高空艙內(nèi)大流量進(jìn)氣收縮型面氣動(dòng)特性數(shù)值研究

蘇金友，吳 鋒，張大明，喬松松，2

(1.中國燃?xì)鉁u輪研究院，四川 江油 621703；2.中航空天發(fā)動(dòng)機(jī)研究院有限公司，北京 100028)

1 引言

航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試車臺(tái)主要由供氣設(shè)備、高空模擬試驗(yàn)艙、抽氣設(shè)備及試驗(yàn)輔助設(shè)備組成。在不同尺寸氣源管網(wǎng)段，一般采用在管道上加裝收縮段以適應(yīng)不同截面直徑的氣路管道連接；而對(duì)于直連式高空模擬試驗(yàn)艙(簡(jiǎn)稱高空艙)進(jìn)氣管道，為給發(fā)動(dòng)機(jī)提供均勻的進(jìn)氣流場(chǎng)和適應(yīng)不同發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口直徑，同樣需要收縮段進(jìn)行轉(zhuǎn)接。所以收縮段是高空模擬試車臺(tái)中的重要組成部分。高空艙進(jìn)氣管道上的收縮段，應(yīng)具有出口截面直徑可變、流動(dòng)無分離、出口流場(chǎng)均勻和通用性強(qiáng)的特點(diǎn)。

商用飛機(jī)一般采用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，而大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口尺寸大，吸入空氣流量大(一般指300 kg/s以上)[1]，我國原有的高空模擬試驗(yàn)設(shè)備已不能滿足其試驗(yàn)要求，因此需對(duì)高空模擬試驗(yàn)設(shè)備中收縮段型面進(jìn)行重新設(shè)計(jì)和驗(yàn)證。

早期的亞聲速氣路中收縮型面多采用Witoszin?ski型面，但隨著技術(shù)的發(fā)展和對(duì)氣流品質(zhì)要求的提高，研究人員提出了較多的新型收縮型面，如本文采用的雙三角函數(shù)收縮型面(DTC)和圓柱-四次曲線-圓錐-四次曲線組合收斂曲線(CQCQ)超聲速型線收縮型面[2]。這些新型收縮型面可得到較維托辛斯基型面更高的總壓恢復(fù)系數(shù)和更低的紊流度，并且可得到相同品質(zhì)的流場(chǎng)，滿足超聲速等試驗(yàn)設(shè)備的需求。本文采用數(shù)值模擬方法，對(duì)不同收縮型面設(shè)計(jì)方案在高空艙中的應(yīng)用進(jìn)行研究，以期為大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高空艙進(jìn)氣管道收縮段型面選型提供數(shù)據(jù)支撐。

2 收縮型面

收縮型面的性能主要取決于收縮比和收縮型面曲線設(shè)計(jì)。收縮比為收縮段進(jìn)出口面積之比，本文定為1.67。

2.1 CQCQ收縮型面[2]

CQCQ收縮型面曲線(圖1)由美國阿諾德工程發(fā)展中心Sivells設(shè)計(jì)，最初只在超聲速風(fēng)洞的收縮段中使用。本文僅采用亞聲速段，收縮型面出口不進(jìn)行擴(kuò)壓，為直管段。其數(shù)學(xué)方程為：

圖1 CQCQ型面曲線示意圖Fig.1 CQCQ Contraction

2.2 伯努利雙扭線型面

航空發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)中，伯努利雙扭線型面為空氣流量測(cè)量應(yīng)用較為廣泛的收縮型面，如圖2所示。圖中L=(0 .70～0.90) D1，D=(1 .85～2.13) D1；靜壓測(cè)量孔一般安置在距雙扭線型面段出口0.25D1處，靜壓測(cè)量孔后直管段不少于1.50D1。采用伯努利雙扭線流量管進(jìn)氣，基本能實(shí)現(xiàn)氣流無分離流動(dòng)，且壓力損失小，在流量管出口處(測(cè)量截面)氣流壓力、速度分布較均勻。進(jìn)氣流量管雙扭線型極坐標(biāo)方程為：

式中：a=(0.60～0.80)D1，在加工允許條件時(shí)取最大值；θ取 0～45°[3]。

圖2 伯努利雙扭線進(jìn)口Fig.2 Bernoulli’s lemniscates inlet

2.3 DTC型面

DTC型面曲線由中國燃?xì)鉁u輪研究院提出，現(xiàn)已應(yīng)用到某高空艙流量管收縮段上。公式(3)給出了該線型的數(shù)學(xué)表達(dá)式。

圖3 CQCQ型面曲線和DTC型面曲線Fig.3 CQCQ contractionandDTC contraction

3 計(jì)算模型

3.1 收縮型面選擇

為適應(yīng)不同進(jìn)口直徑大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的高空模擬試驗(yàn)，高空艙設(shè)計(jì)選擇了較大直徑供氣管道，采用相應(yīng)的收縮段來實(shí)現(xiàn)對(duì)不同尺寸進(jìn)口發(fā)動(dòng)機(jī)適用性的要求。收縮段型面一般應(yīng)滿足以下幾點(diǎn)：①必須匹配發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口連接段結(jié)構(gòu)；②半徑的減小必須沿氣流流動(dòng)方向具有單調(diào)性；③進(jìn)口和出口處斜率必須為零；④必須沿自身有連續(xù)的斜率變化；⑤必須沿自身有連續(xù)的曲率變化；⑥特征角應(yīng)盡量小以避免產(chǎn)生氣流分離。

收縮曲線較多，如雙橢圓曲線、Witoszinski曲線等。劉衛(wèi)紅[4]對(duì)比了Witoszinski收縮曲線、五次曲線和三次曲線，表明三次曲線線型在低速風(fēng)洞中可保證氣流流動(dòng)不出現(xiàn)分離，且出口處氣流的速度均勻度很高。張大明等對(duì)比了Witoszinski收縮曲線和雙三角函數(shù)曲線，表明三角函數(shù)曲線滿足收縮段對(duì)線型的要求，并在某高空臺(tái)收縮段結(jié)構(gòu)曲面設(shè)計(jì)中應(yīng)用。Shope等[5]計(jì)算了雙橢圓收縮線型、CQCQ線型和二次三角函數(shù)線型，CQCQ線型得到進(jìn)一步肯定，并滿足對(duì)收縮線型的要求。

鑒于以上情況，本文采用CQCQ曲線型面和DTC曲線型面作為大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試車臺(tái)進(jìn)氣管路收縮型面，同時(shí)考慮采用伯努利雙扭線導(dǎo)流進(jìn)氣和直接進(jìn)氣兩種進(jìn)氣形式。

3.2 計(jì)算域及網(wǎng)格劃分

計(jì)算結(jié)構(gòu)如表1所示。

表1 計(jì)算結(jié)構(gòu)Table 1 Computational structures

選用發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口直徑1.8 m為計(jì)算域出口邊界直徑，計(jì)算結(jié)構(gòu)A、B的收縮段曲線長(zhǎng)度均取2.5 m；計(jì)算結(jié)構(gòu)C、D的收縮曲線均與計(jì)算結(jié)構(gòu)A、B的保持一致；但雙扭線出口按文獻(xiàn)[3]要求，延長(zhǎng)兩倍出口直徑后連接收斂段；雙扭線a值取2000。進(jìn)氣管道中的收斂線型如圖4所示。

圖4 收斂線型Fig.4 Contraction contour

為防止數(shù)值計(jì)算邊界對(duì)計(jì)算域內(nèi)流場(chǎng)分布的影響，進(jìn)氣截面沿氣流來流方向反向延長(zhǎng)一倍進(jìn)氣直徑距離，計(jì)算域出口延長(zhǎng)約三倍計(jì)算域出口直徑。帶雙扭線型計(jì)算結(jié)構(gòu)需穩(wěn)壓室，穩(wěn)壓室為直徑8.5 m的圓柱形。由于大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)空氣流量測(cè)量方法未確定，本文仍采用速度-面積法測(cè)量，加裝進(jìn)氣雙扭線導(dǎo)流盆。

計(jì)算模型采用商業(yè)軟件ICEM CFD劃分的全六面體網(wǎng)格結(jié)構(gòu)，收縮段和雙扭線導(dǎo)流結(jié)構(gòu)附近網(wǎng)格局部加密。圖5給出了計(jì)算結(jié)構(gòu)B的網(wǎng)格劃分情況。

計(jì)算結(jié)構(gòu)C、D網(wǎng)格劃分與A和B的進(jìn)氣收縮段相同，且網(wǎng)格數(shù)控制在100萬內(nèi)；A和B結(jié)構(gòu)網(wǎng)格數(shù)量約為800萬。在收縮型面及其出口流體流動(dòng)方向一倍和兩倍出口直徑處進(jìn)行網(wǎng)格加密處理。

3.3 數(shù)值計(jì)算方法

圖5 B網(wǎng)格模型Fig.5 Mesh of B Mode

選用CFX作為求解器，采用具有二階求解精度的High Resolution格式求解。不考慮壁面厚度和壁面熱交換，進(jìn)口為質(zhì)量流量進(jìn)口邊界，出口為靜壓出口邊界。湍流模型選用k-ε雙方程模型，壁面函數(shù)采用Scalable Wall Function。計(jì)算結(jié)構(gòu)C和D的計(jì)算域內(nèi)預(yù)估流體流速差相對(duì)較小，CFX中時(shí)間尺度控制采用給定的Auto Timescale計(jì)算，Local Times?cale Factor取1，并且計(jì)算殘差收斂目標(biāo)為10-6；計(jì)算結(jié)構(gòu)A和B的計(jì)算域內(nèi)預(yù)估流體流速差相對(duì)較大，特別是在穩(wěn)壓室內(nèi)氣流流速較小，而收縮段附近氣流流速較大，CFX中時(shí)間尺度控制采用Local Times?cale Factor(取2)求解，且計(jì)算殘差收斂目標(biāo)為10-4。

3.4 計(jì)算工況

參照某型大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)，并將該型發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行包線邊界狀態(tài)作為本文計(jì)算工況(即低空大表速和高空小表速)，如表2所示。表中，工況A1、B1、C1、D1為發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的飛行包線右邊界低空大表速試驗(yàn)點(diǎn)，工況A2、B2、C2、D2為該發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)的飛行包線左邊界高空小表速試驗(yàn)點(diǎn)，均為發(fā)動(dòng)機(jī)的極限工作狀態(tài)。

表2 計(jì)算工況Table 2 Operation conditions for computation

4 計(jì)算結(jié)果與分析

4.1 流場(chǎng)分布

進(jìn)行大尺寸、大流量發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)前，應(yīng)考慮采用何種進(jìn)氣結(jié)構(gòu)以保證為被試發(fā)動(dòng)機(jī)提供穩(wěn)定的進(jìn)氣環(huán)境，并有利于空氣流量和空氣參數(shù)測(cè)量[6]。圖6給出了8個(gè)計(jì)算工況子午面馬赫數(shù)分布情況，標(biāo)尺選取基本一致。

相同進(jìn)氣條件下，從圖6(a)～圖6(d)可看出，經(jīng)雙扭線導(dǎo)流后，CQCQ收縮型面壁面馬赫數(shù)分布要比DTC收縮型面的梯度稍小，且軸向速度梯度小，特別是在大流量狀態(tài)下。小流量狀態(tài)下，徑向馬赫數(shù)梯度均更加平緩。收縮型面出口處DTC結(jié)構(gòu)馬赫數(shù)不均勻性明顯大于CQCQ結(jié)構(gòu)，且隨著進(jìn)氣空氣流量的增加，收縮段后馬赫數(shù)徑向分布的不均勻性增加。

圖6(e)～圖6(h)顯示，空氣流量增加，使得收縮型面出口直段中徑向馬赫數(shù)梯度增大，但總體上比帶雙扭線結(jié)構(gòu)的??；不帶雙扭線的DTC結(jié)構(gòu)直段馬赫數(shù)分布，在徑向和軸向上其均勻性又優(yōu)于CQCQ結(jié)構(gòu)，大流量狀態(tài)下更為明顯。

工況A1、A2、B1、B2收縮段進(jìn)氣為經(jīng)雙扭線進(jìn)氣型面對(duì)氣流導(dǎo)流后的氣流，與工況C1、C2、D1、D2相比，雖也經(jīng)過優(yōu)化的變徑收縮線型，但收縮段后沿氣流流動(dòng)方向馬赫數(shù)梯度較大。這表明在相同進(jìn)氣條件下，要得到更為均勻的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口氣流條件，直接使用收縮線型來適應(yīng)不同發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口進(jìn)氣結(jié)構(gòu)要優(yōu)于雙扭線進(jìn)氣導(dǎo)氣結(jié)構(gòu)。其中，從收縮型面出口馬赫數(shù)看，雙扭線-CQCQ結(jié)構(gòu)優(yōu)于雙扭線-DTC結(jié)構(gòu)，而無雙扭線導(dǎo)流的DTC結(jié)構(gòu)又優(yōu)于CQCQ結(jié)構(gòu)。相比流量測(cè)量的直段馬赫數(shù)分布，D結(jié)構(gòu)進(jìn)氣無疑更理想。

圖7給出了8種計(jì)算工況中心線上的馬赫數(shù)分布?？梢?，相同進(jìn)氣條件下，四種進(jìn)氣結(jié)構(gòu)均可得到需要的發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣核心區(qū)域馬赫數(shù)，兩種進(jìn)氣條件下均無明顯差異。

4.2 靜壓分布

圖8給出了各工況下沿氣流流動(dòng)方向雙扭線出口至計(jì)算域出口壁面靜壓分布?？梢?，相同進(jìn)氣條件下，B進(jìn)氣結(jié)構(gòu)壁面靜壓比A進(jìn)氣結(jié)構(gòu)的略高；經(jīng)雙扭線導(dǎo)流后收縮型面出口處的靜壓變化率較大(紅邊框內(nèi))，流量增加使得壁面靜壓增大，且DTC結(jié)構(gòu)壁面靜壓略高。無雙扭線導(dǎo)流的C、D結(jié)構(gòu)收縮型面出口壁面靜壓變化相對(duì)平緩(紅邊框內(nèi))，流量增加使得壁面靜壓增大，且兩種結(jié)構(gòu)直段壁面靜壓分布基本一致。

圖6 子午面馬赫數(shù)分布Fig.6 Mach number contour in meridian plane

圖7 軸心上的馬赫數(shù)分布Fig.7 Mach number distribution at the axis

圖8 壁面靜壓比率Fig.8 Surface static pressure ratio

4.3 附面層分布

在保證氣流均勻性和氣流速度前提下，有必要減小附面層厚度以保證均勻進(jìn)氣流場(chǎng)。圖9給出了計(jì)算工況收縮段后一倍出口直徑和兩倍出口直徑處的徑向總壓分布。可見，受氣體粘性的影響，沿氣流流動(dòng)方向，壁面附面層隨之增厚。一倍出口直徑處附面層厚度約為40 mm，約占整個(gè)流通面積的17%；從1和2兩個(gè)不同進(jìn)氣流量看，空氣流量增加，使得附面層區(qū)域總壓梯度增大，但幾乎不影響附面層厚度。兩倍出口直徑處附面層厚度約為55 mm，約占整個(gè)流通面積的23%，變化規(guī)律與收縮段出口一倍出口直徑處的相同。

圖9 收縮型面后一倍和兩倍出口直徑處的徑向總壓分布Fig.9 The radial pressure distribution at 2R1and 4R2distance after the contraction contour

5 結(jié)論

(1)從進(jìn)氣結(jié)構(gòu)壁面靜壓分布和收縮段出口氣流馬赫數(shù)分布看，航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)進(jìn)氣結(jié)構(gòu)選用直接收縮段進(jìn)氣模式，需采用伯努利雙扭線型面進(jìn)氣。

(2)雙三角函數(shù)進(jìn)氣型面壁面靜壓變化速率平緩，無氣流分離，出口流場(chǎng)相對(duì)均勻，但附面層較CQCQ型面收縮段后直段的厚。

(3)四種進(jìn)氣結(jié)構(gòu)在收縮段出口一倍和兩倍直徑距離處，附面層分別約占整個(gè)流通面積的17%和23%。

(4)從計(jì)算結(jié)果分析，直接采用CQCQ和DTC收縮段型面進(jìn)氣較為合適。

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