CFD輔助高涵道比發動機短艙設計方法研究

都昌兵，劉文娟

(長沙航空職業技術學院，湖南 長沙 410124)

CFD輔助高涵道比發動機短艙設計方法研究

都昌兵，劉文娟

(長沙航空職業技術學院，湖南 長沙 410124)

隨著航空宇航技術的研究及應用不斷發展，進氣道作為高速飛行器的重要組成部分，其性能對高速飛行影響顯著。首先建立進氣道三維數值計算模型，運用計算流體動力學理論 (CFD)計算方法，研究了總壓恢復系數隨攻角、側滑角和馬赫數等不同工況的變化情況，進而研究各工況下進氣道性能，為進氣道性能優化、評價和再設計提供了方法和依據。

進氣道；CFD；三維數值模擬

進氣道的主要功用是從外界吸入空氣并提高自由來流空氣壓力，以盡可能小的總壓損失均勻的到達燃燒室與燃料充分混合進行燃燒，產生的高溫高壓燃氣經尾噴管噴出，產生反作用的推力，為高超聲速飛行提供推力[1-6]。在現代飛行器的研發中，進氣道氣流損失、均勻性對發動機總體性能的影響產生關鍵作用。進氣道捕獲和壓縮空氣的能力，是決定推進系統工作高度和速度的關鍵因素。理想的高超聲速進氣道能夠以最小的氣動損失為燃燒室提供穩定的高壓氣流，從而實現航空發動機的穩定高效工作。

1 進氣道流動特性的評價方法

連續介質情況下流體力學控制方程式 Navier-Stokes方程組，包括連續方程、動量方程和能量方程氣體的狀態方程[7-10]。高超聲速進氣道流動是一個單相、單組分、無化學反應的流動問題，其控制方程如下[11,12]：

1）連續方程：

2）動量方程

3）能量方程

式中有關量的定義為

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2 進氣道穩流數值計算

依據以上數學模型，在邊界條件和初始條件給定情況下，對進氣道的不同攻角、不同側滑角進行了模擬計算。

2.1 進氣道計算域網格的生產

進氣道具有 S 形彎曲內管道[13,14]。圖1 中給出了進氣道的網格分布。

計算過程中將進氣道的物理模型作如下簡化：1)假定進氣道的來流均勻；

2)假定進氣道出口截面氣流靜壓近似均勻，以一個給定的反壓代替實際流動中的發動機進口截面的靜壓分布。

計算域如圖1所示，畫出進氣道的內管道流場、繞進氣道外唇口流動的外流場網格劃分的情況。進氣道流場的計算網格按唇口部分和內管道部分化分成兩塊。對于網格生成的要求，首先，網格點應合理分布，在給定網格數目下，應盡可能將點分布在流動梯度較大的區，而且網格走向也應順從梯度方向，否則會影響精度；其次，網格劃分應盡可能保證光滑，這種光滑體現為網格延展小，面積、體積等量變化平緩，不光滑的網格破壞計算的穩定性；對于湍流計算，近壁最小間距也有要求。網格的總數數目為 41萬。

圖1 進氣道流場計算網格

初、邊界條件的處理是計算流體力學的一項重要內容。不恰當的邊界條件處理會引起整個計算的不穩定或不收斂，甚至得到一個錯誤的解。總的說來，邊界條件應盡量滿足其實際物理背景[15]。

2.2.1 初始條件

對于非定常問題，定解條件包括初始條件和邊界條件。而對于用時間推進法求解的定解問題，可以看作是非定常問題的漸進過程，因此其迭代過程的初值即是起始條件。理論上講，這一初值對定常解沒有影響，但初始值與定常解越接近，計算的穩定性越好，求解的時間也越短。Fluent采用遠場來流條件作為流場的初始條件。

2.2.2 遠場條件

在外流計算中，如果物體附近沒有地面等其他物體的影響，則物體對流場的影響將自由地在流體中傳播，在部分方向可以傳播至無窮遠處，而數值計算不可能在無窮大的區域進行。只能取得距物體一定距離的位置。流動為亞音時，擾動波在各方向都將傳播到無窮遠處，此時應盡量將邊界劃分到遠離物體處，此類邊界即是遠場邊界。

2.2.3 出口邊界條件

依據物理模型簡化情況，對于出口靜壓，給定不同的反壓值，得出不同的進氣道工作狀態。

2.2.4 固壁邊界條件

對于粘性流體，在壁面處一般采用粘附條件，即認為壁面處流體速度與該處壁面的速度相同。當是固壁時，流體速度為零。

2.3 數值計算方法

1)對于求解域進行網格剖分，離散成為有限個控制體積的集合[16]。

2)對于每一個控制體積進行控制方程的數值積分，生成若干關于基本解變量例如壓力、溫度、速度和其它獨立的守恒場量的代數方程組。

3)線性化離散生成的代數方程組并依次求解，更新解變量的值。

3 計算結果與分析

在計算中給定進氣道出口反壓 Pb=25157.002 pa，H =11km，Ma=0.6，通過改變來流的攻角 α與側滑角β計算不同狀態下的進氣道流場。

進氣道內流場壓力分布圖計算結果如圖2所示，從計算結果可以看出：上唇口壓力值較大，由于進氣道從唇口到喉道有一收斂段， 壓力會逐步降低，氣流速度增加；下唇口同樣如此，但由于下唇口型面弧度較大、較快，在下唇口喉道會出現壓力最小值，此處氣流速度達到最大；之后，由于擴壓管道的增壓作用，氣流壓力逐步升高速度逐步降低，在等直段氣流趨于均勻，壓力趨于常值。

圖2 H=11km，Ma=0.6，α=00，進氣道內管道壓力分布云圖

計算獲得不同的攻角和側滑角下，進氣道的性能區別。圖3- 圖6中截面的位置為進氣道的出口平面，從左到右依次為出口截面壓力恢復系數圖、等馬赫數圖、速度矢量圖、界面流量圖。從圖3- 圖6中可得出氣流結果進氣道在出口的流動情況。圖3給出了無攻角、無側滑角情況下的進氣道性能。由于附面層的影響，靠近壁面的總壓恢復系數以及馬赫數都較低于中間核心區，截面上的平均總壓恢復系數為 0.9837，平均馬赫數 0.419。另外由于亞音速擴壓管帶有一定彎度，因此就不可避免地出現了“旋流”。圖4和圖5給出了攻角分別是 6度、10度的情況。與圖3相比，可以看出隨著攻角的增大，核心區位置上移，這是由于攻角較大，而進氣道的進、出口面的高度變化不大，進口氣流速度向上的分量造成核心區上移。此時，其對應恢復系數分別為 0.98305、0.9817。圖6 給出的是攻角 α=60、側滑角 β=100的進氣道流場情況。從圖中可以看出，氣流還是比較順暢流過而不發生分離。這是由于管道的整流作用，氣流在進氣道內的流動趨于均勻。隨著氣流向出口流動，進氣道內管道的附面層逐漸增厚，此時進氣道出口的壓力恢復系數為 0.979。

圖3 α=00，β=00出口截面壓力恢復系數、等馬赫數圖、速度矢量圖、界面流量

圖4 α=60，β=00出口截面壓力恢復系數、等馬赫數圖、速度矢量圖、界面流量

圖5 α=100，β=00出口截面壓力恢復系數、等馬赫數圖、速度矢量圖、界面流量

圖6 α=60，β=100出口截面壓力恢復系數、等馬赫數圖、速度矢量圖、界面流量

圖7給出了本文計算的五個飛行狀態下，進氣道 σ~Ma關系圖。圖中虛線是應用工程估算的方法得到的數據，實線則是 fluent計算的結果，從定量的角度來說，計算結果要比工程估算約小1~2%。由圖知隨著 Ma增大，總壓恢復系數逐漸降低，這是由于當來流速度增大時流動阻力相應增大，造成總壓損失也相應增加，并且在高馬赫數時，進氣道唇口出現局部超音速，這會造成總壓恢復系數急降。

圖7 總壓恢復系數 σ 與飛行數 Ma的關系圖

4 結論

結果表明，當 H = 11km，Ma = 0.6 時，從唇口到喉道位置，壓力逐步降低，氣流加速；擴壓段，壓力逐步升高，氣流速度逐步降低；氣流最大速度、最小壓力發生在下唇口喉道。當馬赫數一定，側滑角一定時，攻角增大，核心區位置上移，總壓恢復變小。當馬赫數一定，攻角一定時，正側滑角增大，核心區位置右移，總壓恢復變小。總壓恢復在 M<1 變化不大，在 M>1 時急劇下降，計算結果與工程估算約小 12%。

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［編校：楊 琴］

A Study of the Design Method of CFD Assisted High Bypass Ratio Engine Nacelles

DU Chang-bing， LIU Wen-juan (Changsha Aeronautical Vocational and Technical College, Changsha Hunan 410124)

The inlet is an important part of high-speed aircrafts and with the increasing development of the research and application of aerospace technology, its performance greatly affects the fl ight of high-speed aircrafts. The paper starts with building three-dimensional numerical calculation model of the inlet, and by the use of calculating method of Computational Fluid Dynamics (CFD), studies total pressure recovery coeffi cient’s changes in various working conditions as to attack angle, sideslip angle and Mach number, and accordingly further studies the inlet performance under various working conditions, so as to provide a method and basis for the performance optimization, assessment and redesign of the inlet.

inlet; CFD; three-dimensional numerical simulation

V231.1

A

1671-9654(2017)02-0073-04

10.13829/j.cnki.issn.1671-9654.2017.02.019

2017-04-06

都昌兵（1979- ），男，安徽安慶人，講師，研究方向為流場計算與仿真。

本文為 2014 年湖南省高等學校科研項目“現場動平衡技術在發動機修理中的應用”(編號：14C0008)階段性研究成果。