具有艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)的高空艙排氣流場(chǎng)特性數(shù)值研究

李 康，王 豪，常心悅，曹 凡，閔 浩，唐智禮

(1.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院 民用航空動(dòng)力高空模擬四川省重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 綿陽 621000；2.南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院 非定?？諝鈩?dòng)力學(xué)與流動(dòng)控制工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

1 引言

高空模擬試驗(yàn)是指在地面上通過人為模擬制造出高空環(huán)境，將發(fā)動(dòng)機(jī)放入其中模擬不同飛行工況，調(diào)試發(fā)動(dòng)機(jī)在不同工況下的各項(xiàng)性能的試驗(yàn)。高空模擬試驗(yàn)是航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行飛行試驗(yàn)前必不可少的試驗(yàn)環(huán)節(jié)。一款成熟的發(fā)動(dòng)機(jī)，應(yīng)保證在飛機(jī)所有飛行狀態(tài)下正常工作，為此必須在飛行前進(jìn)行各種不同高度的工況測(cè)試試驗(yàn)[1-2]。近30 年來，隨著數(shù)值模擬技術(shù)的快速發(fā)展，人們充分利用數(shù)值模擬技術(shù)的優(yōu)勢(shì)，逐漸將數(shù)值模擬技術(shù)與高空模擬試驗(yàn)相結(jié)合，降低發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)次數(shù)，節(jié)約成本。

國內(nèi)眾多學(xué)者針對(duì)高空模擬試驗(yàn)利用數(shù)值模擬技術(shù)進(jìn)行了大量研究。張建東等[3]利用CFD 手段對(duì)分開排氣系統(tǒng)進(jìn)行了設(shè)計(jì)方法及其性能的研究，主要分析了內(nèi)外涵道噴管流道的形狀對(duì)流場(chǎng)的變化規(guī)律，提出了一種合理的發(fā)動(dòng)機(jī)噴管形狀設(shè)計(jì)方案。李柯等[4]利用PID 控制器對(duì)高空艙內(nèi)的溫度和壓力進(jìn)行動(dòng)態(tài)精確控制。但志宏等[5-6]研究了排氣擴(kuò)壓器對(duì)高空艙艙壓的影響，并設(shè)計(jì)了一種基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器的高空臺(tái)進(jìn)氣環(huán)境模擬主動(dòng)抗干擾控制技術(shù)方法。蘇金友等[7]實(shí)現(xiàn)了高空艙試驗(yàn)中低速流進(jìn)氣條件下的精確測(cè)量。劉志友、侯敏杰等[8-10]分析了高空模擬試驗(yàn)中發(fā)動(dòng)機(jī)推力的確定方法和引起誤差的影響因素。

基于目前數(shù)值模擬技術(shù)與高空艙設(shè)備設(shè)計(jì)的高度融合，因此在高空艙建設(shè)前，需要對(duì)高空艙內(nèi)各個(gè)結(jié)構(gòu)的布局形式進(jìn)行多學(xué)科的充分論證。某高空艙在設(shè)計(jì)過程中采用了艙門補(bǔ)型的結(jié)構(gòu)方案，但這一方案有可能帶來艙內(nèi)流場(chǎng)不均勻或產(chǎn)生嚴(yán)重的燃?xì)饣亓?，影響艙?nèi)流場(chǎng)，因此在建設(shè)前須借助CFD 等手段，預(yù)先對(duì)其可能造成的影響進(jìn)行充分的評(píng)估和論證，同時(shí)還需要評(píng)估艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力等測(cè)量結(jié)果的影響。

本文針對(duì)以上問題，建立了具有艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)的高空艙、排氣擴(kuò)壓器和大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的精細(xì)化聯(lián)合仿真模型，對(duì)不同工況下的高空艙排氣流場(chǎng)特性和發(fā)動(dòng)機(jī)推力進(jìn)行了仿真計(jì)算，評(píng)估了艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)對(duì)高空艙內(nèi)排氣流場(chǎng)特性的影響，以及高空艙有、無艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)對(duì)試驗(yàn)流場(chǎng)和發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)結(jié)果的影響。

2 高空艙建模與數(shù)值計(jì)算方法

2.1 高空艙聯(lián)合仿真模型建模

由于建立發(fā)動(dòng)機(jī)與高空模擬試驗(yàn)艙的完整模型對(duì)試驗(yàn)艙內(nèi)所有部件進(jìn)行數(shù)值模擬是不現(xiàn)實(shí)的，必須對(duì)其適當(dāng)簡化，建立精細(xì)化物理仿真模型。為此，本文建立了發(fā)動(dòng)機(jī)、高空艙試驗(yàn)段和排氣擴(kuò)壓器的聯(lián)合仿真幾何模型，并完善了艙門、艙底平臺(tái)、掛架等結(jié)構(gòu)。

所研究的發(fā)動(dòng)機(jī)為大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。與小涵道比混合排氣發(fā)動(dòng)機(jī)不同，大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)尺寸較大，也更加復(fù)雜。針對(duì)其結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，對(duì)比國內(nèi)外排氣系統(tǒng)簡化相關(guān)研究，參考國外發(fā)動(dòng)機(jī)分開排氣系統(tǒng)模型進(jìn)行簡化建模。簡化后的模型具有內(nèi)、外涵道分開排氣的特點(diǎn)[11-12]，如圖1 所示。

圖1 發(fā)動(dòng)機(jī)簡化模型Fig.1 Simplified engine model

建立了2 種不同結(jié)構(gòu)形式的高空艙試驗(yàn)段模型，其主要區(qū)別在于高空艙的艙門是否具有補(bǔ)型結(jié)構(gòu)，分別如圖2 和圖3 所示。無艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)時(shí)試驗(yàn)設(shè)備內(nèi)存在較大凹腔，會(huì)導(dǎo)致試驗(yàn)設(shè)備內(nèi)排氣流場(chǎng)可能出現(xiàn)回流等現(xiàn)象。有艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)時(shí)試驗(yàn)艙截面為圓形，即專門針對(duì)艙門設(shè)計(jì)了填補(bǔ)艙門處凹腔的艙門封腔機(jī)構(gòu)。圖4 為高空艙試驗(yàn)設(shè)備內(nèi)的詳細(xì)結(jié)構(gòu)示意圖，主要包括次流進(jìn)口截面、進(jìn)氣導(dǎo)管、支柱、臺(tái)架、掛架、艙底平臺(tái)、試驗(yàn)件以及排氣擴(kuò)壓器。

圖2 無艙門補(bǔ)型高空艙模型Fig.2 Altitude simulation cell without cabin door supplementary structure

圖3 有艙門補(bǔ)型高空艙模型Fig.3 Altitude simulation cell with cabin door supplementary structure

圖4 高空艙試驗(yàn)設(shè)備示意圖Fig.4 Schematic diagram of altitude simulation cell test equipment

數(shù)值模擬過程中采用壓力基求解器，艙內(nèi)氣體選用理想氣體，選取SSTk-ω湍流模型。通量計(jì)算采用Roe-FDS 格式，對(duì)流項(xiàng)差分格式為二階迎風(fēng)格式。內(nèi)外涵道進(jìn)口選用壓力入口邊界條件，次流入口選用質(zhì)量流量入口邊界條件，排氣擴(kuò)壓器出口處的遠(yuǎn)場(chǎng)選用壓力出口邊界條件，其余壁面為絕熱無滑移壁面。各邊界條件位置如圖5 所示。

圖5 邊界條件位置示意圖Fig.5 Schematic diagram of boundary condition positions

計(jì)算工況如表1 所示。工況1～工況5 為5 個(gè)不同發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速狀態(tài)下的模擬數(shù)據(jù)；工況6～工況8為在工況1 基礎(chǔ)上，通過控制變量法的思想，保持工況1 其他參數(shù)不變，僅改變次流流量(用于分析在無艙門補(bǔ)型情況下次流流量對(duì)艙內(nèi)流場(chǎng)的影響)；工況9～工況11 為在工況1 基礎(chǔ)上，通過相同的方法，僅改變引射距離(用于分析在無艙門補(bǔ)型情況下引射距離對(duì)艙內(nèi)流場(chǎng)的影響)。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)算工況Table 1 Engine calculation conditions

2.2 性能參數(shù)計(jì)算方法

推力的精確計(jì)算在發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)測(cè)和穩(wěn)態(tài)性能仿真中具有重要作用，為發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)提供依據(jù)[13]。發(fā)動(dòng)機(jī)推力主要由內(nèi)外涵道出口截面在軸線方向的動(dòng)量推力和出口靜壓與環(huán)境壓力相減得到的壓力推力2 部分組成，其中動(dòng)量推力通過質(zhì)量流量乘以速度得到，壓力推力通過壓力之差乘以面積得到。發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算公式為：

式中：W9為噴管出口質(zhì)量流量；c9為噴管出口射流速度；p9為出口處壓力；p0為環(huán)境壓力；A9為噴管出口面積。

大涵道比分開排氣發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外涵道分開排氣，相當(dāng)于有2 個(gè)噴管。取推力計(jì)算控制體如圖6 所示，采取計(jì)算一半控制體推力的辦法。圖中，1 為外涵道外壁面，2 為內(nèi)外涵道間隔壁面，3 為發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵道外壁面，A91為外涵道出口面積，A92為內(nèi)外涵道間隔出口面積，A93為內(nèi)涵道出口面積。

圖6 發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算控制體Fig.6 Engine thrust calculation control body

數(shù)值模擬過程中，由于計(jì)算域離散，所以在每個(gè)網(wǎng)格上對(duì)動(dòng)量推力和壓力推力分別進(jìn)行計(jì)算。計(jì)算公式分別為：

式中：W9i、W9j、W9k分別為外涵道出口，內(nèi)外涵道間隔出口和內(nèi)涵道出口每個(gè)網(wǎng)格處的質(zhì)量流量；c9i、c9j、c9k分別為外涵道出口，內(nèi)外涵道間隔出口和內(nèi)涵道出口每個(gè)網(wǎng)格處的速度；n1、n2、n3分別為外涵道出口，內(nèi)外涵道間隔出口和內(nèi)涵道出口面網(wǎng)格數(shù)量。

式中：右邊第1 項(xiàng)為控制體2 壁面的壓力推力，其中m2為控制體外壁面上的網(wǎng)格數(shù)量，pi為每個(gè)網(wǎng)格處的壓力，psch為高空艙艙壓，為每個(gè)網(wǎng)格的單位法向量，為x方向的單位向量，與飛行器實(shí)際飛行方向相反。類似地，第2 項(xiàng)為控制體3 壁面的壓力推力，第3 項(xiàng)為發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵尾椎的壓力推力，第4項(xiàng)為外涵道出口截面的壓力推力，第5 項(xiàng)為內(nèi)外涵道間隔出口的壓力推力，第6 項(xiàng)為發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵出口的壓力推力，第7 項(xiàng)為發(fā)動(dòng)機(jī)船尾壁面的壓力推力。

為了定量描述高空艙內(nèi)典型截面的氣流平順程度，評(píng)估壓力分布情況，定義壓力不均勻度為截面上最大壓力減去最小壓力與壓力平均值的比值，其計(jì)算公式見公式(4)。溫度不均勻度定義及計(jì)算方法與此類似。

本文計(jì)算工況較多，為了更好地進(jìn)行數(shù)據(jù)分析，選取的數(shù)據(jù)提取位置與不均勻度計(jì)算截面位置分別如圖7、圖8 所示。

圖7 數(shù)據(jù)提取位置Fig.7 Data extraction location

圖8 不均勻度計(jì)算截面位置Fig.8 Section location for unevenness calculation

2.3 網(wǎng)格劃分方法及無關(guān)性驗(yàn)證

由于高空艙精細(xì)化模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)復(fù)雜，有臺(tái)架、掛架、支柱等部件，不適合生成結(jié)構(gòu)網(wǎng)格，因此采用ANSYS 商業(yè)軟件中基于“馬賽克”技術(shù)的Poly-Hexcore 體網(wǎng)格生成方法，以實(shí)現(xiàn)六面體網(wǎng)格與多面體非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格的共節(jié)點(diǎn)連接。這樣可有效保證工作完全自動(dòng)化狀態(tài)下提升體網(wǎng)格中六面體的數(shù)量和質(zhì)量，以達(dá)到提高求解效率與精度的目的，同時(shí)生成邊界層網(wǎng)格。具體網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)見圖9 和圖10。

圖9 高空艙面網(wǎng)格Fig.9 Surface mesh of altitude simulation cell

圖10 發(fā)動(dòng)機(jī)局部Poly-Hexcore 體網(wǎng)格Fig.10 Local Poly-Hexcore volume mesh of engine

為了驗(yàn)證網(wǎng)格劃分方法的可靠性，在不同網(wǎng)格數(shù)量下對(duì)工況1 進(jìn)行流場(chǎng)計(jì)算，并提取測(cè)點(diǎn)位置的數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比分析。如圖11 與圖12 所示，不同網(wǎng)格數(shù)量下速度和溫度的變化趨勢(shì)分別呈現(xiàn)出一致性，但當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量較小時(shí)變化趨勢(shì)細(xì)節(jié)捕捉不清晰，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量大于620 萬后變化較小。綜合平衡計(jì)算效率與計(jì)算精度的要求，最終選用了620 萬網(wǎng)格。

圖11 不同網(wǎng)格數(shù)量下高空艙中心軸線速度變化Fig.11 Central axis velocity change with different mesh quantity

圖12 不同網(wǎng)格數(shù)量下高空艙中心軸線溫度變化Fig.12 Central axis temperature change with different mesh quantity

3 不同工況條件對(duì)流場(chǎng)特性的影響

對(duì)高空艙內(nèi)大涵道比分開排氣發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣流場(chǎng)進(jìn)行多工況仿真分析。探討了高空艙有無艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)、次流流量和引射距離對(duì)排氣流場(chǎng)特性的影響，對(duì)不同工況下發(fā)動(dòng)機(jī)的推力進(jìn)行了評(píng)估計(jì)算。

3.1 有無艙門補(bǔ)型影響分析

發(fā)動(dòng)機(jī)噴口處高速流動(dòng)的氣體經(jīng)排氣擴(kuò)壓器排出，具有引射作用，能夠帶動(dòng)次流冷卻氣體匯聚在一起。不同工況下，發(fā)動(dòng)機(jī)落壓比越大，噴口處流出氣流的引射作用越大，高空艙內(nèi)氣流流速越快。圖13、圖14 分別給出了有無艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)時(shí)高空艙中心軸線上沿程速度和溫度的分布情況。由圖可知，高空艙中心軸線處，隨著X坐標(biāo)的增大溫度呈現(xiàn)先下降最后保持不變的趨勢(shì)，當(dāng)X坐標(biāo)超過-80 m 時(shí)溫度變化開始趨于平緩。速度變化呈現(xiàn)先上升后下降的趨勢(shì)，這是由于測(cè)量位置在發(fā)動(dòng)機(jī)噴管前端，受內(nèi)外涵道射流影響較小所致。同時(shí)，落壓比減小會(huì)造成高空艙內(nèi)流速變慢，溫度下降速度變緩，兩者的整體趨勢(shì)符合高空艙內(nèi)流動(dòng)機(jī)理。

圖13 有無艙門補(bǔ)型時(shí)高空艙中心軸線速度變化Fig.13 Central axis velocity changes with and without cabin door supplementary structure

圖14 有無艙門補(bǔ)型時(shí)高空艙中心軸線溫度變化Fig.14 Central axis temperature changes with and without cabin door supplementary structure

2 種艙門結(jié)構(gòu)下發(fā)動(dòng)機(jī)射流的速度流線如圖15所示。通過對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，發(fā)動(dòng)機(jī)高速射流經(jīng)排氣擴(kuò)壓器排出高空艙的過程中速度呈現(xiàn)下降的趨勢(shì)，不同工況下在高空艙內(nèi)均無明顯回流。有艙門補(bǔ)型與無艙門補(bǔ)型的情況下，高空艙中心軸線上的速度和溫度變化情況相似，但高空艙內(nèi)氣流流動(dòng)有較大的差別。在無艙門補(bǔ)型的情況下，氣流會(huì)在艙門區(qū)域以及發(fā)動(dòng)機(jī)與排氣擴(kuò)壓器附近形成旋渦，高空艙內(nèi)的流場(chǎng)較為混亂無序；而在有艙門補(bǔ)型的情況下，只在發(fā)動(dòng)機(jī)與排氣擴(kuò)壓器區(qū)域形成強(qiáng)度較弱的旋渦，且具有一定的對(duì)稱性，高空艙內(nèi)的回流區(qū)域明顯減小。2 種艙門結(jié)構(gòu)下，艙底平臺(tái)附近的流動(dòng)情況無明顯區(qū)別。

圖15 工況1 有無艙門補(bǔ)型速度流線圖Fig.15 Velocity streamlines with and without cabin door supplementary structure in condition 1

為了更好地分析有、無艙門補(bǔ)型對(duì)高空艙內(nèi)排氣流場(chǎng)的影響，重點(diǎn)關(guān)注艙門補(bǔ)型的作用，在相同工況(如工況1)下，利用控制變量法，保持艙壓一致條件對(duì)2 種不同布局形式的典型截面進(jìn)行計(jì)算分析，結(jié)果如圖16、圖17 所示。對(duì)比發(fā)現(xiàn)，靠近發(fā)動(dòng)機(jī)噴管的截面X1壓力和溫度不均勻度最高，這是由于該界面靠近發(fā)動(dòng)機(jī)主流，受主流的壓力和溫度影響較大。相較于無艙門補(bǔ)型情況，有艙門補(bǔ)型時(shí)，3 個(gè)截面的壓力和溫度不均勻度均有所降低，截面壓力和溫度更加均勻，表明高空艙補(bǔ)型區(qū)域流場(chǎng)更加均勻，氣流更加平順；但兩者的壓力與溫度不均勻度差距很小，表明艙門補(bǔ)型雖然能夠改善氣流的平順性但作用有限。

圖16 有無艙門補(bǔ)型時(shí)不同截面的壓力不均勻度Fig.16 Pressure unevenness of different sections with anwithout cabin door supplementary structure

圖17 有無艙門補(bǔ)型時(shí)不同截面的溫度不均勻度Fig.17 Temperature unevenness of different sections with and without cabin door supplementary structure

高空艙艙壓模擬的準(zhǔn)確度與均勻性直接關(guān)系到發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)與發(fā)動(dòng)機(jī)推力的評(píng)估。利用式(3)推力計(jì)算方法及線性歸一化無量綱處理方法(式(5))，對(duì)多工況下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力進(jìn)行評(píng)估，結(jié)果分別見表2和表3。

表2 無艙門補(bǔ)型推力分解Table 2 Thrust decomposition without door compensation structure

表3 有艙門補(bǔ)型推力分解Table 3 Thrust decomposition with door compensation structure

根據(jù)控制變量法的思想，通過調(diào)整出口壓力使得計(jì)算艙壓與理論值盡量一致，對(duì)有、無補(bǔ)型結(jié)構(gòu)下的艙壓進(jìn)行調(diào)整，使得有、無補(bǔ)型結(jié)構(gòu)下艙壓保持一致，計(jì)算得到發(fā)動(dòng)機(jī)推力，結(jié)果如圖18 所示。對(duì)比計(jì)算結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，在同一工況下，有、無艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)的2 種高空艙內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的推力數(shù)值相近，這表明艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)對(duì)推力計(jì)算結(jié)果無明顯影響，推力的變化主要受高空艙環(huán)境壓力及飛行參數(shù)的影響。

圖18 有無艙門補(bǔ)型推力對(duì)比Fig.18 Comparison of thrust with and without complementary structure

3.2 不同次流流量影響分析

發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)中，從外界大氣中引入的氣流，其作用為冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)外壁面和高空艙內(nèi)的測(cè)量儀器管線等，同時(shí)對(duì)艙壓進(jìn)行輔助調(diào)節(jié)。次流進(jìn)入高空艙時(shí)由調(diào)節(jié)閥對(duì)次流流量進(jìn)行調(diào)節(jié)，次流的進(jìn)氣方式可簡化為水平進(jìn)氣。次流的質(zhì)量流量相對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)流量雖然比較小，但會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬試驗(yàn)的排氣流動(dòng)情況。本文研究次流的主要變量為質(zhì)量流量，調(diào)節(jié)次流閥門開度可控制次流的質(zhì)量流量。因此，針對(duì)無艙門補(bǔ)型高空艙，在工況1 的條件下，調(diào)整不同的次流流量，對(duì)工況6～工況8 進(jìn)行對(duì)比分析。

由于次流流量明顯小于主流流量，次流速度也明顯小于主流速度，次流對(duì)主流射流區(qū)域的影響不大，但調(diào)節(jié)次流流量能夠使高空艙內(nèi)溫度發(fā)生明顯變化。隨著次流流量的增大，高空艙內(nèi)整體平均溫度呈下降趨勢(shì)。由圖19、圖20 可知，高空艙內(nèi)氣流在艙門區(qū)域形成旋渦，加之掛架對(duì)氣流的阻擋，氣流流動(dòng)混亂無序。次流流量增大，高空艙內(nèi)氣流流動(dòng)區(qū)域更平順，但對(duì)無艙門補(bǔ)型區(qū)域的影響微弱。因此，次流流量增大主要對(duì)艙溫產(chǎn)生較大影響，同時(shí)促使發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)膺M(jìn)入排氣擴(kuò)壓器。綜上所述，次流主要起整流和降溫的作用。

圖19 不同次流流量時(shí)Y 截面的流線圖Fig.19 Streamlines of section Y with different secondary flow

圖20 不同次流流量時(shí)Z 截面流線圖Fig.20 Streamline of section Z with different secondary flow

3.3 引射距離影響分析

引射距離是指發(fā)動(dòng)機(jī)出口截面與排氣擴(kuò)壓器入口截面的距離，是發(fā)動(dòng)機(jī)在高空艙內(nèi)氣動(dòng)布局的重要參數(shù)。相較于小涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)，本文研究的大涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)的內(nèi)外涵道質(zhì)量流量大得多，需合理設(shè)計(jì)排氣系統(tǒng)的氣動(dòng)布局，尤其是選擇合適的引射距離。引射距離過小不利于高空艙內(nèi)其他設(shè)備的安裝，更重要的是排氣擴(kuò)壓器會(huì)影響發(fā)動(dòng)機(jī)噴口附近的氣流流場(chǎng)，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)推力測(cè)量；引射距離過大則會(huì)導(dǎo)致燃?xì)鈱?duì)艙內(nèi)設(shè)備輻射熱增加，引起艙內(nèi)溫度上升。本研究中，引射距離的基準(zhǔn)值為2 490 mm，在工況1 狀態(tài)下通過改變引射距離，研究引射距離對(duì)排氣流場(chǎng)的影響。

保持艙壓一致，隨著引射距離的增大，燃?xì)庠诟呖张搩?nèi)的區(qū)域變長，因此會(huì)帶來艙內(nèi)溫度的上升，如圖21 所示。另外，引射距離增大會(huì)使得主流與次流更早混合，排氣擴(kuò)壓器的引射作用變?nèi)酰l(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)庑纬苫亓鞯目赡苄栽龃?，如圖22 所示。高空艙內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獾娜S速度流線，充分反應(yīng)了發(fā)動(dòng)機(jī)高速噴射情況下的流動(dòng)情況。發(fā)動(dòng)機(jī)排出的燃?xì)庠谂艢鈹U(kuò)壓器管道內(nèi)部由于逆壓梯度的作用形成旋渦，其受排氣擴(kuò)壓器的引射作用將高溫氣體排到外界。高溫高速射流如果形成回流，會(huì)嚴(yán)重影響高空艙試驗(yàn)臺(tái)的安全。當(dāng)引射距離較小時(shí)，無明顯的回流現(xiàn)象；隨著引射距離的繼續(xù)增大，會(huì)有少部分氣流經(jīng)排氣擴(kuò)壓器回流到高空艙；當(dāng)引射距離達(dá)到3 000 mm 時(shí)，在排氣擴(kuò)壓器入口處形成了非常明顯的回流區(qū)域，排氣擴(kuò)壓器引射作用減弱。

圖21 艙溫隨引射距離變化曲線Fig.21 Curve of cabin temperature changing with injection distance

圖22 不同引射距離下排氣擴(kuò)壓器內(nèi)流場(chǎng)分布Fig.22 Distribution of flow field in exhaust diffuser at different ejection distance

4 結(jié)論

以大涵道比分開排氣發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，分別針對(duì)有、無艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)的高空艙建立了精細(xì)化的仿真模型，進(jìn)行了多工況下的數(shù)值模擬，研究了高空艙不同氣動(dòng)布局形式和不同流動(dòng)參數(shù)對(duì)艙內(nèi)排氣流場(chǎng)的影響，主要得到以下結(jié)論：

(1) 艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)對(duì)排氣流場(chǎng)的影響主要體現(xiàn)在高空艙內(nèi)氣流的回流區(qū)大小和平均艙溫大小上。相較于無艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)，有艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)時(shí)艙內(nèi)的平均艙溫較低，艙內(nèi)氣流的回流區(qū)較小。無艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)時(shí)，在艙門區(qū)域形成了明顯的渦流。2 種構(gòu)型下，排氣擴(kuò)壓器入口主流區(qū)域內(nèi)流動(dòng)均無明顯回流。

(2) 有、無艙門補(bǔ)型結(jié)構(gòu)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算的影響較小。

(3) 高空艙內(nèi)次流流量相對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)主流流量較小，次流流量增大主要對(duì)艙溫產(chǎn)生較大影響。次流主要起整流和降溫的作用，次流的增大有利于保持高空艙內(nèi)合理的溫度，使其不超過溫度限制。

(4) 發(fā)動(dòng)機(jī)出口截面與排氣擴(kuò)壓器入口截面的距離是影響高空艙內(nèi)氣動(dòng)布局的重要因素。隨著該間距的增大，會(huì)造成高空艙內(nèi)回流區(qū)域增大，在排氣擴(kuò)壓器入口處形成較為明顯的回流區(qū)域，排氣擴(kuò)壓器引射作用減弱。通過控制引射距離在合理范圍，可以保持高空艙內(nèi)流動(dòng)無回流產(chǎn)生。