自由射流試驗(yàn)中超聲速進(jìn)氣道流場(chǎng)的數(shù)值研究

侯亞君，徐讓書，王鍵靈，王娟娟

(1.沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 110136;2.中國燃?xì)鉁u輪研究院 航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,成都 610500)

自由射流試驗(yàn)中超聲速進(jìn)氣道流場(chǎng)的數(shù)值研究

侯亞君1，徐讓書1，王鍵靈1，王娟娟2

(1.沈陽航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽 110136;2.中國燃?xì)鉁u輪研究院 航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,成都 610500)

應(yīng)用CFD方法，通過特征線法設(shè)計(jì)超聲速噴管，在噴管出口形成超聲速進(jìn)氣道高空飛行時(shí)的工作環(huán)境。分析不同馬赫數(shù)下噴管出口馬赫數(shù)分布情況，發(fā)現(xiàn)出口核心區(qū)存在于距離噴管出口壁面垂直方向3倍邊界層位移厚度的位置。簡(jiǎn)要分析了二元超聲速噴管出口馬赫數(shù)分布情況。將自由射流模型模擬結(jié)果與模擬飛行模型模擬結(jié)果進(jìn)行比較。進(jìn)氣道進(jìn)口斜激波分布基本一致，分布合理，與理論吻合較好，噴管的射流滿足高空模擬試驗(yàn)要求。

高空試驗(yàn)?zāi)M；自由射流；超聲速進(jìn)氣道；數(shù)值計(jì)算

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)熱力問題、機(jī)械系統(tǒng)問題、匹配性問題及控制規(guī)律問題等都必須通過高空臺(tái)模擬試驗(yàn)進(jìn)行充分的調(diào)試和驗(yàn)證[1]。航空發(fā)動(dòng)機(jī)模擬高空試驗(yàn)主要有直接連接式模擬高空試驗(yàn)、自由射流式模擬高空試驗(yàn)和推進(jìn)風(fēng)洞高空試驗(yàn)。

直連式高空模擬試驗(yàn)只在發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口建立所要模擬的飛行高度和飛行速度所對(duì)應(yīng)的進(jìn)氣道出口總溫、總壓和發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量流量，無法模擬進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)。自由射流模擬高空試驗(yàn)所需氣源供氣量和抽氣量約為發(fā)動(dòng)機(jī)空氣質(zhì)量流量的2～3倍，與推進(jìn)風(fēng)洞試驗(yàn)相比較，解決飛機(jī)進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)相容性問題的效果接近，而耗能僅是后者的15%～25%[4]。

目前對(duì)超聲速自由射流和超聲速進(jìn)氣道研究較多[5-14]，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬超聲速進(jìn)氣道試驗(yàn)自由射流的研究比較少。

本文采取數(shù)值仿真方法，對(duì)帶超聲速進(jìn)氣道的發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬自由射流試驗(yàn)的流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬。其中噴管出口核心區(qū)的確定對(duì)超聲速進(jìn)氣道在試驗(yàn)艙中放置位置的確定有重要意義。

進(jìn)行了兩種情況下的流場(chǎng)計(jì)算，一種是進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)組合體在自由射流中，另一種是進(jìn)氣道-發(fā)動(dòng)機(jī)組合體在模擬飛行高度的大氣中。兩種模型在相同設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下，二者的進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)分布基本一致，與理論相吻合很好，說明應(yīng)用自由射流滿足高空臺(tái)超聲速進(jìn)氣道的進(jìn)口流場(chǎng)要求，同時(shí)也驗(yàn)證了數(shù)值模擬的可行性。

1 計(jì)算模型

1.1 計(jì)算域及邊界條件

圖1為自由射流模型計(jì)算域，進(jìn)氣道進(jìn)口位于噴管出口處形成的核心區(qū)，攻角和側(cè)滑角均為0。噴管入口設(shè)定為壓力進(jìn)口，其余邊界設(shè)定為壓力出口邊界，壓力值為模擬飛行高度的大氣壓力。根據(jù)超聲速流動(dòng)的禁訊原理，模擬飛行模型將噴管幾何體去掉，并將外邊界設(shè)定為壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件。由于超聲速進(jìn)氣道為非對(duì)稱結(jié)構(gòu)，且為了更好的模擬真實(shí)情況，計(jì)算模型采用全模型三維結(jié)構(gòu)。為簡(jiǎn)化模型，將噴管壁面及進(jìn)氣道壁面等均簡(jiǎn)化成薄壁結(jié)構(gòu)，未設(shè)邊界層抽吸結(jié)構(gòu)。

由于本文針對(duì)進(jìn)氣道入口流場(chǎng)進(jìn)行模擬，未涉及進(jìn)氣道內(nèi)流動(dòng)情況，進(jìn)氣道出口壓力為相應(yīng)模擬飛行高度的壓力。

圖1 計(jì)算域

用ICEM-CFD網(wǎng)格劃分軟件，網(wǎng)格劃分均采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。對(duì)噴管及進(jìn)氣道進(jìn)口附近計(jì)算域進(jìn)行網(wǎng)格細(xì)化處理。圖2為超聲速進(jìn)氣道進(jìn)口部分網(wǎng)格劃分。

圖2 進(jìn)氣道進(jìn)口部分網(wǎng)格

1.2 超聲速進(jìn)氣道參數(shù)

本文選取了三種條件進(jìn)行了數(shù)值模擬，如表1列出。超聲速進(jìn)氣道多采用斜激波系減速增壓。本文根據(jù)飛行馬赫數(shù)的不同，進(jìn)氣道采取不同的結(jié)構(gòu)。

表1 三種模擬條件

進(jìn)氣道斜板參數(shù)由斜激波的偏轉(zhuǎn)角θ與激波角β關(guān)系式得到，即

同時(shí)應(yīng)注意偏轉(zhuǎn)角度θ在相應(yīng)馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)的最大偏轉(zhuǎn)角θmax之內(nèi)，否則將會(huì)產(chǎn)生脫體激波。

斜激波后馬赫數(shù)可以由激波角β與馬赫數(shù)關(guān)系式得到。

其中Ma1為斜激波前馬赫數(shù)，Ma2為斜激波后馬赫數(shù)[2]。表2為進(jìn)氣道斜板角度和激波角的值。

1.3 超聲速噴管

為保證噴管中邊界層的發(fā)展接近真實(shí)情況，噴管由亞聲速段開始，經(jīng)過噴管減壓增速后，達(dá)到設(shè)計(jì)出口馬赫數(shù)。噴管為二元噴管，出口截面尺寸固定，通過調(diào)節(jié)喉道面積改變出口馬赫數(shù)。圖3為噴管結(jié)構(gòu)。

表2 進(jìn)氣道參數(shù)

圖3 噴管結(jié)構(gòu)

噴管設(shè)計(jì)型線分為亞聲速段和超聲速段。亞聲速段曲線用樣條曲線擬合，超聲速段應(yīng)用特征線法進(jìn)行設(shè)計(jì)，并對(duì)理論型線進(jìn)行邊界層修正[6，15]。

2 控制方程及湍流模型

采用CFD方法求解流動(dòng)的時(shí)均控制方程，即質(zhì)量方程、動(dòng)量方程及能量方程，其通用形式為

式中從左到右依次是瞬態(tài)項(xiàng)(transient term)、對(duì)流項(xiàng)(convective term)、擴(kuò)散項(xiàng)(diffusive term)和源項(xiàng)(source term)。

Reynolds平均法主要有兩類，Reynolds應(yīng)力模型和渦粘模型。Reynolds應(yīng)力模型屬于高雷諾數(shù)模型，采用各項(xiàng)異性的湍流應(yīng)力來計(jì)算湍動(dòng)粘度，包含更多的物理機(jī)制[3]。采用Reynolds應(yīng)力模型?？刂品匠痰碾x散格式采用QUICK格式[5]。

3 結(jié)果分析

3.1 噴管出口馬赫數(shù)分布

圖4為Ma=2.35時(shí)，自由射流模型中噴管出口馬赫數(shù)分布?？傮w分布比較均勻，總體范圍在2.3～2.4之間。在豎直方向上馬赫數(shù)變化很小，水平方向變化較大，但也在±0.05之間。中心區(qū)域馬赫數(shù)偏大，兩側(cè)靠近壁面處馬赫數(shù)較小，總體呈對(duì)稱分布。在應(yīng)用二元超聲速噴管自由射流，對(duì)于出口馬赫數(shù)分布均勻度要求較高的試驗(yàn)，應(yīng)予以充分重視。

圖4 Ma=2.35噴管出口馬赫數(shù)分布

在去除噴管出口截面邊界倍邊界層位移厚度后，在噴管出口處建立監(jiān)測(cè)平面，計(jì)算得到監(jiān)測(cè)平面平均馬赫數(shù)為2.355，均勻度標(biāo)準(zhǔn)偏差為1.3%。與設(shè)計(jì)的馬赫數(shù)2.35相差0.005，設(shè)計(jì)偏差0.21%，說明噴管的設(shè)計(jì)是可行的。

3.2 噴管出口核心區(qū)域與邊界層厚度關(guān)系

圖5是噴管出口處水平和豎直方向上垂直于出口壁面距離上的馬赫數(shù)分布。對(duì)于高空臺(tái)超聲速進(jìn)氣道試驗(yàn)，重要的是噴管出口滿足試驗(yàn)條件的核心區(qū)域。在噴管型線設(shè)計(jì)時(shí)，對(duì)邊界層進(jìn)行簡(jiǎn)單的線性修正。采用δ=L×tanα,其中δ為出口邊界層位移厚度，在馬赫數(shù)時(shí)為1.5～4的時(shí)，α為0.5度，L為喉道至噴管出口距離。

圖5 噴管出口截面壁面附近馬赫數(shù)分布

表3 核心區(qū)域與位移厚度關(guān)系

表3列出了在三個(gè)馬赫數(shù)下邊界層位移厚度及參考的壁面到核心區(qū)的距離。在此簡(jiǎn)單的將設(shè)計(jì)邊界層位移厚度的3倍作為壁面到核心區(qū)的參考距離，三個(gè)馬赫數(shù)下均達(dá)到的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)。

3.3 遠(yuǎn)場(chǎng)模型與噴管模型馬赫數(shù)分布對(duì)比

圖6、7和8分別為不同飛行馬赫數(shù)下兩種模型進(jìn)氣道部分馬赫數(shù)分布的對(duì)比，(a)為自由射流模型馬赫數(shù)分布，(b)為模擬飛行模型的馬赫數(shù)分布。

圖6 飛行Ma=2.35時(shí)馬赫數(shù)分布對(duì)比

圖6為飛行馬赫數(shù)為Ma=2.35時(shí)馬赫數(shù)分布對(duì)比，馬赫數(shù)范圍0.2～2.4。在圖中都可以看到第一和第二道斜激波。斜激波完全將進(jìn)氣道口覆蓋，并搭在了唇口位置。在唇口處可以看到第三道斜激波。圖中標(biāo)注的Ma為在模型中建立監(jiān)測(cè)平面的平均值，通過數(shù)值的對(duì)比，兩者相差不大，最大差值0.03。

圖7為飛行馬赫數(shù)為Ma=2.0時(shí)馬赫數(shù)分布對(duì)比，馬赫數(shù)范圍0.4～2.4。同樣可以看到由斜板產(chǎn)生的第一和第二道斜激波。

圖8為飛行馬赫數(shù)為Ma=1.5時(shí)馬赫數(shù)分布對(duì)比，馬赫數(shù)范圍0.3～1.6。斜激波覆蓋進(jìn)氣道口，進(jìn)氣道進(jìn)口處內(nèi)流場(chǎng)基本一致。

圖7 飛行Ma=2.0時(shí)馬赫數(shù)分布對(duì)比

圖8 飛行Ma=1.5時(shí)馬赫數(shù)分布對(duì)比

Ma分布將影響斜激波形狀，但是三個(gè)噴管模型的斜激波與模擬飛行模型的斜激波基本沒有差異，都呈直線，位置準(zhǔn)確。通過比較，經(jīng)過斜激波后Ma數(shù)值也較為準(zhǔn)確。

對(duì)比說明由噴管產(chǎn)生的高空臺(tái)超聲速進(jìn)氣道試驗(yàn)的高空環(huán)境是滿足試驗(yàn)要求的。

4 結(jié)論

(1)本文針對(duì)高空試驗(yàn)臺(tái)，應(yīng)用特征線法設(shè)計(jì)了滿足超聲速進(jìn)氣道高空模擬條件的超聲速噴管，噴管出口馬赫數(shù)均勻度較好，設(shè)計(jì)偏差小。二元超聲速噴管出口馬赫數(shù)分布在水平方向呈對(duì)稱條狀分布，豎直方向變化不大，中心部分馬赫數(shù)略高。

(2)對(duì)噴管出口的核心區(qū)進(jìn)行了簡(jiǎn)單的確定。滿足試驗(yàn)條件核心區(qū)存在于距離出口壁面垂直方向上3倍邊界層位移厚度的位置。

(3)對(duì)比自由射流模型與模擬飛行模型的馬赫數(shù)分布，兩者進(jìn)氣道進(jìn)口流場(chǎng)一致，三個(gè)馬赫數(shù)下均能看到由進(jìn)氣道上側(cè)斜板產(chǎn)生的斜激波，并且第一道斜激波均將進(jìn)氣道口完全覆蓋，且搭在下側(cè)唇口。說明由噴管產(chǎn)生的超聲速射流滿足超聲速進(jìn)氣道高空試驗(yàn)要求。

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(責(zé)任編輯：劉劃 英文審校：宋曉英)

Numericalstudyonflowfieldsofsupersonicinletinfree-jettest

HOU Ya-jun1,XU Rang-shu1,WANG Jian-ling1,WANG Juan-juan2

(1.Faculty of Aerospace Engineering Shenyang Aerospace University，Shenyang 110136,China；2.Aviation Key Laboratory of Science and Technology and Aero-Engine Altitude Simulation,China Gas Turbine Establishment,Chengdu 610500,China)

Applying CFD,the supersonic nozzle was designed in light of method of characteristics.The environment or supersonic inlet in an altitude flight was simulatedat the outlet of that nozzle.The core area of the outlet was found near the wall at the distance of threefold boundary layerdisplacement thickness by analyzingthe contours of Mach in different situations.A brief analysis of Mach distribution in the binary supersonic nozzle outletwas presented.The simulation results ofthe free-jet model and the flight simulation model were compared.There was a consistent and reasonable distribution of oblique shock in the import of the inlet,which wasin good agreement with the theory,and therefore,fit the altitude test requirement well.

altitude simulation test;free-jet;supersonic inlet;numerical calculation

2014-07-01

侯亞君(1987-)，男，遼寧北票人，碩士研究生，主要研究方向：空氣動(dòng)力試驗(yàn)技術(shù)與仿真，E-mail:houyajun1987@163.com;徐讓書(1962-)，男，浙江樂清人，教授，主要研究方向：航空發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真研究，E-mail:xurangshu@yahoo.com。

2095-1248(2014)06-0019-05

V216.8

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.06.004