嚴(yán) 佳, 柴軍生, 任國哲, 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.中國航空發(fā)動機(jī)集團(tuán)沈陽航空發(fā)動機(jī)研究所, 遼寧沈陽 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10一級發(fā)動機(jī)的渦輪前溫度已經(jīng)達(dá)到了1 850～1 950 K.在美國開展的“綜合高性能渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)” 和英國開展的“先進(jìn)核心機(jī)軍用發(fā)動機(jī)”研究計(jì)劃中, 發(fā)動機(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渦輪葉片和渦輪盤的耐熱性是極大的考驗(yàn), 常規(guī)材料早已無法滿足該耐熱需求, 這對渦輪冷卻技術(shù)的發(fā)展提出了更高的要求.渦輪旋轉(zhuǎn)盤腔及旋轉(zhuǎn)葉片流動換熱數(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.

對于民用航空, 噪聲水平已經(jīng)成為推動發(fā)動機(jī)研制的關(guān)鍵性指標(biāo), 為此國際民航組織和各國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)動機(jī)渦輪內(nèi)部流動結(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.

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

1 渦輪流動特性

渦輪作為航空發(fā)動機(jī)的核心部件, 主要由盤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)盤腔和旋轉(zhuǎn)葉片等轉(zhuǎn)動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)動部件可靠高效地運(yùn)行, 研究者們開展了大量研究, 結(jié)果表明渦輪中流動結(jié)構(gòu)異常復(fù)雜, 具體表現(xiàn)為: ①旋轉(zhuǎn)盤腔和葉片幾何非常復(fù)雜;②轉(zhuǎn)子/靜子相對運(yùn)動速度高且存在強(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;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)盤腔和葉片均存在冷熱交替的復(fù)雜湍流流動等.早期為解決渦輪復(fù)雜流動環(huán)境下耐熱極限這一難題, 人們在研制新型耐高溫材料時(shí), 大多通過實(shí)驗(yàn)研究發(fā)動機(jī)空氣系統(tǒng)對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)雜流動結(jié)構(gòu), 準(zhǔn)確模擬渦輪流動結(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)中盤腔和葉片是一個(gè)整體, 但其流動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)盤腔

航空發(fā)動機(jī)渦輪盤腔根據(jù)轉(zhuǎn)盤的配置不同可以分為轉(zhuǎn)-靜和轉(zhuǎn)-轉(zhuǎn)兩種盤腔系統(tǒng).轉(zhuǎn)-靜盤腔系統(tǒng)作為航空發(fā)動機(jī)渦輪核心部件, 一直備受關(guān)注.圖1 為某型號航空發(fā)動機(jī)渦輪轉(zhuǎn)-靜盤腔簡化模型.經(jīng)過大量簡化, 渦輪盤腔的結(jié)構(gòu)依然非常復(fù)雜, 而幾何外形的復(fù)雜直接導(dǎo)致對腔體內(nèi)部流動換熱分析難度極大.如何探明盤腔內(nèi)部流動換熱特性一直是航空發(fā)動機(jī)渦輪研制中的熱點(diǎn)問題.針對旋轉(zhuǎn)盤腔流動的研究始于對自由轉(zhuǎn)盤流動的探索, 基于早期自由轉(zhuǎn)盤流動的研究結(jié)論[1-2], Daily 等[3]通過理論分析和實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證提出了封閉轉(zhuǎn)-靜盤腔中存在的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)盤腔流動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)流動換熱預(yù)測和分析的需求, 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)盤腔內(nèi)部流動與對流換熱的主要研究手段之一.

圖1 某型號航空發(fā)動機(jī)渦輪盤腔簡化模型Fig.1 A simplified model of the rotating cavity in an aero-engine

1985 年, Sambo[4]通過數(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)、盤腔間隙系數(shù)及密封冠型式對流動的影響, 預(yù)測得到的盤腔切向流動速度與實(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), 對軸向進(jìn)氣轉(zhuǎn)-靜盤腔內(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局部努塞爾數(shù)的影響, 并給出了相對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)測量值相近.旋轉(zhuǎn)盤腔層流模擬對于簡單構(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)雜湍流流動的真實(shí)盤腔流動.之后, 湍流模擬成為了旋轉(zhuǎn)盤腔數(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, 對平均運(yùn)動中湍流脈動量引進(jìn)一系列模型假設(shè), 建立湍流模型, 實(shí)現(xiàn)旋轉(zhuǎn)盤腔流動換熱的數(shù)值模擬.由于湍流流動中雷諾應(yīng)力的主要貢獻(xiàn)來自大尺度脈動, 而大尺度脈動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)雜流動都適用的統(tǒng)一封閉模型.

Koosinlin 等[6]通過數(shù)值求解普朗特混合長度模型封閉的RANS 方程, 給出了自由旋轉(zhuǎn)圓盤附近湍流的預(yù)測, 結(jié)果表明: 在沒有渦流的情況下, 混合長度湍流模型計(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]同樣采用混合長度湍流模型, 模擬了施加徑向氣流的非平面盤腔腔內(nèi)流動和換熱, 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.徐國強(qiáng)等[8]和王美麗等[9]采用SIMPLE 算法和混合長度湍流模型, 模擬了出入流轉(zhuǎn)-靜盤腔的流場和溫度場.為了抓住腔內(nèi)氣流的基本規(guī)律, 將盤腔內(nèi)三維非定常可壓縮湍流流動簡化為軸對稱的定常不可壓湍流流動,計(jì)算網(wǎng)格采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格, 并對局部流動變化大的地方進(jìn)行網(wǎng)格加密, 分析了其盤面平均努塞爾數(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)盤間徑向出流、靜止盤與旋轉(zhuǎn)盤間徑向出流以及自由盤流動的數(shù)值計(jì)算結(jié)果, 預(yù)測結(jié)果顯示傳統(tǒng)的k-ε湍流模型可能不適合腔體內(nèi)部流動的模擬.Morse[11]通過修正低湍流雷諾數(shù)k-ε湍流模型, 對具有徑向出氣口的轉(zhuǎn)-靜旋轉(zhuǎn)空腔內(nèi)的流動進(jìn)行了預(yù)測, 相比于Chew[10]得到了較好的計(jì)算結(jié)果, 但該方法對復(fù)雜流動并不適用.Lacovides 等[12]采用k-ε湍流模型和代數(shù)模型(algebraic stress model, ASM)研究了軸對稱不可壓縮等溫流動通過旋轉(zhuǎn)空腔的數(shù)值計(jì)算中的湍流建模問題, 結(jié)果顯示不同湍流模型對不同流動預(yù)測結(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), 對具有徑向出流的轉(zhuǎn)-靜盤腔腔內(nèi)流動與換熱進(jìn)行數(shù)值模擬, 在盤腔核心區(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)和無量綱流動速率對盤腔內(nèi)流動與換熱的影響, 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)采用單方程對腔內(nèi)流動特征模擬的精度要優(yōu)于兩方程模型.白洛林等[14-15]以羅羅公司未來某型雙軸發(fā)動機(jī)的高壓渦輪旋轉(zhuǎn)盤腔為計(jì)算模型, 就湍流參數(shù)對復(fù)雜形狀渦輪盤腔流場的影響進(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, 為滿足湍流模型對網(wǎng)格的要求,計(jì)算網(wǎng)格在壁面處在轉(zhuǎn)盤的壁面添加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, 其流體結(jié)構(gòu)是非常相似的, 并對有預(yù)旋進(jìn)氣的旋轉(zhuǎn)盤腔腔內(nèi)湍流流場進(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]對渦輪盤腔徑向封嚴(yán)機(jī)理進(jìn)行數(shù)值模擬, 研究了渦輪盤腔徑向封嚴(yán)結(jié)構(gòu)內(nèi)的非定常流動特性.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, 主流和盤腔進(jìn)口設(shè)置為理想空氣, 盤腔進(jìn)口標(biāo)記為封嚴(yán)氣體, 以兩股氣流在封嚴(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), 對盤腔內(nèi)影響較小, 盤腔內(nèi)渦核結(jié)構(gòu)較為穩(wěn)定, 速度非定常波動較小.丁水汀等[17]利用自由盤驗(yàn)證了SSTk-ω湍流模型在模擬旋轉(zhuǎn)盤腔換熱與流動特性方面的適用性, 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)靜系盤腔換熱特性對無量綱參數(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)盤熱邊界的基比切夫準(zhǔn)則以及固體的無量綱導(dǎo)熱系數(shù)對努塞爾數(shù)的影響程度與旋轉(zhuǎn)雷諾準(zhǔn)則量級相同.Liao 等[18]就預(yù)旋噴嘴的幾何參數(shù)對預(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)的流動動力學(xué)特性(見圖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 方法對于可解尺度湍流運(yùn)動采用數(shù)值計(jì)算方法直接求解, 而對于小尺度湍流脈動對大尺度湍流運(yùn)動的作用, 建立亞格子(subgrid scale, SGS)模型, 能夠更好地解析小尺度的脈動對流動的影響, 從而分辨出更多的流動細(xì)節(jié).Andersson 等[19]對開放轉(zhuǎn)-靜盤之間的流動進(jìn)行了大渦模擬, 研究了間隙比對腔內(nèi)流動結(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)則相對較低.Gao 等[20]利用大渦模擬方法對轉(zhuǎn)-靜盤腔封嚴(yán)處非定常流動進(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、流動分布和動態(tài)特性(見圖3 和4).

圖3 盤腔封嚴(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)對轉(zhuǎn)盤加熱的轉(zhuǎn)-靜盤腔腔內(nèi)湍流流動進(jìn)行數(shù)值模擬, 局部努賽爾數(shù)的分布反映了腔體內(nèi)部流動結(jié)構(gòu)(見圖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]利用動態(tài)和混合動態(tài)亞格子模型對旋轉(zhuǎn)盤和靜止盤之間的流動進(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)果表明混合動態(tài)模型比動態(tài)模型給出了更好的整體預(yù)測效果.研究表明, LES 已基本滿足旋轉(zhuǎn)盤腔流動預(yù)測的需求, 為更進(jìn)一步準(zhǔn)確捕捉旋轉(zhuǎn)盤腔中流動結(jié)構(gòu), 尤其是流動轉(zhuǎn)捩等, DNS 方法也逐漸被用于簡單旋轉(zhuǎn)盤腔問題的研究[24-25].

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

對于簡單構(gòu)型旋轉(zhuǎn)盤腔內(nèi)流動結(jié)構(gòu), 研究人員進(jìn)行了十分全面的研究和分析, 數(shù)值模擬中對盤腔結(jié)構(gòu)和邊界條件進(jìn)行了大量的簡化, 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)對盤腔構(gòu)型的邊界條件的簡化使得數(shù)值模擬結(jié)果只能從定性上分析腔體內(nèi)部流動結(jié)構(gòu)和換熱特性, 對實(shí)際盤腔涉及跨尺度旋流及流熱耦合問題的精細(xì)化研究還不夠.目前, 針對真實(shí)構(gòu)型的旋轉(zhuǎn)盤腔流動換熱相關(guān)數(shù)值模擬研究相對較少.在數(shù)值模擬方法方面, RANS 和LES 是旋轉(zhuǎn)盤腔流動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, 普朗特混合長度模型僅適用于局部平衡狀態(tài)的湍流, 無法模擬對流和擴(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模型對旋流的預(yù)測精度有所提高, 但對跨雷諾數(shù)量級的湍流模擬難度依舊較大, 而旋轉(zhuǎn)盤腔中切向和主流方向的雷諾數(shù)差別較大.由此可見, 目前湍流模型在旋轉(zhuǎn)盤腔數(shù)值模擬中還存在一定的局限性.而相較于RANS, LES 通過模化小尺度渦結(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)盤腔流動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, 在未來復(fù)雜流動換熱問題數(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, 渦輪葉片研究對象已由早期簡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性能發(fā)展至同時(shí)考慮氣動、傳熱和噪聲等多種性能的氣-熱-聲多場耦合分析.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)葉片流動換熱數(shù)值模擬方法的發(fā)展和由此推動的流動換熱機(jī)理研究起了關(guān)鍵性作用.

Boyle[26]通過求解準(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)研究了近壁面對計(jì)算結(jié)果的影響.Boyle 等[27]采用多步龍格庫塔方法和隱式殘值光順, 湍流模型為混合長度模型, 對葉片表面流動與換熱特性進(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葉片和端壁傳熱的影響.Boyle 等[28]研究網(wǎng)格正交性對葉片表面流動與換熱的影響, 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)格的不同會影響葉片尾跡區(qū)壓力分布, 而對葉片表面換熱特性影響不大.此外, Ameri 等[29]通過求解三維RANS 方程, 并在BL 湍流模型中加入Mayle 提出的過渡模型, 結(jié)果顯示, 加入過渡模型后的計(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葉片表面流動與換熱進(jìn)行計(jì)算, 結(jié)果表明相比于求解RANS 方程, LES 能夠在預(yù)測渦輪葉柵前氣熱流動特性方面提供更準(zhǔn)確、可靠的計(jì)算結(jié)果(見圖6).

圖6 計(jì)算模型和不同出口雷諾數(shù)對葉片表面換熱系數(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]通過對影響流熱耦合計(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, 并對三維MarkⅡ葉型進(jìn)行數(shù)值模擬研究, 探討了雷諾數(shù)對渦輪葉片表面換熱的影響.李虹楊等[33]提出對γ ?Reθ轉(zhuǎn)捩模型的粗糙度修正方法, 并對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)葉表面粗糙度對渦輪葉片流動轉(zhuǎn)捩以及傳熱特性的影響,預(yù)測結(jié)果顯示修正后的γ-Reθ模型預(yù)測的導(dǎo)葉表面溫度、熱流量、轉(zhuǎn)捩位置等參數(shù)的變化趨勢與真實(shí)流動情況相符.江立軍等[34]采用尺度自適應(yīng)模擬方法對燃燒室及渦輪進(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, 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, 動葉網(wǎng)格數(shù)為633 萬.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)雜的流動渦系(見圖7).此外, 吳忱韓等通過大渦模擬研究了內(nèi)冷渦輪葉片的流動換熱機(jī)理(見圖8), 并提出了波紋內(nèi)冷通道等高性能內(nèi)冷換熱策略.張國花等[35]在給定通道雷諾數(shù)的條件下, 通過實(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, 并基于流動特征深入分析了其中的對流換熱機(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)隨流動帶走部分熱量, 從而對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)、氣膜孔氣動參數(shù)、氣膜孔前邊界層發(fā)展情況、主流流動特性等.

McGovern 等[36]較早地對帶有氣膜孔的葉片開展了計(jì)算研究, 得到了單列冷卻孔平板氣膜冷卻的流動細(xì)節(jié), 數(shù)值模擬沒有考慮到固體溫度邊界對流場的影響.Garg[37]通過數(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(見圖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)典型弦向位置處開設(shè)收斂縫形孔對葉柵通道損失系數(shù)和氣膜冷卻效果的影響等, 此外還對肋條結(jié)構(gòu)對氣膜冷卻凹槽葉尖流動換熱的影響進(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, 對平板上4 種氣膜冷卻結(jié)構(gòu)孔內(nèi)渦流場進(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, 通過對計(jì)算結(jié)果的分析得到了氣膜孔內(nèi)渦結(jié)構(gòu)對氣膜冷卻效率的作用規(guī)律, 在此基礎(chǔ)上通過對孔內(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)對流場的影響很大;劉言明等[44]基于逆向工程方法對某內(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, 其在將來很長時(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;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)雜湍流流動等.

綜合渦輪旋轉(zhuǎn)盤腔和旋轉(zhuǎn)葉片流動與對流換熱數(shù)值模擬研究進(jìn)展可以發(fā)現(xiàn), 目前對盤腔和葉片換熱特性的數(shù)值模擬大都會對模型進(jìn)行適當(dāng)?shù)暮喕? 同時(shí)對于發(fā)動機(jī)內(nèi)部復(fù)雜的流動邊界進(jìn)行近似處理, 使流場能夠收斂到一個(gè)相對合適的解, 從而實(shí)現(xiàn)對渦輪內(nèi)部流場的數(shù)值預(yù)測和分析.而對于存在復(fù)雜流動與換熱問題的真實(shí)構(gòu)型, 同時(shí)包含盤腔和葉片的數(shù)值模擬相對較少, 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)確刻畫這些細(xì)小結(jié)構(gòu)對流場的影響, 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) 無法獲取準(zhǔn)確的邊界條件.渦輪位于發(fā)動機(jī)燃燒室之后, 其主流入口為燃燒室噴出的高溫高壓氣體, 其流動相當(dāng)復(fù)雜, 對于數(shù)值模擬而言, 如何給定合適的邊界條件是準(zhǔn)確模擬渦輪流動與對流換熱的一大難點(diǎn).

(3) 缺少高精度的動靜交界面信息傳遞數(shù)值方法.對于存在相對運(yùn)動的物理問題, 動靜交界面信息傳遞一直是不可避免的一大問題, 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 渦輪氣動噪聲研究現(xiàn)狀

渦輪作為典型的旋轉(zhuǎn)機(jī)械, 其氣動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及與尾緣相互作用;④葉片表面渦脫落引起的隨機(jī)脈動, 及所導(dǎo)致葉片局部升阻力變化;⑤葉尖間隙流動及與于葉片尾緣、下游葉片相互作用等.航空發(fā)動機(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)動機(jī)中, 為降低發(fā)動機(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)動機(jī)設(shè)計(jì)使得轉(zhuǎn)靜葉盤間距縮小, 渦輪噪聲相對于上一代渦輪不僅沒有顯著下降, 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法考慮渦輪中的非定常流動及相關(guān)復(fù)雜流動結(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), 非常依賴幾何和工況相似性, 因此產(chǎn)生了以各個(gè)主要發(fā)動機(jī)供應(yīng)商或研究機(jī)構(gòu)命名的預(yù)測模型, 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)噪聲研討會和2008 年AARC 渦輪噪聲研討會的討論結(jié)果, 并對渦輪噪聲進(jìn)行了評論, 提出了渦輪噪聲存在問題和未來研究方向.Hultgren 認(rèn)為20 世紀(jì)90 年代以前的發(fā)動機(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, 近年來渦輪設(shè)計(jì)趨勢是降低葉片數(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降低了葉片通過頻率(blade passing frequency, BPF), 增加噪聲響度和計(jì)權(quán)聲壓級.同時(shí),針對熱端部件設(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)展起來之前, 研究者們在解析方法上開展了大量的工作.1977 年,Cumpsty 等[53]基于波長大于葉片弦長和緊致渦輪盤假設(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)測方法, 結(jié)果表明低速噴流情況下,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)行了對比, 驗(yàn)證了其在渦輪噪聲和傳播損失預(yù)測中的準(zhǔn)確性.

與其他氣動噪聲預(yù)測方法相同, 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[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.直接計(jì)算方法通過采用高精度、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)獲得流場和聲場信息.該方法的好處是不依賴于聲源簡化模型, 同時(shí)由于流場信息和聲場信息是同時(shí)獲得的, 故可考慮聲傳播過程中流場和聲場的相互作用.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)主要物理過程: 聲源區(qū), 主要是復(fù)雜流動變化產(chǎn)生的流場脈動;中間聲場的噪聲傳播, 包括: 聲散射、反射、折射等聲波與環(huán)境發(fā)生相互作用的過程;遠(yuǎn)場的噪聲輻射區(qū).近場聲源主要通過計(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.近場聲源通常通過諸如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.中間聲場通?；谇蠼庵T如線性化歐拉方程(linearized Euler equation,LEE)[57]和聲擾動方程(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脈動量與平均場進(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在背景流場下的分布.求解聲學(xué)方程開展聲場計(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)測寬頻噪聲.遠(yuǎn)場聲輻射的求解通常是基于聲比擬理論的積分方法.這種方法將近場求解獲得的速度和壓力脈動等流動信息轉(zhuǎn)化成聲源信號代入到聲輻射方程中去求解遠(yuǎn)場噪聲, 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)勢在于考慮固體邊界對聲場分布的影響, 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)前簡單高效的遠(yuǎn)場聲輻射計(jì)算方法.

20 世紀(jì)90 年代, 德國航空發(fā)動機(jī)公司的Kahl 等[62]針對葉片顫振等預(yù)測開發(fā)了時(shí)間線化歐拉方程求解器(Lin3D);Kennepohl 等[63]對該求解器進(jìn)行了改進(jìn)并用于渦輪轉(zhuǎn)子靜子干涉噪聲預(yù)測, 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, 相比無黏預(yù)測聲壓級高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, 過適當(dāng)?shù)倪吔鐥l件調(diào)整后Lin3D 可以較好預(yù)測渦輪噪聲, 但對模態(tài)截止預(yù)測誤差較大, 他們指出多級渦輪中已經(jīng)截止的模態(tài)可能再次截通(cut-on), 因此需要多級模擬.除了Lin3D, NASA 開發(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]基于所開發(fā)的TurboAVBP 求解器, 通過大渦模擬研究了MT1 高壓渦輪流場, 測試了不同亞格子模型和網(wǎng)格分辨率對渦輪流動預(yù)測的影響, 結(jié)果表明: ①滿足RANS 分辨率情況下, 平均流場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, 通過大渦模擬和動態(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)測中仍未解決的關(guān)鍵問題是: ①來流湍流的引入;②機(jī)匣壁面分辨率需要進(jìn)一步提升以提高間隙流動預(yù)測精度等.

3 結(jié)論與展望

為推動航空發(fā)動機(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, 對航空發(fā)動機(jī)渦輪流動換熱與噪聲數(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)動機(jī)旋轉(zhuǎn)盤腔/旋轉(zhuǎn)葉片熱流耦合求解器的開發(fā)經(jīng)歷, 對渦輪流-熱-聲數(shù)值方法和軟件開發(fā)的發(fā)展做出了展望.

渦輪數(shù)值模擬研究在旋轉(zhuǎn)盤腔和旋轉(zhuǎn)葉片流動、換熱、噪聲預(yù)測及評估中已經(jīng)取得了豐碩的成果.為應(yīng)對新一代航空發(fā)動機(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-聲耦合問題帶來的挑戰(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、適用于極端流動換熱環(huán)境的計(jì)算方法.渦輪流動換熱數(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)雜二次流動和激波/邊界層干擾模擬等因素外, 還包括數(shù)值方法對帶復(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換熱環(huán)境對數(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)用的求解器開發(fā).目前國內(nèi)無論高校還是工業(yè)部門, 對航空發(fā)動機(jī)渦輪數(shù)值模擬的研究大多數(shù)依然依靠國外成熟的商用軟件, 缺少自主可控的國產(chǎn)渦輪流動與換熱數(shù)值模擬軟件是目前國內(nèi)航空領(lǐng)域面臨的一大難題, 發(fā)展形成面向工程應(yīng)用的自主可控專用軟件是推動數(shù)值模擬深度參與渦輪設(shè)計(jì)的關(guān)鍵, 有助于進(jìn)一步推動國家航空發(fā)動機(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)測能力.渦輪低噪聲設(shè)計(jì)的一個(gè)關(guān)鍵性難題是對渦輪噪聲的準(zhǔn)確預(yù)測, 提升渦輪噪聲預(yù)測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)測模型;③發(fā)展更準(zhǔn)確的聲模態(tài)預(yù)測和分解方法;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)測模型等.