李 康，王 豪，常心悅，曹 凡，閔 浩，唐智禮

(1.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院 民用航空動力高空模擬四川省重點實驗室，四川 綿陽 621000；2.南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院 非定?？諝鈩恿W(xué)與流動控制工信部重點實驗室，南京 210016)

1 引言

高空模擬試驗是指在地面上通過人為模擬制造出高空環(huán)境，將發(fā)動機放入其中模擬不同飛行工況，調(diào)試發(fā)動機在不同工況下的各項性能的試驗。高空模擬試驗是航空發(fā)動機進行飛行試驗前必不可少的試驗環(huán)節(jié)。一款成熟的發(fā)動機，應(yīng)保證在飛機所有飛行狀態(tài)下正常工作，為此必須在飛行前進行各種不同高度的工況測試試驗[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，逐漸將數(shù)值模擬技術(shù)與高空模擬試驗相結(jié)合，降低發(fā)動機高空模擬試驗次數(shù)，節(jié)約成本。

國內(nèi)眾多學(xué)者針對高空模擬試驗利用數(shù)值模擬技術(shù)進行了大量研究。張建東等[3]利用CFD 手段對分開排氣系統(tǒng)進行了設(shè)計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流場的變化規(guī)律，提出了一種合理的發(fā)動機噴管形狀設(shè)計方案。李柯等[4]利用PID 控制器對高空艙內(nèi)的溫度和壓力進行動態(tài)精確控制。但志宏等[5-6]研究了排氣擴壓器對高空艙艙壓的影響，并設(shè)計了一種基于擴張狀態(tài)觀測器的高空臺進氣環(huán)境模擬主動抗干擾控制技術(shù)方法。蘇金友等[7]實現(xiàn)了高空艙試驗中低速流進氣條件下的精確測量。劉志友、侯敏杰等[8-10]分析了高空模擬試驗中發(fā)動機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)計的高度融合，因此在高空艙建設(shè)前，需要對高空艙內(nèi)各個結(jié)構(gòu)的布局形式進行多學(xué)科的充分論證。某高空艙在設(shè)計過程中采用了艙門補型的結(jié)構(gòu)方案，但這一方案有可能帶來艙內(nèi)流場不均勻或產(chǎn)生嚴(yán)重的燃氣回流，影響艙內(nèi)流場，因此在建設(shè)前須借助CFD 等手段，預(yù)先對其可能造成的影響進行充分的評估和論證，同時還需要評估艙門補型結(jié)構(gòu)對發(fā)動機推力等測量結(jié)果的影響。

本文針對以上問題，建立了具有艙門補型結(jié)構(gòu)的高空艙、排氣擴壓器和大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動機噴管的精細化聯(lián)合仿真模型，對不同工況下的高空艙排氣流場特性和發(fā)動機推力進行了仿真計算，評估了艙門補型結(jié)構(gòu)對高空艙內(nèi)排氣流場特性的影響，以及高空艙有、無艙門補型結(jié)構(gòu)對試驗流場和發(fā)動機試驗結(jié)果的影響。

2 高空艙建模與數(shù)值計算方法

2.1 高空艙聯(lián)合仿真模型建模

由于建立發(fā)動機與高空模擬試驗艙的完整模型對試驗艙內(nèi)所有部件進行數(shù)值模擬是不現(xiàn)實的，必須對其適當(dāng)簡化，建立精細化物理仿真模型。為此，本文建立了發(fā)動機、高空艙試驗段和排氣擴壓器的聯(lián)合仿真幾何模型，并完善了艙門、艙底平臺、掛架等結(jié)構(gòu)。

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

圖1 發(fā)動機簡化模型Fig.1 Simplified engine model

建立了2 種不同結(jié)構(gòu)形式的高空艙試驗段模型，其主要區(qū)別在于高空艙的艙門是否具有補型結(jié)構(gòu)，分別如圖2 和圖3 所示。無艙門補型結(jié)構(gòu)時試驗設(shè)備內(nèi)存在較大凹腔，會導(dǎo)致試驗設(shè)備內(nèi)排氣流場可能出現(xiàn)回流等現(xiàn)象。有艙門補型結(jié)構(gòu)時試驗艙截面為圓形，即專門針對艙門設(shè)計了填補艙門處凹腔的艙門封腔機構(gòu)。圖4 為高空艙試驗設(shè)備內(nèi)的詳細結(jié)構(gòu)示意圖，主要包括次流進口截面、進氣導(dǎo)管、支柱、臺架、掛架、艙底平臺、試驗件以及排氣擴壓器。

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

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

圖4 高空艙試驗設(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。通量計算采用Roe-FDS 格式，對流項差分格式為二階迎風(fēng)格式。內(nèi)外涵道進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，排氣擴壓器出口處的遠場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

計算工況如表1 所示。工況1～工況5 為5 個不同發(fā)動機轉(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型情況下次流流量對艙內(nèi)流場的影響)；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型情況下引射距離對艙內(nèi)流場的影響)。

表1 發(fā)動機計算工況Table 1 Engine calculation conditions

2.2 性能參數(shù)計算方法

推力的精確計算在發(fā)動機性能預(yù)測和穩(wěn)態(tài)性能仿真中具有重要作用，為發(fā)動機的設(shè)計提供依據(jù)[13]。發(fā)動機推力主要由內(nèi)外涵道出口截面在軸線方向的動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)動機推力計算公式為：

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)動機內(nèi)外涵道分開排氣，相當(dāng)于有2 個噴管。取推力計算控制體如圖6 所示，采取計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)動機內(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)動機推力計算控制體Fig.6 Engine thrust calculation control body

數(shù)值模擬過程中，由于計算域離散，所以在每個網(wǎng)格上對動量推力和壓力推力分別進行計算。計算公式分別為：

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為每個網(wǎng)格處的壓力，psch為高空艙艙壓，為每個網(wǎng)格的單位法向量，為x方向的單位向量，與飛行器實際飛行方向相反。類似地，第2 項為控制體3 壁面的壓力推力，第3 項為發(fā)動機內(nèi)涵尾椎的壓力推力，第4項為外涵道出口截面的壓力推力，第5 項為內(nèi)外涵道間隔出口的壓力推力，第6 項為發(fā)動機內(nèi)涵出口的壓力推力，第7 項為發(fā)動機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，其計算公式見公式(4)。溫度不均勻度定義及計算方法與此類似。

本文計算工況較多，為了更好地進行數(shù)據(jù)分析，選取的數(shù)據(jù)提取位置與不均勻度計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)性驗證

由于高空艙精細化模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)復(fù)雜，有臺架、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)點連接。這樣可有效保證工作完全自動化狀態(tài)下提升體網(wǎng)格中六面體的數(shù)量和質(zhì)量，以達到提高求解效率與精度的目的，同時生成邊界層網(wǎng)格。具體網(wǎng)格拓撲結(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)動機局部Poly-Hexcore 體網(wǎng)格Fig.10 Local Poly-Hexcore volume mesh of engine

為了驗證網(wǎng)格劃分方法的可靠性，在不同網(wǎng)格數(shù)量下對工況1 進行流場計算，并提取測點位置的數(shù)據(jù)進行對比分析。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分別呈現(xiàn)出一致性，但當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量較小時變化趨勢細節(jié)捕捉不清晰，當(dāng)網(wǎng)格數(shù)量大于620 萬后變化較小。綜合平衡計算效率與計算精度的要求，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 不同工況條件對流場特性的影響

對高空艙內(nèi)大涵道比分開排氣發(fā)動機的排氣流場進行多工況仿真分析。探討了高空艙有無艙門補型結(jié)構(gòu)、次流流量和引射距離對排氣流場特性的影響，對不同工況下發(fā)動機的推力進行了評估計算。

3.1 有無艙門補型影響分析

發(fā)動機噴口處高速流動的氣體經(jīng)排氣擴壓器排出，具有引射作用，能夠帶動次流冷卻氣體匯聚在一起。不同工況下，發(fā)動機落壓比越大，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型結(jié)構(gòu)時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，當(dāng)X坐標(biāo)超過-80 m 時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，這是由于測量位置在發(fā)動機噴管前端，受內(nèi)外涵道射流影響較小所致。同時，落壓比減小會造成高空艙內(nèi)流速變慢，溫度下降速度變緩，兩者的整體趨勢符合高空艙內(nèi)流動機理。

圖13 有無艙門補型時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 有無艙門補型時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)動機射流的速度流線如圖15所示。通過對比可以發(fā)現(xiàn)，發(fā)動機高速射流經(jīng)排氣擴壓器排出高空艙的過程中速度呈現(xiàn)下降的趨勢，不同工況下在高空艙內(nèi)均無明顯回流。有艙門補型與無艙門補型的情況下，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)氣流流動有較大的差別。在無艙門補型的情況下，氣流會在艙門區(qū)域以及發(fā)動機與排氣擴壓器附近形成旋渦，高空艙內(nèi)的流場較為混亂無序；而在有艙門補型的情況下，只在發(fā)動機與排氣擴壓器區(qū)域形成強度較弱的旋渦，且具有一定的對稱性，高空艙內(nèi)的回流區(qū)域明顯減小。2 種艙門結(jié)構(gòu)下，艙底平臺附近的流動情況無明顯區(qū)別。

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

為了更好地分析有、無艙門補型對高空艙內(nèi)排氣流場的影響，重點關(guān)注艙門補型的作用，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2 種不同布局形式的典型截面進行計算分析，結(jié)果如圖16、圖17 所示。對比發(fā)現(xiàn)，靠近發(fā)動機噴管的截面X1壓力和溫度不均勻度最高，這是由于該界面靠近發(fā)動機主流，受主流的壓力和溫度影響較大。相較于無艙門補型情況，有艙門補型時，3 個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，表明高空艙補型區(qū)域流場更加均勻，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 有無艙門補型時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 有無艙門補型時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)動機的工作狀態(tài)與發(fā)動機推力的評估。利用式(3)推力計算方法及線性歸一化無量綱處理方法(式(5))，對多工況下的發(fā)動機推力進行評估，結(jié)果分別見表2和表3。

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

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

根據(jù)控制變量法的思想，通過調(diào)整出口壓力使得計算艙壓與理論值盡量一致，對有、無補型結(jié)構(gòu)下的艙壓進行調(diào)整，使得有、無補型結(jié)構(gòu)下艙壓保持一致，計算得到發(fā)動機推力，結(jié)果如圖18 所示。對比計算結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)，在同一工況下，有、無艙門補型結(jié)構(gòu)的2 種高空艙內(nèi)發(fā)動機的推力數(shù)值相近，這表明艙門補型結(jié)構(gòu)對推力計算結(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 有無艙門補型推力對比Fig.18 Comparison of thrust with and without complementary structure

3.2 不同次流流量影響分析

發(fā)動機高空模擬試驗中，從外界大氣中引入的氣流，其作用為冷卻發(fā)動機外壁面和高空艙內(nèi)的測量儀器管線等，同時對艙壓進行輔助調(diào)節(jié)。次流進入高空艙時由調(diào)節(jié)閥對次流流量進行調(diào)節(jié)，次流的進氣方式可簡化為水平進氣。次流的質(zhì)量流量相對發(fā)動機流量雖然比較小，但會影響發(fā)動機高空模擬試驗的排氣流動情況。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，針對無艙門補型高空艙，在工況1 的條件下，調(diào)整不同的次流流量，對工況6～工況8 進行對比分析。

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。由圖19、圖20 可知，高空艙內(nèi)氣流在艙門區(qū)域形成旋渦，加之掛架對氣流的阻擋，氣流流動混亂無序。次流流量增大，高空艙內(nèi)氣流流動區(qū)域更平順，但對無艙門補型區(qū)域的影響微弱。因此，次流流量增大主要對艙溫產(chǎn)生較大影響，同時促使發(fā)動機燃氣進入排氣擴壓器。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)動機出口截面與排氣擴壓器入口截面的距離，是發(fā)動機在高空艙內(nèi)氣動布局的重要參數(shù)。相較于小涵道比發(fā)動機，本文研究的大涵道比發(fā)動機的內(nèi)外涵道質(zhì)量流量大得多，需合理設(shè)計排氣系統(tǒng)的氣動布局，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，更重要的是排氣擴壓器會影響發(fā)動機噴口附近的氣流流場，從而影響發(fā)動機推力測量；引射距離過大則會導(dǎo)致燃氣對艙內(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，研究引射距離對排氣流場的影響。

保持艙壓一致，隨著引射距離的增大，燃氣在高空艙內(nèi)的區(qū)域變長，因此會帶來艙內(nèi)溫度的上升，如圖21 所示。另外，引射距離增大會使得主流與次流更早混合，排氣擴壓器的引射作用變?nèi)?，發(fā)動機燃氣形成回流的可能性增大，如圖22 所示。高空艙內(nèi)發(fā)動機燃氣的三維速度流線，充分反應(yīng)了發(fā)動機高速噴射情況下的流動情況。發(fā)動機排出的燃氣在排氣擴壓器管道內(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，會嚴(yán)重影響高空艙試驗臺的安全。當(dāng)引射距離較小時，無明顯的回流現(xiàn)象；隨著引射距離的繼續(xù)增大，會有少部分氣流經(jīng)排氣擴壓器回流到高空艙；當(dāng)引射距離達到3 000 mm 時，在排氣擴壓器入口處形成了非常明顯的回流區(qū)域，排氣擴壓器引射作用減弱。

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壓器內(nèi)流場分布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)動機為研究對象，分別針對有、無艙門補型結(jié)構(gòu)的高空艙建立了精細化的仿真模型，進行了多工況下的數(shù)值模擬，研究了高空艙不同氣動布局形式和不同流動參數(shù)對艙內(nèi)排氣流場的影響，主要得到以下結(jié)論：

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

(2) 有、無艙門補型結(jié)構(gòu)對發(fā)動機推力計算的影響較小。

(3) 高空艙內(nèi)次流流量相對發(fā)動機主流流量較小，次流流量增大主要對艙溫產(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)動機出口截面與排氣擴壓器入口截面的距離是影響高空艙內(nèi)氣動布局的重要因素。隨著該間距的增大，會造成高空艙內(nèi)回流區(qū)域增大，在排氣擴壓器入口處形成較為明顯的回流區(qū)域，排氣擴壓器引射作用減弱。通過控制引射距離在合理范圍，可以保持高空艙內(nèi)流動無回流產(chǎn)生。