結冰風洞擴散段損失分析研究

劉衛紅,彭 強 ,符 澄,黃為民

(中國空氣動力研究與發展中心,四川綿陽 621000)

0 引 言

氣流在風洞管道內流動時必然有能量損失,這種損失有摩擦損失、分離損失、擴壓損失等。連續式風洞中氣流的能量全部由動力裝置提供,在相同的試驗段流動條件下,氣流經過風洞回路的損失越小,則需要動力裝置補充的能量就越低,消耗的電能也將越低。在設計風洞過程中,必須事先估算風洞的能量比,一方面是檢驗設計質量,更重要的是根據能量比確定風洞所需要的功率,由此選擇電機。因此準確確定風洞的能量比是確定風洞總體氣動性能的關鍵。

1 試驗平臺

結冰引導風洞是一座閉口亞聲速回流式風洞,配置有3個可更換試驗段。風洞主試驗段截面尺寸為300mm×200mm,設計最高速度210m/s。風洞回路如圖1所示,由可更換試驗段、可變擴散段、方圓過渡段、第一擴散段、第一拐角段、第二擴散段、第二拐角段、風扇段、第三擴散段、圓方過渡段、第三拐角段、冷卻器、第四拐角段、穩定段和收縮段組成。

圖1 結冰風洞輪廓圖Fig.1 Sketch of the icing wind tunnel

在完成風洞通氣調試后,進行了風洞各主要部段的氣流損失測試。測試結果表明,在風洞常壓常溫運行條件下,試驗段最高速度達不到設計值,而且損失遠超過工程估算值,如果在低壓狀態下(試驗段靜壓40000Pa)運行,損失還要增加。數據分析表明,與工程估算結果相比,風洞第三擴散段、三、四拐角段、冷卻器段、穩定段數據基本吻合,但收縮段至一擴出口、第二擴散段差別較大。特別是試驗段至第二擴散段出口這一部分,實測值均大于0.220,遠高于工程估算值0.186。

為此運用CFD方法對風洞的內流場進行數值模擬,希望能找到原因,對風洞進行氣動外形修改,降低風洞損失。初步分析表明,在低速時,風洞該部段的損失與工程估算基本吻合,而高速時相差較大,因此可能是壓縮性對風洞部段的損失影響引起的,而且主要是在速度較高的部段。從一擴出口至二擴,氣流速度已較低,工程估算的損失與實際接近,同時受計算能力限制,因此模擬時選取的計算域為收縮段入口至一擴出口。

2 分析方法

數值模擬時采用通用流體模擬軟件Fluent,因試驗段速度較高,屬可壓范圍,因此采用求解雷諾平均NS方程的耦合方法。在湍流模型方面,初步模擬結果表明,采用SA湍流模型的結果與試驗結果更接近,因此在其后的模擬中均采用了SA湍流模型。

3 原設計狀態模擬結果

原設計狀態的可更換試驗段、可變擴散段、方圓過渡段、第一擴散段尺寸見圖2,前接收縮段(入口1100mm×800mm,長度1350mm)和試驗段(300mm×200mm,長度650mm)。為了與試驗結果進行對比,數值模擬的條件為常壓(105Pa)常溫(300K)狀態和低壓(54000Pa)常溫(300K)狀態。模擬結果見表1和表 2。

圖2 原設計狀態下該段的氣動輪廓圖Fig.2 Aerodynamic configuration of original design

表1 原設計狀態下常溫常壓時當量損失系數的模擬結果Table1 Simulated equivalent loss coefficients under constant temperature and constant pressure with original design

表2 原設計狀態下低壓常溫時當量損失系數的模擬結果Table 2 Simulated equivalent loss coefficients under constant temperature and low pressure with original design

圖3的數值模擬結果與試驗結果對比表明,常壓時模擬結果與試驗結果符合比較好,這說明數值模擬結果是比較可靠的。對比常壓和低壓時模擬結果,低壓時由于雷諾數更低,模擬部段總的損失系數平均偏高0.035左右。數值模擬和試驗都表明,該段的損失遠超過工程估算的0.168,導致整個風洞損失過大,而且在過渡擴散段和一擴的部分夾角處氣流有分離,影響了風洞性能。因此需要對風洞該段進行氣動修改設計。分析具體部段,損失主要集中在可更換試驗段、可變擴散段、方圓過渡段(合稱為過渡段)。一擴由于入口速度已較低,總損失受速度影響基本不變,試驗段是直管道,在整個速度范圍內的損失變化也不大,而收縮段的損失隨著試驗段速度的提高還呈現下降趨勢。因此修改時主要針對過渡段。

圖3 數值模擬結果與試驗結果對比Fig.3 Comparison of simulated results with test results

4 氣動修改設計

由于風洞損失過大,應對試驗段以后的部段進行氣動外形修改,以降低損失系數。修改后氣動輪廓見圖4。

方案主要減小了過渡擴散段、可變擴散段的當量擴散角,方變圓過渡段長度由 200mm增加到600mm,并使用跨聲速風洞上使用的分段控制當地過渡段擴散角設計技術,第一擴散段長度由1.5m減為1.1m,擴散角保持不變,試驗段至第一擴散段出口整個長度不變。修改后的模擬結果見表3。

圖4 修改后的氣動輪廓圖Fig.4 Aerodynamic configuration of modified design

表3 氣動修改后當量損失系數的模擬結果Table 3 Simulated equivalent loss coefficients with modified design

對比兩次的模擬結果,經過修改后,在各種試驗狀態下,氣流總損失都明顯降低了。收縮段、試驗段損失基本無變化,一擴由于長度減小部分損失轉移至過渡段,過渡段損失明顯減小。雖然圖5表明數值模擬與試驗結果略有差別,但使用CFD計算對比不同氣動方案的氣流總損失應是可靠的。因此這一段的氣動設計是很有潛力可挖的。

圖5 氣動修改后數值模擬結果與試驗結果比較Fig.5 Comparison of simulated results with test results of modified design

5 設計方案優化

為了充分挖掘設計潛能,盡可能降低風洞總損失系數,提升風洞性能,對試驗段至第二拐角段之間進行氣動外形優化設計。在改造前,對多種修改預案進行了CFD計算,計算條件模擬真實情況,為低壓(54000Pa)低溫(233K)狀態,各部段參數見表 4,參數符號說明參見圖4。

表4 修改預案Table 4 Modification schemes

修改預案參數的選取主要考慮以下幾個因素：一是過渡擴散段、可變擴散段、方變圓過渡段當地擴散角的分布和匹配關系,在前后面積比不變的條件下,確定最優化的氣動設計參數;二是控制第一擴散段擴散半角,確保第一擴散段氣流不分離;三是適當增加第一拐角段的入口尺寸,減小第二擴散段的面積比,降低氣流損失。

表5給出了各修改預案下部段的當量損失系數。經過綜合考慮,選擇預案9作為最終設計方案。在方案選取中,雖然過渡擴散段、可變擴散段選用小尺寸方案對該部段來說具有更小的損失系數,但考慮到試驗段支架段的布置及其堵塞度的要求,適中的尺寸是合適的;對過渡段,數據分析發現其當地擴散角對損失系數的影響較大,因此控制擴散半角,并使用分段式過渡方式,控制每段當地擴散角,可顯著減小過渡段的氣流損失;適度增加第一擴散段的出口直徑,可降低第一拐角段的入口速度,并控制第二擴散段的面積比,從整體上有利于降低從試驗段出口至第二拐角段入口之間的氣流損失。針對優選的設計方案,加工了試驗件,并對結果進行了實測。實測結果表明,在試驗段達到設計風速時,風洞總損失系數大大降低,為0.277,滿足風洞總體設計要求。而大風洞由于Re數更高,它的總損失系數比引導風洞的要低(數值模擬結果表明,在同樣條件下,大風洞該部段的損失系數為0.1273),因此,在同樣的運行狀態下,大風洞比引導風洞具有更多的功率余量。

表5 各修改預案下部段的當量損失系數Table 5 Simulated equivalent loss coefficients of different cases

數值模擬和試驗結果表明,在計算風洞部段損失時,當試驗段速度較低,氣流不可壓時,按常規方法設計的部段損失符合工程估算結果;而當試驗段速度較高,氣流壓縮性較強時,收縮段、試驗段及一擴損失變化不大,而過渡段的損失劇增,此時要嚴格控制擴散角度。

表6給出了各預案的部段當量擴散半角。當一擴擴散半角在3°以下,過渡段擴散角控制在2.5°以下損失較小。

表6 各部段的當量擴散半角Table 6 Equivalent half divergent angle of different cases

6 結 論

采用CFD技術結合實驗,成功降低了高亞聲速風洞擴散段的損失。研究結果表明,在試驗段速度較高時,要嚴格控制擴散段的角度,避免氣流分離,才能有效減小部段損失。利用CFD技術可以比較準確地模擬部段損失系數,彌補工程估算的不足。

[1]劉政崇,廖達雄,等.高低速風洞氣動與結構設計[M].北京：國防工業出版社,2003.

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