进气道发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟.docx
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进气道发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟
进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟
学院
航空航天工程学部（院）
专业
热能与动力工程
班级
学号
姓名
指导教师
负责教师
摘要
随着航空事业的蓬勃发展，高空模拟的重要性也日益凸显，虽说我国已经建成投入使用的试验设备性能优于美、英、法三国同时期的模拟高空试验设备，但鉴于国外技术垄断及我国发展的迫切要求，我国在航空发动机模拟高空试验设备的建设与技术方面同西方航空大国仍然存在整体差别，本文基于对国外航空发动机高空模拟自由射流试验技术及其装置的研究，对所设计的进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验装置的气动布局进行初步讨论验证。
本次研究主要做了以下工作，首先按照设计要求完成亚声速喷管、实验舱及进气道建模，其次运用Pointwise完成整个实验设备的网格划分，再者采用数值仿真的分析手段对自由射流高空实验舱流动特性进行分析，最后通过对进气道内马赫数、密度、总压的分析讨论验证该自由射流实验设备流场的合理性。
关键词：
自由射流；亚声速；数值模拟
NumericalSimulationofnumericalFree-jetTestforInlet-engineAltitudeSimulating
Abstract
Withtheflourishdevelopmentofaviationindustry,Theimportanceofaltitudesimulationbecomeprominent.AlthoughtheequipmentwhichhavealreadybuildupandusedisbetterthanthesimulatedaltitudetestequipmentwhichtheUnitedStates,BritainandFrancehadinthesameperiod,inconsiderationofthemonopolizeofabroadtechnologyandthecryingneedsofdevelopmentofourcountry.Thereisabigdifferencebetweentheaero-enginealtitudesimulationtestequipmentconstructionandtechnology.Thearticleisbasedtheresearchofabroadfreejetaircraftenginealtitudesimulationtesttechniquesanddevice,fordiscussandverifypreliminarilytotheinlet/enginesimulatedaltitudesubsonicfreejettestapparatusaerodynamic.
Theresearchmainlyincludesthefollowingwork.First,inaccordancewiththedesignrequirementsmodelingthesubsonicnozzleandinletSecond,meshingtheexperimentalequipmentusepointwise,andthenanalysingtheflowcharacteristicsoffreejetbyusingnumericalsimulation.FinallythroughtheanalysisanddiscussionoftheMachnumber、density、totalpressureofinlettoverifytheflowofaltitudefree-jettestexperimentalequipmentisreasonable.
Keywords:
Freejet;Subsonic;NumericalSimulation;
目录
1绪论5
1.1自由射流技术研究的概述5
1.2国内外自由射流技术研究的现状及发展趋势6
1.3自由射流技术研究的意义8
1.4本课题研究的对象及内容8
2流动与传热基本方程与物理模型10
2.1基本控制方程10
2.1.1质量方程10
2.1.2动量方程10
2.1.3能量方程12
2.1.4控制方程通用形式12
2.2可压缩流动12
2.2.1可压缩流动基本关系式13
2.2.2可压缩流动求解13
2.3湍流模型13
2.3.1Reynolds时均方程方法14
2.3.2湍流涡粘性系数法15
2.3.3模型15
2.3.4近壁区处理18
2.3.5入口湍流边界条件21
3模拟计算24
3.1模型建立24
3.1.1亚声速喷管的设计24
3.1.2进气道/发动机模型的设计26
3.1.3高空实验舱模型及测试件的设计28
3.2网格划分29
3.3数值计算的基本设置32
4计算结果及分析37
4.1流场垂直对称面各云图分布37
4.2进气道各截面云图分布38
4.3结果分析42
5结论与展望44
5.1结论44
5.2展望44
参考文献45
致谢47
1绪论
1.1自由射流技术研究的概述
美国阿诺德工程发展中心于上世纪60年代开始设计和建造新型的航空发动机高空模拟装置ASTF。
该设施是开环布局，主要为了测试吸气式发动机推进系统，与现有的发动机测试设备类似，但能提供更大尺寸、更高性能以满足将来的测试需求。
建造该设施的相关设备，如电机、压气机、制冷机组、加热器、管道、泵、开关、电子器件等，都有供应商提供。
该设施主要目的是进行自由射流式测试，因此多数设计是为了优化自由射流试验性能。
在自由射流测试模式中，通过使用一个超声速自由射流喷管将气流加速到飞行马赫数。
安装飞机进气道的目的是让进口平面处在菱形测试区内部。
这样的布局真实模拟了从飞机进气道到发动机进口的气流。
攻角通过改变自由射流喷管的姿态来获得。
因为进气道周围存在溢流，所以设备要求的总流量是发动机流量的2~3倍。
自由射流设施用气源来调节代表飞行速度的进气道总压和总温，用排气装置来保持代表高度的试验舱静压，喷管使气流达到所希望的飞行速度和高度以获得模拟流动状态。
航空发动机高空模拟自由射流试验装置除了航空发动机高空模拟高空试验设备通用的气源等设备外，该装置主要包括稳压室、可调超声速喷管、高空室、进行模拟高空试验的飞机进气道和发动机及其附属装置、溢流扩压器、溢流冷却器、发动机舱、排气扩压器、可调超声速喷管转动机构等。
可调超声速喷管，主要用于产生模拟高空试验所需的超声速射流。
为了产生不同速度的超声速射流，其喉道面积是可调的；而为了喉道调节方便，所用的超声速喷管一般都是二维的。
为了模拟飞机机动飞行，可调超声速喷管还应有转动机构，以便模拟飞机攻角飞行和侧滑角机动。
可调超声速喷管的结构形式和气动性能应能适应不同飞机进气道的模拟高空试验；为此，自由射流模拟高空试验装置一般要准备若干组可调超声速喷管。
稳压室的作用是收集进入的空气并稳压，考虑到自由射流式模拟高空试验装置所用的可调超声速喷管，所以稳压室的尺寸一般都比较大。
高空室是可调超声速喷管出口形成超声速射流的地方，飞机进气道的进口也处在这个高空室中。
利用抽气设备将高空室抽成飞机飞行高度所对应的大气压力，或者抽到产生规定的射流速度所对应的可调超声速喷管的压力比。
溢流扩压器用于对环绕飞机进气道外流动的超声速射流进行有效地减速，使超声速射流的动能转化为压力能，提高抽气设备进口的气体压力，以减轻模拟高空试验设备抽气装置的负担。
在自由射流式模拟高空试验装置中，溢流扩压器中气流的压力恢复潜力要比普通超声速风洞小的多。
这是由于超声速喷管内壁边界层影响所致。
超声速喷管核心部分高能量的气流流入飞机进气道，而流入溢流扩压器的中的气流能量较小，在溢流扩压器中恢复的能量也就较小。
为解决这个问题，可以采用吸气的方法来减少超声速喷管内壁边界层的厚度。
实际使用中，吸气是通过独立的辅助引射器来实现的。
溢流冷却器用于冷却溢流扩压器出口的高温气体，以便用抽气设备增压后排入大气。
发动机舱类似于直接连接式高空试验舱的高空室，用于安装发动机，并借助抽气设备使发动机舱内达到所要模拟的高空大气压力，或者保持发动机尾喷管处于超临界工作状态。
由于自由射流式模拟高空试验不要求精测发动机推力等发动机性能参数，一般都是采用尾喷管“堵塞”技术的发动机排气模拟试验方法，使发动机尾喷管处于超临界工作状态。
这样可以大大减轻抽气设备的负担，缩减抽气设备的规模，自然也就降低试验的成本。
排气扩压器用于将发动机排出的高速、高温燃气的动能转变为气体的压力能，同样也是用来减轻抽气设备的负担。
1.2国内外自由射流技术研究的现状及发展趋势
随着喷气式航空发动机的问世，航空发动机试验装置的发展也在进行中。
从1928年美国第一个老式风洞的问世到，1993年美国AEDC（阿诺德工程发展中心）ASTFC-2自由射流装置的投入使用，在60多年的发展历程中，航空发动机高空模拟试验装置出现了“推进风洞”、“直接连接式”和“自由射流”试验方法。
随着对飞行器性能要求的提高和试验成本的考虑，“推进风洞”和“直接连接式”在西方一些航空大国已经逐渐淡出，“自由射流”则占据了航空发动机高空模拟试验的主导地位。
美国麦•道公司的F-15战斗机和通用动力公司的F-16战斗机就是AEDC的ASTF上进行试验，而这两种美国空军赫赫有名的主力战机的出色表现,也证明了“自由射流”试验技术的优势,也将其推向了一个新的发展高度。
除了在传统飞行器动力装置试验方面的巨大成功，“自由射流”试验技术在新概念飞行器的发展过程中，也取得了突破。
法国MBDE和ONERA于2003年启动LEA飞行测试项目，利用“自由射流”装置进行马赫数4~8范围内双模冲压式喷气发动机气动推进平衡的验证，目前该项目正在进行中。
随着飞机飞行范围的扩大和机动性的提高，民用飞机安全和经济性的改善，飞机对航空发动机的性能和稳定性的要求也越来越高，航空发动机的发展对模拟高空试验的依赖性也越来越强。
为了提高民用飞机的适航能力和军用飞机的作战效能，航空发动机研制中模拟高空试验的比重日益增加。
英国国家燃气轮机研究中心（NGTE）设计和建造了全尺寸大型超声速自由射流试验舱C-4，美国阿诺德工程发展中心（AEDC）设计和建造了缩尺寸亚声速和超声速自由射流试验舱C-2。
NGTE于上世纪40年代后期提出了冲压式喷气发动机模拟高空试验计划，1956年专门用于超声速自由射流试验的C-1试验舱投入使用。
上世纪50年代早期又进一步提出拓展该设施试验能力的提议，其中包括第二个超声速自由射流高空模拟试验舱（C-4）计划。
美国阿诺德工程发展中心于上世纪60年代开始设计和建造新型的航空发动机高空模拟装置ASTF。
国际上,凡是独立自主发展航空工业的国家，都很重视航空发动机模拟高空试验技术的研究和模拟高空试验设备的建设。
在当前信息时代,在数字计算机技术蓬勃发展的今天，美、英、法等国仍然花费巨额资金新建或扩建不同类型的航空发动机模拟高空试验设备，发展航空发动机模拟高空试验技术，开拓新的模拟高空试验项目。
虽然我国航空涡轮发动机模拟高空试验设备建设和模拟高空试验技术研究的起步不算太晚，1958年航空发动机研究院刚成立就着手进行航空涡轮发动机模拟高空试验设备的建设；1959年曾与苏联协作，规划建设以航空涡轮发动机模拟高空试验设备为核心的航空发动机试验基地；1962年开始进行航空涡轮发动机模拟高空试验技术研究工作；1964年改建成第1个工作时间为（7.5~10）min暂冲气源的小型涡轮喷气发动机模拟高空试验舱，并摸索出用暂冲式气源的冲压发动机模拟高空试验装置进行涡轮喷气发动机模拟高空试验的试验方法；正式规划并着手建设大型连续式气源的航空涡轮发动机模拟高空实验设备是1964开始的。
现在我国已经建成投入使用的大型航空涡轮发动机试验设备的性能也优于美、英、法三国同时期的模拟高空试验设备，但我国在航空涡轮发动机模拟高空试验设备建设和模拟高空试验技术方面与西方航空大国仍然存在整体代差。
上世纪末到本世纪初，我国对大飞机和先进战斗机的需求急剧升高，而与其配套的发动机成了制约大飞机和先进战斗机发展的瓶颈。
国外的技术垄断和国内的需求，使我国先进航空发动机模拟高空试验自由射流全尺寸和缩尺寸试验装置的设计和建造迫在眉睫。
1.3自由射流技术研究的意义
现代航空发动机的发展，除了继续提高推重比等性能以外，现代航空发动机的发展，除了继续提高推重比等性能外,还特别强调可靠性、耐久性、隐身、对环境条件的适应性以及便于维护等，从而引起了航空发动机研制程序的改变。
发展一种新型的航空发动机，进行航空发动机的试验是发展过程中最为重要的一个环节，尤其是进行模拟高空试验。
研制和发展一种新的航空发动机，按照传统的研制程序，从方案设计到定型交付，发动机要实验4~5年时间，仅整机实验就需要8000h以上；现代高性能航空发动机，性能高，结构和系统都很复杂，材料新颖，而且更突出可靠性。
按照现代航空发动机研制程序，实验时数更多，而且整机试验的时间大为增加，从方案设计到定型交付要11000多个小时，新的研制程序与传统研制程序相比，就以发动机模拟高空鉴定试验而论，由原来的两个阶段增加到了三个阶段，即模拟高空试验时间增加了三分之一以上。
不仅如此，飞行前高空鉴定试验的项目和要求，与生产高空鉴定试验的项目和要求完全相同。
这点比传统的研制程序要求又提高了一步。
又据美国国防部和（美国）航空航天管理局（NASA）联合组织的航空空间协调局（AACB）宣称，一项现代推进系统的研制计划，在5~6年周期中，占用模拟高空试验舱的时间为五万多小时，并且要用3~4个高空试验舱。
可见模拟高空试验工作量之大。
由此可以看出，没有发动机试验，特别是没有模拟高空飞行环境条件下的高空试验，要想研制高性能的航空发动机是不可能的。
现在我国和美、英、日等发达国家航空涡轮发动机通用规范都明确规定：
新研制的航空发动机，在模拟高空实验设备上，通过飞行前规定试验或飞行前鉴定试验，装此发动机的原型飞机才能首飞；经模拟高空定型鉴定试验合格或生产鉴定高空试验合格，发动机才能定型交付。
从这里不难理解，为什么模拟高空试验能力已经相当雄厚的发达国家，仍然在投入相当多的人力、物力和财力，改建和新建割裂航空发动机模拟高空试验设备，不断发展发动机模拟高空试验技术，开拓新的模拟高空试验项目。
1.4本课题研究的对象及内容
主要采用CFD数值模拟的方法对进气道/发动机高空模拟自由射流试验技术及其装置的气动性能进行研究，重点是：
①可调亚声速喷管的设计；②YF-16飞机进气道和发动机的几何建模；③运用后处理完成对实验舱及进气道各项性能指标的云图分析，并验证亚声速喷口及进气道设计的合理性。
本课题需要对航空发动机高空模拟自由射流试验技术有充分的了解，通过阅读、翻译和理解大量的参考文献，对航空发动机高空模拟自由射流试验技术有了整体概念和认识。
充分理解航空发动机高空模拟自由射流试验装置的工作的原理和工作过程，建立进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验的模型来进行数值模拟计算。
具体研究内容包括：
一．理论分析与研究
（1）查阅国内外相关文献，了解航空发动机高空模拟自由射流试验的相关情况；
（2）研究航空发动机高空模拟自由射流试验技术及其装置的技术性问题；
（3）学习流体和传热知识，掌握基本方程。
二．数值仿真模拟
（1）学习UGNX8.0三维建模软件，并且建立数值模拟所需的三维模型；
（2）学习并使用CFD数值模拟前处理软件Pointwise对模型进行网格划分；
（3）学习并请使用商业CFD数值模拟软件Fluent在不同马赫数下对发动机/进
气道高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟所需的模型进行计算；
（4）运用后处理软件对计算结果进行后处理，分析整个实验舱及进气道各截面总压、密度、马赫数分布云图，为进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验模型的修正提供参考。
2流动与传热基本方程与物理模型
2.1基本控制方程
连续介质流动控制方程为质量方程、动量方程和能量方程。
2.1.1质量方程
质量方程（EquationforConservationofMass），也称连续性方程（ContinuityEquation），为
（2.1）
式中，为密度；为速度矢量；为质量源项。
2.1.2动量方程
1.动量方程
动量方程（MomentumConservationEquation）为
（2.2）
式中，p为静压；为重力；为体积力（例如，与分散相相互作用力、来自多孔介质模型或其它模型的源项）；为应力张量：
（2.3）
式中，为粘性系数，I为单位张量。
2.表压力和参考压力
为了减小计算舍入误差，FLUENT在求解中，静压p采用表压力（GuagePressure）。
输入和输出的压力值也均为表压力。
公式中出现的符号p均代表表压力。
绝对压力与表压力p的关系为
（2.4）
式中，为参考压力（OperatingPressure）。
可压缩低Mach数流动计算的参考压力必须仔细选取，以避免出现过大的舍入误差。
考虑马赫数M的可压缩流动。
离散动量方程中压力差与动压头有关（为比热比，为定压比热，为定容比热），即，当M0时，。
因此，低Mach数流动计算对舍入误差非常明显。
不同情况下的参考压力的选择见表2.1。
表2.1参考压力的选择
密度关系式
Mach数范围
参考压力
理想气体
M
0或近似取流场平均压力
理想气体
M
近似取流场平均压力
密度是温度的函数
不可压缩
常数
不可压缩
不可压缩理想气体
不可压缩
近似取流场平均压力
3.计算压力
在有重力的问题中，FLUENT重新定义计算压力,使计算得到的压力场（静压）和输入的压力值（静压或总压）都不包含静水压头（-），即
（2.5）
或
（2.6）
式中，为参考密度；为重力矢量；为位置矢量
（2.7）
这样的定义使静水压头被计入体积力项中。
因此，压力输入值不应包含静水压差，压力计算值结果也不包含静水压的影响。
缺省情况下，FLUENT以计算域内全部单元的平均密度为参考密度；而在某些情况下，则必须给定参考密度。
4.参考压力位置
对于没有压力边界的不可压缩流动，FLUENT以位于或最接近参考单元的压力作为参考压力，并在每次迭代后调整表压力值，以避免压力场浮动。
这样，参考压力位置处的表压力总是为零。
为了与实验数据相比较，可将参考压力位置定义在绝对压力为已知的点。
有压力边界的问题不需要指定参考压力的位置。
2.1.3能量方程
传热模型的能量方程（EnergyEquation）如下：
（2.8）
式中，为有效导热系数，为导热系数k与湍流导热系数之和；为组分j的扩散通量。
等号右边前三项分别代表由于导热、组分扩散和粘性耗散引起的能量输运。
包括反应生成热和其它体积热源。
E为总能。
2.1.4控制方程通用形式
在流体与传热问题中的控制方程可以表示成如下通用形式：
（2.9）
式中，为通用量，可以代表u，v，w或T等求解变量；为广义扩散系统；为广义源项。
令式中，，则也包括了质量守恒方程。
“广义”二字的含义是处在和位置上的项不必是原来物理意义上的量，而是数值计算模型中的一种定义，不同求解变量之间的区别除了边界条件和初始条件之外，就在于和表达式不同。
2.2可压缩流动
可压缩流动以Mach数M表征：
（2.10）
式中，为气体声速，对于理想气体；R为气体常数。
当Mach数远小于1时（比如，有时可放宽到），气体密度随压力变化很小，压缩性效应可忽略，否则应按可压缩流动计算。
2.2.1可压缩流动基本关系式
对于理想气体总压和总温与静压p和静温T通过下式联系起来，当为常数时，有：
（2.11）
（2.12）
2.2.2可压缩流动求解
可压缩流动求解中速度、密度、压力和能量的高度耦合以及可能存在的激波导致求解过程不稳定。
有助于可压缩流动计算过程稳定性的方法有：
（1）（仅适用于基于压力求解器）以接近于滞止条件的流动参数进行初始化（即，压力很小但是不为零，压力和温度分别等于进口总压和总温）。
在迭代过程的最初几十步不求解能量方程。
设置能量方程的亚松弛因子等于1，压力的亚松弛因子0.4，动量的亚松弛因子0.3。
求解过程稳定后再加入能量方程的求解，并将压力的松弛因子提高到0.7。
（2）设置合理的温度和压力限制值以避免求解过程发散。
（3）必要时，先以较低的进、出口边界压力比进行求解，然后再逐步升高压力比知道预定工况。
对于低Mach数流动，也可以先求解不可压缩流动，然后以所得到的解作为可压缩流动的迭代初值。
某些情况下，也可以先求解无粘性流动作作为迭代初值。
2.3湍流模型
湍流流动的数值模拟方法可分为三类，即直接模拟（DirectNumericalSimulation，DNS）方法，大涡模拟（LargeEddySimulation，LES）方法，以及目前工程流动计算中普遍使用的应用Reynolds时均方程模拟方法。
2.3.1Reynolds时均方程方法
Reynolds时均方程方法将瞬态Navier-Stokes方程总的求解变量分解成平均值（Favre质量加权平均或时间平均）和脉动值分量。
对于速度分量，有
（2.13）
其中，和分别为平均速度和脉动速度分量（i=1,2,3）。
类似的，对于其它标量的瞬时值、时均值以及脉动值之间有如下关系
（2.14）
式中，可以代表压力、能量或组分浓度等标量。
按Reynolds平均法，任意变量的时间平均值定义为
（2.15）
其中，时间间隔相对于湍流的随机脉动周期而言足够的大，但相对于流场的各种时均量的缓慢变化周期来说则应该足够的小。
将各变量用以上的形式代入连续性方程和动量方程，并除了脉动值的时均值外，其它平均值不带表示平均值的上划线符号，从而得到Reynolds平均的连续性方程和动量方程：
（2.16）
（2.17）
式（2.16）和式（2.17）称为Reynolds平均Navier-Stokes方程（RANS），或Reynolds方程。
Reynolds平均N-S方程中速度和其它求解变量代表平均值（Favre质量加权平均或时均值），与瞬时N-S方程有相同的形式。
与瞬时N-S相比较，方程中出现的附加项称为Reynolds应力，代表湍流脉动引起的能量（应力、热流密度等）的转移。
采用Reynolds平均方程方法要求找到确定附加项的关系式，以使方程组封闭，所谓湍流模型就是把湍流的脉动值附加项与时均值联系起来的一些特定关系式。
目前工程上使用的主要有Reynolds应力方程和湍流涡粘性系数法。
2.3.2湍流涡粘性系数法
湍流粘性系数法引入湍流粘性系数，利用Boussinesq假设，即湍流脉动所造成的附加应力像层流运动应力那样可以与时均应变率关联起来：
（2.18）
其中，为引入的湍流粘性系数；k为湍动能：
（2.1
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