基于進(jìn)氣道總壓畸變試驗(yàn)的插板數(shù)值模擬研究

基于進(jìn)氣道總壓畸變試驗(yàn)的插板數(shù)值模擬研究

朱愛迪，鐘易成(南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院,江蘇南京210016)?基于進(jìn)氣道總壓畸變試驗(yàn)的插板數(shù)值模擬研究朱愛迪，鐘易成(南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院,江蘇南京210016)Summary：通過數(shù)值計(jì)算方法研究了進(jìn)氣道插板式總壓畸變試驗(yàn)技術(shù)。在已有試驗(yàn)數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上，應(yīng)用數(shù)值仿真的手段模擬了插板擾流后的流場特性，分析了插板后不同位置的流場結(jié)構(gòu)和畸變度。通過和試驗(yàn)數(shù)據(jù)對比，得出計(jì)算結(jié)果在AIP截面和試驗(yàn)結(jié)果在趨勢上吻合良好，數(shù)值上則存在較大差異。在插板后異于AIP截面，存在能滿足周向總壓畸變指數(shù)與試驗(yàn)值相當(dāng)?shù)慕孛妫瑥亩赏ㄟ^插值處理，計(jì)算出不同進(jìn)口馬赫數(shù)對應(yīng)的計(jì)算截面，對試驗(yàn)進(jìn)行初步預(yù)估。Key：數(shù)值計(jì)算；插板；總壓畸變0引言隨著飛機(jī)飛行速度、高度的不斷提高，機(jī)動性的不斷增加，導(dǎo)彈武器的使用，進(jìn)氣道出口氣流產(chǎn)生畸變，嚴(yán)重影響了發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定工作。目前國內(nèi)主要通過插板畸變試驗(yàn)來確定所允許的發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場畸變程度[1]。插板試驗(yàn)技術(shù)最初是由俄羅斯發(fā)展起來的，它是通過在發(fā)動機(jī)前放置一定高度的擾流器，產(chǎn)生動態(tài)+穩(wěn)態(tài)的畸變流場，以得到與進(jìn)口流場一致的畸變圖譜與指數(shù)，來考核發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定性[2]。插板畸變試驗(yàn)屬于風(fēng)險比較高的試驗(yàn)科目，如果對插板深度與進(jìn)氣畸變程度沒有清晰的認(rèn)識，在試驗(yàn)中可能會對發(fā)動機(jī)造成不必要的損害。而且試驗(yàn)的周期長成本高，不能對設(shè)計(jì)加工起到預(yù)見和指導(dǎo)作用?？紤]到數(shù)值模擬技術(shù)經(jīng)濟(jì)而且快速的特點(diǎn)，可以運(yùn)用數(shù)值方法對試驗(yàn)過程進(jìn)行模擬，預(yù)估試驗(yàn)方案[3]。在已有總壓畸變試驗(yàn)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上，運(yùn)用Fluent軟件進(jìn)行數(shù)值模擬，獲取畸變流場結(jié)構(gòu)以及相關(guān)畸變評定參數(shù)的變化規(guī)律，并和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對比。1數(shù)值計(jì)算數(shù)值模擬的對象簡圖如圖1所示。圖1試驗(yàn)裝置試驗(yàn)裝置為一內(nèi)徑D=206mm的足夠長的等直段，前部安裝雙扭線型進(jìn)氣頭部，以保持均勻來流。頭部與試驗(yàn)段采用螺栓聯(lián)接，聯(lián)接處即為放置插板位置，便于更換插板。插板后2D處為測量截面，總壓測耙就安裝在這個截面上。插板有效厚度為12mm，其幾何特性由相對堵塞深度L=H/D來描述，如圖2所示。圖2擾流插板幾何特性簡圖由于該幾何模型結(jié)構(gòu)相對簡單，因此在生成網(wǎng)格時在整個計(jì)算域內(nèi)均選擇結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格。在插板附近及近壁面區(qū)域?qū)W(wǎng)格進(jìn)行加密，使得Y+符合計(jì)算模型要求，其他通流部分則采用較粗的網(wǎng)格。計(jì)算網(wǎng)格也進(jìn)行了網(wǎng)格無關(guān)性驗(yàn)證，對不同網(wǎng)格密度的模型進(jìn)行了試算，結(jié)果表明當(dāng)網(wǎng)格總數(shù)超過90萬后，AIP截面氣動參數(shù)無明顯變化，因此文中計(jì)算模型網(wǎng)格數(shù)都保持在90萬左右。數(shù)值計(jì)算采用Fluent軟件，基于雷諾平均的N-S方程組，有限體積法離散控制方程，它全面的考慮了流體的粘性、熱傳導(dǎo)和可壓縮性等的影響。層流粘性系數(shù)由Sutherland公式求出，湍流模型選取SSTk-ω模型。進(jìn)口采用壓力遠(yuǎn)場邊界，出口采用壓力出口邊界，其余均為無滑移絕熱壁面邊界。2計(jì)算結(jié)果與分析文中對L=30%和L=40%的插板分別計(jì)算了4個試驗(yàn)狀態(tài)點(diǎn)。通過調(diào)節(jié)出口背壓，在雙扭線出口獲取所需要的來流馬赫數(shù)M1。在AIP截面后氣流方向沿程截取若干個截面，觀察流場變化情況。由于計(jì)算狀態(tài)比較多，只選取一個狀態(tài)點(diǎn)的流場結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析。圖3和圖4分別為L=30%，M1=0.282時進(jìn)氣系統(tǒng)的二維流線圖和沿氣流方向不同截面的總壓畸變圖譜。從流線圖可以看出，插板后產(chǎn)生了回流區(qū)域，由于氣流的摻混造成了總壓的損失。從圖4可以看出，總壓畸變圖譜基本分為明顯的三個區(qū)域，其中2個壓力梯度較小，分別為高壓區(qū)和低壓區(qū)，一個壓力梯度較大，為摻混區(qū)。隨著氣流沿程的不斷摻混，在達(dá)到插板后某截面時，總壓畸變圖譜形狀以及等值線的大小基本不再變化。圖3L=30%，M1=0.282時進(jìn)氣系統(tǒng)流線圖圖4L=30%，M1=0.282時插板后沿程不同截面總壓畸變圖譜對數(shù)值計(jì)算得到的流場數(shù)據(jù)進(jìn)行了分析，并同試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行了對比，以考察數(shù)值計(jì)算結(jié)果同試驗(yàn)測量值之間的區(qū)別。從圖5可以看出，對于L=30%和L=40%的插板，隨著M1的增大，不論是試驗(yàn)值還是計(jì)算值，總壓恢復(fù)系數(shù)呈單調(diào)下降趨勢；圖6則表明低壓區(qū)角度隨M1的增大基本不變，只與插板高度H有關(guān)。圖7表明隨著M1的增大，不論是試驗(yàn)值還是計(jì)算值，周向總壓畸變指數(shù)呈單調(diào)上升趨勢。從圖5-圖7可以看出，在AIP截面，數(shù)值計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)在趨勢上吻合較好，可以滿足定性分析，但是定量則存在較大差異，尤其當(dāng)插板高度變大、M1變大時。圖5總壓恢復(fù)系數(shù)隨M1變化情況圖6低壓區(qū)角度隨M1變化情況圖7Δσ0隨M1變化情況數(shù)值模擬對板后氣流高壓區(qū)和低壓區(qū)的摻混能力不足，導(dǎo)致在AIP界面，數(shù)值計(jì)算數(shù)據(jù)普遍大于試驗(yàn)數(shù)據(jù)。氣流在板后經(jīng)過沿程摻混后會逐漸趨向均勻，周向總壓不均勻度也會逐漸較小。文中對沿程不同截面數(shù)據(jù)進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)分析。圖8-圖9分別為插板高度L=30%和L=40%時沿程不同截面低壓區(qū)角度隨M1變化曲線圖。從圖中可以看出，隨著M1的增大，同一截面對應(yīng)的低壓區(qū)角度基本不變；對應(yīng)于同一M1，沿程不同截面低壓區(qū)角度變化不大。圖8L=30%低壓區(qū)角度沿程曲線圖圖9L=40%低壓區(qū)角度沿程曲線圖圖10-圖11為插板高度L=30%和L=40%時Δσ0在不同進(jìn)口M1時沿程變化曲線圖。從圖中可以看出，Δσ0沿程單調(diào)降低，而且趨勢逐漸變緩，這主要是高低壓氣流之間由于不斷摻混而趨于均勻的緣故。這種趨勢與插板高度和氣流進(jìn)口馬赫數(shù)無關(guān)穩(wěn)態(tài)計(jì)算時，衡量畸變程度主圖10L=30%Δσ0沿程曲線圖圖11L=40%Δσ0沿程曲線圖要考慮低壓區(qū)范圍和周向總壓畸變指數(shù)兩個參數(shù)。低壓區(qū)范圍沿氣流方向基本無變化，鑒于周向總壓畸變指數(shù)沿程單調(diào)降低，考慮對沿程不同截面畸變指數(shù)進(jìn)行曲線擬合處理，將試驗(yàn)值進(jìn)行插值，找出試驗(yàn)值所對應(yīng)的計(jì)算截面。結(jié)果如圖12所示。從圖中可以看出，隨著M1的增加，Δσ0試驗(yàn)值所對應(yīng)的截面也在不斷后移；隨著插板高度H的增加，Δσ0試驗(yàn)值所對應(yīng)的截面也在后移。當(dāng)試驗(yàn)要求不同的進(jìn)口M1時，可以根據(jù)該圖進(jìn)行插值，求得計(jì)算對應(yīng)截面值，然后進(jìn)行CFD計(jì)算，找出該截面的各種氣動參數(shù)，對試驗(yàn)進(jìn)行初步預(yù)估。4結(jié)語圖12Δσ0試驗(yàn)值所對應(yīng)的計(jì)算截面試驗(yàn)裝置運(yùn)用CFD技術(shù)數(shù)值模擬了不同高度插板的畸變試驗(yàn)的進(jìn)氣流場，獲得了畸變流場的氣動特性、總壓圖譜。在AIP截面，利用數(shù)值仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行精確的定量分析還難以實(shí)現(xiàn)。文中考慮利用插板后其它截面數(shù)值仿真數(shù)據(jù)和試驗(yàn)AIP截面數(shù)據(jù)進(jìn)行對比。對比結(jié)果表明，在插板后異于AIP截面，存在能滿足Δσ0與試驗(yàn)值相當(dāng)?shù)慕孛妫瑥亩赏ㄟ^插值處理，計(jì)算出不同進(jìn)口M1對應(yīng)的計(jì)算截面，對試驗(yàn)進(jìn)行預(yù)估。Reference:[1]江勇.航空發(fā)動機(jī)插板式進(jìn)氣畸變實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究[D].西安:空軍工程大學(xué),2005.[2]劉大響,葉培梁.俄羅斯的發(fā)動機(jī)進(jìn)口流場畸變評定指南[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究,1994，(3):1-10.[3]薛海波.插板后畸變流場的數(shù)值模擬及參數(shù)分析[D].南京：南京航空航天大學(xué),2009.ResearchonFlashboardNumericalSimulationBasedonInletTotalPressureDistortionExperimentZHUAi-di,ZHONGYi-cheng(CollegeofEnergyandPower,NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics,Nanjing210016,China)Abstract:Thenumericalcalculatedmethodisusedtoresearchonthetechnologyofthetotalpressuredistortionwithflashboard.Basedonexperimentaldata,themethodofnumericalsimulationisusedtosimulatetheflowfield.Thenflowfieldstructureanddistortiondegreeofdifferentpositionsbehindtheflashboardareanalyzed.Comparingthenumericalresultwithexperimentaldata,theytrendtogreatagreement,butagreatdifferenceismadeinthemumericalvalue.BehindAIP,asection-whereΔσ0isthesamewithexperimentaldata.Theinterpositionmethodcanbeusedtocalculatethesectioncorrespondingto