具有舱门补型结构的高空舱排气流场特性数值研究

李 康，王 豪，常心悦，曹 凡，闵 浩，唐智礼

(1.中国航发四川燃气涡轮研究院 民用航空动力高空模拟四川省重点实验室，四川 绵阳 621000；2.南京航空航天大学 航空学院 非定常空气动力学与流动控制工信部重点实验室，南京 210016)

1 引言

高空模拟试验是指在地面上通过人为模拟制造出高空环境，将发动机放入其中模拟不同飞行工况，调试发动机在不同工况下的各项性能的试验。高空模拟试验是航空发动机进行飞行试验前必不可少的试验环节。一款成熟的发动机，应保证在飞机所有飞行状态下正常工作，为此必须在飞行前进行各种不同高度的工况测试试验[1-2]。近30 年来，随着数值模拟技术的快速发展，人们充分利用数值模拟技术的优势，逐渐将数值模拟技术与高空模拟试验相结合，降低发动机高空模拟试验次数，节约成本。

国内众多学者针对高空模拟试验利用数值模拟技术进行了大量研究。张建东等[3]利用CFD 手段对分开排气系统进行了设计方法及其性能的研究，主要分析了内外涵道喷管流道的形状对流场的变化规律，提出了一种合理的发动机喷管形状设计方案。李柯等[4]利用PID 控制器对高空舱内的温度和压力进行动态精确控制。但志宏等[5-6]研究了排气扩压器对高空舱舱压的影响，并设计了一种基于扩张状态观测器的高空台进气环境模拟主动抗干扰控制技术方法。苏金友等[7]实现了高空舱试验中低速流进气条件下的精确测量。刘志友、侯敏杰等[8-10]分析了高空模拟试验中发动机推力的确定方法和引起误差的影响因素。

基于目前数值模拟技术与高空舱设备设计的高度融合，因此在高空舱建设前，需要对高空舱内各个结构的布局形式进行多学科的充分论证。某高空舱在设计过程中采用了舱门补型的结构方案，但这一方案有可能带来舱内流场不均匀或产生严重的燃气回流，影响舱内流场，因此在建设前须借助CFD 等手段，预先对其可能造成的影响进行充分的评估和论证，同时还需要评估舱门补型结构对发动机推力等测量结果的影响。

本文针对以上问题，建立了具有舱门补型结构的高空舱、排气扩压器和大涵道比分开排气涡扇发动机喷管的精细化联合仿真模型，对不同工况下的高空舱排气流场特性和发动机推力进行了仿真计算，评估了舱门补型结构对高空舱内排气流场特性的影响，以及高空舱有、无舱门补型结构对试验流场和发动机试验结果的影响。

2 高空舱建模与数值计算方法

2.1 高空舱联合仿真模型建模

由于建立发动机与高空模拟试验舱的完整模型对试验舱内所有部件进行数值模拟是不现实的，必须对其适当简化，建立精细化物理仿真模型。为此，本文建立了发动机、高空舱试验段和排气扩压器的联合仿真几何模型，并完善了舱门、舱底平台、挂架等结构。

所研究的发动机为大涵道比分开排气涡扇发动机。与小涵道比混合排气发动机不同，大涵道比分开排气涡扇发动机结构尺寸较大，也更加复杂。针对其结构特点，对比国内外排气系统简化相关研究，参考国外发动机分开排气系统模型进行简化建模。简化后的模型具有内、外涵道分开排气的特点[11-12]，如图1 所示。

图1 发动机简化模型Fig.1 Simplified engine model

建立了2 种不同结构形式的高空舱试验段模型，其主要区别在于高空舱的舱门是否具有补型结构，分别如图2 和图3 所示。无舱门补型结构时试验设备内存在较大凹腔，会导致试验设备内排气流场可能出现回流等现象。有舱门补型结构时试验舱截面为圆形，即专门针对舱门设计了填补舱门处凹腔的舱门封腔机构。图4 为高空舱试验设备内的详细结构示意图，主要包括次流进口截面、进气导管、支柱、台架、挂架、舱底平台、试验件以及排气扩压器。

图2 无舱门补型高空舱模型Fig.2 Altitude simulation cell without cabin door supplementary structure

图3 有舱门补型高空舱模型Fig.3 Altitude simulation cell with cabin door supplementary structure

图4 高空舱试验设备示意图Fig.4 Schematic diagram of altitude simulation cell test equipment

数值模拟过程中采用压力基求解器，舱内气体选用理想气体，选取SSTk-ω湍流模型。通量计算采用Roe-FDS 格式，对流项差分格式为二阶迎风格式。内外涵道进口选用压力入口边界条件，次流入口选用质量流量入口边界条件，排气扩压器出口处的远场选用压力出口边界条件，其余壁面为绝热无滑移壁面。各边界条件位置如图5 所示。

图5 边界条件位置示意图Fig.5 Schematic diagram of boundary condition positions

计算工况如表1 所示。工况1～工况5 为5 个不同发动机转速状态下的模拟数据；工况6～工况8为在工况1 基础上，通过控制变量法的思想，保持工况1 其他参数不变，仅改变次流流量(用于分析在无舱门补型情况下次流流量对舱内流场的影响)；工况9～工况11 为在工况1 基础上，通过相同的方法，仅改变引射距离(用于分析在无舱门补型情况下引射距离对舱内流场的影响)。

表1 发动机计算工况Table 1 Engine calculation conditions

2.2 性能参数计算方法

推力的精确计算在发动机性能预测和稳态性能仿真中具有重要作用，为发动机的设计提供依据[13]。发动机推力主要由内外涵道出口截面在轴线方向的动量推力和出口静压与环境压力相减得到的压力推力2 部分组成，其中动量推力通过质量流量乘以速度得到，压力推力通过压力之差乘以面积得到。发动机推力计算公式为：

式中：W9为喷管出口质量流量；c9为喷管出口射流速度；p9为出口处压力；p0为环境压力；A9为喷管出口面积。

大涵道比分开排气发动机内外涵道分开排气，相当于有2 个喷管。取推力计算控制体如图6 所示，采取计算一半控制体推力的办法。图中，1 为外涵道外壁面，2 为内外涵道间隔壁面，3 为发动机内涵道外壁面，A91为外涵道出口面积，A92为内外涵道间隔出口面积，A93为内涵道出口面积。

图6 发动机推力计算控制体Fig.6 Engine thrust calculation control body

数值模拟过程中，由于计算域离散，所以在每个网格上对动量推力和压力推力分别进行计算。计算公式分别为：

式中：W9i、W9j、W9k分别为外涵道出口，内外涵道间隔出口和内涵道出口每个网格处的质量流量；c9i、c9j、c9k分别为外涵道出口，内外涵道间隔出口和内涵道出口每个网格处的速度；n1、n2、n3分别为外涵道出口，内外涵道间隔出口和内涵道出口面网格数量。

式中：右边第1 项为控制体2 壁面的压力推力，其中m2为控制体外壁面上的网格数量，pi为每个网格处的压力，psch为高空舱舱压，为每个网格的单位法向量，为x方向的单位向量，与飞行器实际飞行方向相反。类似地，第2 项为控制体3 壁面的压力推力，第3 项为发动机内涵尾椎的压力推力，第4项为外涵道出口截面的压力推力，第5 项为内外涵道间隔出口的压力推力，第6 项为发动机内涵出口的压力推力，第7 项为发动机船尾壁面的压力推力。

为了定量描述高空舱内典型截面的气流平顺程度，评估压力分布情况，定义压力不均匀度为截面上最大压力减去最小压力与压力平均值的比值，其计算公式见公式(4)。温度不均匀度定义及计算方法与此类似。

本文计算工况较多，为了更好地进行数据分析，选取的数据提取位置与不均匀度计算截面位置分别如图7、图8 所示。

图7 数据提取位置Fig.7 Data extraction location

图8 不均匀度计算截面位置Fig.8 Section location for unevenness calculation

2.3 网格划分方法及无关性验证

由于高空舱精细化模型内部结构复杂，有台架、挂架、支柱等部件，不适合生成结构网格，因此采用ANSYS 商业软件中基于“马赛克”技术的Poly-Hexcore 体网格生成方法，以实现六面体网格与多面体非结构网格的共节点连接。这样可有效保证工作完全自动化状态下提升体网格中六面体的数量和质量，以达到提高求解效率与精度的目的，同时生成边界层网格。具体网格拓扑结构见图9 和图10。

图9 高空舱面网格Fig.9 Surface mesh of altitude simulation cell

图10 发动机局部Poly-Hexcore 体网格Fig.10 Local Poly-Hexcore volume mesh of engine

为了验证网格划分方法的可靠性，在不同网格数量下对工况1 进行流场计算，并提取测点位置的数据进行对比分析。如图11 与图12 所示，不同网格数量下速度和温度的变化趋势分别呈现出一致性，但当网格数量较小时变化趋势细节捕捉不清晰，当网格数量大于620 万后变化较小。综合平衡计算效率与计算精度的要求，最终选用了620 万网格。

图11 不同网格数量下高空舱中心轴线速度变化Fig.11 Central axis velocity change with different mesh quantity

图12 不同网格数量下高空舱中心轴线温度变化Fig.12 Central axis temperature change with different mesh quantity

3 不同工况条件对流场特性的影响

对高空舱内大涵道比分开排气发动机的排气流场进行多工况仿真分析。探讨了高空舱有无舱门补型结构、次流流量和引射距离对排气流场特性的影响，对不同工况下发动机的推力进行了评估计算。

3.1 有无舱门补型影响分析

发动机喷口处高速流动的气体经排气扩压器排出，具有引射作用，能够带动次流冷却气体汇聚在一起。不同工况下，发动机落压比越大，喷口处流出气流的引射作用越大，高空舱内气流流速越快。图13、图14 分别给出了有无舱门补型结构时高空舱中心轴线上沿程速度和温度的分布情况。由图可知，高空舱中心轴线处，随着X坐标的增大温度呈现先下降最后保持不变的趋势，当X坐标超过-80 m 时温度变化开始趋于平缓。速度变化呈现先上升后下降的趋势，这是由于测量位置在发动机喷管前端，受内外涵道射流影响较小所致。同时，落压比减小会造成高空舱内流速变慢，温度下降速度变缓，两者的整体趋势符合高空舱内流动机理。

图13 有无舱门补型时高空舱中心轴线速度变化Fig.13 Central axis velocity changes with and without cabin door supplementary structure

图14 有无舱门补型时高空舱中心轴线温度变化Fig.14 Central axis temperature changes with and without cabin door supplementary structure

2 种舱门结构下发动机射流的速度流线如图15所示。通过对比可以发现，发动机高速射流经排气扩压器排出高空舱的过程中速度呈现下降的趋势，不同工况下在高空舱内均无明显回流。有舱门补型与无舱门补型的情况下，高空舱中心轴线上的速度和温度变化情况相似，但高空舱内气流流动有较大的差别。在无舱门补型的情况下，气流会在舱门区域以及发动机与排气扩压器附近形成旋涡，高空舱内的流场较为混乱无序；而在有舱门补型的情况下，只在发动机与排气扩压器区域形成强度较弱的旋涡，且具有一定的对称性，高空舱内的回流区域明显减小。2 种舱门结构下，舱底平台附近的流动情况无明显区别。

图15 工况1 有无舱门补型速度流线图Fig.15 Velocity streamlines with and without cabin door supplementary structure in condition 1

为了更好地分析有、无舱门补型对高空舱内排气流场的影响，重点关注舱门补型的作用，在相同工况(如工况1)下，利用控制变量法，保持舱压一致条件对2 种不同布局形式的典型截面进行计算分析，结果如图16、图17 所示。对比发现，靠近发动机喷管的截面X1压力和温度不均匀度最高，这是由于该界面靠近发动机主流，受主流的压力和温度影响较大。相较于无舱门补型情况，有舱门补型时，3 个截面的压力和温度不均匀度均有所降低，截面压力和温度更加均匀，表明高空舱补型区域流场更加均匀，气流更加平顺；但两者的压力与温度不均匀度差距很小，表明舱门补型虽然能够改善气流的平顺性但作用有限。

图16 有无舱门补型时不同截面的压力不均匀度Fig.16 Pressure unevenness of different sections with anwithout cabin door supplementary structure

图17 有无舱门补型时不同截面的温度不均匀度Fig.17 Temperature unevenness of different sections with and without cabin door supplementary structure

高空舱舱压模拟的准确度与均匀性直接关系到发动机的工作状态与发动机推力的评估。利用式(3)推力计算方法及线性归一化无量纲处理方法(式(5))，对多工况下的发动机推力进行评估，结果分别见表2和表3。

表2 无舱门补型推力分解Table 2 Thrust decomposition without door compensation structure

表3 有舱门补型推力分解Table 3 Thrust decomposition with door compensation structure

根据控制变量法的思想，通过调整出口压力使得计算舱压与理论值尽量一致，对有、无补型结构下的舱压进行调整，使得有、无补型结构下舱压保持一致，计算得到发动机推力，结果如图18 所示。对比计算结果可以发现，在同一工况下，有、无舱门补型结构的2 种高空舱内发动机的推力数值相近，这表明舱门补型结构对推力计算结果无明显影响，推力的变化主要受高空舱环境压力及飞行参数的影响。

图18 有无舱门补型推力对比Fig.18 Comparison of thrust with and without complementary structure

3.2 不同次流流量影响分析

发动机高空模拟试验中，从外界大气中引入的气流，其作用为冷却发动机外壁面和高空舱内的测量仪器管线等，同时对舱压进行辅助调节。次流进入高空舱时由调节阀对次流流量进行调节，次流的进气方式可简化为水平进气。次流的质量流量相对发动机流量虽然比较小，但会影响发动机高空模拟试验的排气流动情况。本文研究次流的主要变量为质量流量，调节次流阀门开度可控制次流的质量流量。因此，针对无舱门补型高空舱，在工况1 的条件下，调整不同的次流流量，对工况6～工况8 进行对比分析。

由于次流流量明显小于主流流量，次流速度也明显小于主流速度，次流对主流射流区域的影响不大，但调节次流流量能够使高空舱内温度发生明显变化。随着次流流量的增大，高空舱内整体平均温度呈下降趋势。由图19、图20 可知，高空舱内气流在舱门区域形成旋涡，加之挂架对气流的阻挡，气流流动混乱无序。次流流量增大，高空舱内气流流动区域更平顺，但对无舱门补型区域的影响微弱。因此，次流流量增大主要对舱温产生较大影响，同时促使发动机燃气进入排气扩压器。综上所述，次流主要起整流和降温的作用。

图19 不同次流流量时Y 截面的流线图Fig.19 Streamlines of section Y with different secondary flow

图20 不同次流流量时Z 截面流线图Fig.20 Streamline of section Z with different secondary flow

3.3 引射距离影响分析

引射距离是指发动机出口截面与排气扩压器入口截面的距离，是发动机在高空舱内气动布局的重要参数。相较于小涵道比发动机，本文研究的大涵道比发动机的内外涵道质量流量大得多，需合理设计排气系统的气动布局，尤其是选择合适的引射距离。引射距离过小不利于高空舱内其他设备的安装，更重要的是排气扩压器会影响发动机喷口附近的气流流场，从而影响发动机推力测量；引射距离过大则会导致燃气对舱内设备辐射热增加，引起舱内温度上升。本研究中，引射距离的基准值为2 490 mm，在工况1 状态下通过改变引射距离，研究引射距离对排气流场的影响。

保持舱压一致，随着引射距离的增大，燃气在高空舱内的区域变长，因此会带来舱内温度的上升，如图21 所示。另外，引射距离增大会使得主流与次流更早混合，排气扩压器的引射作用变弱，发动机燃气形成回流的可能性增大，如图22 所示。高空舱内发动机燃气的三维速度流线，充分反应了发动机高速喷射情况下的流动情况。发动机排出的燃气在排气扩压器管道内部由于逆压梯度的作用形成旋涡，其受排气扩压器的引射作用将高温气体排到外界。高温高速射流如果形成回流，会严重影响高空舱试验台的安全。当引射距离较小时，无明显的回流现象；随着引射距离的继续增大，会有少部分气流经排气扩压器回流到高空舱；当引射距离达到3 000 mm 时，在排气扩压器入口处形成了非常明显的回流区域，排气扩压器引射作用减弱。

图21 舱温随引射距离变化曲线Fig.21 Curve of cabin temperature changing with injection distance

图22 不同引射距离下排气扩压器内流场分布Fig.22 Distribution of flow field in exhaust diffuser at different ejection distance

4 结论

以大涵道比分开排气发动机为研究对象，分别针对有、无舱门补型结构的高空舱建立了精细化的仿真模型，进行了多工况下的数值模拟，研究了高空舱不同气动布局形式和不同流动参数对舱内排气流场的影响，主要得到以下结论：

(1) 舱门补型结构对排气流场的影响主要体现在高空舱内气流的回流区大小和平均舱温大小上。相较于无舱门补型结构，有舱门补型结构时舱内的平均舱温较低，舱内气流的回流区较小。无舱门补型结构时，在舱门区域形成了明显的涡流。2 种构型下，排气扩压器入口主流区域内流动均无明显回流。

(2) 有、无舱门补型结构对发动机推力计算的影响较小。

(3) 高空舱内次流流量相对发动机主流流量较小，次流流量增大主要对舱温产生较大影响。次流主要起整流和降温的作用，次流的增大有利于保持高空舱内合理的温度，使其不超过温度限制。

(4) 发动机出口截面与排气扩压器入口截面的距离是影响高空舱内气动布局的重要因素。随着该间距的增大，会造成高空舱内回流区域增大，在排气扩压器入口处形成较为明显的回流区域，排气扩压器引射作用减弱。通过控制引射距离在合理范围，可以保持高空舱内流动无回流产生。