都昌兵，劉文娟

(長沙航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院，湖南 長沙 410124)

CFD輔助高涵道比發(fā)動機(jī)短艙設(shè)計方法研究

都昌兵，劉文娟

(長沙航空職業(yè)技術(shù)學(xué)院，湖南 長沙 410124)

隨著航空宇航技術(shù)的研究及應(yīng)用不斷發(fā)展，進(jìn)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(jìn)氣道三維數(shù)值計算模型，運(yùn)用計算流體動力學(xué)理論 (CFD)計算方法，研究了總壓恢復(fù)系數(shù)隨攻角、側(cè)滑角和馬赫數(shù)等不同工況的變化情況，進(jìn)而研究各工況下進(jìn)氣道性能，為進(jìn)氣道性能優(yōu)化、評價和再設(shè)計提供了方法和依據(jù)。

進(jìn)氣道；CFD；三維數(shù)值模擬

進(jìn)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(dá)燃燒室與燃料充分混合進(jìn)行燃燒，產(chǎn)生的高溫高壓燃?xì)饨?jīng)尾噴管噴出，產(chǎn)生反作用的推力，為高超聲速飛行提供推力[1-6]。在現(xiàn)代飛行器的研發(fā)中，進(jìn)氣道氣流損失、均勻性對發(fā)動機(jī)總體性能的影響產(chǎn)生關(guān)鍵作用。進(jìn)氣道捕獲和壓縮空氣的能力，是決定推進(jìn)系統(tǒng)工作高度和速度的關(guān)鍵因素。理想的高超聲速進(jìn)氣道能夠以最小的氣動損失為燃燒室提供穩(wěn)定的高壓氣流，從而實(shí)現(xiàn)航空發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定高效工作。

1 進(jìn)氣道流動特性的評價方法

連續(xù)介質(zhì)情況下流體力學(xué)控制方程式 Navier-Stokes方程組，包括連續(xù)方程、動量方程和能量方程氣體的狀態(tài)方程[7-10]。高超聲速進(jìn)氣道流動是一個單相、單組分、無化學(xué)反應(yīng)的流動問題，其控制方程如下[11,12]：

1）連續(xù)方程：

2）動量方程

3）能量方程

式中有關(guān)量的定義為

新媒體信息具有不確定性、非安全性。大學(xué)生在新媒體上通過瀏覽式、復(fù)制式、碎片式、娛樂式的方式進(jìn)行解讀社會現(xiàn)象與問題，他們根本沒有充足的時間和精力去消化這些消息，所以，大學(xué)生對現(xiàn)實(shí)生活缺乏思考、對自己價值觀的取向不夠明確，對自身價值判斷不夠準(zhǔn)確。高校輔導(dǎo)員面對豐富的信息侵入大學(xué)生腦海，同時對此信息要及時了解學(xué)生遇到問題的根源，進(jìn)行辨別，更好的引導(dǎo)大學(xué)生，這樣的工作量以及工作度不言而喻的提高了難度。

2 進(jìn)氣道穩(wěn)流數(shù)值計算

依據(jù)以上數(shù)學(xué)模型，在邊界條件和初始條件給定情況下，對進(jìn)氣道的不同攻角、不同側(cè)滑角進(jìn)行了模擬計算。

2.1 進(jìn)氣道計算域網(wǎng)格的生產(chǎn)

進(jìn)氣道具有 S 形彎曲內(nèi)管道[13,14]。圖1 中給出了進(jìn)氣道的網(wǎng)格分布。

計算過程中將進(jìn)氣道的物理模型作如下簡化：1)假定進(jìn)氣道的來流均勻；

2)假定進(jìn)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(shí)際流動中的發(fā)動機(jī)進(jìn)口截面的靜壓分布。

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

圖1 進(jìn)氣道流場計算網(wǎng)格

初、邊界條件的處理是計算流體力學(xué)的一項重要內(nèi)容。不恰當(dāng)?shù)倪吔鐥l件處理會引起整個計算的不穩(wěn)定或不收斂，甚至得到一個錯誤的解。總的說來，邊界條件應(yīng)盡量滿足其實(shí)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(jìn)法求解的定解問題，可以看作是非定常問題的漸進(jìn)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(wěn)定性越好，求解的時間也越短。Fluent采用遠(yuǎn)場來流條件作為流場的初始條件。

2.2.2 遠(yuǎn)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(yuǎn)處，而數(shù)值計算不可能在無窮大的區(qū)域進(jìn)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(yuǎn)處，此時應(yīng)盡量將邊界劃分到遠(yuǎn)離物體處，此類邊界即是遠(yuǎn)場邊界。

2.2.3 出口邊界條件

依據(jù)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(jìn)氣道工作狀態(tài)。

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(rèn)為壁面處流體速度與該處壁面的速度相同。當(dāng)是固壁時，流體速度為零。

2.3 數(shù)值計算方法

1)對于求解域進(jìn)行網(wǎng)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(jìn)行控制方程的數(shù)值積分，生成若干關(guān)于基本解變量例如壓力、溫度、速度和其它獨(dú)立的守恒場量的代數(shù)方程組。

3)線性化離散生成的代數(shù)方程組并依次求解，更新解變量的值。

3 計算結(jié)果與分析

在計算中給定進(jìn)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(cè)滑角β計算不同狀態(tài)下的進(jìn)氣道流場。

進(jìn)氣道內(nèi)流場壓力分布圖計算結(jié)果如圖2所示，從計算結(jié)果可以看出：上唇口壓力值較大，由于進(jìn)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(xiàn)壓力最小值，此處氣流速度達(dá)到最大；之后，由于擴(kuò)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(jìn)氣道內(nèi)管道壓力分布云圖

計算獲得不同的攻角和側(cè)滑角下，進(jìn)氣道的性能區(qū)別。圖3- 圖6中截面的位置為進(jìn)氣道的出口平面，從左到右依次為出口截面壓力恢復(fù)系數(shù)圖、等馬赫數(shù)圖、速度矢量圖、界面流量圖。從圖3- 圖6中可得出氣流結(jié)果進(jìn)氣道在出口的流動情況。圖3給出了無攻角、無側(cè)滑角情況下的進(jìn)氣道性能。由于附面層的影響，靠近壁面的總壓恢復(fù)系數(shù)以及馬赫數(shù)都較低于中間核心區(qū)，截面上的平均總壓恢復(fù)系數(shù)為 0.9837，平均馬赫數(shù) 0.419。另外由于亞音速擴(kuò)壓管帶有一定彎度，因此就不可避免地出現(xiàn)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(qū)位置上移，這是由于攻角較大，而進(jìn)氣道的進(jìn)、出口面的高度變化不大，進(jìn)口氣流速度向上的分量造成核心區(qū)上移。此時，其對應(yīng)恢復(fù)系數(shù)分別為 0.98305、0.9817。圖6 給出的是攻角 α=60、側(cè)滑角 β=100的進(jìn)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(fā)生分離。這是由于管道的整流作用，氣流在進(jìn)氣道內(nèi)的流動趨于均勻。隨著氣流向出口流動，進(jìn)氣道內(nèi)管道的附面層逐漸增厚，此時進(jìn)氣道出口的壓力恢復(fù)系數(shù)為 0.979。

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

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

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

圖6 α=60，β=100出口截面壓力恢復(fù)系數(shù)、等馬赫數(shù)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(tài)下，進(jìn)氣道 σ~Ma關(guān)系圖。圖中虛線是應(yīng)用工程估算的方法得到的數(shù)據(jù)，實(shí)線則是 fluent計算的結(jié)果，從定量的角度來說，計算結(jié)果要比工程估算約小1~2%。由圖知隨著 Ma增大，總壓恢復(fù)系數(shù)逐漸降低，這是由于當(dāng)來流速度增大時流動阻力相應(yīng)增大，造成總壓損失也相應(yīng)增加，并且在高馬赫數(shù)時，進(jìn)氣道唇口出現(xiàn)局部超音速，這會造成總壓恢復(fù)系數(shù)急降。

圖7 總壓恢復(fù)系數(shù) σ 與飛行數(shù) Ma的關(guān)系圖

4 結(jié)論

結(jié)果表明，當(dāng) 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(kuò)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(fā)生在下唇口喉道。當(dāng)馬赫數(shù)一定，側(cè)滑角一定時，攻角增大，核心區(qū)位置上移，總壓恢復(fù)變小。當(dāng)馬赫數(shù)一定，攻角一定時，正側(cè)滑角增大，核心區(qū)位置右移，總壓恢復(fù)變小。總壓恢復(fù)在 M<1 變化不大，在 M>1 時急劇下降，計算結(jié)果與工程估算約小 12%。

[1]邵躍躍，孫振華，馬高建 . 頭部兩側(cè)進(jìn)氣道特性分析 [J].彈箭與制導(dǎo)學(xué)報，2015,35(4):137-144.

[2]劉華，雍雪君，梁俊龍，等 . 超聲速進(jìn)氣道及沖壓發(fā)動機(jī)動態(tài)特性分析 [J]. 火箭推進(jìn)，2012,38(3):17-22.

[3]張堃元 . 基于彎曲激波壓縮系統(tǒng)的高超聲速進(jìn)氣道反設(shè)計研究進(jìn)展 [J].2015,36(1):274-288.

[4]王鵬飛，王潔，白炎，等 . 高超聲速進(jìn)氣道技術(shù)研究現(xiàn)狀綜述 [J].飛航導(dǎo)彈，2014,(10):23-28.

[5]劉凱禮，孫一峰，鐘園，等 . 民用飛機(jī)進(jìn)氣道的側(cè)風(fēng)畸變研究 [J]. 航空動力學(xué)報 . 2012,30(2):289-296.

[6]肖毅，馬經(jīng)忠，胡志東，等 . 發(fā)動機(jī)短艙內(nèi)型面參數(shù)設(shè)計對進(jìn)氣效率的影響研究 [J]. 教練機(jī)，2014, (1):24-28.

[7]張宇飛，陳海昕，符松，等 .一種實(shí)用的運(yùn)輸類飛機(jī)機(jī)翼 /發(fā)動機(jī)短艙一體化優(yōu)化設(shè)計方法 [J]. 航空學(xué)報，2012,33(11):1993-2001.

[8]喬磊，白俊強(qiáng)，華俊，等 .大涵道比翼吊發(fā)動機(jī)噴流氣動干擾研究 [J]. 空氣動力學(xué)學(xué)報，2014,32(4):433-438.

[9]邊飛龍， 朱有利，杜曉坤，等 . 基于 CFD 方法的氣動噴丸兩相流場特性研究 [J]. 計算機(jī)仿真，2015,32(1)：264-269.

[10]臧金光，閆曉，黃善仿， 等 .計算流體力學(xué)應(yīng)用于子 通道 分 析的 初 步方 法 研究 [J]. 原 子 能 科 學(xué) 技 術(shù)，2014,48(6):991-996.

[11]侯碩，曹義華 .基于雷諾平均 Navier-Stokes 方程的表面?zhèn)鳠嵯禂?shù)計算 [J]. 航空動力學(xué)報，2015,30(6):1319-1327.

[12]丁亮 . Navier-Stokes 方程 SPH 的公式解法 [J]. 信息技術(shù)，2013, (4):170-175.

[13]張曉飛，姜健，符小剛 . S 彎進(jìn)氣道旋流畸變數(shù)值模擬及特性分析 [J]. 燃?xì)鉁u輪試驗與研究，2012,25(3):31-48.

[14]何鵬，董金鐘 . 合成射流布局對 S 形進(jìn)氣道分離控制的效應(yīng) [J]. 航空動力學(xué)報，2015,30(2):306-314.

[15]劉 凱 禮， 姬 昌 睿， 譚 兆 光， 等 . 大 涵 道 比 渦 扇 發(fā)動 機(jī) TPS 短 艙 低 速 氣 動 特 性 分 析 [J]. 推 進(jìn) 技 術(shù)，2015,36(2):186-193.

[16]黃龍?zhí)?，王紅偉，姜琬 . 基于 CFD 動網(wǎng)格技術(shù)的飛艇動導(dǎo)數(shù)計算方法 [J]. 航空計算技術(shù)，2013,43 (6):66-68.

［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(xué)?？蒲许椖俊艾F(xiàn)場動平衡技術(shù)在發(fā)動機(jī)修理中的應(yīng)用”(編號：14C0008)階段性研究成果。