航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)全三維數(shù)值仿真方法研究

張 劍，衛(wèi) 剛，黃維娜

(中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

1 引言

隨著計(jì)算機(jī)硬件和數(shù)值模擬技術(shù)的快速發(fā)展，基于多部件匹配的發(fā)動機(jī)整機(jī)全三維仿真已經(jīng)成為可能。如Turner等對GE90發(fā)動機(jī)整機(jī)進(jìn)行了全三維定常數(shù)值模擬[1-4]，分析了各個(gè)部件在整機(jī)環(huán)境下的性能及與設(shè)計(jì)要求的差異。Stanford大學(xué)選取1/3扇形區(qū)域?qū)W6000發(fā)動機(jī)進(jìn)行了整機(jī)非定常模擬[5-7]，研究了各部件的耦合匹配關(guān)系。哈爾濱工程大學(xué)基于ANSYS CFX軟件，總網(wǎng)格單元數(shù)約145萬，采用定常數(shù)值模擬方法開展了壓氣機(jī)進(jìn)口噴水條件下渦噴發(fā)動機(jī)全三維仿真[8]，研究了濕空氣不同平均直徑、注入速率等對發(fā)動機(jī)整機(jī)的影響，并與干空氣進(jìn)行了對比分析。

近年，中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院開展了航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)及整機(jī)全三維仿真探索，系統(tǒng)開展了交界面處理方法、流體燃燒耦合、細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)對整機(jī)影響等方面的研究，在基于試驗(yàn)結(jié)果對比分析的基礎(chǔ)上取得了良好的效果。本文以某發(fā)動機(jī)核心機(jī)為研究對象，基于商業(yè)軟件ANSYS CFX，開展了核心機(jī)全三維數(shù)值仿真，并與核心機(jī)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比，初步校驗(yàn)了航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)全三維仿真的可行性。

2 核心機(jī)全三維仿真的意義及難點(diǎn)

現(xiàn)有航空發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)體系中，由于仿真技術(shù)研究與應(yīng)用的廣度和深度的欠缺，物理試驗(yàn)仍是主要的驗(yàn)證手段，這導(dǎo)致高性能發(fā)動機(jī)研制周期較長、成本較高。針對航空發(fā)動機(jī)總體性能仿真，目前仍停留在零維和一維仿真階段。設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)表明，即使航空發(fā)動機(jī)各部件均按照總體指標(biāo)要求設(shè)計(jì)，且在理想邊界條件下均達(dá)到或超過了設(shè)計(jì)指標(biāo)，但往往各個(gè)部件在整機(jī)環(huán)境下不能很好地匹配工作，造成發(fā)動機(jī)整機(jī)性能惡化。因此，航空發(fā)動機(jī)整機(jī)/核心機(jī)全三維仿真具有重要的意義，具體如下：

(1) 部分替代試驗(yàn)。早期風(fēng)險(xiǎn)評估，預(yù)先評估部件之間的匹配狀態(tài)，指導(dǎo)部件一體化設(shè)計(jì)；評估發(fā)動機(jī)性能衰減；快速評估新技術(shù)和新概念對發(fā)動機(jī)的影響。

(2) 輔助試驗(yàn)設(shè)計(jì)。指導(dǎo)發(fā)動機(jī)整機(jī)試驗(yàn)探針布局，優(yōu)化試驗(yàn)方案；預(yù)先評估整機(jī)試驗(yàn)，減少整機(jī)試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，縮短整機(jī)試驗(yàn)周期。

(3) 模擬復(fù)雜環(huán)境。了解整機(jī)匹配下發(fā)動機(jī)的流場細(xì)節(jié)，尤其是氣流的分離、激波、二次流等流動情況；分析發(fā)動機(jī)的空氣系統(tǒng)流路及其對整機(jī)性能的影響；提供翔實(shí)的發(fā)動機(jī)軸向力。

(4) 驗(yàn)證極端條件。了解某個(gè)部件部分缺失或短暫嚴(yán)重超溫情況下的整機(jī)全三維性能。

(5) 預(yù)示試驗(yàn)結(jié)果。在部件設(shè)計(jì)完成后，預(yù)測發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)條件下的整機(jī)性能，提前發(fā)現(xiàn)潛在技術(shù)風(fēng)險(xiǎn)；分析整機(jī)試驗(yàn)結(jié)果，對整機(jī)試驗(yàn)環(huán)境下各部件的性能進(jìn)行準(zhǔn)確評判。

航空發(fā)動機(jī)部件多，由此牽涉的專業(yè)領(lǐng)域多。開展航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)全三維數(shù)值仿真，目前主要存在以下技術(shù)難點(diǎn)：①多學(xué)科融合的流體燃燒耦合仿真技術(shù)；②大型復(fù)雜模型修模及網(wǎng)格生成技術(shù)；③超大問題高效并行計(jì)算技術(shù)；④大型計(jì)算服務(wù)器資源；⑤多流體域下仿真收斂準(zhǔn)則判斷；⑥后處理及可視化輸出。

3 網(wǎng)格及邊界條件

3.1 物理模型及網(wǎng)格

以某發(fā)動機(jī)核心機(jī)為研究對象開展核心機(jī)全三維流場仿真。該核心機(jī)由進(jìn)氣道、六級壓氣機(jī)、環(huán)形燃燒室、單級渦輪、整流支板、排氣支板和噴管組成。所有部件的幾何模型均基于核心機(jī)熱態(tài)幾何尺寸。壓氣機(jī)和渦輪轉(zhuǎn)子葉尖間隙來源于裝配測量結(jié)果。根據(jù)喉道面積測量結(jié)果修正渦輪導(dǎo)向器喉道面積，以滿足核心機(jī)環(huán)境下部件的匹配工作。

核心機(jī)全三維仿真中壓氣機(jī)、渦輪和排氣段采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，燃燒室和壓氣機(jī)空腔采用非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格。采用多個(gè)網(wǎng)格劃分工具對核心機(jī)各部件進(jìn)行網(wǎng)格劃分。核心機(jī)進(jìn)氣道、排氣高空艙環(huán)境采用AN?SYS DesignModeler進(jìn)行幾何建模，并利用ICEM CFD進(jìn)行網(wǎng)格劃分。葉輪機(jī)主流道采用NUMECA的IGG-AutoGrid模塊進(jìn)行網(wǎng)格劃分。壓氣機(jī)導(dǎo)葉封嚴(yán)空腔采用ANSYS DesignModeler進(jìn)行幾何建模，采用ANSYS Meshing生成網(wǎng)格。燃燒室結(jié)構(gòu)復(fù)雜，包含了較多的冷卻孔，采用ICEM CFD進(jìn)行網(wǎng)格劃分。為減少計(jì)算量，核心機(jī)全三維仿真所有部件均采用單通道，總網(wǎng)格單元數(shù)約4 000萬。圖1為核心機(jī)網(wǎng)格。

圖1 核心機(jī)網(wǎng)格Fig.1 Grids of core engine

3.2 邊界條件及計(jì)算方法

選定該核心機(jī)高空臺模擬巡航狀態(tài)為數(shù)值仿真的計(jì)算狀態(tài)，其邊界條件為：進(jìn)氣道進(jìn)口給定核心機(jī)測量的總溫、總壓；壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子和渦輪轉(zhuǎn)子設(shè)定物理轉(zhuǎn)速；燃燒室按照燃油噴霧模型給定燃油物理流量；壓氣機(jī)一級前、四級后、六級后的引氣流量和燃燒室二股氣流的出口流量以設(shè)計(jì)的空氣系統(tǒng)分配比例給定；以源項(xiàng)方式[9]按渦輪冷卻設(shè)計(jì)結(jié)果給定冷卻噴射的流量、總溫和方向(圖2)；給定噴管后高空艙測量環(huán)境壓力；部件之間的交界面及通道的周期性面參考文獻(xiàn)[9]和文獻(xiàn)[10]的方式給定。湍流模型采用適合葉輪機(jī)旋轉(zhuǎn)和分離捕捉的SST湍流模型，高精度數(shù)值求解格式。燃燒采用單步化學(xué)反應(yīng)，選取Fi?nite Rate Chemistry and Eddy Dissipation模型。

圖2 燃燒室燃油噴射和渦輪冷卻噴射Fig.2 Fuel injection of combustor and cooling flow injection of turbine

4 核心機(jī)三維仿真結(jié)果

目前采取的核心機(jī)全三維仿真計(jì)算收斂準(zhǔn)則，為監(jiān)控的參數(shù)趨于穩(wěn)定或在一定范圍內(nèi)出現(xiàn)周期性震蕩。圖3為核心機(jī)全三維仿真流量方程和動量方程收斂曲線。

圖3 核心機(jī)三維仿真流量和動量方程收斂曲線Fig.3 Convergence history of mass and momentum of core engine 3D simulation

核心機(jī)全三維仿真結(jié)果包含了大量的流場信息，基于仿真結(jié)果可以獲取核心機(jī)各個(gè)截面位置的氣動參數(shù)以及核心機(jī)推力。核心機(jī)推力簡化計(jì)算公式[11]如下：

式中：W9為核心機(jī)短艙出口截面流量，c9為短艙出口截面軸向速度，p9為短艙出口截面靜壓，p0為核心機(jī)遠(yuǎn)前方靜壓，A9為短艙出口截面面積。

圖4給出了核心機(jī)三維仿真結(jié)果與總體專業(yè)根據(jù)核心機(jī)試驗(yàn)結(jié)果推算值的對比。圖中，W為流量；p為總壓；T為總溫；π 為膨脹比/增壓比；η 為效率；NT為軸功；σ 為總壓恢復(fù)系數(shù)。由圖可知：相較于試驗(yàn)結(jié)果，核心機(jī)三維仿真進(jìn)口流量偏大0.43%，壓氣機(jī)增壓比偏大3.7%，壓氣機(jī)效率偏高1.6%?？紤]壓氣機(jī)冷卻引氣后的燃燒室進(jìn)口流量偏大0.6%，燃燒室出口總溫偏低0.5%。渦輪膨脹比基本一致。最大偏差出現(xiàn)在渦輪后的整流支板和排氣支板，其總壓分別比試驗(yàn)推算值偏高2.7%和2.4%，總溫分別偏低4.6%和7.2%。同時(shí)，噴管推力較試驗(yàn)測量結(jié)果偏低6.1%。誤差產(chǎn)生的原因可能是：部件模型與真實(shí)幾何模型不一致，理論空氣系統(tǒng)流量分配與核心機(jī)狀態(tài)空氣系統(tǒng)流量分配不一致，仿真計(jì)算誤差，各截面探針周向布局及徑向測點(diǎn)少而不能真實(shí)反映該截面氣動參數(shù)等。

圖4 三維仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對比Fig.4 Comparison of 3D simulation results with test results

圖5、圖6分別為全三維計(jì)算的壓氣機(jī)進(jìn)口總壓和總溫與試驗(yàn)結(jié)果沿徑向的分布?？煽闯鰤簹鈾C(jī)進(jìn)口總壓、總溫與試驗(yàn)測試結(jié)果徑向分布規(guī)律基本一致。由于受端壁附面層影響，進(jìn)口總壓在上下端壁明顯偏低，而試驗(yàn)探針未測量端壁10%區(qū)域總壓。

圖5 壓氣機(jī)進(jìn)口總壓Fig.5 Total pressure at inlet of compressor

圖6 壓氣機(jī)進(jìn)口總溫Fig.6 Temperature at inlet of compressor

圖7和圖8分別為全三維計(jì)算的壓氣機(jī)出口總壓、總溫與試驗(yàn)結(jié)果沿徑向的分布。其中，壓氣機(jī)出口總溫為相對值。因全三維計(jì)算的壓氣機(jī)增壓比偏高，故壓氣機(jī)出口總壓高于試驗(yàn)測量結(jié)果。壓氣機(jī)出口總溫計(jì)算值和試驗(yàn)值徑向均呈拋物線分布。

圖7 壓氣機(jī)出口總壓Fig.7 Total pressure at outlet of compressor

圖8 壓氣機(jī)出口總溫相對值Fig.8 Relative total temperature at outlet of compressor

圖9 渦輪出口總溫相對值Fig.9 Relative total temperature at outlet of turbine

圖9為全三維計(jì)算的渦輪出口總溫相對值與試驗(yàn)結(jié)果沿徑向的分布。由圖可知，全三維計(jì)算的渦輪出口總溫與試驗(yàn)測量結(jié)果的分布規(guī)律基本一致。因渦輪出口總溫探針在相對高度17%以下區(qū)域沒有測點(diǎn)布局，故基于渦輪出口總溫分布規(guī)律可以判斷，渦輪出口在相對高度17%以下區(qū)域總溫呈逐漸降低趨勢。因此，如果直接根據(jù)已有的渦輪出口總溫試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行算術(shù)平均，將造成測量的渦輪出口總溫偏高。

圖10為全三維計(jì)算的整流支板出口總壓與試驗(yàn)結(jié)果沿徑向的分布?？煽闯觯髦О宄隹诳倝河?jì)算值與試驗(yàn)值基本吻合；在相對高度50%以下區(qū)域，計(jì)算值略高于試驗(yàn)值。

圖10 整流支板出口總壓Fig.10 Total pressure at outlet of OGV

圖11為全三維計(jì)算的整流支板出口總溫相對值與試驗(yàn)結(jié)果沿徑向的分布?？梢钥闯?，整流支板出口總溫探針存在較多無效測點(diǎn)數(shù)據(jù)，采用有限試驗(yàn)數(shù)據(jù)對支板出口總溫進(jìn)行評價(jià)可能存在一定的誤差?？偟膩碚f，全三維計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果還是吻合較好。

圖11 整流支板出口總溫相對值Fig.11 Relative total temperature at outlet of OGV

6 結(jié)論

基于商業(yè)軟件ANSYS CFX，以某型發(fā)動機(jī)核心機(jī)為仿真對象，開展了航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)三維流場仿真，獲得了核心機(jī)總體性能參數(shù)及各截面氣動參數(shù)，并開展了核心機(jī)全三維計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對比分析。得出以下結(jié)論：

(1) 在核心機(jī)環(huán)境下實(shí)施了多部件聯(lián)合仿真，獲取了詳細(xì)的流場數(shù)據(jù)及部件之間的匹配關(guān)系，得到了核心機(jī)推力。核心機(jī)全三維仿真及整機(jī)全三維仿真具備了可行性和工程應(yīng)用前景。

(2) 通過核心機(jī)全三維仿真，對部件性能進(jìn)行了綜合分析，為核心機(jī)試驗(yàn)環(huán)境下準(zhǔn)確評價(jià)部件性能提供了支撐。

(3) 核心機(jī)全三維仿真中獲得的各截面數(shù)據(jù)表明，核心機(jī)探針測試布局還存在優(yōu)化的空間。

(4) 航空發(fā)動機(jī)整機(jī)全三維數(shù)值仿真在國內(nèi)還屬于探索階段，應(yīng)在今后的工作中利用整機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)開展進(jìn)一步的校核，提高整機(jī)仿真計(jì)算精度。同時(shí)，還需在數(shù)值計(jì)算方法、網(wǎng)格生成等方面開展進(jìn)一步的研究，為發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)和試驗(yàn)分析提供有力的技術(shù)支持。