S形阀口气动性能和耦合强度分析及试验

朱建国，徐向毅，周学锋

(1.西安航天动力研究所，陕西 西安 710100；2.空军装备部驻西安地区军事代表局，陕西 西安 710065)

0 引言

降温系统主要由进气阀、管路等组成，由进气阀从外界取气，空气经管路、过滤设备后分离空气中的杂质、水分，再通过相关做功装置进一步降低空气的温度，保证系统的冷却效果。进气阀的进气端口采用S形进气道以提高进气效率和结构适应性。

国内外对S弯进气口的研究较多，设计技术也比较成熟，并且有多种形式的S弯进气口投入了实际应用，但S弯进气口由于弯道作用使得进气道的出口形成涡结构[1-2]，造成进气通道对飞行攻角等变化比较敏感。国内外学者进行了大量工作，在进气口前方安装导流板以减小旋流对发动机及进气道的稳定性影响；Lee C C等开展了大偏距、短扩压的进气道设计和研究[3]；靖建朋等人针对S弯进气口开展了设计、仿真和试验研究，获得了进气道性能变化规律和无气流分离的高品质流动[4-6]。上述研究中使用的减小S弯进气道涡旋的导板、隔道等措施可直接指导本文的结构设计，实现了气动性能的改善；对S弯进气道开展亚声速数值风洞的流场模拟及边界设置方法具有借鉴作用。因此，对于进气阀口的S弯流道气动性能与结构参数、布局、工况、攻角均有较强的相关性，对新研发的进气口开展飞行条件下的气动性能和强度性能研究是十分必要的。

本文针对进气阀口的气动性能进行数值计算和试验研究，获得进气阀口总压恢复系数，为下游设备设计提供参数，并通过流固耦合方法分析验证其结构强度。

1 结构简介

根据降温系统结构和性能设计要求，开展了进气阀的研发工作，主要考虑提高亚声速进气阀口气动性能和减小整体结构尺寸，最终设计了一种常开式S形进气阀口[7-11]，结构示意图如图1所示。该进气阀口主要由进气道、托板螺母、铆钉等组成。为保证进气阀口的总压恢复系数，参考亚声速进气道设计技术，其中的进气道采用入口为圆角矩形、出口为圆形的S形样条渐变内流道，且入口、出口及流道为等流通面积设计；另外，在圆角矩形入口下方设计了楔形隔道，消除附面层影响，同时也可以避免了高速气流在遇到壁面凸起强烈上旋，出现“堵塞”入口的现象，保证有效进气面积。

图1 S形进气阀口结构示意图Fig.1 Schematic of S-shaped valve inlet

2 气动性能数值模拟

2.1 数值模型与网格划分

为较真实地模拟进气阀口安装在固壁上时气体流动情况，数值计算时增加模拟隔板模型。采用φ600 mm×600 mm的圆柱体作为外流场计算域，包围进气阀口模型，构成数值风洞，如图2所示。对该模型进行自适应网格划分，并对入口和近壁面部位进行局部加密，以保证关键部位的网格质量和数值精度。根据结构对称性，为减小计算量选取1/2计算域作为数值计算模型[12-13]。

图2 计算域几何模型Fig.2 Geometric model of computational domain

2.2 数值方法

本文研究的进气阀口气动特性属于亚声速可压缩定常流动，故选用压力基耦合求解器、k-ε双方程湍流模型求解。边界条件为：整个外流场边界为压力远场条件，即来流0.7Ma、温度308 K、压力0.101 325 MPa的指标给定工作状态来流条件。

可是，谁说“可”与“不可”都没有用，在词的演进过程中，整着整着就变化了。先是苏东坡，后是辛弃疾，把诗的言志的部分搞入了词的写作，打破了传统文人关于“诗庄词媚”的游戏规则。对此，有些诗词专家赞同，说是“一洗绮罗香泽之态”，不那样“娘”了，而有的诗词专家反对，认为词的表述就是“娘”的表述，所谓“诗化”是对词的离经叛道。清人朱彝尊、汪森编了一本《词综》，苏东坡的词只选了15首，周邦彦却选了37首，人们耳熟能详的岳飞的《满江红》根本没能入选，理由是他们的词太诗了。

来流条件恒定时，进气阀口的进气流量主要与其下游负载有关，故本文采用设置出口背压的方法来模拟不同流量，进而计算不同流量下的总压恢复系数。本文计算模型中出口背压设为0.128 000～140 000 MPa范围内的7个点。

数值收敛问题及处理[14]：对于该亚声速可压缩定常流动问题的求解，若采用通常的全域初始化，易出现数值发散现象，难以收敛。故在初始化时采用FMG初始化方法，以获得更好的初始流场，进而在较大的库朗数下启动，在较少的迭代次数内获得收敛。

2.3 计算结果与分析

不同攻角(-2.5°、0°、5°)下[15]，进气阀口气动性能计算结果如表1所示，0°、182 kg/h工况下总压分布云图如图3所示。结果表明：进气阀口在额定流量时，总压损失约0.750～1.970 kPa，总压恢复系数约0.976～0.997，满足不小于0.95技术要求。

表1 气动性能数值计算结果Tab.1 Simulation results of aerodynamic performance

3 耦合强度数值模拟

对于进气阀口随飞行装置飞行时的强度问题，若采用常规的直接加载压力边界条件方法，很难真实模拟其工作状态下的介质作用力。近年来，随着计算科学与数值分析方法的不断发展，流固耦合受到了世界学术界和工业界的广泛关注。流固耦合问题是流体力学与固体力学交叉而生成的一门力学分支，同时也是多学科或多物理场研究的一个重要分支，它是研究可变形固体在流场作用下的各种行为以及固体变形对流体影响二者相互作用的一门学科。从数据传递角度出发，流固耦合分析可以分为单向流固耦合分析和双向流固耦合分析。本文所研究进气阀口设计强度裕度较大且介质压力较小，故结构变形对流场影响非常小，以致对流体分析影响可以忽略不计，适宜采用单向流固耦合方法。

以ANSYS Workbench平台建立如图4所示的单向流固耦合强度分析模型，将流体计算获得的流固界面压力分布结果作为强度计算边界条件，采用插值映射方法加载到进气阀口壁面，如图5所示。

图4 单向流固耦合强度分析模型Fig.4 Strength analysis model of one-way fluid-structure interaction

图5 界面压力映射Fig.5 Pressure mapping on interface

以表1中序号2、9、16三个近额定流量工况、不同攻角下，气动性能仿真得出的进气阀口壁面压力分布结果作为强度计算边界条件，插值映射加载到进气阀口壁面，则进气阀口强度计算结果为：0°攻角最大应力为7.57 MPa(见图6)、-2.5°攻角最大应力为7.67 MPa、5.0°攻角最大应力为7.61 MPa，而铸件力学性能测试抗拉强度大于等于305 MPa，故具有较大的设计强度安全裕度，并经下文风洞试验考核结构完好无损。考虑到异形薄壁铸件的工艺性和后续机械加工的整体刚度，故进气阀口壁厚不再进一步减薄。从应力分布云图和变形可知，由于进入进气阀口的流量相对较小，而外壁面附近流速较高，局部接近声速，内壁面静压较外壁面要高，故进气阀口上壁面表现为向外变形，与实际情况相符。

图6 0°攻角、182 kg/h流量工况计算结构应力 分布云图(MPa)Fig.6 Structural stress distribution (MPa) at 0° attack angle and 182 kg/h flow rate

4 试验研究

为了获得进气阀口实际工作状态下的性能，本文通过风洞试验[16-18]考核进气阀口的气动性能。试验条件为来流0.7Ma，攻角分别为-2.5°、0°、5°，基于自由流条件的单位长度雷诺数范围为14.19×106～14.27×106m-1。

4.1 试验原理、设备及模型

风洞试验装置原理如图7所示，主要包括：风洞、测压系统、进锥系统、测压盘、转接段、进气阀口、隔板等设备仪器。试验中通过调节调节锥开度来调节引入进气阀口的流量，出口处气流参数采用测压耙测量(包括4个静压测点、9个总压测点)，具体风洞试验装置如图8所示。

图7 试验原理图及参数测点Fig.7 Test schematic diagram and measure points

试验采用一座半回流暂冲式亚、跨、超声速风洞，其试验段横截面尺寸为0.6 m×0.6 m，试验段长度为1.575 m。试验来流范围为0.4～4.45Ma，攻角范围为-15°～15°，加预偏拐接头后攻角范围可实现0°～30°。亚、跨声速试验时，用声速喷管通过改变前室总压的方法可得到不同马赫数(0.4～1.2Ma)，此时试验段上、下壁为直孔壁板，其开闭比为24.2%。风洞两侧壁各有2个观察窗，可用于试验观察或纹影仪拍摄流场。风洞具有自动控制和测试系统，并配有专用的数据检测处理系统。可把一次仪表(天平及各种压力、温度和角度传感器等)所感应的物理量转变成电信号，通过快速巡回检测装置直接输入计算机，对试验数据进行联机处理。

图8 气动性能试验装置照片Fig.8 Device of aerodynamic performance test

风洞试验采用进气阀口实验产品，为实现其出口与风洞进气道进锥系统连接，专门设计了测压盘、变截面管道等工装(见图8)。在温度308 K的0.7Ma来流条件下进行风洞试验，获取引气流量100～300 kg/h范围内，3种攻角状态(0°、-2.5°、5°)下的进气阀口出口压力测点数据。

4.2 试验数据处理方法

对获得的3个攻角状态下、9个锥位下的测点数据处理。由于风洞条件下和飞行条件下流量的存在一定的差异，本文通过推导获得两者的换算系数。

在风洞条件下，已知条件为来流总压p0和总温T0，则入口捕获流量

(1)

式中：k为气体比热比；R为气体常数，J/(mol·K)；T0为来流总温，K；p0为来流总压， MPa；M为来流马赫数，Ma；A0为入口捕获面积，m2。

在飞行条件下，已知条件为来流静压为大气压pa、来流静温为大气温度Ta，则入口捕获流量

(2)

式中：Ta为来流静温，K；pa为来流静压， MPa。

因此，风洞条件和飞行条件下，流量存在一个比值

(3)

如：M=0.7Ma时，风洞来流总压约为0.115 MPa，总温为大气温度300 K，实际飞行时，来流静压为大气压0.101 325 MPa，静温为大气温度308 K，则比值

(4)

故对试验数据中给出的是风洞条件下出口的气体流量进行换算。

4.3 试验结果和讨论

按前述试验方法和数据处理方法获得飞行条件下不同攻角、流量下的气动性能，如图9所示。

图9 试验数据、计算结果对比图(T—试验、S—计算)Fig.9 Comparison of test data and simulation results (T-test，S-simulation)

从图9中可以看出：出口流量在100～300 kg/h内变化时，总压恢复系数始终大于0.95；额定流量160 kg/h时的总压恢复系数为0.978～0.999，表明进气阀口的气动性能满足要求，且具有一定的设计裕度。同时，数值计算与试验结果对比可知，两者吻合度较好，偏差在1.2%以内，说明建立的数值仿真模型可以较真实地反映进气阀口工作状态下的气动性能。由于0°、-2.5°攻角下进气阀口出口存在一定的旋流(气动性能数值流场下观察)，而试验时由于支撑结构、转角机构等安装原因[19-20]，测压点后移，导致流动略恢复平稳，故导致该2种工况下的试验总压恢复系数在大流量下偏高。

另外，该进气阀口经不同攻角、流量下的风洞试验考核，试后结构完好无损。

5 结论

本文以数值模拟和试验研究的方法对进气阀口气动性能和耦合强度分析，主要得到以下结论：

1)S形进气阀口在来流0.7Ma、流量100～300 kg/h条件下，3种攻角(-2.5°、0°、5°)状态的总压恢复系数均大于0.95；在额定流量(160 kg/h)时的总压恢复系数约为0.978～0.999，表明进气阀口的气动性能良好。

2)S形进气阀口气动性能数值模拟与试验结果对比表明：本文采用的压力远场边界、背压法模拟流量、全场初始化的数值计算方法合理可行，吻合度较好，该数值方法可以应用于其他类似进气道的气动性能分析。

3)应用流固界面压力插值映射的单向流固耦合方法获得了S形进气阀口的实际载荷强度，结果表明：进气阀口在不同攻角、流量下强度安全裕度满足要求，并经风洞试验考核结构完好无损。