高空艙排氣系統參數化計算平臺研究

王玉芳,蘇金友,張宏明,趙浩

(1.航空工業北京長城計量測試技術研究所,北京 100095；2.中國航發四川燃氣渦輪研究院航空發動機高空模擬技術重點實驗室,四川 綿陽 621000；3.西安流固動力科技有限公司,陜西西安 710072）

0 引言

發動機的高空艙試驗是高性能航空發動機研制過程中不可或缺的環節。歐美等發達國家改建、新建各種航空發動機高空試驗設備,不斷提高發動機高空試驗技術能力[1]。高空艙排氣系統是高空艙的核心組成部分,其中排氣擴壓器是實現模擬飛行高度大氣環境的重要裝置,與發動機噴口共同構成了內壓式引射器,使發動機噴射出的高速氣流引射高空艙內低速空氣,達到降低艙內壓力、模擬大氣環境的目的[2]。

20世紀80年代,英國國家燃氣輪機研究中心的全尺寸大型超聲速自由射流C-4試驗艙的優化設計、美國阿諾德工程發展中心縮尺寸亞聲速和超聲速自由射流C-2試驗艙的適應性改造均大量使用了CFD技術[3-5]。阿諾德工程發展中心的MC Clure M D指出,CFD已成為把理論分析和試驗技術聯系起來的有效手段[6]。

高空艙排氣系統內部流場結構非常復雜,對其內部流動特性進行準確分析難度較大[7]。而CFD技術憑借其研究周期短、費用低等特點,在氣體動力學等領域得到了廣泛的應用[8]。田駿丹[9]采用MacCormack算法求解廣義準一維兩相超聲速-亞聲速流動控制方程組,對直排擴壓器中的流動參數分布進行求解,可快速計算擴壓器各工況中的流動參數,提高排氣擴壓器設計工作效率。Vincent[10]利用商業軟件對長度分別為0.7 m和1.4 m的帶錐形噴嘴的超音速排氣擴散器進行了CFD仿真,求得不同長度錐型噴嘴使超音速排氣擴散器完全膨脹所需的背壓條件。EI-Zahaby[11]利用Fluent軟件對軸對稱亞音速和超音速流場進行數值仿真,結果表明,噴射器幾何結構對流動參數和噴射器性能有顯著影響。

綜上所述,利用數值仿真結合氣體動力學相關理論,可以更好地描述排氣擴壓器內部流動特性,為排氣擴壓器結構設計提供可靠的理論依據。目前,高空艙排氣系統仿真計算領域存在幾何建模耗時長、仿真流程慢等問題,為解決此類問題,根據高空艙排氣系統的典型幾何結構特點,開展以高空艙排氣系統參數化建模、高質量網格自動劃分、仿真自動流程化計算為一體的專業仿真分析工具研究,以簡化高空艙排氣系統仿真計算流程,提高該領域仿真的便捷性與效率。

1 參數化幾何建模及裝配

本文設計的高空艙排氣系統參數化計算平臺利用圖形化前置處理界面開發技術以及商業軟件的二次開發技術,將傳統的幾何模型手工創建流程全部轉化為交互式的批處理創建模式,實現幾何模型關鍵尺寸參數的全自動生成。

參數化建模有多種選擇方式,可以采用主流的CAD軟件,例如UG,ProE,Catia,Solidwork等;也可以采用一些仿真軟件自帶的前置處理器或獨立軟件,例如Patran,Gambit,ANSYS,Pointwise,StarCCM+等。根據應用需求,參數化建模軟件應具有以下特點:

1)與網格劃分軟件之間具有良好的接口,或者豐富的輸出格式;

2)建模效率高,可以參數化;

3)建模操作可轉化為命令流文件或腳本;

4)程序可以通過調用腳本或命令流創建幾何模型。

經過全面對比,最終選用UG軟件作為幾何模型的創建引擎,從而形成參數化的高空艙前處理模型庫(如圖1所示),用于存放數值模擬計算時常用的幾何模型,主要包括高空艙參數化模型、排氣管參數化模型、發動機參數化模型以及噴管參數化模型。

圖1 高空艙前處理模型庫Fig.1 High altitude cabin pretreatment model library

高空艙排氣系統模型的裝配過程可通過拖拽圖1中的高空艙前處理部件庫中的參數化幾何模型實現,并可在平臺內給出參數化模型的坐標位置。為實現計算模型的快速裝配,該平臺具有多項高效實用的快捷功能,包括陣列功能、不同模型之間連接的對齊功能、區分不同模型不同顏色的渲染功能、模型尺寸標注顯示功能等。圖2為高空艙排氣系統裝配模型的主視圖,圖中標出了高空艙排氣系統各組成部分。

圖2 高空艙排氣系統裝配模型主視圖Fig.2 High altitude cabin exhaust system assembly model home view

2 計算域網格劃分實現

高空艙排氣系統幾何模型裝配完成后,可自動導出其計算域模型,并生成計算域的面網格。利用JAVA.FX技術實現網格面對象的所有操作,從而實現對計算域網格尺寸的定義和邊界條件的定義。由于高空艙計算域模型具有極大的復雜性,典型的幾何尺寸又需要滿足參數化定義要求,結合其幾何方面的特點及參數化的需求可知所需的網格技術應滿足:①能夠生成附面層網格;②輸出網格的格式能夠滿足多種主流CFD軟件的使用要求;③能夠適應復雜的幾何模型;④能夠實現參數化網格劃分;⑤能夠通過腳本文件或命令流文件批處理生成網格。

高空艙排氣系統的網格劃分能夠有效滿足上述要求,且具有以下特點:

1)網格參數設置能夠保證所有的幾何結構具有完整的外貌輪廓特征;

2)能夠對計算域中流速、壓強、溫度等物理量空間變化梯度較大的位置合理地進行網格加密;

3)能夠對噴管、排氣管等可能對流場產生重要影響的幾何結構劃分網格邊界層。

4)能夠合理地減少生成網格的總數量,從而降低數值計算的時間成本,提高仿真效率。

圖3為整體計算域網格展示。

圖3 計算域網格展示Fig.3 Grid presentation of computing area

3 計算流程實現

高空艙排氣系統仿真軟件集成封裝平臺的計算流程與常規的CFD計算流程類似,需要設置邊界條件、選擇湍流模型、設置物性、確定離散格式和求解方法。二者的區別是,在集成封裝平臺上實現這些操作更加便捷、高效。高空艙排氣系統參數化計算實現流程如圖4所示。

圖4 高空艙排氣系統參數化計算實現流程Fig.4 Implementation flow of parameterized calculation of high altitude cabin exhaust system

在高空艙排氣系統參數化計算過程中,部分環節輸入參數支持自定義函數方式,以滿足用戶在數值仿真時的特殊需要。圖5為邊界條件定義時對壁面邊界進行自定義函數設置的流程圖。

圖5 邊界條件定義Fig.5 Boundary condition definition

在完成邊界條件設定及體網格生成后,可調用計算程序對該模型進行數值仿真計算,根據計算結果的收斂性以及迭代步數判斷是否計算完成。計算完成后,可進行計算結果查看,主要包括三種模式:①列表類,如圖6(a)所示;②曲線類,如圖6(b)所示;③云圖類,如圖6(c)所示。在云圖界面中,可根據用戶需要選擇不同變量下的云圖顯示界面,包括速度、溫度、壓強等。

圖6 計算結果查看模式Fig.6 Calculation result viewing mode

4 試驗驗證

開展典型工況高空艙排氣系統靜壓仿真計算以及實際試驗,得出高空艙不同測量點靜壓的仿真及試驗數據,并計算相對誤差,驗證數值仿真的效果。如圖7所示,試驗選取的矢量噴管處于軸向排氣工作狀態,在噴管出口截面與中截面相交處沿徑向方向布置5個靜壓測量點,即Point-1～Point-5,它們與發動機中心軸線的距離分別為2.9,2.4,1.8,1.3,0.9 m。

圖7 高空艙靜壓測點位置示意圖Fig.7 Schematic diagram of the location of static pressure measuring point of high altitude cabin

圖8為高空艙不同測量點靜壓相對值及相對誤差對比圖,可以看出隨著測量點與發動機中心軸線距離的增大,相對誤差值有所減小,主要原因是越靠近噴口處壓力梯度越大,在數值仿真過程中網格分辨力及計算精度均會導致該處誤差增大。在距離中心軸線2.4 m以上位置相對誤差基本保持不變,且相對誤差值均在1.00%以內。各測量點靜壓仿真值與試驗值最大相對誤差為2.59%,小于3%,滿足工程實踐要求。

圖8 高空艙不同測點靜壓相對值及相對誤差Fig.8 Relative value and relative error of static pressure at different measuring points in high altitude cabin

5 結論

利用Java Spring框架開發出了參數化的高空艙排氣系統仿真軟件集成封裝平臺,實現了高空艙排氣系統的全流程快速仿真,該平臺具有很好的高效性、便捷性、準確性,主要體現在以下方面:

1)可利用預置模型庫快速實現高空艙排氣系統的參數化建模及裝配過程;

2)網格操作方便快捷,可自定義網格尺寸參數,根據網格尺寸定義自動生成體網格;

3)數值仿真結果與試驗結果對比,精度滿足航空發動機高空艙試車的基本要求,各測量點仿真值與試驗值的相對誤差均小于3%,滿足工程實踐要求;

4)數值計算結果后處理操作靈活方便,可自定義查看流場內各種物理量的點值、曲線圖、云圖。

備注:本課題研究來源于中國航發四川燃氣渦輪研究院外委課題。