航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪流動(dòng)及噪聲數(shù)值模擬

嚴(yán) 佳, 柴軍生, 任國(guó)哲, 吳忱韓, 唐小龍, 楊小權(quán),丁 玨, 翁培奮

(1.上海大學(xué)力學(xué)與工程科學(xué)學(xué)院, 上海 200444;2.中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)集團(tuán)沈陽(yáng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究所, 遼寧沈陽(yáng) 110066;3.上海電力大學(xué)能源與機(jī)械工程學(xué)院, 上海 200090)

渦輪作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)最核心的熱端部件之一, 其工作環(huán)境具有典型的高溫、高壓、高載荷和強(qiáng)腐蝕性等特點(diǎn).20 世紀(jì)90 年代研制成功的推重比10一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪前溫度已經(jīng)達(dá)到了1 850～1 950 K.在美國(guó)開(kāi)展的“綜合高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)” 和英國(guó)開(kāi)展的“先進(jìn)核心機(jī)軍用發(fā)動(dòng)機(jī)”研究計(jì)劃中, 發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪進(jìn)口溫度更將達(dá)到2 200 K 以上.極高的渦輪前溫度對(duì)渦輪葉片和渦輪盤(pán)的耐熱性是極大的考驗(yàn), 常規(guī)材料早已無(wú)法滿足該耐熱需求, 這對(duì)渦輪冷卻技術(shù)的發(fā)展提出了更高的要求.渦輪旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔及旋轉(zhuǎn)葉片流動(dòng)換熱數(shù)值模擬研究為渦輪冷卻技術(shù)的發(fā)展提供了強(qiáng)有力的支撐.

對(duì)于民用航空, 噪聲水平已經(jīng)成為推動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)研制的關(guān)鍵性指標(biāo), 為此國(guó)際民航組織和各國(guó)民用航空管理局均制定了嚴(yán)苛的民用航空噪聲適航條例.隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)噴流、風(fēng)扇低噪聲設(shè)計(jì)和控制技術(shù)的發(fā)展, 渦輪噪聲等曾經(jīng)不太重要的噪聲分量逐漸變得重要.航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪內(nèi)部流動(dòng)結(jié)構(gòu)、發(fā)聲機(jī)理及噪聲傳播特性十分復(fù)雜, 聲學(xué)數(shù)值模擬逐漸在該領(lǐng)域發(fā)揮極大的作用.

為推動(dòng)渦輪流動(dòng)、傳熱和噪聲數(shù)值模擬方法的發(fā)展和工程應(yīng)用, 本工作對(duì)其研究現(xiàn)狀進(jìn)行了回顧和展望.

1 渦輪流動(dòng)特性

渦輪作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件, 主要由盤(pán)腔和葉片等部分組成, 其可靠性和效率的高低決定了航空發(fā)動(dòng)機(jī)的整體性能.渦輪效率與渦輪進(jìn)口溫度密切相關(guān), 在發(fā)動(dòng)機(jī)尺寸不變的情況下, 渦輪進(jìn)氣口溫度每提高55 K, 發(fā)動(dòng)機(jī)推力可提高約10%.然而, 高溫、高壓和強(qiáng)腐蝕性工作環(huán)境等對(duì)渦輪各部件的耐熱及抗腐蝕性等能力提出了嚴(yán)峻的挑戰(zhàn).渦輪中旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔和旋轉(zhuǎn)葉片等轉(zhuǎn)動(dòng)部件在承受高溫高壓燃?xì)鉀_擊的情況下, 還受到強(qiáng)大的離心力作用, 其工作環(huán)境更為惡劣.為保障渦輪中轉(zhuǎn)動(dòng)部件可靠高效地運(yùn)行, 研究者們開(kāi)展了大量研究, 結(jié)果表明渦輪中流動(dòng)結(jié)構(gòu)異常復(fù)雜, 具體表現(xiàn)為: ①旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔和葉片幾何非常復(fù)雜;②轉(zhuǎn)子/靜子相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度高且存在強(qiáng)烈干涉;③冷氣與燃?xì)獯嬖诖竺芏缺群蜏囟缺?④輪轂及機(jī)匣附近存在復(fù)雜的二次流動(dòng);⑤葉片吸力面和葉尖間隙中存在強(qiáng)烈的激波/邊界層干擾;⑥旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔和葉片均存在冷熱交替的復(fù)雜湍流流動(dòng)等.早期為解決渦輪復(fù)雜流動(dòng)環(huán)境下耐熱極限這一難題, 人們?cè)谘兄菩滦湍透邷夭牧蠒r(shí), 大多通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究發(fā)動(dòng)機(jī)空氣系統(tǒng)對(duì)受高溫部件的冷卻作用.隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展, 數(shù)值模擬在發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)研究領(lǐng)域被廣泛應(yīng)用, 但受限于渦輪復(fù)雜流動(dòng)結(jié)構(gòu), 準(zhǔn)確模擬渦輪流動(dòng)結(jié)構(gòu)和換熱特性依舊是當(dāng)前面臨的關(guān)鍵性技術(shù)難題.渦輪系統(tǒng)中盤(pán)腔和葉片是一個(gè)整體, 但其流動(dòng)和傳熱特征又有較大差異, 因此將其分為兩個(gè)部分進(jìn)行討論.

1.1 旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔

航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)腔根據(jù)轉(zhuǎn)盤(pán)的配置不同可以分為轉(zhuǎn)-靜和轉(zhuǎn)-轉(zhuǎn)兩種盤(pán)腔系統(tǒng).轉(zhuǎn)-靜盤(pán)腔系統(tǒng)作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪核心部件, 一直備受關(guān)注.圖1 為某型號(hào)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪轉(zhuǎn)-靜盤(pán)腔簡(jiǎn)化模型.經(jīng)過(guò)大量簡(jiǎn)化, 渦輪盤(pán)腔的結(jié)構(gòu)依然非常復(fù)雜, 而幾何外形的復(fù)雜直接導(dǎo)致對(duì)腔體內(nèi)部流動(dòng)換熱分析難度極大.如何探明盤(pán)腔內(nèi)部流動(dòng)換熱特性一直是航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪研制中的熱點(diǎn)問(wèn)題.針對(duì)旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔流動(dòng)的研究始于對(duì)自由轉(zhuǎn)盤(pán)流動(dòng)的探索, 基于早期自由轉(zhuǎn)盤(pán)流動(dòng)的研究結(jié)論[1-2], Daily 等[3]通過(guò)理論分析和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證提出了封閉轉(zhuǎn)-靜盤(pán)腔中存在的4 種基本流態(tài), 分別為: 轉(zhuǎn)子邊界層和靜子邊界層相匯合和不匯合的層流;轉(zhuǎn)子邊界層和靜子邊界層相匯合和不匯合的湍流.這4 種基本流態(tài)為后續(xù)旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔流動(dòng)換熱研究奠定了基礎(chǔ).隨著研究的深入, 理論分析難以滿足復(fù)雜腔內(nèi)流動(dòng)換熱預(yù)測(cè)和分析的需求, 而隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展, 數(shù)值模擬逐漸成為旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔內(nèi)部流動(dòng)與對(duì)流換熱的主要研究手段之一.

圖1 某型號(hào)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪盤(pán)腔簡(jiǎn)化模型Fig.1 A simplified model of the rotating cavity in an aero-engine

1985 年, Sambo[4]通過(guò)數(shù)值求解層流的Navier-Stokes (NS)方程, 分析了旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)、軸向間隙系數(shù)、流量系數(shù)、盤(pán)腔間隙系數(shù)及密封冠型式對(duì)流動(dòng)的影響, 預(yù)測(cè)得到的盤(pán)腔切向流動(dòng)速度與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好.Long 等[5]利用有限體積方法和多重網(wǎng)格技術(shù), 對(duì)軸向進(jìn)氣轉(zhuǎn)-靜盤(pán)腔內(nèi)層流換熱進(jìn)行了詳細(xì)的研究, 討論了不同表面溫度分布對(duì)局部努塞爾數(shù)的影響, 并給出了相對(duì)切向速度和徑向速度的分布曲線, 計(jì)算結(jié)果與以往實(shí)驗(yàn)測(cè)量值相近.旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔層流模擬對(duì)于簡(jiǎn)單構(gòu)型腔體內(nèi)流的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值吻合得較好, 但不適用于存在復(fù)雜湍流流動(dòng)的真實(shí)盤(pán)腔流動(dòng).之后, 湍流模擬成為了旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔數(shù)值模擬的主流方向.湍流模擬的3 種基本方法為雷諾平均NS 方程(Reynolds-averaged Navier-stokes equations, RANS)方法、大渦模擬(large eddy simulation, LES)方法和直接數(shù)值模擬(direct numerical simulation, DNS)方法.RANS方法通過(guò)數(shù)值求解雷諾平均NS 方程, 依靠理論與經(jīng)驗(yàn)的結(jié)合, 對(duì)平均運(yùn)動(dòng)中湍流脈動(dòng)量引進(jìn)一系列模型假設(shè), 建立湍流模型, 實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔流動(dòng)換熱的數(shù)值模擬.由于湍流流動(dòng)中雷諾應(yīng)力的主要貢獻(xiàn)來(lái)自大尺度脈動(dòng), 而大尺度脈動(dòng)的特性與邊界條件密切相關(guān), 因此雷諾應(yīng)力的封閉模型難以獲得普適性, 目前尚不存在所有復(fù)雜流動(dòng)都適用的統(tǒng)一封閉模型.

Koosinlin 等[6]通過(guò)數(shù)值求解普朗特混合長(zhǎng)度模型封閉的RANS 方程, 給出了自由旋轉(zhuǎn)圓盤(pán)附近湍流的預(yù)測(cè), 結(jié)果表明: 在沒(méi)有渦流的情況下, 混合長(zhǎng)度湍流模型計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好;但在高渦流率下, 由于湍流的各向異性, 計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)產(chǎn)生了較大的誤差.Lapworth 等[7]同樣采用混合長(zhǎng)度湍流模型, 模擬了施加徑向氣流的非平面盤(pán)腔腔內(nèi)流動(dòng)和換熱, 并與相應(yīng)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行比較, 得到了較滿意的結(jié)果.徐國(guó)強(qiáng)等[8]和王美麗等[9]采用SIMPLE 算法和混合長(zhǎng)度湍流模型, 模擬了出入流轉(zhuǎn)-靜盤(pán)腔的流場(chǎng)和溫度場(chǎng).為了抓住腔內(nèi)氣流的基本規(guī)律, 將盤(pán)腔內(nèi)三維非定常可壓縮湍流流動(dòng)簡(jiǎn)化為軸對(duì)稱(chēng)的定常不可壓湍流流動(dòng),計(jì)算網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格, 并對(duì)局部流動(dòng)變化大的地方進(jìn)行網(wǎng)格加密, 分析了其盤(pán)面平均努塞爾數(shù)隨旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)和流量系數(shù)的變化, 計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)值符合較好.

Chew[10]采用k-ε湍流模型, 給出了同向旋轉(zhuǎn)盤(pán)間徑向出流、靜止盤(pán)與旋轉(zhuǎn)盤(pán)間徑向出流以及自由盤(pán)流動(dòng)的數(shù)值計(jì)算結(jié)果, 預(yù)測(cè)結(jié)果顯示傳統(tǒng)的k-ε湍流模型可能不適合腔體內(nèi)部流動(dòng)的模擬.Morse[11]通過(guò)修正低湍流雷諾數(shù)k-ε湍流模型, 對(duì)具有徑向出氣口的轉(zhuǎn)-靜旋轉(zhuǎn)空腔內(nèi)的流動(dòng)進(jìn)行了預(yù)測(cè), 相比于Chew[10]得到了較好的計(jì)算結(jié)果, 但該方法對(duì)復(fù)雜流動(dòng)并不適用.Lacovides 等[12]采用k-ε湍流模型和代數(shù)模型(algebraic stress model, ASM)研究了軸對(duì)稱(chēng)不可壓縮等溫流動(dòng)通過(guò)旋轉(zhuǎn)空腔的數(shù)值計(jì)算中的湍流建模問(wèn)題, 結(jié)果顯示不同湍流模型對(duì)不同流動(dòng)預(yù)測(cè)結(jié)果差異較大.張靖周等[13]采用柱坐標(biāo)系結(jié)構(gòu)化網(wǎng)絡(luò), 對(duì)具有徑向出流的轉(zhuǎn)-靜盤(pán)腔腔內(nèi)流動(dòng)與換熱進(jìn)行數(shù)值模擬, 在盤(pán)腔核心區(qū)采用標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型, 在近壁區(qū)采用Launder-Sharma 低雷諾數(shù)模型, 討論了旋轉(zhuǎn)雷諾數(shù)和無(wú)量綱流動(dòng)速率對(duì)盤(pán)腔內(nèi)流動(dòng)與換熱的影響, 計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相吻合, 而與近壁區(qū)采用單方程模型的計(jì)算結(jié)果相比較, 發(fā)現(xiàn)近壁區(qū)采用單方程對(duì)腔內(nèi)流動(dòng)特征模擬的精度要優(yōu)于兩方程模型.白洛林等[14-15]以羅羅公司未來(lái)某型雙軸發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓渦輪旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔為計(jì)算模型, 就湍流參數(shù)對(duì)復(fù)雜形狀渦輪盤(pán)腔流場(chǎng)的影響進(jìn)行數(shù)值研究, 入口和出口處的面積采用等效面積處理方法, 入口采用質(zhì)量流量入口, 多個(gè)出口間采用分配質(zhì)量流量的出口條件, 計(jì)算采用SA 湍流模型, 為滿足湍流模型對(duì)網(wǎng)格的要求,計(jì)算網(wǎng)格在壁面處在轉(zhuǎn)盤(pán)的壁面添加20 層邊界層網(wǎng)格, 以保證y+在1 左右.結(jié)果表明湍流參數(shù)相同的流動(dòng), 其流體結(jié)構(gòu)是非常相似的, 并對(duì)有預(yù)旋進(jìn)氣的旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔腔內(nèi)湍流流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬, 比較了SA、k-ε、k-ω3 種湍流模型的計(jì)算結(jié)果, 結(jié)果表明SA 湍流模型與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合較好.張晶輝等[16]對(duì)渦輪盤(pán)腔徑向封嚴(yán)機(jī)理進(jìn)行數(shù)值模擬, 研究了渦輪盤(pán)腔徑向封嚴(yán)結(jié)構(gòu)內(nèi)的非定常流動(dòng)特性.為保證計(jì)算的準(zhǔn)確性, 計(jì)算網(wǎng)格在主流壁面y+<5, 盤(pán)腔壁面y+<2,計(jì)算采用剪切壓力傳輸(shear stress transport, SST)湍流模型, 主流和盤(pán)腔進(jìn)口設(shè)置為理想空氣, 盤(pán)腔進(jìn)口標(biāo)記為封嚴(yán)氣體, 以?xún)晒蓺饬髟诜鈬?yán)處摻混組分濃度計(jì)算封嚴(yán)效率, 結(jié)果表明:徑向封嚴(yán)結(jié)構(gòu)的輪緣搭接邊阻擋了封嚴(yán)氣體的出流, 在盤(pán)腔內(nèi)形成了自循環(huán)的渦核結(jié)構(gòu), 封嚴(yán)氣流和入侵氣流的相互影響區(qū)域局限在封嚴(yán)間隙內(nèi), 對(duì)盤(pán)腔內(nèi)影響較小, 盤(pán)腔內(nèi)渦核結(jié)構(gòu)較為穩(wěn)定, 速度非定常波動(dòng)較小.丁水汀等[17]利用自由盤(pán)驗(yàn)證了SSTk-ω湍流模型在模擬旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔換熱與流動(dòng)特性方面的適用性, 結(jié)果表明該方法計(jì)算結(jié)果與分析解、實(shí)驗(yàn)值均吻合較好, 并在此基礎(chǔ)上探究了中心進(jìn)氣轉(zhuǎn)靜系盤(pán)腔換熱特性對(duì)無(wú)量綱參數(shù)的敏感性, 計(jì)算采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格, 并進(jìn)行網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證, 在入口和出口處為防止產(chǎn)生回流而設(shè)置延伸段, 計(jì)算結(jié)果表明, 在某些工況內(nèi), 反映進(jìn)口耗散效應(yīng)的?？颂販?zhǔn)則與反映轉(zhuǎn)盤(pán)熱邊界的基比切夫準(zhǔn)則以及固體的無(wú)量綱導(dǎo)熱系數(shù)對(duì)努塞爾數(shù)的影響程度與旋轉(zhuǎn)雷諾準(zhǔn)則量級(jí)相同.Liao 等[18]就預(yù)旋噴嘴的幾何參數(shù)對(duì)預(yù)旋效率和總壓損失的影響進(jìn)行了數(shù)值研究, 采用SST湍流模型, 選取8種不同壓比和4種轉(zhuǎn)速, 從預(yù)旋效率、總壓損失、預(yù)旋噴嘴和接收孔流量系數(shù)、噴嘴出口速度和氣流角的不均勻性等研究了預(yù)旋系統(tǒng)的流動(dòng)動(dòng)力學(xué)特性(見(jiàn)圖2).

圖2 四種不同轉(zhuǎn)速下中截面上的總壓和流線分布[18]Fig.2 Total pressure and streamline distributions on the meridian plane at four different rotating speeds[18]

相比于RANS 方法, LES 方法對(duì)于可解尺度湍流運(yùn)動(dòng)采用數(shù)值計(jì)算方法直接求解, 而對(duì)于小尺度湍流脈動(dòng)對(duì)大尺度湍流運(yùn)動(dòng)的作用, 建立亞格子(subgrid scale, SGS)模型, 能夠更好地解析小尺度的脈動(dòng)對(duì)流動(dòng)的影響, 從而分辨出更多的流動(dòng)細(xì)節(jié).Andersson 等[19]對(duì)開(kāi)放轉(zhuǎn)-靜盤(pán)之間的流動(dòng)進(jìn)行了大渦模擬, 研究了間隙比對(duì)腔內(nèi)流動(dòng)結(jié)構(gòu)的影響, 發(fā)現(xiàn)雷諾剪切應(yīng)力矢量和平均速度梯度矢量在垂直于旋轉(zhuǎn)軸的平面上趨于一致, 力矩系數(shù)在轉(zhuǎn)子處與經(jīng)驗(yàn)相關(guān)公式相比有很好的一致性, 在靜子側(cè)則相對(duì)較低.Gao 等[20]利用大渦模擬方法對(duì)轉(zhuǎn)-靜盤(pán)腔封嚴(yán)處非定常流動(dòng)進(jìn)行計(jì)算, 并與RANS 和非定常雷諾平均NS 方程(unsteady Rynolds averaged Navier-Stokes equations, URANS)計(jì)算結(jié)果對(duì)比, 結(jié)果顯示只有LES 在非定常計(jì)算中表現(xiàn)出與實(shí)驗(yàn)相似的明顯峰值頻率、流動(dòng)分布和動(dòng)態(tài)特性(見(jiàn)圖3 和4).

圖3 盤(pán)腔封嚴(yán)處的平均速度分布[20]Fig.3 Mean velocity profiles within the seal gap[20]

圖4 盤(pán)腔封嚴(yán)處周向渦量和二維速度矢量分布[20]Fig.4 Circumferential vorticity component contours with 2-D velocity vectors on meridian planes[20]

Tuliszka-Sznitko 等[21]利用大渦模擬技術(shù)對(duì)轉(zhuǎn)盤(pán)加熱的轉(zhuǎn)-靜盤(pán)腔腔內(nèi)湍流流動(dòng)進(jìn)行數(shù)值模擬, 局部努賽爾數(shù)的分布反映了腔體內(nèi)部流動(dòng)結(jié)構(gòu)(見(jiàn)圖5), 結(jié)果顯示在湍流程度最高的外沿附近, 傳熱迅速增強(qiáng).之后Tuliszka-Sznitko 等[22]分析了轉(zhuǎn)-靜盤(pán)腔內(nèi)雷諾應(yīng)力張量分量、湍流熱流張量分量、努塞爾數(shù)和湍流普朗特?cái)?shù)等結(jié)構(gòu)參數(shù)的分布, 為建模提供了依據(jù), 計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)符合較好.Lygren 等[23]利用動(dòng)態(tài)和混合動(dòng)態(tài)亞格子模型對(duì)旋轉(zhuǎn)盤(pán)和靜止盤(pán)之間的流動(dòng)進(jìn)行了大渦模擬, 并將計(jì)算結(jié)果與直接數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行了比較, 結(jié)果表明混合動(dòng)態(tài)模型比動(dòng)態(tài)模型給出了更好的整體預(yù)測(cè)效果.研究表明, LES 已基本滿足旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔流動(dòng)預(yù)測(cè)的需求, 為更進(jìn)一步準(zhǔn)確捕捉旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔中流動(dòng)結(jié)構(gòu), 尤其是流動(dòng)轉(zhuǎn)捩等, DNS 方法也逐漸被用于簡(jiǎn)單旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔問(wèn)題的研究[24-25].

圖5 無(wú)量綱半徑下局部努賽爾數(shù)分布[21]Fig.5 Distributions of the local Nusselt numbers[21]

對(duì)于簡(jiǎn)單構(gòu)型旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔內(nèi)流動(dòng)結(jié)構(gòu), 研究人員進(jìn)行了十分全面的研究和分析, 數(shù)值模擬中對(duì)盤(pán)腔結(jié)構(gòu)和邊界條件進(jìn)行了大量的簡(jiǎn)化, 且計(jì)算多采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格.而實(shí)際工程中旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜, 數(shù)值模擬中結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格的使用受到較大的限制, 同時(shí)對(duì)盤(pán)腔構(gòu)型的邊界條件的簡(jiǎn)化使得數(shù)值模擬結(jié)果只能從定性上分析腔體內(nèi)部流動(dòng)結(jié)構(gòu)和換熱特性, 對(duì)實(shí)際盤(pán)腔涉及跨尺度旋流及流熱耦合問(wèn)題的精細(xì)化研究還不夠.目前, 針對(duì)真實(shí)構(gòu)型的旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔流動(dòng)換熱相關(guān)數(shù)值模擬研究相對(duì)較少.在數(shù)值模擬方法方面, RANS 和LES 是旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔流動(dòng)與換熱的主要研究手段.就RANS 而言, 如何得到一種普適性好、精度高的湍流模型是其難點(diǎn)之一.現(xiàn)有的湍流模型中, 普朗特混合長(zhǎng)度模型僅適用于局部平衡狀態(tài)的湍流, 無(wú)法模擬對(duì)流和擴(kuò)散作用的影響;標(biāo)準(zhǔn)k-ε模型中假設(shè)湍流黏度各項(xiàng)同性, 但旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔內(nèi)部強(qiáng)旋流中湍流黏度表現(xiàn)出明顯的各項(xiàng)異性;改進(jìn)的k-ε模型對(duì)旋流的預(yù)測(cè)精度有所提高, 但對(duì)跨雷諾數(shù)量級(jí)的湍流模擬難度依舊較大, 而旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔中切向和主流方向的雷諾數(shù)差別較大.由此可見(jiàn), 目前湍流模型在旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔數(shù)值模擬中還存在一定的局限性.而相較于RANS, LES 通過(guò)?；〕叨葴u結(jié)構(gòu)的形式, 能夠得到更加精確的計(jì)算結(jié)果和更加豐富的流場(chǎng)信息, 這也就要求更小的網(wǎng)格尺寸和更高的網(wǎng)格質(zhì)量, 從而增加了數(shù)值模擬計(jì)算成本.如何較好地平衡計(jì)算精度和計(jì)算成本之間的關(guān)系, 是真實(shí)盤(pán)腔流動(dòng)與換熱面臨的一大難點(diǎn), 而隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展, 目前LES 方法已經(jīng)表現(xiàn)出了較強(qiáng)的工程適用性, 在未來(lái)復(fù)雜流動(dòng)換熱問(wèn)題數(shù)值模擬方向具有較好的應(yīng)用前景, 而DNS 應(yīng)用于旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔的數(shù)值模擬仍受限于其巨大的計(jì)算成本.

1.2 旋轉(zhuǎn)葉片

旋轉(zhuǎn)葉片作為渦輪主要熱端部件之一, 一直是發(fā)動(dòng)機(jī)相關(guān)方向的研究熱點(diǎn).隨著數(shù)值計(jì)算能力的發(fā)展, 渦輪葉片研究對(duì)象已由早期簡(jiǎn)化的平面葉柵向全尺寸全環(huán)旋轉(zhuǎn)葉片轉(zhuǎn)變, 研究方向從原先的主要考慮葉片氣動(dòng)性能發(fā)展至同時(shí)考慮氣動(dòng)、傳熱和噪聲等多種性能的氣-熱-聲多場(chǎng)耦合分析.這促進(jìn)了旋轉(zhuǎn)葉片冷卻技術(shù)的迅速發(fā)展, 1960 年以前不采用冷卻技術(shù), 渦輪入口最高溫度不超過(guò)1 300 K, 發(fā)展至今冷卻量達(dá)到500～600 K, 渦輪前燃?xì)鉁囟冗_(dá)到1 950 K,其中旋轉(zhuǎn)葉片流動(dòng)換熱數(shù)值模擬方法的發(fā)展和由此推動(dòng)的流動(dòng)換熱機(jī)理研究起了關(guān)鍵性作用.

Boyle[26]通過(guò)求解準(zhǔn)靜態(tài)三維NS 方程, 湍流模型選取修正的BL 模型, 模擬7 種不同外形葉片的表面流動(dòng)換熱特性, 并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相比較, 同時(shí)研究了近壁面對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響.Boyle 等[27]采用多步龍格庫(kù)塔方法和隱式殘值光順, 湍流模型為混合長(zhǎng)度模型, 對(duì)葉片表面流動(dòng)與換熱特性進(jìn)行定常求解, 研究了旋轉(zhuǎn)、葉頂間隙和進(jìn)口邊界層厚度變化對(duì)葉片和端壁傳熱的影響.Boyle 等[28]研究網(wǎng)格正交性對(duì)葉片表面流動(dòng)與換熱的影響, 計(jì)算采用5種不同的C型網(wǎng)格, 計(jì)算結(jié)果顯示, 網(wǎng)格的不同會(huì)影響葉片尾跡區(qū)壓力分布, 而對(duì)葉片表面換熱特性影響不大.此外, Ameri 等[29]通過(guò)求解三維RANS 方程, 并在BL 湍流模型中加入Mayle 提出的過(guò)渡模型, 結(jié)果顯示, 加入過(guò)渡模型后的計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果符合更好.Tutar 等[30]使用基于Smagorinsky-Lilly 亞格子模型的大渦模擬方法對(duì)葉片表面流動(dòng)與換熱進(jìn)行計(jì)算, 結(jié)果表明相比于求解RANS 方程, LES 能夠在預(yù)測(cè)渦輪葉柵前氣熱流動(dòng)特性方面提供更準(zhǔn)確、可靠的計(jì)算結(jié)果(見(jiàn)圖6).

圖6 計(jì)算模型和不同出口雷諾數(shù)對(duì)葉片表面換熱系數(shù)的影響[30]Fig.6 Model and the influence of different outlet Reynolds number on blade surface heat transfer coefficient[30]

Bhaskaran 等[31]采用高階數(shù)紙法對(duì)跨音速葉片葉柵進(jìn)行了大渦模擬, 研究了入流湍流作用下葉片表面的傳熱和邊界層的發(fā)展, 并與Arts 等的實(shí)驗(yàn)進(jìn)行定量比較, 二者表現(xiàn)出極好的一致性.王鵬等[32]通過(guò)對(duì)影響流熱耦合計(jì)算精度的若干因素的敏感性分析, 得出一套合理的參數(shù)設(shè)置, 并對(duì)三維MarkⅡ葉型進(jìn)行數(shù)值模擬研究, 探討了雷諾數(shù)對(duì)渦輪葉片表面換熱的影響.李虹楊等[33]提出對(duì)γ ?Reθ轉(zhuǎn)捩模型的粗糙度修正方法, 并對(duì)MarkⅡ渦輪導(dǎo)葉進(jìn)行數(shù)值模擬.為驗(yàn)證數(shù)值算法的準(zhǔn)確性, 首先對(duì)粗糙平板和某高壓渦輪導(dǎo)葉(high-pressure turbine vane, HPTV)進(jìn)行數(shù)值模擬, 結(jié)果顯示模擬預(yù)測(cè)的努賽爾數(shù)分布與實(shí)驗(yàn)值吻合較好, 同時(shí)轉(zhuǎn)捩位置的預(yù)測(cè)也與實(shí)驗(yàn)值接近.MarkⅡ?qū)~數(shù)值模擬網(wǎng)格壁面處y+保證在0.4～0.9, 邊界條件為標(biāo)準(zhǔn)實(shí)驗(yàn)5441 工況, 計(jì)算分析導(dǎo)葉表面粗糙度對(duì)渦輪葉片流動(dòng)轉(zhuǎn)捩以及傳熱特性的影響,預(yù)測(cè)結(jié)果顯示修正后的γ-Reθ模型預(yù)測(cè)的導(dǎo)葉表面溫度、熱流量、轉(zhuǎn)捩位置等參數(shù)的變化趨勢(shì)與真實(shí)流動(dòng)情況相符.江立軍等[34]采用尺度自適應(yīng)模擬方法對(duì)燃燒室及渦輪進(jìn)行了數(shù)值模擬, 計(jì)算網(wǎng)格經(jīng)網(wǎng)格無(wú)關(guān)性驗(yàn)證后, 燃燒室采用六面體和四面體混合網(wǎng)格, 網(wǎng)格數(shù)約為1 570萬(wàn), 燃?xì)鉁u輪均采用六面體網(wǎng)格, 其中燃?xì)鉁u輪導(dǎo)葉網(wǎng)格數(shù)為188 萬(wàn), 動(dòng)葉網(wǎng)格數(shù)為633 萬(wàn).燃燒室和渦輪的交界面采用凍結(jié)轉(zhuǎn)子方法進(jìn)行處理, 保證計(jì)算域間聯(lián)通及數(shù)據(jù)傳遞, 燃?xì)鉁u輪導(dǎo)葉與動(dòng)葉采用型轉(zhuǎn)換方法進(jìn)行數(shù)據(jù)傳遞.計(jì)算結(jié)果表明, 尺度自適應(yīng)模擬方法具有較高的計(jì)算精, 能夠精準(zhǔn)捕捉燃燒室及渦輪流道中復(fù)雜的流動(dòng)渦系(見(jiàn)圖7).此外, 吳忱韓等通過(guò)大渦模擬研究了內(nèi)冷渦輪葉片的流動(dòng)換熱機(jī)理(見(jiàn)圖8), 并提出了波紋內(nèi)冷通道等高性能內(nèi)冷換熱策略.張國(guó)花等[35]在給定通道雷諾數(shù)的條件下, 通過(guò)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算相結(jié)合的方式, 研究了矩形內(nèi)冷通道中截?cái)嗬咂诓煌挪挤绞较碌膿Q熱特性, 并基于流動(dòng)特征深入分析了其中的對(duì)流換熱機(jī)理.

圖7 燃燒室渦輪交互作用尺度自適應(yīng)模擬[34]Fig.7 Vortex structure in the combustor and turbine[34]

圖8 帶氣冷的渦輪葉片流動(dòng)換熱數(shù)值模擬Fig.8 Simulation of flow and heat transfer in turbine with cooling pipes

以上數(shù)值研究為旋轉(zhuǎn)葉片冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供了方向.隨著旋轉(zhuǎn)葉片冷卻技術(shù)的發(fā)展, 葉片表面流動(dòng)換熱特性發(fā)生了巨大的變化, 也提高了相關(guān)研究的難度.氣膜冷卻是渦輪葉片重要的冷卻技術(shù)之一, 最早出現(xiàn)在機(jī)翼的防凍問(wèn)題上, 隨后被應(yīng)用于葉片的冷卻保護(hù), 氣膜冷卻的數(shù)值研究也得到了相應(yīng)的發(fā)展.氣膜冷卻基本原理是由葉片表面氣膜孔向主流注入冷氣, 從而在葉片表面形成溫度較低的冷氣膜, 將葉片表面與高溫主流燃?xì)飧綦x, 同時(shí)隨流動(dòng)帶走部分熱量, 從而對(duì)葉片起到良好的保護(hù)作用.通常影響氣膜冷卻效果的因素有包括氣膜孔幾何參數(shù)、氣膜孔氣動(dòng)參數(shù)、氣膜孔前邊界層發(fā)展情況、主流流動(dòng)特性等.

McGovern 等[36]較早地對(duì)帶有氣膜孔的葉片開(kāi)展了計(jì)算研究, 得到了單列冷卻孔平板氣膜冷卻的流動(dòng)細(xì)節(jié), 數(shù)值模擬沒(méi)有考慮到固體溫度邊界對(duì)流場(chǎng)的影響.Garg[37]通過(guò)數(shù)值計(jì)算發(fā)現(xiàn), 旋轉(zhuǎn)葉片氣膜孔冷氣出口方向?qū)饽さ睦鋮s效率有很大的影響, 且在氣膜孔出口處具有很強(qiáng)的三維效應(yīng).Voigt 等[38]研究數(shù)值模擬方法的在對(duì)氣膜冷卻進(jìn)行氣熱耦合計(jì)算時(shí)的精度影響, 同時(shí)在計(jì)算中比較不同湍流模型的優(yōu)劣.計(jì)算結(jié)果表明, 通過(guò)求解URANS 方程的非穩(wěn)態(tài)計(jì)算方法計(jì)算精度要比求解RANS 方程的穩(wěn)態(tài)計(jì)算方法高, 而穩(wěn)態(tài)計(jì)算中k-ω湍流模型計(jì)算結(jié)果比SST, SGS 模型更符合實(shí)驗(yàn)結(jié)果.Takahahshi 等[39]則采用基于脫體渦模擬方法,對(duì)葉片前緣氣膜冷卻效率進(jìn)行計(jì)算, 計(jì)算結(jié)果明顯優(yōu)于基于S-A 和SST 湍流模型的定常計(jì)算, 能夠更好地捕捉氣膜冷卻的湍流結(jié)構(gòu)和溫度波動(dòng)(見(jiàn)圖9).姚玉等[40]和楊蓓潔等[41]利用SIMPLE 算法和二階迎風(fēng)離散格式, 采用RNGk-ε湍流模型和非平衡的壁面函數(shù), 計(jì)算網(wǎng)格采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格, 并在氣膜孔和壁面處進(jìn)行網(wǎng)格加密, 計(jì)算了在不同葉柵通道主流雷諾數(shù)和二次流吹風(fēng)比情況下, 在吸力面3 個(gè)典型弦向位置處開(kāi)設(shè)收斂縫形孔對(duì)葉柵通道損失系數(shù)和氣膜冷卻效果的影響等, 此外還對(duì)肋條結(jié)構(gòu)對(duì)氣膜冷卻凹槽葉尖流動(dòng)換熱的影響進(jìn)行研究,結(jié)果表明在葉尖增加肋條結(jié)構(gòu)能夠起到減小葉尖高表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)區(qū), 提高葉尖平均氣膜冷卻效率的作用.孟通等[42]采用四面體網(wǎng)格, 對(duì)平板上4 種氣膜冷卻結(jié)構(gòu)孔內(nèi)渦流場(chǎng)進(jìn)行數(shù)值模擬, 設(shè)置主流入口為速度入口, 二次流入口為質(zhì)量入口, 空間離散選擇二階迎風(fēng)格式, 通過(guò)對(duì)計(jì)算結(jié)果的分析得到了氣膜孔內(nèi)渦結(jié)構(gòu)對(duì)氣膜冷卻效率的作用規(guī)律, 在此基礎(chǔ)上通過(guò)對(duì)孔內(nèi)渦結(jié)構(gòu)的優(yōu)化, 提出兩種氣膜孔改型結(jié)構(gòu)能夠有效地提高氣膜冷卻效率.此外, 張晶輝等[16]和Wang 等[43]采用數(shù)值模擬方法研究了旋轉(zhuǎn)工況下吸力側(cè)葉尖結(jié)構(gòu)對(duì)氣膜冷卻性能的影響, 結(jié)果表明吸力側(cè)葉尖區(qū)域的氣膜性能主要受葉尖泄漏渦和通道渦的影響: 葉尖結(jié)構(gòu)對(duì)流場(chǎng)的影響很大;劉言明等[44]基于逆向工程方法對(duì)某內(nèi)冷旋轉(zhuǎn)渦輪葉片進(jìn)行了詳細(xì)的三維氣熱耦合計(jì)算, 分析了葉片溫度分布規(guī)律, 準(zhǔn)確預(yù)測(cè)了渦輪最高溫度出現(xiàn)在前緣葉頂處, 為葉片冷卻結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)優(yōu)化提出了參考.

圖9 無(wú)量綱溫度染色下的瞬時(shí)渦結(jié)構(gòu)和溫度等值面[39]Fig.9 Instantaneous vortex structures, colored by local non-dimensional temperature and isosurfaces of non-dimensional temperature[39]

綜上研究可以發(fā)現(xiàn), 通過(guò)改變?nèi)~片構(gòu)型實(shí)現(xiàn)改變?nèi)~片表面換熱特性的研究為早期葉片設(shè)計(jì)提供了很大的幫助, 但該方式起到的葉片冷卻效果有限.相比之下, 利用氣膜冷卻技術(shù)可以大幅提高渦輪葉片的承溫能力, 其在將來(lái)很長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)都將是葉片冷卻設(shè)計(jì)的關(guān)鍵技術(shù)之一.但氣膜冷卻也給數(shù)值模擬方法的發(fā)展帶來(lái)了巨大的挑戰(zhàn), 這要求數(shù)值模擬方法在如下情況下依舊保持魯棒高效: ①帶復(fù)雜冷卻通道的葉片;②轉(zhuǎn)子/靜子干涉;③冷氣與燃?xì)獯竺芏缺群蜏囟缺?④輪轂及機(jī)匣附近復(fù)雜二次流動(dòng);⑤葉片吸力面和葉尖間隙附近強(qiáng)烈的激波/邊界層干擾;⑥冷熱交替的復(fù)雜湍流流動(dòng)等.

綜合渦輪旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔和旋轉(zhuǎn)葉片流動(dòng)與對(duì)流換熱數(shù)值模擬研究進(jìn)展可以發(fā)現(xiàn), 目前對(duì)盤(pán)腔和葉片換熱特性的數(shù)值模擬大都會(huì)對(duì)模型進(jìn)行適當(dāng)?shù)暮?jiǎn)化, 同時(shí)對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部復(fù)雜的流動(dòng)邊界進(jìn)行近似處理, 使流場(chǎng)能夠收斂到一個(gè)相對(duì)合適的解, 從而實(shí)現(xiàn)對(duì)渦輪內(nèi)部流場(chǎng)的數(shù)值預(yù)測(cè)和分析.而對(duì)于存在復(fù)雜流動(dòng)與換熱問(wèn)題的真實(shí)構(gòu)型, 同時(shí)包含盤(pán)腔和葉片的數(shù)值模擬相對(duì)較少, 其中原因包括如下3個(gè)方面.

(1) 巨大的計(jì)算網(wǎng)格量和計(jì)算成本。真實(shí)渦輪存在眾多的細(xì)小結(jié)構(gòu), 為準(zhǔn)確刻畫(huà)這些細(xì)小結(jié)構(gòu)對(duì)流場(chǎng)的影響, 需使用更小尺寸的網(wǎng)格, 從而大幅增加計(jì)算成本, 同時(shí)會(huì)在網(wǎng)格布局和保證網(wǎng)格質(zhì)量上花費(fèi)大量時(shí)間.

(2) 無(wú)法獲取準(zhǔn)確的邊界條件.渦輪位于發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室之后, 其主流入口為燃燒室噴出的高溫高壓氣體, 其流動(dòng)相當(dāng)復(fù)雜, 對(duì)于數(shù)值模擬而言, 如何給定合適的邊界條件是準(zhǔn)確模擬渦輪流動(dòng)與對(duì)流換熱的一大難點(diǎn).

(3) 缺少高精度的動(dòng)靜交界面信息傳遞數(shù)值方法.對(duì)于存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)的物理問(wèn)題, 動(dòng)靜交界面信息傳遞一直是不可避免的一大問(wèn)題, 現(xiàn)常用的處理方法包括凍結(jié)轉(zhuǎn)子法和滑移網(wǎng)格方法, 二者均需要處理旋轉(zhuǎn)域和靜止域網(wǎng)格交界面上的數(shù)據(jù)傳遞, 而目前的數(shù)值方法還不能夠很好地保證交界面上的計(jì)算精度.

2 渦輪氣動(dòng)噪聲研究現(xiàn)狀

渦輪作為典型的旋轉(zhuǎn)機(jī)械, 其氣動(dòng)噪聲可分為純音和寬頻噪聲兩個(gè)部分.渦輪噪聲產(chǎn)生的原因主要包括: ①渦輪轉(zhuǎn)子靜子干涉;②葉片與來(lái)流湍流、不均勻燃?xì)庀嗷プ饔?③葉片表面湍流邊界層引起的壓力脈動(dòng)及與尾緣相互作用;④葉片表面渦脫落引起的隨機(jī)脈動(dòng), 及所導(dǎo)致葉片局部升阻力變化;⑤葉尖間隙流動(dòng)及與于葉片尾緣、下游葉片相互作用等.航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪噪聲分量在20 世紀(jì)90 年代前后達(dá)到一個(gè)低點(diǎn)[45].但在新型航空發(fā)動(dòng)機(jī)中, 為降低發(fā)動(dòng)機(jī)重量和維護(hù)成本, 提升可靠性, 渦輪葉片稠度顯著降低, 同時(shí)緊湊的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)使得轉(zhuǎn)靜葉盤(pán)間距縮小, 渦輪噪聲相對(duì)于上一代渦輪不僅沒(méi)有顯著下降, 部分新設(shè)計(jì)渦輪的噪聲反而有較大幅度提升[45-46], 這導(dǎo)致渦輪噪聲的重要性明顯增強(qiáng).

1975 年, Mathews 等[47]綜述了渦輪噪聲預(yù)測(cè)方法, 主要包括半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ蚚48]和解析方法[49]等.在此之前, 研究者們提出了管道聲模態(tài)理論[50]、陣風(fēng)翼型干涉理論[51-52]等解析模型, 但實(shí)際應(yīng)用中以半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜑橹?該時(shí)期的半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ蜕袩o(wú)法考慮渦輪中的非定常流動(dòng)及相關(guān)復(fù)雜流動(dòng)結(jié)構(gòu), 模型變量通常選為質(zhì)量流率、溫度、壓比和渦輪轉(zhuǎn)速等宏觀參數(shù), 非常依賴(lài)幾何和工況相似性, 因此產(chǎn)生了以各個(gè)主要發(fā)動(dòng)機(jī)供應(yīng)商或研究機(jī)構(gòu)命名的預(yù)測(cè)模型, 如Rolls-Royce 方法、Pratt &Whitney 方法、NASA 方法和General Electric 方法等.在渦輪噪聲傳播和輻射方面, 研究者們引進(jìn)了風(fēng)扇噪聲的管道聲模態(tài)傳播、透射和截止相關(guān)理論, 但渦輪噪聲有其獨(dú)特傳播環(huán)境特性, 如高溫高壓、高載荷等, 同時(shí)噪聲與噴流剪切層相互作用將導(dǎo)致噴流噪聲寬頻化(hay-stacking)等.最關(guān)鍵的是噪聲預(yù)測(cè)模型精度亟需進(jìn)一步提升.2011 年,Hultgren[45]總結(jié)了2003 年AARC 核心機(jī)噪聲研討會(huì)和2008 年AARC 渦輪噪聲研討會(huì)的討論結(jié)果, 并對(duì)渦輪噪聲進(jìn)行了評(píng)論, 提出了渦輪噪聲存在問(wèn)題和未來(lái)研究方向.Hultgren 認(rèn)為20 世紀(jì)90 年代以前的發(fā)動(dòng)機(jī)中大稠度渦輪葉片本身可以有效降低渦輪噪聲, 結(jié)合管道聲模態(tài)截止和聲學(xué)處理, 渦輪噪聲已經(jīng)大幅降低.但是, 近年來(lái)渦輪設(shè)計(jì)趨勢(shì)是降低葉片數(shù)和轉(zhuǎn)子靜子間距, 這導(dǎo)致: ①增加了葉片載荷, 純音噪聲增強(qiáng);②降低了葉片稠度, 增加透射傳播噪聲;③降低了葉片通過(guò)頻率(blade passing frequency, BPF), 增加噪聲響度和計(jì)權(quán)聲壓級(jí).同時(shí),針對(duì)熱端部件設(shè)計(jì)聲學(xué)處理裝置依舊面臨很大挑戰(zhàn).

在數(shù)值模擬方法廣泛發(fā)展起來(lái)之前, 研究者們?cè)诮馕龇椒ㄉ祥_(kāi)展了大量的工作.1977 年,Cumpsty 等[53]基于波長(zhǎng)大于葉片弦長(zhǎng)和緊致渦輪盤(pán)假設(shè), 從理論上分析了熵波、渦波和聲波與渦輪葉片的相互作用, 并提出了低頻渦輪噪聲的二維預(yù)測(cè)方法, 結(jié)果表明低速?lài)娏髑闆r下,低頻渦輪和間接燃燒噪聲很重要.2012 年, Duran 等[54]考慮了經(jīng)過(guò)渦輪葉片的焓降影響, 進(jìn)一步發(fā)展了Cumpsty 等提出的二維解析方法, 并與Doyle 等[55]的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比, 驗(yàn)證了其在渦輪噪聲和傳播損失預(yù)測(cè)中的準(zhǔn)確性.

與其他氣動(dòng)噪聲預(yù)測(cè)方法相同, 渦輪噪聲的數(shù)值模擬方法主要包括直接計(jì)算方法和混合計(jì)算方法兩大類(lèi)[56].直接計(jì)算方法最有代表性的包括直接數(shù)值模擬、大渦模擬和脫體渦模擬(detached eddy simulation, DES)混合方法等三類(lèi).直接計(jì)算方法通過(guò)采用高精度、低耗散、低色散的數(shù)值方法和準(zhǔn)確的邊界條件, 直接求解可壓縮流體控制方程, 同時(shí)獲得流場(chǎng)和聲場(chǎng)信息.該方法的好處是不依賴(lài)于聲源簡(jiǎn)化模型, 同時(shí)由于流場(chǎng)信息和聲場(chǎng)信息是同時(shí)獲得的, 故可考慮聲傳播過(guò)程中流場(chǎng)和聲場(chǎng)的相互作用.混合計(jì)算方法是一種分區(qū)求解的方法, 可以分成兩個(gè)或三個(gè)主要物理過(guò)程: 聲源區(qū), 主要是復(fù)雜流動(dòng)變化產(chǎn)生的流場(chǎng)脈動(dòng);中間聲場(chǎng)的噪聲傳播, 包括: 聲散射、反射、折射等聲波與環(huán)境發(fā)生相互作用的過(guò)程;遠(yuǎn)場(chǎng)的噪聲輻射區(qū).近場(chǎng)聲源主要通過(guò)計(jì)算流體力學(xué)方法求解獲得, 其難點(diǎn)是湍流的數(shù)值模擬.近場(chǎng)聲源通常通過(guò)諸如DNS、LES、DES 或URANS 等方法獲得.噪聲源通常需要采用高精度、低耗散、低色散的數(shù)值格式進(jìn)行求解.中間聲場(chǎng)通?；谇蠼庵T如線性化歐拉方程(linearized Euler equation,LEE)[57]和聲擾動(dòng)方程(acoustic perturbation equation, APE)[58]等聲傳播方程獲得.LEE 和APE 的基本思想是將流場(chǎng)脈動(dòng)量與平均場(chǎng)進(jìn)行線性分解, 利用高精度數(shù)值方法進(jìn)行聲源求解,進(jìn)而獲得速度和壓力脈動(dòng)在背景流場(chǎng)下的分布.求解聲學(xué)方程開(kāi)展聲場(chǎng)計(jì)算的難點(diǎn)是噪聲源的精確求解, 通常聲學(xué)方程的聲源可以基于DNS 或者LES 方法給出, 也可以通過(guò)隨機(jī)噪聲產(chǎn)生和傳播(stochastic noise generation and radiation, SNGR)方法[59]和隨機(jī)粒子網(wǎng)格(random particle mesh, RPM)[60]方法得到.這兩種方法通過(guò)求解RANS 獲得湍流平均信息生成噪聲源項(xiàng), 能夠比較準(zhǔn)確預(yù)測(cè)寬頻噪聲.遠(yuǎn)場(chǎng)聲輻射的求解通常是基于聲比擬理論的積分方法.這種方法將近場(chǎng)求解獲得的速度和壓力脈動(dòng)等流動(dòng)信息轉(zhuǎn)化成聲源信號(hào)代入到聲輻射方程中去求解遠(yuǎn)場(chǎng)噪聲, 其中Kirchhoff方程[61]和FW-H 方程是最具有代表性的求解包含固體壁面問(wèn)題的聲輻射方程的主要形式.相比于Kirchhoff方程, FW-H 積分方程的顯著優(yōu)勢(shì)在于考慮固體邊界對(duì)聲場(chǎng)分布的影響, 從物理角度清晰地解釋聲波輻射的物理本質(zhì), 因此成為當(dāng)前簡(jiǎn)單高效的遠(yuǎn)場(chǎng)聲輻射計(jì)算方法.

20 世紀(jì)90 年代, 德國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司的Kahl 等[62]針對(duì)葉片顫振等預(yù)測(cè)開(kāi)發(fā)了時(shí)間線化歐拉方程求解器(Lin3D);Kennepohl 等[63]對(duì)該求解器進(jìn)行了改進(jìn)并用于渦輪轉(zhuǎn)子靜子干涉噪聲預(yù)測(cè), 其研究結(jié)果表明黏性湍流尾跡干涉噪聲是渦輪噪聲中的主要聲源, 相比無(wú)黏預(yù)測(cè)聲壓級(jí)高10 dB 左右.Broszat 等[64]和Korte 等[65]使用Lin3D 求解器捕捉到了低壓渦輪噪聲的模態(tài)截止, 過(guò)適當(dāng)?shù)倪吔鐥l件調(diào)整后Lin3D 可以較好預(yù)測(cè)渦輪噪聲, 但對(duì)模態(tài)截止預(yù)測(cè)誤差較大, 他們指出多級(jí)渦輪中已經(jīng)截止的模態(tài)可能再次截通(cut-on), 因此需要多級(jí)模擬.除了Lin3D, NASA 開(kāi)發(fā)的TURBO 求解器也被用于渦輪噪聲的研究中, Zante 等[66]使用TURBO求解器研究了噪聲在單級(jí)渦輪中的透射傳播特性.

2013 年, 加拿大Sherbrooke 大學(xué)的Wang 等[67]和Papadogiannis 等[68]基于所開(kāi)發(fā)的TurboAVBP 求解器, 通過(guò)大渦模擬研究了MT1 高壓渦輪流場(chǎng), 測(cè)試了不同亞格子模型和網(wǎng)格分辨率對(duì)渦輪流動(dòng)預(yù)測(cè)的影響, 結(jié)果表明: ①滿足RANS 分辨率情況下, 平均流場(chǎng)分布基本不受亞格子模型和網(wǎng)格分辨率影響;②激波強(qiáng)度和湍流結(jié)構(gòu)顯著受到亞格子模型和網(wǎng)格分辨率影響.2015 年, Papadogiannis 等[69]進(jìn)一步發(fā)展了TurboAVBP 求解器, 加入了熵波邊界條件, 并將其用于渦輪噪聲、熵波-渦輪相互作用引起的間接燃燒噪聲等.其研究表明渦輪噪聲在管道內(nèi)以純音為主, 三維LES 模擬結(jié)果表明間接燃燒噪聲透射傳播效率低于二維模擬和緊致聲源理論模型.2016 年, Wang 等[70]使用TurboAVBP 求解器, 通過(guò)大渦模擬和動(dòng)態(tài)模擬分解(dynamic mode decomposition, DMD)等探索了高壓渦輪噪聲中的主要發(fā)聲機(jī)理, 主要具體包括: 轉(zhuǎn)子-靜子干涉噪聲、鈍尾緣噪聲和激波-渦干涉噪聲.Papadogiannis 等的研究表明渦輪噪聲預(yù)測(cè)中仍未解決的關(guān)鍵問(wèn)題是: ①來(lái)流湍流的引入;②機(jī)匣壁面分辨率需要進(jìn)一步提升以提高間隙流動(dòng)預(yù)測(cè)精度等.

3 結(jié)論與展望

為推動(dòng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪流-熱-聲數(shù)值模擬方法的發(fā)展, 本文面向工程需求, 對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪流動(dòng)換熱與噪聲數(shù)值模擬研究的現(xiàn)狀進(jìn)行了回顧.在此基礎(chǔ)上, 基于航空發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔/旋轉(zhuǎn)葉片熱流耦合求解器的開(kāi)發(fā)經(jīng)歷, 對(duì)渦輪流-熱-聲數(shù)值方法和軟件開(kāi)發(fā)的發(fā)展做出了展望.

渦輪數(shù)值模擬研究在旋轉(zhuǎn)盤(pán)腔和旋轉(zhuǎn)葉片流動(dòng)、換熱、噪聲預(yù)測(cè)及評(píng)估中已經(jīng)取得了豐碩的成果.為應(yīng)對(duì)新一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪冷卻設(shè)計(jì)、低噪聲設(shè)計(jì)中面臨的復(fù)雜流-熱-聲耦合問(wèn)題帶來(lái)的挑戰(zhàn), 數(shù)值模擬方法的發(fā)展及工程應(yīng)用仍需在如下方面更進(jìn)一步.

(1) 發(fā)展精度更高、色散耗散更小的數(shù)值格式, 發(fā)展魯棒性更好、效率更高、適用于極端流動(dòng)換熱環(huán)境的計(jì)算方法.渦輪流動(dòng)換熱數(shù)值模擬中需要考慮的因素遠(yuǎn)多于風(fēng)扇/壓氣機(jī)數(shù)值模擬, 除了轉(zhuǎn)子/靜子交界面處理、復(fù)雜二次流動(dòng)和激波/邊界層干擾模擬等因素外, 還包括數(shù)值方法對(duì)帶復(fù)雜冷卻通道葉片幾何的適應(yīng)性, 大密度比和溫度比冷熱交替湍流模擬等.這些額外的極端流動(dòng)換熱環(huán)境對(duì)數(shù)值方法的計(jì)算精度、色散耗散、魯棒性和計(jì)算效率提出了更高的要求.

(2) 面向工程應(yīng)用的求解器開(kāi)發(fā).目前國(guó)內(nèi)無(wú)論高校還是工業(yè)部門(mén), 對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪數(shù)值模擬的研究大多數(shù)依然依靠國(guó)外成熟的商用軟件, 缺少自主可控的國(guó)產(chǎn)渦輪流動(dòng)與換熱數(shù)值模擬軟件是目前國(guó)內(nèi)航空領(lǐng)域面臨的一大難題, 發(fā)展形成面向工程應(yīng)用的自主可控專(zhuān)用軟件是推動(dòng)數(shù)值模擬深度參與渦輪設(shè)計(jì)的關(guān)鍵, 有助于進(jìn)一步推動(dòng)國(guó)家航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪設(shè)計(jì)技術(shù)的發(fā)展.

(3) 進(jìn)一步提升渦輪噪聲預(yù)測(cè)能力.渦輪低噪聲設(shè)計(jì)的一個(gè)關(guān)鍵性難題是對(duì)渦輪噪聲的準(zhǔn)確預(yù)測(cè), 提升渦輪噪聲預(yù)測(cè)能力主要包括如下幾個(gè)方面: ①發(fā)展更接近真實(shí)環(huán)境的渦輪噪聲理論模型;②建立經(jīng)過(guò)驗(yàn)證可以考慮噪聲寬頻化的渦輪噪聲半經(jīng)驗(yàn)預(yù)測(cè)模型;③發(fā)展更準(zhǔn)確的聲模態(tài)預(yù)測(cè)和分解方法;④進(jìn)一步提升非設(shè)計(jì)點(diǎn)工況噪聲預(yù)測(cè)能力;⑤建立可靠的寬頻噪聲高精度數(shù)值方法;⑥建立符合物理機(jī)制的間接燃燒噪聲傳輸預(yù)測(cè)模型等.