自由射流中飞机进气道前方亚声速流场数值仿真研究

2014-08-29王键灵徐让书1b侯亚军王娟娟

沈阳航空航天大学学报 2014年5期

王键灵，徐让书,1b，侯亚军，王娟娟

(1.沈阳航空航天大学 a.航空航天工程学部；b.辽宁省航空推进系统先进测试技术重点实验室，沈阳 110136；2.中国航空工业集团公司中国航空工业研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，四川江油，621703)

王键灵1a，徐让书1a,1b，侯亚军1a，王娟娟2

为了预测航空发动机高空模拟自由射流试验中飞机进气道-发动机组合体前方的亚声速流场特性，优化试验舱的气动设计，采用CFD方法在亚声速自由射流和真实大气飞行条件下对某战斗机进气道的外流场进行数值模拟。分析了进气道对前方气流压缩作用与飞行马赫数关系，对比和分析了分别在自由射流与真实大气中进气道前和进气道入口处的马赫数分布，确定了3种马赫数下进气道在自由射流中的最佳安装位置。比较发现，亚声速自由射流对真实高空大气飞行进行模拟，可以得到马赫数相似的流场。

自由射流；发动机高空模拟；进气道；马赫数；数值计算

自由射流装置由于其可以模拟整个飞行包线环境这一特点，可以被用于航空发动机高空试验台中。早在1990年美国ASTF C-2自由射流装置就已经投入使用，我国的自由射流高空台也在建设当中[1-4]。

由于自由射流的核心区能够保证流体的速度几乎不变，所以可将进气道放置于自由射流的核心区内来模拟高空大气飞行环境。但因为亚声速进气道和发动机工作情况会对远前方来流存在扰动作用，这种扰动作用可以使来流减速增压或者加速减压，而改变进气道前的流场情况。所以有必要找到合适的进气道安装位置来保证射流核心区马赫数达到要求，并保证能够将进气道完全包裹在核心区内[5-7]。本文针对上述问题进行了数值计算，研究了进气道对前方流体扰动作用的距离与飞行马赫数的关系，并和对应的自由射流条件中的扰动情况进行了对比，确定了0.4、0.6和0.8三种飞行马赫数下的进气道的最优安放位置，得到了这三种飞行条件下马赫数分布相似的流场。

1 控制方程与计算模型

1.1 控制方程

质量守恒定律、动量守恒定律和能量守恒定律是流体力学中最基本的三大定律。流体力学中的Navie-Stokes(N-S)方程就是根据以上3定律建立的。

质量方程为：

式中，▽为哈密顿算子。

动量方程为：

能量方程为：

式中，δw为运输功，δwf为摩擦损耗[8-11]。

本文的流体为可压缩气体，气体的物性参数以多项式形式给出。

1.2 计算模型及边界条件

本文采用三维模型，进气道模型采用美国某战斗机的腹下式S型进气道外形，并做一定的简化和修改，进口截面积为0.653 m2，进气道部分长5.45 m，发动机及尾喷管部分长3.96 m。整个计算域为一个长38 m，宽20 m，高20 m的长方体。自由射流计算域模型如图1所示，大气环境的计算域则是将喷管去掉，并延长进气道前方区域长度，其他条件不变。

图1 计算域模型

在真实大气环境的计算中计算域边界均使用压力远场边界条件，而在射流条件的计算中喷管进口采用压力进口边界条件，进口的总压、静压、总温值由流体力学等熵关系式求得[7]。计算域的其他边界依然使用压力远场边界条件。由于模拟的是10 000米高空的飞行环境，所以给定环境的静压值为26 500 Pa，环境温度为223.3 K。喷管和进气道壁面均为无滑移边界条件。

1.3 自由射流装置及其流动特性

自由射流气体是通过一个二元矩形喷管产生的。喷管竖直方向的两壁间距离面保持不变，另外两壁间面距离沿Y方向逐渐减小。喷管进、出口截面面积比为2∶1，出口长1.8 m，宽1 m。气流通过喷管加速后形成一个速度几乎不变的核心区，沿着流动方向核心区宽度不断减小，边界层厚度不断增大，直到转捩面出现，核心区消失。本文正是利用这一核心区来模拟大气环境，核心区形状如图2所示。

图2 自由射流核心区

2 网格划分

计算网格均采用ANSYS ICEM进行划分。对于粘性流体的计算，结构网格要比非结构网格具有优势，但网格划分的难度更高。所以计算域全部采用结构化网格进行划分。计算域模型网格总数量约为200万，在Deteminant 2×2×2方法下检查网格质量，除少量边界层网格外网格质量均在0.5以上。外流场远离进气道前和进气道的地方网格比较稀疏，在喷管出口以及进气道部分进行加密处理[12-15]。在进气道壁的内外壁面各使用一层O网格来进行加密和提高网格质量。近壁处理采用标准壁面函数，y+满足要求。进气道前区域的网格划分情况如图3所示。

图3 进气道前区域网格

3 计算方法

本文采用ANSYS FLUENT 15.0作为计算软件，使用稳态求解器进行求解。因为Realizablek-ε模型能够更精确地模拟平面和圆形射流的扩散速度，同时在旋转流计算、带方向压强梯度的边界层计算和分离流计算等问题中，计算结果更符合真实情况，故本文采用Realizablek-ε湍流模型。由于计算马赫数大于0.3，气体被认为是可压缩的，所以采用基于密度的求解器，气体的密度、比热等参数以多项式的形式给出。由于考虑到计算时间的经济性，故采用一阶迎风格式作为离散格式。

3 计算结果分析

本文计算了0.4、0.6和0.8马赫数的大气环境和自由射流条件下进气道前的流场情况，并在相同的马赫数下对多个进气道安装位置进行了计算。模拟的飞行环境为10 000米高空，发动机流量均为30 kg/s，飞行攻角和侧滑角均为0。

3.1 马赫数分布比较

飞行马赫数为0.6时，两种条件下流场的马赫数分布如图4所示。

图4 马赫数分布

自由射流条件下，进气道被完全包涵在自由射流核心区内，在喷管出口处马赫数达到0.6，之后沿着Y方向马赫数逐渐降低，在进气道进口处，两种条件下的马赫数均降低到0.4左右，进入进气道后气流马赫数继续降低。两种条件下进气道前及进气道内马赫数的分布情况十分接近，变化趋势基本一致。飞行马赫数为0.4时，两种条件下进气道进口截面的马赫数分布情况如图5所示。

观察上图可以发现，两种条件下进气道进口截面马赫数分形式布十分相近，变化趋势一致，都是由上边缘中心去向外逐渐降低，马赫数等值面成圆环状分布。本文计算的3种飞行马赫数的进气道进口截面马赫数的面积加权平均值情况如表1所示。

图5 进气道截面进口马赫数分布

表1 进气道进口马赫数面积加权平均值

3.2 马赫数变化趋势对比

两种条件下进气道中心对称线上的马赫数变化情况如图6所示。

从图6中可以发现，当未受扰动截面处马赫数大于进气道进口马赫数时，进气道对前方流体有压缩作用，即减速增压作用。随着飞行马赫数提高，进气道进口的平均马赫数反而降低，远前方未受干扰截面处马赫数与进气道进口马赫数差值就越大。而这个马赫数差值越大，所需要的压缩距离就越长，对应的在自由射流情况下喷管距进气道进口的距离就越大。经过比较相同飞行马赫数下不同安放位置的马赫数分布情况，最终确定马赫数为0.4、0.6和0.8的进气道按最佳安放距离分别为1.6 m、1.8 m和1.9 m。

图6 气道前方马赫数变化

比较两种环境下压缩段的马赫数变化情况可以发现，各对应情况的马赫数的变化趋势一致，都是飞行马赫数沿Y轴逐渐降低的过程。来流在进气道进口截面的马赫数十分接近，但自由射流条件下马赫数的变化更为急促，在相对较短的距离内就可以完成对来流的压缩过程。例如0.6马赫数下真实大气环境的压缩过程长度大致为3.5 m，而自由射流下仅需要1.6 m便可以完成。

3.3 喷管出口马赫数与进气道安放位置的关系

上述压缩作用距离体现了在自由射流条件下进气道的安放位置的重要性。若进气道距离喷管太近，喷管出口马赫数便达不到要求，发生堵塞。若距离太远，射流核心区宽度会达不到要求。以0.6马赫数为例，进气道距喷管出口距离为1.2 m、1.4 m、1.6 m和1.8 m时，喷管出口水平中心线马赫数分布情况如图7所示。

从图上可以看出当安放距离小于1.8 m时，喷管出口马赫数达不到试验飞行马赫数的要求。所以找到合适的进气道安放位置对模拟是否成功有很重要的影响。进气道安放距离随飞行马赫数的变化规律与大气环境下的进气道对来流压缩作用距离随飞行马赫数变化的规律一致，即飞行马赫数越大，进气道安放距离就越远。但想找到合适的进气道安放位置，只能通过计算不同的安放距离来找出一个合适的值。

图7 喷管出口马赫数

4 结论

(1)自由射流条件下进气道对前方流体马赫数变化梯度大于真实大气条件，使得自由射流条件的流管长度更短。

(2)自由射流条件下，进气道安放位置必须满足大于最小安放距离这一条件，否则射流核心区速度达不到要求值。经过比较不同安装距离最终确定0.4、0.6和0.8飞行马赫数下的最佳安装距离分别为1.6 m、1.8 m和1.9 m。

(3)通过真实大气环境和自由射流环境流场马赫数的比较，可以认为自由射流对真实大气飞行环境下进气道前流场马赫数分布的模拟可行，能够获得进气道进口流场马赫数的相似，进口马赫数的面积加权平均值的误差均可控制在1.51%以下。

[1]杜鹤龄.航空发动机高空模拟[M].北京：国防工业出版社，2002:44-54.

[2]冯国泰,黄家骅,王松涛.航空发动机数值仿真试验台建立中的几个关键技术问题的讨论[J].航空动力学报,2002(10):17-40.

[3]Beale D K,Zelenak M.Development and validation of a free-jet technique for inlet-engine compatibility Testing[J].AIAA,1992(92):3921.AIAA 17th Aerospace Ground Testing Conference,Nashville:TN,1992.

[4]Beale D K,Kelly P G,Capt J E P.Lacasse.Subscale validation Of a free-jet inlet-engine test capability[J].AIAA,1993(93):2179.

[5]Dardis W,Mayhew E,Beale D.An acceptance process for the evaluation of inlet distortion[J].AIAA,1992(92):3918.AIAA 17th Aerospace Ground Testing Conference,Nashville:TN,1992.

[6]Mayward P V.C-2 subscale free-jet development and demonstration[J].AIAA,1993(93):2180.AIAA/SAE/ASME/ASEE 29th Joint Propulsion Conference and Exhibit,Monterey:CA,1993.

[7]Lynn C Sebourn,Frederick L.Shope.Research summary on the AEDC ASTF C-2 aeroacoustic resonance phenomenon[J].AIAA,2005(2932):1-12.11th AIAA/CEAS/Aeroacoustics Conference,Monterey:California,2005.

[8]王福军.计算流体力学分析[M].北京：清华大学出版社,2004:7-9.

[9]刘月玲,乔渭阳,许开富.S弯进气道内流分离数值仿真.计算机仿真[J],2010(10):29-34.

[10]赵承庆,姜毅.气体射流动力学[M].北京：北京理工大学出版社,1998:37-47.

[11]董志勇.射流力学[M].北京：科学出版社,2005:35-40.

[12]廉筱纯,吴虎.航空发动机原理[M].西安:西北工业大学出版社,2001:29-36.

[13]刘振侠,郭东明,张丽芬,等.S形进气道流场数值模拟[J].航空动力学报,2006(12):21-26.

[14]罗志煌,李军,刘超,等.某S型进气道总压畸变的数值模拟研究[J].微计算机信息,2010(26):6-11.

[15]夏杨,李博,王海明.一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性[J].航空动力学报,2013(2):28-32.

(责任编辑：宋丽萍英文审校：刘敬钰)

Numericalcalculationofsubsonicflowfieldinfrontofaircraftinletductinfreejet

WANG Jian-ling1a，XU Rang-shu1a,1b，HOU Ya-jun1a，WANG Jun-jun2

(a.Faculty of Aerospace Engineering;b.Liaoning Key Laboratory of Advanced Measurement and Test Technology for Aviation Propulsion System,1.Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China;2.Aviation Key Laboratory of Science and Technology and Aero-Engine Altitude Simulation,China Gas Turbine Establishment,Aviation Industry Corporation of China,Jiangyou 621703,China)

To predict the characteristics of subsonic flow field in front of aircraft inlet-engine combination in the free jet test of engine altitude simulation and to optimize the aerodynimic configuration of the test cell,the CFD method has been used to simulate the external flow of a fighter inlet in subsonic free-jet and in the real flight environment in the atmosphere.The relation of compression effect of the inlet to the inflow air and flight Mach number is analyzed.Optimized installation location of inlet has been found in three Mach number of subsonic free-jet.And we compared the Mach number distribution of the forward and entrance of inlet between the condition that in free-jet and in real atmospheric environment.As a result,it can obtain the flow field of similar Mach number that the simulating of real atmospheric flight environment with subsonic free-jet.

free jet;engine simulation of altitude;inlet duct;Mach number;numerical study

2014-06-26

王键灵(1988-)，男，辽宁抚顺人，硕士研究生，主要研究方向：航空发动机数值仿真，E-mail:283410145@qq.com；徐让书(1962-)，男，浙江乐清人，教授，主要研究方向：航空发动机数值仿真，E-mail:xurangshu@yahoo.com。

2095-1248(2014)05-0039-05

V216.8

10.3969/j.issn.2095-1248.2014.05.008