三維高超聲速進氣道的流場性能分析

朱呂斌

【摘 要】本文旨在對高超聲速發(fā)動機進氣的流場進行分析、研究，并利用CFD軟件技術(shù)在設(shè)備條件有限的情況下對該高超聲速進氣道進行零攻角時的狀態(tài)進行三維流場的數(shù)值模擬，給出流場的速度矢量圖、壓力等值線圖、以及壓力分布圖。分析在不同網(wǎng)格密度下的進氣道模型在同一流場條件下所獲得的結(jié)果有何差異。

【關(guān)鍵詞】發(fā)動機；流場性能；高超聲速；動力工程

0 引言

高超聲速進氣道是超燃沖壓發(fā)動機的重要組成部分。超燃沖壓發(fā)動機是21世紀新一代的航空發(fā)動機的發(fā)展方向之一。它具有許多渦輪噴氣式發(fā)動機所不具備的優(yōu)點。如：發(fā)動機質(zhì)量輕、結(jié)構(gòu)簡單容易維護、結(jié)構(gòu)簡單速度快等等。高超聲速進氣道其主要任務(wù)是利用迎面高速氣流的速度沖壓，將其動能轉(zhuǎn)化為勢能，提高氣流的壓力，并為沖壓發(fā)動機提供一定量的空氣。[1]美國從20世紀50年代開始招收研究高超聲速技術(shù)，其中形成了三項重大的高超聲速計劃并由三項高超聲速計劃推動產(chǎn)生了三個研究循環(huán)工業(yè)，使其空天飛機技術(shù)不斷提高，其他國家望塵莫及。[2]

我國自2002年啟動研究以來，在高速、高機動飛行中復(fù)雜流動機理研究等技術(shù)方向上取得很大進展 。從2006年后中國空天飛機開始著重研究如下問題：增大沖壓發(fā)動機推力的新機理和途徑：有效增混措施；左手材料的微結(jié)構(gòu)設(shè)計和探索等問題。

1 實驗?zāi)Ｐ团c原理

1.1 模型

計算采用的進氣道模型是文獻[3]提供的。此進氣道為三維側(cè)壓式8度斜角進氣道。側(cè)壓角為6度，后略角為45度。該模型是在總長度約210毫米，寬30毫米，高27毫米。[3]

1.1.1 超聲速進氣道網(wǎng)格

模型采用了非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的 Tri Primitive格式對模型進行體網(wǎng)格化。完成制作后的網(wǎng)格圖如下：

1.1.2 求解器與邊界條件

本文的來流為超聲速氣流，因此采用了理想可壓縮氣體模型，并選擇了粘性項選擇非常適用于高速可壓縮流動的sutherland定律[4]。藕合式求解器禍合了流動和能量方程，常常很快便可以收斂。因此設(shè)置求解器為藕合可壓縮模型來求解流體N-S方程。

本文的進氣道模型不考慮燃燒室反壓對隔離段尾部的影響，壓力出口設(shè)置時所要用到的有靜壓、總溫、耗散率、湍動能等。

1.2 原理

1.2.1 可壓縮的粘性無量綱 N-S 方程

超聲速進氣道內(nèi)的流動是三維、可壓縮、有粘性的，因此采用了可壓縮粘性非定常流動的三維無量綱形式的Navier-Stokes方程[5]方程如下：

1.2.2 湍流模型

本文選擇的湍流模型為RNG k-ε模型，該模型由Yakhot及Orzag提出[7]。在RNG k-ε模型中，通過在大尺度運動和修正后的粘度項體現(xiàn)小尺度的影響，使這些小尺度運動有系統(tǒng)的從控制方程中去除。所得的k方程與ε方程，與標準k-模型非常相似：

其中：

此湍流模型是一個相對簡單的方程模型，用于求解模型化了的（高雷諾數(shù)區(qū)域）運動渦（湍流）傳輸方程，是一類比較新型的一方程模型，專門用于處理有壁面邊界的空氣流動問題，對于在邊界層中具有逆向壓力梯度問題，計算結(jié)果證明非常有效。[6]

1.2.3 離散格式

本次實驗所涉及的大多為粘性計算，所以出于對分辨邊界層的需要，網(wǎng)格在模型的壁面附近的分布十分密集。由于計算條件的限制，無法采用均勻網(wǎng)格，而Roe-FDS通量差分分裂的迎風格式只借助于控制表面魯昂網(wǎng)格單位中心點的值。因此對網(wǎng)格的總體均勻性有所減弱，所以采用了Roe通量差分分裂。

2 模擬計算與分析

2.1 零攻角飛行性能

已知本文模型所工作的飛行馬赫數(shù)為3.85，總壓為464KPa，進氣道的靜溫為282K，雷諾數(shù)為。利用總壓與靜壓公式，可得靜壓P為3739.89P，根據(jù)總溫、靜溫關(guān)系式，可得總溫T0 為1117.99K。

為了進一步獲得模型的耗散率e、湍流強度k以及湍動能I，首先要計算進氣道模型入口的處的平均速度。

2.2 模擬計算

對導(dǎo)入網(wǎng)格進行檢查，排除網(wǎng)格的極限最小體積為負值。通過迭代運行了5000次之后，進氣道內(nèi)部的已經(jīng)形成了各種設(shè)計條件下的激波鏈

（1）壓力示意圖

（3）速度示意圖

（2）密度示意圖

（4）溫度示意圖

在運算初期為了加快運算的速度，加速隔離段內(nèi)激波鏈的生成，所以網(wǎng)格的密度較為稀疏。

現(xiàn)在，將模型部分區(qū)域內(nèi)的網(wǎng)格進行加密工作，以此來獲得更為清晰、更為詳細的超聲速進氣道隔離段內(nèi)的流場數(shù)據(jù)。

利用已經(jīng)生成的激波區(qū)域的網(wǎng)格加密。加密后的網(wǎng)格數(shù)量由原來的60萬增加為150萬，迭代運算的速度顯著下降。本文的模型按照之前計算生成的壓力梯度進行網(wǎng)格的加密工作。在氣流流動復(fù)雜的進氣道前沿，唇口部分，以及唇口正激波部位都將網(wǎng)格加密。

（2）加密后的壓力示意圖

（3）加密后的密度示意圖

（4）加密后的速度示意圖

4 結(jié)論

（1）在模型制作過程中，將模型網(wǎng)格分割成不同區(qū)域進行網(wǎng)格化處理，可有效降低模型的網(wǎng)格數(shù)量，提高后期運算時間。

（2）未進過網(wǎng)格加密處理的模型，無論在進氣道外部流場還是隔離段內(nèi)部的流場，都十分粗糙，激波鏈不易觀測。

（3）對模型網(wǎng)格進行加密處理后，模型的網(wǎng)格數(shù)急劇上升，計算速度緩慢。但是在進氣道外部流場以及進氣道內(nèi)部可以明顯的觀察到激波鏈的存在。

（5） 加密后的溫度示意圖

（4）由于計算設(shè)備的條件限制，無法對加密后的網(wǎng)格再次進行加密。

【參考文獻】

[1]于守志，等.飛航導(dǎo)彈動力裝置（上）.宇航出版社.1992.

[2]葉蕾.美國高超聲速計劃發(fā)展規(guī)律探尋[J].飛航導(dǎo)彈，2008（12），P20～22.

[3]Zhang Kun-Yuan， Xiao Xu-Dong， Xu-Hui，“The parametric analysis and experimental investigation of a sidewall compression inlet at Mach 5.3 in non-uniform incoming flow，” AIAA Paper 95-2889， 1995.

[4]朱自強，Zubair Islam，朱一錕，等.翼型外形高氣動效率/低可探測性的優(yōu)化[J].航空學報，1999.19（6）：641～646

[5]吳子牛.計算流體力學基本原理.第一版.北京：科學出版社.

[6]韓占忠，王敬，蘭小平.FLUENT流體工程仿真計算實例與應(yīng)用.第一版.北京：北京理工大學出版社，2005.

[7]V.Yakho，S.A. Orzag，Renormalization group analysis of turbulence：basic theory.J Scient Comput.1：3-11，1986.

[責任編輯：朱麗娜]endprint