航空發動機多部件3維性能聯合仿真探索驗證與展望

趙文昆 ，陳仲光 ，張志舒

（1.沈陽飛機設計研究所揚州協同創新研究院有限公司,江蘇揚州 225006；2.中國航發沈陽發動機研究所,沈陽 110015）

0 引言

隨著信息技術的發展，仿真技術廣泛應用于航空發動機研制、使用和維護保障等過程。航空發動機性能仿真通過建立發動機工作場景下的數學模型，模擬再現整機試驗過程，能夠預測、分析和評估整機及部件工作性能，發現性能、匹配方面的問題，為某些薄弱環節的技術改進指明方向。

國內外航空發動機技術的進步促進了仿真技術水平的提升。國外相對成熟的總體性能仿真軟件如GasTurb[1]、GSP[2]等，廣泛應用于工程設計；Kurzke[3]、張曉博等[4]、胡偉波等[5]通過面向對象的程序設計，對性能仿真軟件也進行了相關開發和應用。航空發動機部件性能仿真廣泛使用工業計算流體力學軟件，朱成龍[6]、高井輝[7]分別采用Numeca 和CFX 軟件進行葉輪機械設計；曹天澤[8]采用Fluent 軟件進行燃燒室設計。對于航空發動機多部件與多學科耦合仿真，學者們也開展了系統性研究、發展和應用。金捷[9]對美國數值仿真推進系統（Numerical Propulsion System Sim?ulation，NPSS）的綜合設計、分析功能與部件集成情況進行了詳細論述；李存杰[10]介紹了俄羅斯渦噴（渦扇）發動機數值試驗技術（Computer Turbojet Test Tech?nology，CT3）在整機試驗數值模擬方面取得的進展。中國對航空發動機數值仿真系統開展了富有成效的技術研究，并取得了一定的成果?；诤娇瞻l動機數值模擬系統（China Aero-engine Numerical Simulation System，CANSS），金東海[11]、昌中宏等[12]實現了渦扇發動機整機2 維穩態性能仿真，獲得了整機及各部件全流道流場參數分布；胡燕華[13]實現了整機2 維和多部件、多學科若干模塊的集成仿真。隨著各項支撐技術和協同工具的迅猛發展，數字化制造應運而生。戴晟等[14]提出數字樣機、虛擬樣機等側重于產品設計的仿真技術；Grieves[15]引入了數字孿生（digital twin）概念，描述了虛擬空間到真實物理空間的映射關系；陶飛等[16-17]、莊存波等[18]對數字孿生車間的概念、數字孿生體全生命周期等方面進行了相關研究?；谥袊鴮Χ嗖考?、多學科仿真和數字化制造的技術研究成果，航空發動機3 維仿真和數字孿生技術研究、應用和實踐具有廣闊的發展前景。

本文基于目前應用較為成熟的總體性能仿真和各部件3 維仿真軟件，建立一種包含總體性能程序和部件3維模型的整機性能3維仿真架構，按照一定的仿真流程，實現總體性能程序和部件3維模型聯合仿真。

1 多部件3維性能聯合仿真模型架構

航空發動機各部件的流動特征具有多樣性，通常具有不同流動特征的計算模型所采用的3 維計算方法也不同，需要采用不同形式的N-S 方程仿真求解，如壓氣機、渦輪等葉輪機械為可壓縮流動，主燃燒室、加力燃燒室通常為不可壓縮多組分流動，因此需要采用適應各部件流動特征的數值計算方法來精確和完整地描述發動機多部件3維流動情況。

為了保證整機各部件具有較高的計算精度和快速收斂能力，部件采用經過工程驗證、應用較為成熟的3 維模型和仿真軟件，通過總體性能程序為各部件提供約束方程和邊界條件，構建整機3 維仿真模型，其架構如圖1 所示。通過建立多部件聯合仿真驅動調用程序，使總體和部件按照一定的仿真計算流程進行聯合仿真，實現考慮部件間相互影響和滿足總體程序對部件的約束，獲得接近整機環境下各部件內部3維流場參數分布。

圖1 整機3維仿真模型架構

搭建完成的整機3維仿真模型有如下優勢：

（1）具有普適性?？捎糜诙喾N推進系統的整機仿真，對于不同類型的發動機或燃氣輪機，僅需將各部件模型進行相應替換，將多部件聯合仿真調用程序簡單改寫即能完成仿真任務；

（2）部件級仿真更準確。以整機環境下各部件3維內部仿真結果為基礎，通過部件間數據的傳遞以及總體程序對各部件工作點的約束，使部件邊界條件更加接近真實流動情況；

（3）實現變維度仿真。若在整機性能仿真中對重點關注的部件采用3 維模型，用于分析其內部流動情況，而對其余部件采用降維模型，可以大大提升整機仿真計算效率，實現整機變維度仿真。

1.1 計算流程

以某型雙軸混排渦輪風扇發動機為例，搭建整機3 維仿真調用程序，仿真計算流程如圖2 所示。在部件3 維計算模型中，部件邊界條件取自相鄰的上下游部件流場參數，用來描述部件間相互影響。對于葉輪機械等旋轉部件，通常還需要滿足總體約束條件以確定其工作點，當滿足總體約束條件后，才進行下游部件的仿真計算；對于非旋轉類部件，進口邊界由上游部件出口邊界給定。對于雙軸混排渦輪風扇發動機，在混合器之前，內、外涵可以并行開展仿真計算，因此為了提升整機仿真計算效率，在計算壓氣機和外涵3 維部件時，仿真調用程序可采用雙線程。

圖2 整機3維仿真計算流程

1.2 整機匹配約束條件

按照發動機控制計劃，根據發動機狀態對各部件可變幾何3 維計算模型以及工作點進行合理約束。對于雙軸渦扇發動機：

（1）可變幾何的約束通常包括風扇導葉角度αf=f1(n1r)、壓氣機導葉角度αc=f2(n2r25)、噴管喉部面積A8=f3(n1r)，噴管出口面積A9=f4(n1r)。

（2）部件3 維計算模型的工作點約束通常包括[注]風扇壓比πf、壓氣機壓比πc、高壓渦輪膨脹比πTH、低壓渦輪膨脹比πTL；當滿足下列條件時，認為部件工作點滿足總體程序約束

式中：πjs,f、πjs,c、πjs,TH、πjs,TL分別為部件3 維模型計算的壓比和膨脹比，需同時滿足整機匹配中給定的壓比和膨脹比相對偏差量ε。

在總體計算中的部件特性與部件3 維仿真計算特性需保持一致。對于非葉輪機械，其3 維計算模型決定部件特性，如外涵損失、主燃損失和燃燒效率等，給定進、出口邊界條件后其工作點也隨之確定；對于葉輪機械，除了3 維計算模型本身外（如粘性損失、分離損失等），還需要滿足總體約束條件才能確定其工作點。

通過整機3 維仿真調用程序，可根據發動機狀態重新生成相關部件的3 維模型，并更新總體約束條件，實現發動機全狀態的整機3維仿真。

1.3 部件間參數傳遞

不同于各部件在統一的軟件平臺下建模仿真，由于各部件采用不同的仿真軟件，模型邊界之間的流場參數需要建立關聯才能形成完整的流路，因此需要考慮部件間流場參數傳遞，如圖3 所示。由于上游部件與下游部件存在模型差異，部件計算界面間需要進行數據轉換，包括流體域周期性擴充、網格坐標對正、流場參數格式轉換等。上下游部件需要定義好數據傳遞界面（圖3 中虛線），為了使數據傳遞界面不受下游出口流場影響，需要向下游延伸一部分作為出口延長段，經過數據轉換后可直接被下游部件進口讀取，從而實現數據在不同部件之間的傳遞。

圖3 部件間數據傳遞

2 算例分析

本文以某型混合加力渦扇發動機為例，根據上述整機3 維仿真調用程序、總體程序對部件的約束和部件間數據傳遞方法，在發動機某轉速中間狀態下進行整機穩態3維仿真。3維仿真模型與采用的仿真軟件見表1。

表1 各部件3維模型與仿真軟件說明

各部件周期性的選取說明如下：

（1）風扇、壓氣機具有明顯的周期性對稱特點，對于穩態仿真采用單通道可以代表全環流場特征；

（2）主燃燒室采用3 頭部火焰筒，能體現出火焰筒頭部之間的流場區域相互影響，可代表全環流場特征；

（3）高壓渦輪導向器采用3通道，與火焰筒3頭部模型相對應，接受傳遞的流場參數，對于穩態仿真，經過高壓渦輪轉子后，流場具有明顯的周期性對稱特點，因此高壓渦輪轉子及低壓渦輪采用單通道可以代表全環流場特征；

（4）外涵道中的內部管路復雜的物理結構沒有周期對稱性，因此采用全環3 維模型，出口流場的總溫、總壓的周向不均勻度較小，采用周向平均后的流場傳遞給加力燃燒室可以保證全環流場特征；

（5）加力燃燒室具有周期對稱性，采用1/6扇形區域接收外、內涵流場參數，可以代表全環流場特征；

（6）噴管的結構型式復雜度小，采用全環模型不會帶來較多的網格量，接收加力出口經過周期性復制的流場參數。

發動機各截面號定義如圖4 所示。對各截面處的部件3 維仿真計算結果進行無量綱化處理，表示與設計值的偏差（用X=Xjs/Xdes–1 表示，X為截面處的流量、總溫、總壓），同時與單部件3 維仿真結果進行對比，其中單部件3 維仿真邊界條件采用設計值，未考慮部件之間流場相互影響，仿真結果對比見表2。

表2 整機3維仿真計算、單部件3維仿真結果與設計值偏差量對比

圖4 發動機各截面號定義

由于整機多部件3維聯合仿真與單部件3維仿真采用不同形式的進口流場參數作為邊界條件，對各部件出口截面（表2 中帶“*”的截面號）的流場參數進行周向平均，分析沿徑向的分布情況，并將其平均值與設計值進行對比，如圖5~12 所示。其中：縱坐標R為相對高度，R=（r-rmin）/（rmax-rmin），r為該截面位置的流場區域半徑。

圖5 13截面總溫、總壓分布

圖6 25截面總溫、總壓分布

圖7 3截面總溫、總壓分布

圖8 4截面總溫、總壓分布

圖9 16截面總溫、總壓分布

圖10 6截面總溫、總壓分布

圖11 7截面總溫、總壓分布

圖12 9截面總溫、總壓分布

從圖中可見：

（1）風扇出口流場參數分布一致，是由于整機多部件3維聯合仿真與單部件3維仿真均采用相同的均勻進口邊界條件；

（2）考慮部件上下游的流場影響后，整機多部件3 維聯合仿真的部件出口流量、總溫、總壓平均值與單部件3 維仿真的相比更加接近設計值，能夠有效降低與設計值的偏差，流量、總壓、總溫的偏差最大減小3%、2.5%、2%；

（3）考慮部件上下游的流場影響后，部件出口流場分布形式更加接近實際，如6 截面溫度考慮了主燃燒室出口溫度場后，靠近葉片通道中部的溫度高于兩側溫度。

通過整機3 維仿真，各部件進口邊界條件考慮了流場參數的分布，更加接近于真實情況。從表2 中可見，各部件3維計算結果與設計值相比（Xcal/Xdes-1）：

（1）流量偏差在4%以內，偏差較大的位置處于外涵流路，涵道比與設計值相比有所差異；

（2）平均總溫偏差在2%以內，偏差較大的位置處于主燃燒室和高壓渦輪進口，這是由于整機3 維仿真中的高壓渦輪進口采用經過經驗公式修正的空氣系統簡化模型，其引氣參數與實際空氣系統引氣參數相比有所差異；

（3）平均總壓偏差在2%以內，偏差較大是由于涵道比的差異導致外涵流路流量存在偏差，使得外涵出口平均總壓與設計值相比有所差異。

通過整機3 維仿真，部件間流場參數的傳遞情況如圖13 所示。采用整機3 維仿真模型架構中的部件間參數傳遞方法，對相鄰部件交界面的流場參數建立了物理映射，保證流動的連續性。由于不同部件3 維模型的周期性不同（表1），對流場進行了周期性擴充或部分截取，但不改變流場參數分布；整機3 維仿真不僅能夠描述各部件內部的流動情況，還能使部件之間的界面交互數據更加精細化。

圖13 整機3維仿真部件間流場參數傳遞

3 展望

為了實現基于不同模型和仿真軟件的各部件流量連續、功率平衡等，還需從以下幾方面開展工作：

（1）引入匹配迭代算法?？傮w約束下的整機3 維多部件聯合仿真僅對單一旋轉部件的工作點進行約束，沒有考慮部件間匹配，因此個別部件工作點存在偏離。各部件間匹配可以借鑒總體匹配迭代思想：發動機非設計點計算的基本思路是從發動機進口截面開始，直至在尾噴管出口進行熱力計算，當遇到未知量時則假定一個猜測值，最后根據平衡方程求解其精確值。因此部件匹配可以根據具體的部件模型確定未知量初值，而不是由總體約束條件給定；再通過構建平衡方程不斷迭代更新未知量，最終滿足流量平衡、功率平衡條件。

（2）考慮整機多變維部件聯合仿真。當部件聯合計算的數量增加時，相應的迭代變量和平衡方程數增加，進行匹配迭代時計算耗時較長，若采用全3 維模型，匹配迭代效率會大大降低，需要大量的計算資源。因此在進行多部件聯合匹配計算時，相關部件可采用降維模型以提升整機匹配效率。

（3）開展多學科耦合聯合仿真。在滿足各部件匹配工作后，可以認為基本實現了整機性能仿真。但航空發動機仿真除了涉及多部件外，還涉及多學科耦合仿真；在整機性能仿真中加入系統、結構等仿真模型，用來描述部件性能、結構與子系統間的影響關系，逐步構建完整的航空發動機數字孿生體，建立航空發動機高逼近度的數字樣機體系。

4 結束語

本文對航空發動機多部件3 維性能聯合仿真方法進行了探索性研究，基于總體性能和各部件3 維模型，搭建聯合仿真模型架構和計算流程，形成了整機3 維仿真方法；以某發動機中間狀態為例進行了3 維仿真計算，獲得了各部件內部的3 維流場流動情況和部件界面間的流場參數分布，與不考慮部件之間流場影響的單部件3 維仿真相比，流場參數更加接近設計值，其計算收斂性和求解精度滿足工程應用要求，可以應用于整機和部件性能評估，預測試驗潛在的薄弱環節等問題。

基于建立的整機3 維聯合仿真調用流程、數據轉換方法以及借鑒總體匹配迭代計算方法，對后續各部件3 維匹配研究進行了展望，為航空發動機整機性能匹配仿真提供了可能性，對構建航空發動機數字孿生體建設具有借鑒意義。