基于CFD/CSD的TRRE排氣系統(tǒng)氣-熱耦合分析

趙俊杰，徐驚雷

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

0 引言

組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)作為新型組合發(fā)動(dòng)機(jī)，更高的燃?xì)鉁囟扔行У靥岣吡巳細(xì)獾男剩矊?dǎo)致與主流直接接觸的熱端部件所承受的熱負(fù)荷大幅度提高，極易引起壁面材料的燒蝕問(wèn)題。發(fā)動(dòng)機(jī)中熱端部件設(shè)計(jì)分析需要考慮高溫高壓燃?xì)鈱?duì)于固體域的傳熱問(wèn)題。隨著高溫燃?xì)獠粩鄬崃總鬟f至部件表面，部件溫度不斷上升，隨著工作時(shí)間增加，高溫逐漸向部件內(nèi)部傳導(dǎo)。同時(shí)升高的壁溫也會(huì)對(duì)流場(chǎng)產(chǎn)生影響，造成近壁面的黏度和邊界層厚度的變化。在影響流場(chǎng)向固體域傳入熱量的同時(shí)，還會(huì)影響噴管中分離點(diǎn)與再附點(diǎn)的位置，并且持續(xù)的氣動(dòng)加熱將會(huì)引起結(jié)構(gòu)剛度的下降。同時(shí)，由于結(jié)構(gòu)受熱不均而產(chǎn)生熱應(yīng)力、熱變形問(wèn)題將更加突出[1]。因此，對(duì)于噴管設(shè)計(jì)而言，考慮到氣-熱耦合的研究逐漸增多。王浩澤等[2]針對(duì)RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)熱防護(hù)方案進(jìn)行研究，采用主被動(dòng)熱防護(hù)結(jié)合的方案，在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)壁面使用C/SiC陶瓷基的復(fù)合材料，在局部高熱載荷區(qū)域添加再生冷卻。復(fù)合材料的加入減小了再生冷卻的壓力，綜合冷卻方案整體上熱防護(hù)效果較好。HOSTERS N等[3]對(duì)火箭噴管進(jìn)行氣-熱耦合的研究,耦合環(huán)境是ATCM(aero thermoelastic coupling module)，其中流場(chǎng)求解器是TAU，結(jié)構(gòu)求解器是ASTRA-trans,傳熱求解器是ASTRA-heat。結(jié)果表明能夠較好地預(yù)測(cè)雙鐘形噴管的氣動(dòng)熱行為，并研究了噴管結(jié)構(gòu)的物性參數(shù)隨溫度變化的規(guī)律，同時(shí)考慮了輻射傳熱對(duì)于噴管結(jié)構(gòu)的影響。孫林等[4]研究固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管內(nèi)的流場(chǎng)情況，耦合求解流場(chǎng)與二維軸對(duì)稱瞬態(tài)熱傳導(dǎo)方程，得到了不同轉(zhuǎn)速下流場(chǎng)溫度場(chǎng)和應(yīng)力場(chǎng)的分布規(guī)律。但是，對(duì)于組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的熱防護(hù)研究較少。

本文通過(guò)氣熱耦合數(shù)值模擬對(duì)TRRE噴管流場(chǎng)與壁面溫度分布進(jìn)行研究，為噴管熱設(shè)計(jì)提供參考。

1 計(jì)算方法

CFD/CSD耦合方法遵守基本守恒原則，在流體與固體耦合交界面處，滿足流體與固體應(yīng)力、位移、溫度等變量的相等或守恒[5]。通過(guò)分離解法分別求解流體和固體控制方程，再通過(guò)多物理場(chǎng)耦合軟件MPCCI在整個(gè)交界面進(jìn)行計(jì)算結(jié)果的傳遞。

圖1為整個(gè)耦合流程圖。步驟1)代表耦合計(jì)算的前期準(zhǔn)備文件，包括穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)的case與dat文件以及包含結(jié)構(gòu)場(chǎng)物性參數(shù)、時(shí)間步長(zhǎng)、固體網(wǎng)格等信息的inp文件；步驟2)代表在耦合軟件GUI界面對(duì)于耦合面設(shè)置、交換參數(shù)等的設(shè)置；步驟3)代表MPCCI自動(dòng)控制兩個(gè)求解軟件的求解與參數(shù)交換；步驟4)代表計(jì)算完成后的后處理。

圖1 基于MPCCI的耦合流程圖

流場(chǎng)計(jì)算軟件FLUENT與結(jié)構(gòu)場(chǎng)計(jì)算軟件ABAQUS之間的數(shù)據(jù)交換，通過(guò)基于網(wǎng)格的并行代碼耦合接口(MPCCI)實(shí)現(xiàn)。如圖2所示，采用常規(guī)的串行雙向程序，即在下一個(gè)迭代步之前兩種代碼交互來(lái)實(shí)現(xiàn)雙向松耦合計(jì)算。

圖2 時(shí)域耦合方法

1)在t時(shí)刻，流體中的熱流值從FLUENT中提取出來(lái)，并通過(guò)MPCCI將其映射到相應(yīng)的結(jié)構(gòu)網(wǎng)格上；

2)結(jié)構(gòu)求解軟件ABAQUS將得到的流體中熱流值，按照設(shè)定好的時(shí)間步長(zhǎng)計(jì)算出t+Δt時(shí)刻的結(jié)構(gòu)場(chǎng)中的瞬態(tài)熱流；

3)將ABAQUS中的熱流和溫度信息提取出來(lái)映射到相應(yīng)的流體網(wǎng)格上；

4)在FLUENT中用更新過(guò)的溫度邊界條件再進(jìn)行非定常流場(chǎng)的計(jì)算；

5)循環(huán)步驟1)到步驟4)，并始終將設(shè)定好的時(shí)間步內(nèi)計(jì)算的結(jié)果迭代到下一個(gè)時(shí)間步的計(jì)算中。

2 耦合物理模型

2.1 流場(chǎng)計(jì)算模型

圖3為T(mén)RRE排氣系統(tǒng)的氣-熱耦合計(jì)算模型。上流道是低速通道，即渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道。下流道為高速通道，即火箭/沖壓通道。渦輪通道的噴管為單邊膨脹噴管構(gòu)型。

此噴管采用的是公用面繞后端點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)的調(diào)節(jié)方案，高/低速通道通過(guò)上膨脹面繞后端點(diǎn)轉(zhuǎn)動(dòng)實(shí)現(xiàn)低速通道喉道面積的調(diào)節(jié)，從而匹配發(fā)動(dòng)機(jī)流量變化，即繞圖3中的固定點(diǎn)A點(diǎn)進(jìn)行流量調(diào)節(jié)。隨著馬赫數(shù)的增加，B點(diǎn)逐漸靠近高速通道上壁面的P點(diǎn)，在馬赫數(shù)Ma=3時(shí)，B點(diǎn)調(diào)節(jié)到P點(diǎn)，此時(shí)低速通道關(guān)閉，高速通道單獨(dú)工作，完成模態(tài)轉(zhuǎn)換。其中高/低速雙通道共同工作時(shí)，圖3(a)中S1面為低速通道噴管與流場(chǎng)的耦合面，S2面為高速通道噴管與流場(chǎng)的耦合面。在模態(tài)轉(zhuǎn)換后，高速通道單獨(dú)工作時(shí)，圖3(b)中的上唇板面和下腹板面為噴管結(jié)構(gòu)場(chǎng)與流場(chǎng)的耦合面，在該耦合面上流場(chǎng)與結(jié)構(gòu)場(chǎng)之間進(jìn)行溫度和熱流密度的數(shù)據(jù)交互。

圖3 TRRE排氣系統(tǒng)的氣-熱耦合計(jì)算模型

圖4為流場(chǎng)計(jì)算的網(wǎng)格劃分與邊界條件設(shè)置情況。整個(gè)流場(chǎng)用ICEM進(jìn)行網(wǎng)格劃分，全部為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。邊界層第一層高度在0.08mm左右，雙通道共同工作網(wǎng)格的總數(shù)為146 218，單通道單獨(dú)工作的網(wǎng)格總數(shù)為46 159。網(wǎng)格在喉道處、剪切層等位置進(jìn)行加密，進(jìn)出口參數(shù)由實(shí)際工況給定。FLUENT中壁面設(shè)為無(wú)滑移邊界，壁面溫度設(shè)定為恒溫壁面，結(jié)構(gòu)場(chǎng)與流場(chǎng)初始溫度設(shè)定為300K。采用理想氣體狀態(tài)方程來(lái)描述氣體的熱物性參數(shù)，比熱選取變比熱模型，動(dòng)力黏性系數(shù)μ由Sutherland公式確定。湍流模型選取RNGk-ε進(jìn)行計(jì)算。

圖4 流場(chǎng)邊界條件及網(wǎng)格劃分

2.2 結(jié)構(gòu)計(jì)算模型

圖5為T(mén)RRE噴管結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分示意圖。圖5(a)為雙通道共同工作時(shí)的網(wǎng)格劃分，使用商業(yè)軟件ABAQUS對(duì)噴管網(wǎng)格進(jìn)行劃分，采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，共劃分為10 813個(gè)四邊形單元；圖5(b)是模態(tài)轉(zhuǎn)換完成后，高速通道單獨(dú)工作情況下的網(wǎng)格劃分示意圖，共劃分4 930個(gè)四邊形單元。噴管材料密度取8 030kg/m3，熱容比為500J/(kg·K)，傳導(dǎo)率為16.27W/(m·K)，時(shí)間步長(zhǎng)選擇1×10-3s。

圖5 噴管結(jié)構(gòu)網(wǎng)格劃分示意圖

3 流場(chǎng)分析

在進(jìn)行氣-熱耦合計(jì)算之前，先對(duì)噴管的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬來(lái)獲得穩(wěn)態(tài)流場(chǎng)。圖6為雙通道共同工作狀態(tài)下的不同飛行馬赫數(shù)下(Ma=0、Ma=2和Ma=3)對(duì)應(yīng)的流動(dòng)馬赫數(shù)等值線圖。在Ma=0工況下，TRRE排氣系統(tǒng)流動(dòng)狀態(tài)較為簡(jiǎn)單，系典型的激波串結(jié)構(gòu)，此時(shí)低速通道一直處于嚴(yán)重過(guò)膨脹流動(dòng)狀態(tài)。在Ma=2和Ma=3工況下，排氣系統(tǒng)的高速和低速通道共同工作，兩通道流動(dòng)相互耦合，流動(dòng)較為復(fù)雜，隨著工作壓比的增加，低速通道從過(guò)膨脹向理想膨脹轉(zhuǎn)變。在Ma=3工況下，低速通道接近理想膨脹狀態(tài)；排氣系統(tǒng)的高速通道一直處于嚴(yán)重過(guò)膨脹流動(dòng)狀態(tài)。

圖6 雙通道下流場(chǎng)馬赫數(shù)云圖

圖6(b)是飛行馬赫數(shù)Ma=2，飛行高度為12.5km對(duì)應(yīng)流場(chǎng)的馬赫數(shù)等值線圖。火箭/沖壓通道的上壁面由于內(nèi)壁面的擴(kuò)張角過(guò)大，出現(xiàn)了較大面積的流動(dòng)分離。隨著飛行馬赫數(shù)的增大，低速通道的壓比接近設(shè)計(jì)壓比，高速通道上壁面附近的分離區(qū)逐漸減小。

由于飛行馬赫數(shù)Ma=0工況下，落壓比遠(yuǎn)偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)條件，此時(shí)低速通道內(nèi)處于嚴(yán)重過(guò)膨脹狀態(tài)。為了維持和外界環(huán)境之間的壓力平衡，低速通道噴管內(nèi)明顯出現(xiàn)一道正激波，這道正激波與噴管的上壁面相交，從而誘導(dǎo)出噴管上壁面附面層發(fā)生流動(dòng)分離，形成一個(gè)閉合分離泡。所以，噴管內(nèi)的氣流經(jīng)過(guò)分離泡后再附與噴管上壁面，形成了較為明顯的激波串結(jié)構(gòu)。但是，隨著飛行馬赫數(shù)增加，噴管的落壓比逐漸增加，低速通道的過(guò)膨脹現(xiàn)象得以改善，飛行馬赫數(shù)Ma≥2的工況中沒(méi)有看到類似的激波串結(jié)構(gòu)。

如圖7所示為高速通道單獨(dú)工作狀態(tài)下的不同飛行馬赫數(shù)(3、4、5和6)對(duì)應(yīng)工況下的流動(dòng)馬赫數(shù)等值線圖。馬赫數(shù)Ma=3為模態(tài)轉(zhuǎn)換剛結(jié)束的工況，馬赫數(shù)Ma=6為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)工作的巡航工況。從圖中可以看出各典型工況下，噴管內(nèi)部氣流膨脹較為流暢，沒(méi)有出現(xiàn)激波或壓縮波。其中Ma=3時(shí)高速通道處于過(guò)膨脹狀態(tài)，隨著工作壓比的增高，逐漸變?yōu)榍放蛎洜顟B(tài)。由于內(nèi)外流的相互干涉，在排氣系統(tǒng)尾緣產(chǎn)生了內(nèi)、外激波及黏性剪切層。

圖7 高速通道流場(chǎng)馬赫數(shù)云圖

針對(duì)噴管進(jìn)行氣-熱耦合研究，探究不同飛行馬赫數(shù)下噴管結(jié)構(gòu)溫度分布。參考TBCC排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程[6]，表1為所設(shè)計(jì)模態(tài)轉(zhuǎn)換的時(shí)間序列，氣-熱耦合計(jì)算時(shí)長(zhǎng)以此為依據(jù)。從Ma=0開(kāi)始，渦輪通道開(kāi)始工作，高速通道處于冷通流狀態(tài)；低馬赫數(shù)下(Ma為0～3)，渦輪通道和高速通道共同工作，利用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)提高低馬赫數(shù)下的比沖性能，逐漸降低渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速；當(dāng)馬赫數(shù)到達(dá)3時(shí)，關(guān)閉渦輪通道，只開(kāi)啟高速通道；Ma為3～6時(shí)，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作；當(dāng)馬赫數(shù)逐漸提升到6，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)關(guān)閉，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)單獨(dú)工作。

表1 排氣系統(tǒng)模態(tài)轉(zhuǎn)換過(guò)程時(shí)間序列

圖8所示為高/低速通道共同工作狀態(tài)下的噴管結(jié)構(gòu)溫度云圖。可以看出噴管壁面整體溫度較高，平均溫度均在1 000K以上。低速通道噴管收縮段至喉道位置和下唇板局部溫度在1 100K左右，高速通道下唇板溫升最快。馬赫數(shù)Ma=3狀態(tài)下，下唇板溫度已經(jīng)達(dá)到1 800K。

圖8 雙通道共同工作下的噴管溫度云圖

圖9為高速通道單獨(dú)工作噴管結(jié)構(gòu)溫度云圖。隨飛行馬赫數(shù)增加，噴管壁溫上升迅速，下唇板的平均溫度在1 200K以上，圖9(d)為在飛行馬赫數(shù)Ma=6工況下巡航40s之后的溫度云圖，可以看到噴管溫度升至2 200K。

圖9 高速通道單獨(dú)工作噴管溫度云圖

4 結(jié)語(yǔ)

本文采用基于MPCCI的CFD/CSD氣-熱耦合方法對(duì)TRRE噴管不同工況下的流場(chǎng)與溫度分布進(jìn)行研究，結(jié)果表明：

1)對(duì)于TRRE噴管而言，由于其為了滿足全速域飛行能力，從而在某些工況下(例如Ma=0，Ma=2等)不可避免產(chǎn)生流動(dòng)分離或者回流區(qū)；

2)TRRE作為新型組合發(fā)動(dòng)機(jī)，較高的燃?xì)饪倻貙?dǎo)致噴管壁面的溫度大幅升高。噴管壁面大部分在1 000K以上，低速通道喉道與下唇板等高溫部位溫度在1 100K左右，高速通道在Ma=3工況下已經(jīng)達(dá)到1 800K。在馬赫數(shù)為6、巡航40s之后最高溫度達(dá)到2 200K。本文所得到噴管溫度分布規(guī)律對(duì)于噴管熱防護(hù)設(shè)計(jì)具有一定參考價(jià)值。