沖壓發(fā)動機二元外壓式超聲速進氣道流場數(shù)值模擬

沖壓發(fā)動機二元外壓式超聲速進氣道流場數(shù)值模擬

由于其抗張力強、結(jié)構(gòu)可靠性、負載密度高、質(zhì)量輕等優(yōu)點，引起了研究人員的關注。由于壓縮和足夠的空氣流量由進氣道完成，因此超聲速進氣道的進氣道設計是發(fā)動機能否有效工作的關鍵。由于進氣道的實際流動情況相當復雜,不僅以粘性流動為主而且存在大量激波-膨脹波、激波-附面層之間的相互干涉作用、附面層分離和轉(zhuǎn)捩。近年來隨著數(shù)值計算技術(shù)的不斷發(fā)展,數(shù)值模擬研究正逐漸成為進氣道流場研究的主要手段。本文采用了有限體積法、k-ε湍流模型求解N-S方程,模擬了外壓式進氣道流場,旨在研究進氣道內(nèi)流動特點,為該類發(fā)動機設計提供理論依據(jù)。計算結(jié)果表明,該方法能夠獲得較好的流場數(shù)值解并且能夠得到較高的激波分辨率。1喉道長度和長度進氣道的功能是為發(fā)動機提供空氣,并讓空氣在進氣道中減速增壓,為燃燒室建立正常工作創(chuàng)造條件。為了保證總壓恢復系數(shù)最大,在外壓區(qū)超聲速擴壓段設計中采用Oswatitsch最佳波系理論進行設計。該理論要求各道斜激波前法向Ma數(shù)相等,即:M1sinβ1=M2sinβ2=……Mn-1sinβn-1(1)在喉道設計中,若喉道長度等于激波系長度,則壓縮過程總壓恢復是進氣道結(jié)構(gòu)可獲得的最大值;若喉道長度大于激波系長度,那么由于存在粘性損失,總壓恢復系數(shù)會隨著喉道長度增加而逐漸降低;若喉道長度小于激波系長度,那么總壓恢復系數(shù)將會隨著喉道長度減少而迅速降低。本文喉道長度的選取根據(jù)經(jīng)驗取l=4ht,其中ht為喉道高度。亞聲速擴壓段中,氣流流動是亞聲速的,所以在該段擴壓能力不大,所以這部分設計主要是為了保證進氣道能為燃燒室提供穩(wěn)定均勻的氣流,保證燃燒的穩(wěn)定。對亞聲速擴壓段設計有3種方法等壓力梯度、等馬赫數(shù)梯度和等面積比,3種方法都能保證亞聲速擴壓段有良好的特性。本文采用等面積比方法,擴張角為6°。本文設計的進氣道波系選擇為3道斜激波和1道正激波,外壓區(qū)總轉(zhuǎn)角為24°,圖1為二元超聲速進氣道的示意圖。2計算值的方法2.1qqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqqq流場的復雜性決定了描述方程的復雜度,本文采用笛卡兒坐標系下二維N-S方程對流場進行描述。?Q??t+?(E??E?ν)?x+?(F??F?ν)?y=H?(2)?Q??t+?(E?-E?ν)?x+?(F?-F?ν)?y=Η?(2)其中:Q?=???????????ρρuρνρet???????????E?=??????ρuρuu+pρνu(ρet+p)u??????,Q?={ρρuρνρet}E?=(ρuρuu+pρνu(ρet+p)u),F?=??????ρνρuνρνν+p(ρet+p)ν??????,et=e+12(u2+ν2)F?=(ρνρuνρνν+p(ρet+p)ν),et=e+12(u2+ν2)E?ν=Rxx?Q?ν?x+Rxy?Q?ν?yE?ν=Rxx?Q?ν?x+Rxy?Q?ν?yF?ν=Ryx?Q?ν?x+Ryy?Q?ν?yF?ν=Ryx?Q?ν?x+Ryy?Q?ν?yQ?ν=?????puνT?????Q?ν=(puνΤ),為粘性變量,而Q?Q?叫做守恒變量。其中ρ為氣流密度,p為氣流壓力,u、v分別為x、y兩個方向的速度分量,qi和τij(i,j分別為x,y)為熱傳導項和粘性項,e為單位體積的總能量。2.2單次大/模型在本文的數(shù)值計算中,采用有限體積法、TVD隱式的二階迎風格式,湍流模型采用k-ε湍流模型,它是在渦粘模型的基礎上發(fā)展起來的,其渦粘系數(shù)包含部分歷史效應。具體來說,它把渦粘系數(shù)和湍動能及湍動能耗散聯(lián)系在一起νt=Cμk2/ε,而k和ε則可分別用它們的輸運方程解出。在此模型中,最先發(fā)展起來的是標準(Standard)k-ε模型,由于其存在許多缺點已經(jīng)從同類湍流模型中敗下陣來。而現(xiàn)在廣泛使用的是重整化群k-ε模型,此模型基于多尺度隨機過程的重整化思想,在高雷諾數(shù)的極限情況,重整化群k-ε模型和標準k-ε模型有相同的公式,但是模型常數(shù)由重整化群理論算出:Cμ=0.0837,Cε1=1.063,Cε2=1.7215,σk=0.7179,σε=0.7179。2.3自適應網(wǎng)格技術(shù)本文為了更好地模擬壁面附近的附面層的流動情況,計算中采用等比法加密了固體壁面附近的計算網(wǎng)格,計算網(wǎng)格為非結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格,如圖2所示。另外在計算過程中,還采用了自適應網(wǎng)格技術(shù)。流場計算的邊界條件為:(1)進口邊界:給定總溫、總壓和來流馬赫數(shù)。(2)出口邊界:為亞聲速流動,給定出口反壓,其余參與一階外推。(3)遠場邊界:采用一階外推。(4)壁面邊界:采用無滑移壁面條件,并滿足壁面條件及零壓力梯度條件。uw=Vw=ww=0(3)?T?n∣∣w=0?P?n∣∣w=0(4)?Τ?n|w=0?Ρ?n|w=0(4)上式中下標“w”表示壁面處,溫度和壓力梯度采用一階差分計算。3進氣道反壓時內(nèi)壓的變化本文對進氣道在進口為設計條件,飛行馬赫數(shù)為3.0,高度12000m,出口反壓分別為0.3MPa、0.4MPa和0.5MPa進行了數(shù)值計算。圖3、圖4、圖5分別為反壓0.3MPa、0.4MPa、0.5MPa的等壓線圖。通過對圖3、圖4、圖5的比較可以看出,外壓3道斜激波都匯交在唇口,這樣可以減少溢流阻力,使流量系數(shù)最大;并且隨著反壓的影響可以看到進氣道內(nèi)部的正激波前移,圖4表明反壓達到0.5MPa時正激波位于喉道位置。圖6、圖7、圖8分別為出口反壓為0.3MPa、0.4MPa、0.5MPa時的等馬赫數(shù)圖。通過對圖6、圖7、圖8進行比較可以發(fā)現(xiàn)在進氣道擴張段的下表面都有分離,通過圖可以看到0.3MPa時分離區(qū)最大,0.4MPa次之,0.5MPa分離區(qū)很小,這是由于正激波出現(xiàn)在進氣道擴張段,由于擴壓角較大,從而導致在結(jié)尾正激波后的下壁面出現(xiàn)回流區(qū),由于有回流區(qū)的出現(xiàn),一定程度上造成了能量損失,影響進氣道性能。氣流在進氣道喉道處產(chǎn)生一系列斜激波,所以在進氣道工作時喉道要包含整個波系,在喉道段產(chǎn)生正激波,這樣能保證高的總壓恢復系數(shù)。通過流場計算得到的總壓恢復系數(shù)分別為:0.507、0.613、0.729,也可以看到在反壓高的情況下總壓恢復系數(shù)高,主要因為反壓高的情況下壁面分離區(qū)比較小,逆流不嚴重,氣流之間的相互擾動比較小,所以進氣道內(nèi)部的總壓損失主要來自于氣流流動是否穩(wěn)定均勻,因此進氣道擴壓段的設計是為了保證為發(fā)動機提供穩(wěn)定氣流,不是將氣流進一步擴壓。進氣道出口平均馬赫數(shù)分別為0.46、0.31和0.24,可以看出隨著進氣道反壓的增大,出口馬赫數(shù)在降低,有利于燃燒室內(nèi)燃燒穩(wěn)定。圖9、圖10分別為反壓達到0.55MPa時的流場等壓線和等馬赫數(shù)圖,可以看到正激波被推出唇口,造成了進氣道的不啟動。進氣道不啟動不僅增加了溢流阻力,而且使流量系數(shù)降低,使發(fā)動機供氣不足,嚴重情況下會造成發(fā)動機停車,所以這種情況盡可能避免出現(xiàn)。圖11為進氣道出口馬赫數(shù)分布圖,可以看出,隨著出口反壓的提高,進氣道出口馬赫數(shù)越均勻,越有利于發(fā)動機穩(wěn)定工作。4進氣道出口總壓的計算研究進氣道的畸變可以衡量進氣道出口流場的好壞以及定量地研究進氣道畸變對發(fā)動機穩(wěn)定性裕度的影響,可利用公式Dˉˉˉ=(ptmax?ptmin)ptaν×100％(5)Dˉ=(ptmax-ptmin)ptaν×100％(5)計算。圖12為3種反壓進氣道出口的總壓分布圖。通過計算得反壓為0.3MPa、0.4MPa和0.5MPa的穩(wěn)態(tài)畸變分別為:58.4%、25.2%和9.9%?？梢钥闯稣げǖ奈恢脤M氣道性能的影響非常關鍵。5元外壓式進氣道數(shù)值研究進氣道的設計在滿足設計條