基于進(jìn)氣道總壓畸變試驗(yàn)的插板數(shù)值模擬研究

朱愛迪，鐘易成

(南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

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基于進(jìn)氣道總壓畸變試驗(yàn)的插板數(shù)值模擬研究

朱愛迪，鐘易成

(南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

摘要：通過數(shù)值計(jì)算方法研究了進(jìn)氣道插板式總壓畸變試驗(yàn)技術(shù)。在已有試驗(yàn)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，應(yīng)用數(shù)值仿真的手段模擬了插板擾流后的流場特性，分析了插板后不同位置的流場結(jié)構(gòu)和畸變度。通過和試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比，得出計(jì)算結(jié)果在AIP截面和試驗(yàn)結(jié)果在趨勢上吻合良好，數(shù)值上則存在較大差異。在插板后異于AIP截面，存在能滿足周向總壓畸變指數(shù)與試驗(yàn)值相當(dāng)?shù)慕孛?，從而可通過插值處理，計(jì)算出不同進(jìn)口馬赫數(shù)對應(yīng)的計(jì)算截面，對試驗(yàn)進(jìn)行初步預(yù)估。

關(guān)鍵詞：數(shù)值計(jì)算；插板；總壓畸變

0引言

隨著飛機(jī)飛行速度、高度的不斷提高，機(jī)動性的不斷增加，導(dǎo)彈武器的使用，進(jìn)氣道出口氣流產(chǎn)生畸變，嚴(yán)重影響了發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定工作。目前國內(nèi)主要通過插板畸變試驗(yàn)來確定所允許的發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場畸變程度[1]。插板試驗(yàn)技術(shù)最初是由俄羅斯發(fā)展起來的，它是通過在發(fā)動機(jī)前放置一定高度的擾流器，產(chǎn)生動態(tài)+穩(wěn)態(tài)的畸變流場，以得到與進(jìn)口流場一致的畸變圖譜與指數(shù)，來考核發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定性[2]。

插板畸變試驗(yàn)屬于風(fēng)險(xiǎn)比較高的試驗(yàn)科目，如果對插板深度與進(jìn)氣畸變程度沒有清晰的認(rèn)識，在試驗(yàn)中可能會對發(fā)動機(jī)造成不必要的損害。而且試驗(yàn)的周期長成本高，不能對設(shè)計(jì)加工起到預(yù)見和指導(dǎo)作用?？紤]到數(shù)值模擬技術(shù)經(jīng)濟(jì)而且快速的特點(diǎn)，可以運(yùn)用數(shù)值方法對試驗(yàn)過程進(jìn)行模擬，預(yù)估試驗(yàn)方案[3]。

在已有總壓畸變試驗(yàn)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，運(yùn)用Fluent軟件進(jìn)行數(shù)值模擬，獲取畸變流場結(jié)構(gòu)以及相關(guān)畸變評定參數(shù)的變化規(guī)律，并和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比。

1數(shù)值計(jì)算

數(shù)值模擬的對象簡圖如圖1所示。

圖1　試驗(yàn)裝置

試驗(yàn)裝置為一內(nèi)徑D=206mm的足夠長的等直段，前部安裝雙扭線型進(jìn)氣頭部，以保持均勻來流。頭部與試驗(yàn)段采用螺栓聯(lián)接，聯(lián)接處即為放置插板位置，便于更換插板。插板后2D處為測量截面，總壓測耙就安裝在這個截面上。插板有效厚度為12mm，其幾何特性由相對堵塞深度L=H/D來描述，如圖2所示。

圖2　擾流插板幾何特性簡圖

由于該幾何模型結(jié)構(gòu)相對簡單，因此在生成網(wǎng)格時在整個計(jì)算域內(nèi)均選擇結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。在插板附近及近壁面區(qū)域?qū)W(wǎng)格進(jìn)行加密，使得Y+符合計(jì)算模型要求，其他通流部分則采用較粗的網(wǎng)格。計(jì)算網(wǎng)格也進(jìn)行了網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，對不同網(wǎng)格密度的模型進(jìn)行了試算，結(jié)果表明當(dāng)網(wǎng)格總數(shù)超過90萬后，AIP截面氣動參數(shù)無明顯變化，因此文中計(jì)算模型網(wǎng)格數(shù)都保持在90萬左右。

數(shù)值計(jì)算采用Fluent軟件，基于雷諾平均的N-S方程組，有限體積法離散控制方程，它全面的考慮了流體的粘性、熱傳導(dǎo)和可壓縮性等的影響。層流粘性系數(shù)由Sutherland公式求出，湍流模型選取SSTk-ω模型。進(jìn)口采用壓力遠(yuǎn)場邊界，出口采用壓力出口邊界，其余均為無滑移絕熱壁面邊界。

2計(jì)算結(jié)果與分析

文中對L=30%和L=40%的插板分別計(jì)算了4個試

驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)。通過調(diào)節(jié)出口背壓，在雙扭線出口獲取所需要的來流馬赫數(shù)M1。在AIP截面后氣流方向沿程截取若干個截面，觀察流場變化情況。由于計(jì)算狀態(tài)比較多，只選取一個狀態(tài)點(diǎn)的流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析。

圖3和圖4分別為L=30%，M1=0.282時進(jìn)氣系統(tǒng)的二維流線圖和沿氣流方向不同截面的總壓畸變圖譜。從流線圖可以看出，插板后產(chǎn)生了回流區(qū)域，由于氣流的摻混造成了總壓的損失。從圖4可以看出，總壓畸變圖譜基本分為明顯的三個區(qū)域，其中2個壓力梯度較小，分別為高壓區(qū)和低壓區(qū)，一個壓力梯度較大，為摻混區(qū)。隨著氣流沿程的不斷摻混，在達(dá)到插板后某截面時，總壓畸變圖譜形狀以及等值線的大小基本不再變化。

圖3　L=30%，M1=0.282時進(jìn)氣系統(tǒng)流線圖

圖4　L=30%，M1=0.282時插板后沿程不同截面總壓畸變圖譜

對數(shù)值計(jì)算得到的流場數(shù)據(jù)進(jìn)行了分析，并同試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比，以考察數(shù)值計(jì)算結(jié)果同試驗(yàn)測量值之間的區(qū)別。

從圖5可以看出，對于L=30%和L=40%的插板，隨著M1的增大，不論是試驗(yàn)值還是計(jì)算值，總壓恢復(fù)系數(shù)呈單調(diào)下降趨勢；圖6則表明低壓區(qū)角度隨M1的增大基本不變，只與插板高度H有關(guān)。圖7表明隨著M1的增大，不論是試驗(yàn)值還是計(jì)算值，周向總壓畸變指數(shù)呈單調(diào)上升趨勢。

從圖5-圖7可以看出，在AIP截面，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)在趨勢上吻合較好，可以滿足定性分析，但是定量則存在較大差異，尤其當(dāng)插板高度變大、M1變大時。

圖5　總壓恢復(fù)系數(shù)隨M1變化情況

圖6　低壓區(qū)角度隨M1變化情況

圖7　Δσ0隨M1變化情況

數(shù)值模擬對板后氣流高壓區(qū)和低壓區(qū)的摻混能力不足，導(dǎo)致在AIP界面，數(shù)值計(jì)算數(shù)據(jù)普遍大于試驗(yàn)數(shù)據(jù)。氣流在板后經(jīng)過沿程摻混后會逐漸趨向均勻，周向總壓不均勻度也會逐漸較小。文中對沿程不同截面數(shù)據(jù)進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)分析。

圖8-圖9分別為插板高度L=30%和L=40%時沿程不同截面低壓區(qū)角度隨M1變化曲線圖。從圖中可以看出，隨著M1的增大，同一截面對應(yīng)的低壓區(qū)角度基本不變；對應(yīng)于同一M1，沿程不同截面低壓區(qū)角度變化不大。

圖8　L=30%低壓區(qū)角度沿程曲線圖

圖9　L=40%低壓區(qū)角度沿程曲線圖

圖10-圖11為插板高度L=30%和L=40%時Δσ0在不同進(jìn)口M1時沿程變化曲線圖。從圖中可以看出，Δσ0沿程單調(diào)降低，而且趨勢逐漸變緩，這主要是高低壓氣流之間由于不斷摻混而趨于均勻的緣故。這種趨勢與插板高度和氣流進(jìn)口馬赫數(shù)無關(guān)穩(wěn)態(tài)計(jì)算時，衡量畸變程度主

圖10　L=30%Δσ0沿程曲線圖

圖11　L=40%Δσ0沿程曲線圖

要考慮低壓區(qū)范圍和周向總壓畸變指數(shù)兩個參數(shù)。低壓區(qū)范圍沿氣流方向基本無變化，鑒于周向總壓畸變指數(shù)沿程單調(diào)降低，考慮對沿程不同截面畸變指數(shù)進(jìn)行曲線擬合處理，將試驗(yàn)值進(jìn)行插值，找出試驗(yàn)值所對應(yīng)的計(jì)算截面。結(jié)果如圖12所示。

從圖中可以看出，隨著M1的增加，Δσ0試驗(yàn)值所對應(yīng)的截面也在不斷后移；隨著插板高度H的增加，Δσ0試驗(yàn)值所對應(yīng)的截面也在后移。

當(dāng)試驗(yàn)要求不同的進(jìn)口M1時，可以根據(jù)該圖進(jìn)行插值，求得計(jì)算對應(yīng)截面值，然后進(jìn)行CFD計(jì)算，找出該截面的各種氣動參數(shù)，對試驗(yàn)進(jìn)行初步預(yù)估。

4結(jié)語

圖12　Δσ0試驗(yàn)值所對應(yīng)的計(jì)算截面試驗(yàn)裝置

運(yùn)用CFD技術(shù)數(shù)值模擬了不同高度插板的畸變試驗(yàn)的進(jìn)氣流場，獲得了畸變流場的氣動特性、總壓圖譜。在AIP截面，利用數(shù)值仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行精確的定量分析還難以實(shí)現(xiàn)。文中考慮利用插板后其它截面數(shù)值仿真數(shù)據(jù)和試驗(yàn)AIP截面數(shù)據(jù)進(jìn)行對比。對比結(jié)果表明，在插板后異于AIP截面，存在能滿足Δσ0與試驗(yàn)值相當(dāng)?shù)慕孛?，從而可通過插值處理，計(jì)算出不同進(jìn)口M1對應(yīng)的計(jì)算截面，對試驗(yàn)進(jìn)行預(yù)估。

參考文獻(xiàn):

[1] 江勇. 航空發(fā)動機(jī)插板式進(jìn)氣畸變實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究[D]. 西安:空軍工程大學(xué), 2005.

[2] 劉大響, 葉培梁. 俄羅斯的發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場畸變評定指南[J]. 燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究, 1994，(3): 1-10.

[3] 薛海波. 插板后畸變流場的數(shù)值模擬及參數(shù)分析[D]. 南京：南京航空航天大學(xué), 2009.

Research on Flashboard Numerical Simulation Based on Inlet

Total Pressure Distortion Experiment

ZHU Ai-di, ZHONG Yi-cheng

(College of Energy and Power, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

Abstract:The numerical calculated method is used to research on the technology of the total pressure distortion with flashboard. Based on experimental data, the method of numerical simulation is used to simulate the flow field. Then flow field structure and distortion degree of different positions behind the flashboard are analyzed. Comparing the numerical result with experimental data, they trend to great agreement, but a great difference is made in the mumerical value. Behind AIP, a section -where Δσ0is the same with experimental data. The interposition method can be used to calculate the section corresponding to different M1, and complete the preliminary estimation of the experiment.

Keywords:numerical simulation; flashboard; total pressure distortion

基金項(xiàng)目：國家863課題(2011AA110506)；國家科技支撐計(jì)劃項(xiàng)目(2011BAG01B05)

收稿日期：2014-11-29

中圖分類號：TH123+.1

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號：1671-5276(2015)03-0143-03

作者簡介：朱愛迪(1989-)，男，湖北天門人，碩士研究生，研究方向?yàn)榱鲌鰯?shù)值模擬。