方法及模型準(zhǔn)確性驗證

選取某型發(fā)動機(jī)尾噴管作為計算對象。該噴管幾何參數(shù)為：入口直徑為964mm，出口直徑為1004mm，全加力工作狀態(tài)下喉部直徑為804mm。

尾噴管氣流流動可以用可壓縮粘性流動方程來描述。其控制方程如下：

質(zhì)量方程為：

[?ρ?t]+?（ρ·u）=0" " " " " " " " " " " " " " （1）

動量方程為：

ρ[?ρ?t]+ρ（u·?）u=?·（-p·I+τ）+F" " " " " " "（2）

能量方程為：

ρ·Cp[[?T?t+（u]·?）T]=-（?·q）+τ：S- [Tρ][ ?p?Tp][[?p?t]+（u·?）p]+Q" " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " "（3）

本文采用有限元法對尾噴管氣流質(zhì)量方程、動量方程和能量方程進(jìn)行離散化定常計算求解。

湍流模型采用k-ε模型，通過求解兩個單獨的輸運方程來確定湍流長度和時間尺度，其輸運方程如下：

[??t]（ρk）+[??xi]（ρkui）=[??xj][（[μ+μtσk]）[?k?xj]]+Gk+Gb-ρε-YM+SK" " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " " "（4）

[??t]（ρε）+[??xi]（ρεui）=[??xj][（[μ+μtσε]）[?ε?xj]]+G1ε[εk]（Gk+G3εGb）-

G2ε ρ[ε2k]+SK" " " " " " " " " " " " " " " " "（5）

當(dāng)尾噴管水平放置氣流無阻擋自由向后噴出時，此時流動可以看作軸對稱流動，所以可采用二維軸對稱定常流動對尾噴管氣流進(jìn)行計算。

網(wǎng)格劃分：采用自由四邊形網(wǎng)格，對邊界層進(jìn)行增厚處理，邊界層計算層數(shù)為8層，網(wǎng)格總數(shù)為4360，如圖1所示。

邊界條件設(shè)定：該型發(fā)動機(jī)在全加力工作狀態(tài)下，進(jìn)口總溫為2000.15K，總壓為303 975Pa，馬赫數(shù)為0.48，進(jìn)口為法向流入；出口給定混合流動，壓力為101 325Pa。對所有固體壁面均采用絕熱無滑移邊界條件，平行于流動方向沿噴管中心處邊界為軸對稱邊界。

當(dāng)計算收斂時，尾噴管整個截面處的氣流馬赫數(shù)分布如圖2所示。從圖2可以看出當(dāng)氣流從尾噴管噴出后，在尾噴管外界形成了明顯的馬赫環(huán)，這是因為當(dāng)超聲速氣流從固體涵道噴入有氣體的開放空間時，超聲速氣體流由于靜壓和外界靜壓不相等，會反復(fù)地發(fā)生過膨脹和過壓縮的現(xiàn)象，而氣體的壓縮是由激波完成的，激波相交的地方由于能量和密度顯著提高，氣體的亮度較高，形成了馬赫環(huán)這種獨特流動現(xiàn)象。

當(dāng)計算收斂時，尾噴管整個截面處的氣流速度分布如圖3所示。從圖3可以看出，速度分布與馬赫數(shù)分布基本一致。

截取尾噴管出口處速度場，計算出口處的線平均值為1109m/s，發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣質(zhì)量流量為112kg/s，經(jīng)計算得到發(fā)動機(jī)的推力為124 208N。由于該型發(fā)動機(jī)沒有詳細(xì)的尾噴管流場測量數(shù)據(jù)，僅有最大加力推力實驗值數(shù)據(jù)，所以本文將計算得到的推力值與最大加力推力實驗值數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，以驗證本文采用的計算模型及方法。該型發(fā)動機(jī)最大加力推力實驗值為122 580N，計算結(jié)果與實驗值誤差僅為1.33%，從而驗證了本文所采用的數(shù)值計算方法和湍流模型的正確性。

2 尾噴管—道面流場模型構(gòu)建

當(dāng)飛機(jī)大仰角起飛時，尾噴管離地面很近，此時必須考慮接地效應(yīng)，所以此時尾噴管出口氣流的數(shù)值模擬需要采用全三維流場定常計算。

2.1" 尾噴管—道面流場幾何模型

對飛機(jī)起飛仰角為45°、70°和90°（矢量噴管垂直起降）時尾噴管—道面流場進(jìn)行三維數(shù)值模擬，計算模型如圖4所示。在這三種情況下，尾噴口離地面最近處距離都取50cm。

2.2" 網(wǎng)格劃分及邊界條件

當(dāng)尾噴管與道面呈45°和70°時，對尾噴管內(nèi)計算域采用六面體網(wǎng)格，其余部分采用自由四面體網(wǎng)格。尾噴管與道面垂直時整個計算域均采用六面體網(wǎng)格。

邊界條件設(shè)定：進(jìn)口法向流入，總溫為2000.15K，總壓為303 975Pa，馬赫數(shù)為0.48；出口給定混合流動，壓力為101 325Pa。對所有固體壁面均采用絕熱無滑移邊界條件。

3 計算結(jié)果分析

當(dāng)定常計算取得收斂時，尾噴管射流與道面在三種不同角度時道面受射流沖擊核心區(qū)域表面溫度分布如圖5所示。

在圖5（a）中，當(dāng)尾噴管中軸線與道面呈45°時，道面受尾噴管射流沖擊核心區(qū)域溫度最高可達(dá)1649K，對應(yīng)圖中白色區(qū)域，溫度均在1500K以上，在白色區(qū)域之外，溫度逐漸遞減。

在圖5（b）中，當(dāng)尾噴管中軸線與道面呈70°時，道面受尾噴管射流沖擊核心區(qū)域溫度最高可達(dá)1638K，圖中白色區(qū)域的溫度也均在1500K以上，白色區(qū)域向外溫度依次降低。

在圖5（c）中，當(dāng)尾噴管中軸線與道面垂直時，道面受射流沖擊核心區(qū)域溫度最高為1541K，核心沖擊區(qū)域溫度均在1200K以上。對應(yīng)三種尾噴管射流入射角度，當(dāng)尾噴管射流呈45°沖擊道面時，道面受沖擊核心區(qū)域溫度最高值反而最大，這是由此時道面正處于激波交互區(qū)導(dǎo)致的。

尾噴管射流與道面在三種不同角度時近道面處受射流沖擊核心區(qū)域速度分布如圖6所示。

在圖6（a）中，當(dāng)尾噴管中軸線與道面呈45°時，道面受尾噴管射流沖擊核心區(qū)域速度最高可達(dá)1118m/s。圖6（b）中氣流最高速度為1186m/s，而圖6（c）中氣流最高速度為1066m/s。

4 結(jié)論及展望

（1）由計算結(jié)果可知，飛機(jī)在大仰角起飛時發(fā)動機(jī)尾噴管射流對道面具有極強(qiáng)的沖擊作用，表現(xiàn)為氣流的速度可達(dá)1186m/s，溫度最高為1649K。普通混凝土通常在溫度為300℃～600℃即可發(fā)生爆裂，而普通的不銹鋼最多可以經(jīng)受500℃的高溫，尾噴管射流溫度遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了普通混凝土和鋼材的耐高溫極限值，所以在設(shè)計和維護(hù)機(jī)場跑道混凝土道面和航母飛行甲板時，有必要對此給予關(guān)注。

（2）下一步將結(jié)合本文計算出來的溫度場和速度場數(shù)據(jù)，采用多物理場耦合方法研究尾噴管射流對使用不同材料的機(jī)場道面和航母飛行甲板壽命的影響。

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責(zé)任編校：裴媛慧，陳 強(qiáng)

The Numerical Simulation of Nozzle Jet Flow Effect on Runway Surface

SHI Yafeng

（Zhongyuan-Petersburg Aviation College，Zhongyuan University of Technology，Zhengzhou 450000，China）

Abstract：The jet flow field of aero-engine nozzle at the full afterburner state is simulated by finite element method.The computation results agrees well with the experiment data，which proves the correctness of computation method and turbulence model.The flow fields with three different angels of nozzle jet flow to the runway surface are simulated.The simulation results show the jet flow with high velocity and temperature has a strong effect on runway surface.

Key words： nozzle；jet flow；temperature；velocity；numerical simulation

收稿日期：2023-11-02

作者簡介：史亞鋒，男，河南洛陽人，博士，講師，研究方向為葉輪機(jī)械內(nèi)流動。