航空发动机矢量试车台流场结构特性研究

李 东,袁化成,陈 杰,周 伟,林 山,桑则林

(1.南京航空航天大学 能源与动力学院, 南京 210000;2.中国航发集团 沈阳发动机研究所, 沈阳 110015)

0 引言

为保证航空发动机运行安全可靠,在正式投入使用前必须对其进行大量地面试车试验[1],而试车环境对发动机性能测量有着重要影响[2-5],由于室内试车台相对封闭的构型,有效避免了发动机试车过程中自然风及天气状况的干扰,实现了可控的试车环境[6-8]。但是发动机在室内封闭空间中试车,其进气道吸气和引射筒的引射作用使试车间内部形成气动流场。若试车间内流场不均匀,甚至出现回流或较大旋涡结构[9-10],发动机气动性能测试的准确性将受到影响。若试车间进、排气设计不当,则可能出现周期性的气流振荡,严重情况下会损坏试车间内设备[11-12]。因此,为保证试车间内气动流场品质,对试车台流量及流速、流场均匀度以及引射系数等均有严格的要求[12]。

在此背景下,本文以某型室内试车台为例,探究发动机试车时,试车间内部流场结构特性,并分析矢量发动机喷管不同偏转角对试车间流场的影响。

1 流场品质的数学模型

1.1 试车间流速与流量

航空发动机在自由流场中进行基准试车时,自然风速为零,但是在室内封闭环境中试车时,发动机引射旁路气流产生气动流场[14-15],由此则改变了发动机试车的外部环境,造成性能测量误差,试车间流速越高对发动机性能测量的误差越大[16-20]。FAA规定,试车间内气流速度不超过15 m/s,而国内《航空发动机试车台设计规范》中规定,试车间流速不超过10 m/s。

试车间引射系数是指旁路气流流量与发动机燃气流量的比值,是表征试车间内气动特性的重要参数,它的大小决定了试车间内主流与附面层气流分离的位置,还与发动机工艺进气道内是否形成进气旋涡有关。引射系数可用下式表示:

(1)

式中:α为引射系数;WFC为试车间排气流量,kg/s;WENG为发动机排气流量,kg/s。

1.2 试车间压降及AIP截面压降

由于气流的黏性作用,发动机在室内试车台试车时,试车间内气流总压和外界总压必不相同,气流在消声器、导流格栅及墙壁附近均存在总压损失,试车间不同位置处总压损失情况采用总压恢复系数σ表示:

(2)

发动机AIP截面的总压恢复系数可对通过进气道的气流总压损失情况做定量分析,公式可表示为:

(3)

2 计算模型和边界条件

2.1 计算模型

对于典型室内试车台进行流场仿真研究,需要考虑相对试验间尺度来说较大设备的建模,这些较大部件的绕流容易产生一些大尺度的涡结构,影响到发动机的进、排气流场[22]。

计算模型参照某型室内试车台尺寸使用商业软件UG进行几何建模,室内大尺寸设备主要包括进、排气塔内的消声器、导流格栅、滑轨、试车台架、楼梯、升降台等,对试车间内的微小部件进行简化处理。建立试车台半模模型如图1所示。

图1 室内试车台简化几何模型示意图

2.2 边界条件

计算湍流模型选用经过验证的Standardk-ε模型,喷管入口设为流量入口边界,给定质量流量及总温边界条件;在进气道出口设为压力出口边界条件;进气塔入口设为压力入口边界条件,按当地实际大气参数给定总压、总温边界条件;排气塔出口设为压力出口边界条件,按当地实际大气参数给定总压、总温边界条件;开孔扩压器部分设置多孔跳跃介质模型代替模拟气流通过时的压强损失;试车台X=0剖面设为对称面边界条件(Symmetry);发动机燃烧室内不设置流体域,按“黑匣子”处理;其余为壁面边界。边界条件设置如图2所示。

图2 模型计算域边界条件设置示意图

多孔跳跃介质是仿真应用中对复杂的实际物理问题进行简化的一种模型,室内试车台开孔扩压器包含3个不同开孔率的孔板,每个孔板都包含近万个小孔,将其精细建模再进行仿真计算无疑会占用大量计算资源,提高工程应用成本。因此,使用多孔跳跃介质模型对开孔扩压器进行替代模拟,既保证了流场参数变化的真实性,又大大节约了计算资源,在工程中是一种可行有效的替代方法。图3展示了室内试车台开孔扩压器模型。

图3 开孔扩压器孔板模型示意图

对于简单的均匀多孔跳跃介质,有:

(4)

式中:μ为层流流体黏性,N·S/m2;α为介质的渗透性;C2为内部阻力因子;v为垂直于介质表面的速度分量;Δm为薄膜厚度;ρ为介质密度。

查询流体阻力手册可得空气通过多孔介质时的阻力系数计算公式:

(5)

(6)

式中:dτ为小孔水力直径;f为孔板开孔率;τ和λ为经验系数,查得τ=0.946、λ=0.02。

将式(4)—式(6)联立,可得到使用多孔跳跃介质替代开孔扩压器的必要参数,计算结果如表1所示,表中负号表示压强随流向变化的方向。

表1 孔板阻力系数ξ和压力跳跃系数C2

2.3 网格无关性验证

在试车台的数值仿真研究中,网格划分是仿真准备过程的关键环节之一,考虑到计算模型的高度复杂性,数值仿真选择非结构的网格划分方式。为了兼顾流场的计算精度与网格数量,具体的网格划分方案采用目前颇具潜力的“马赛克”(mosaic)网格划分,该技术应用Poly-Hexcore网格类型的连接,在流场大部分区域采用六面体网格,通过悬挂节点方法进行局部加密,在复杂的几何边界采用高质量的多边形网格划分,壁面边界附近还可以生成多层六棱柱网格,以提高边界层内流动的求解精度,壁面棱柱层与六面体区域通过多面体网格进行过渡。

图4展示了喷管直排时试车台计算模型的整体网格分布,可以看到,在几何模型物理边界处、尾喷管射流区域及气流状态参数变化较剧烈的开孔扩压器处均作了不同程度的加密处理。

图4 试车台对称面处网格分布示意图

为确保本文所做的研究结果准确可信,排除计算域网格密度对计算结果的影响,通过限制体网格大小及降低网格加密区过渡因子的方式,共得到5套不同疏密度的试车台流场网格,如表2所示。

表2 网格疏密度

将5套疏密程度不同的试车台网格在相同湍流模型下进行数值计算,由于发动机在进行试车试验时,气流在流经进气塔造成的总压损失量是影响发动机真实推力测量的重要因素,以发动机唇口正前方6倍进气道直径处气流总压恢复系数为参考标准进行对比分析,可得到满足网格无关性条件的流场域网格划分策略。

图5展示了计算域不同网格量时,发动机前6倍进气道直径处气流总压恢复系数变化情况,可以看到,当网格量在2 800万时流场总压已接近收敛,继续增加网格量不仅大量占用计算资源,且对计算结果影响不大。因此,为保证模拟结果准确性且节约计算资源,后续计算域网格量均控制在2 800万左右进行仿真研究。

图5 不同网格量计算总压恢复系数

3 计算结果分析

首先对矢量发动机喷管直排时试车间流场分布特点进行详细分析,在此基础上探究喷管不同偏转角(5°、10°、15°、20°)对试车间流场特性的影响,最终得到航空发动机室内试车台气动流场特性规律。

3.1 喷管直排时试车间流场特性分析

航空发动机在室内试车台试车时,气流自进气塔流入水平试车间,进气塔内的消声装置可以降低试车时产生的噪声污染,同时也会产生总压损失,影响发动机试车性能。图6给出了喷管直排时试车间内流场流线分布,可以看到气流被吸入进气塔后经导流板改变流向,发动机入口前的流体域总体较均匀,未出现明显的大涡结构;气流在引射筒入口前加速汇集,喷管燃气和引射二次流共同进入引射筒内,混合后经开孔扩压器进入排气塔,可以看到排气塔内部气流流动较复杂,但未形成堵塞,最终混合气流顺利排入外界环境。

图6 室内试车台整体流场结构

为定量分析发动机试车时试车台内部流场的气动参数变化情况,在室内试车台内部不同位置设置检测截面,配合发动机进排气流场等气动参数,详细分析试车台内部流场结构特性。图7所示为选取截面及孔板位置,其中截面6位于唇口正前方6倍进气道直径处,截面7位于唇口后方0.5倍进气道直径位置。

图7 检测截面及孔板位置

图8给出了进气塔对称面处流速分布云图,可以看到进气塔入口气流由水平流向逐渐变为垂直流向,由于气流转向半径不均匀,在第一层消声器位置出现涡流现象,总压损失增加。气流在进气塔内流动特点为:先向中间汇集,后向四周壁面分散。

图8 进气塔对称面处流线分布

气流总压损失情况如图9所示,可以看到,气流在经过双层矩阵消声器后总压有明显降低,分别降低0.22%和0.16%,其中流过第一层消声器总压降低更多,因为在此处气流转向,额外损失一部分总压,试车间截面2、3总压变化不大。

图9 不同截面处总压恢复系数

图10所示为试车台导流格栅处对称面速度分布,导流格栅采用固定式桁架结构,共25片组成。由图中可以看到,在远离壁面的位置速度略高,壁面附近由于流向急剧变化及气体黏性存在使气流速度降低,总体来看导流效果较好,且前后均未出现大尺寸涡流。

图10 导流格栅对称面处流速分布

气流经过导流格栅后流向转变,总压降低,同时,滑轨、楼梯等内部设备对气流总压也有一定影响。图11给出了试车间不同截面位置处总压恢复系数,可以看到气流在经过导流格栅和滑轨等内部设备后总压有所下降,但下降幅度均不明显,说明流向转变及内部设备对试车间内低速气流总压影响较小。

图11 不同截面处总压恢复系数

图12给出了试车间不同截面位置速度分布云图,可以看到截面6气流速度出现底部高于顶部的现象,一方面是由于上壁面处滑轨引起气流绕流导致,并且气流在进气塔流入水平试车间的俯冲作用也有一定影响;在试车间中心位置气流较均匀,这在一定程度上可以减小进气道内流畸变,使发动机在稳定状态下运行。

图12 试车间不同截面处流速分布

取进气道唇口截面、水平方向、距离唇口正前方1倍至8倍进气道直径位置线段上速度参数进行分析,如图13所示,可以看到在距离唇口正前方1倍进气道直径位置气流速度最高,然后随距离增加流速降低,唇口正前方6倍进气道直径处和正前方8倍进气道直径处流速相差0.03 m/s,可认为距离唇口6倍进气道直径位置(即截面6)的流场受进气道干扰程度较小。

图13 唇口前流速随距离的变化情况

图14给出了工艺进气道内流场速度分布,可以看到工艺进气道内流线均匀分布,没有出现回流现象,在唇口处速度截面呈现周边高、中心低的现象。在进气道出口处有一段流通面积稍微缩小的区间,可见流通面积缩小有助于提高流场品质,有效减弱了附面层的影响,使进入发动机的气流均匀稳定。

图14 进气道内流速度特性分布

图15给出了喷管对称面处马赫数和静压分布,拉法尔喷管在喉道处达到音速,且管内没有出现正激波,在出口位置马赫数高于音速,有一道锥形面激波封口,面激波外的滑移层厚度随射流发展逐渐增大;面激波内部高速区和低速区交替出现,导致射流区马赫数呈波纹状高低交替分布。

图15 喷管对称面马赫数分布

图16给出了引射筒内壁面的静压分布,可以看到开孔扩压器孔板c处静压最高,且明显高于环境压强,说明气流在此处有足够的压差动力自引射筒通过开孔扩压器进入排气塔内,孔板a处静压明显低于孔板b和孔板c,可以预测只有小部分气流经过孔板a,并且孔板a处气流流速最低。

图16 引射筒壁面静压分布

图17展示了通过开孔扩压器气流的沿程速度分布,开孔扩压器每个孔板长度均为3.8 m,可以看到大部分气流自孔板c处流出引射筒,且孔板a处产生回流现象,孔板c开孔率最少,但是压差梯度最大,所以气流在孔板b和孔板c交界处有一段气流流速下降的区域,在交界区域开孔率瞬间降低,但是压差并未瞬间增大,导致流速略有降低然后迅速升高。

图17 开孔扩压器沿程流速分布

表3展示了开孔扩压器各个孔板之间的气流通过情况,流量比为通过每个孔板的流量和总流量的比值。再次印证了上文中混合气流大部分通过孔板c流出的结论。

表3 通过开孔扩压器各孔板流量比

图18给出了排气塔内不同截面处流速分布,截面中心位置出现较大面积低速区,高低速气流呈不均匀分布,可以预见排气塔内已出现较大范围旋涡,气流在排气塔内螺旋形上升,最终排出外界环境,截面低速区位置为气流旋涡中心。

图18 排气塔内流速分布

3.2 喷管偏转角度对试车间流场特性的影响

在上文对喷管直排时试车间流场特性研究的基础上,继续探究喷管排气偏转角度(5°、10°、15°和20°)对试车间气动特性的影响,并进行参数分析。

与直排喷管相比,矢量喷管通过偏转其扩张段角度来改变喷射气流流向[23],从而改变发动机推力方向。

图19给出了喷管不同偏转角度下射流区流线分布,可以看到射流区和二次气流之间形成明显的滑移层,射流区内均保持了高低压区轮替出现的特性。在喷管偏转15°时,喷管出口下壁面开始出现激波脱离壁面的迹象,但由于气流惯性作用,此处气流仍保持了一定的速度。在偏转角为20°时,喷管下壁面出口局部高压区已十分明显,可以看到下壁面附近自喉道处压强急剧降低,低压区最值有所增加,但低压区域面积明显减小,部分被轮替出现的高压区替代,此处气流的惯性力不足以抵消压强差的作用,下壁面局部气流将无法顺利通过喷管,导致被引射的二次流进入扩张段内部,出现附面层分离现象。喷管内附面层分离将对发动机的工作特性和稳定裕度产生影响,进而导致喷管推力系数的降低。

图19 喷管不同偏转角度射流区流线分布

图20、图21给出了试车间截面6位置气流速度和引射系数随喷管偏转角度的变化趋势,可以看到喷管在偏转5°时,流速和引射系数均迅速降低,后续随着偏转角度增大,引射系数逐渐回升,直至超过直排时的状态,在相同的流通面积下,试车间流速也相应提高,说明试车间流场气动阻力先增加后降低。但是在喷管偏转20°时,较高的试车间流速也会导致外界气流通过进气塔总压损失加剧,进而影响发动机AIP截面的气动参数。

图20 不同偏转角度下截面6速度变化

图21 不同偏转角度下截面6引射系数

关于喷管偏转角度改变试车间流速和引射系数的原因,主要是受引射筒内气流堵塞程度不同决定的。

图22给出了喷管不同偏转角度下引射筒内流线分布,可以看到,喷管偏转角度为5°时,混合气体在引射筒内出现大范围涡流现象,严重降低了引射筒的引射能力。随着喷管偏转角度的增加,回流涡范围逐渐下降,至喷管偏转15°时,涡流已完全消失,此时试车间流速已超过喷管直排时的状态。

图22 喷管不同偏转角度下引射筒流线分布云图

图23给出了不同喷管偏转角下高速燃气流线分布,可以看到随着偏转角度的增加,燃气射流冲击引射筒内壁面的滞止点位置逐渐前移,在冲击至引射筒壁面后沿壁面进行周向旋转流动,偏转角度越高,周向旋转范围越大。喷管无偏转时,燃气全部由孔板c排出引射筒;喷管偏转5°角时,高温燃气向下方偏转,引射筒上方流速降低,压强升高,随流向逐渐减弱的流体动能不足以抵御逆向压差力的作用,从而引起回流现象,阻碍燃气顺利排出引射筒;随着偏转角度增加,有着较高动能的燃气射流逐渐向引射筒上壁面旋转,以至于上壁面流体有足够的动能来抵御逆压强差的作用,使得回流涡逐渐消失。

另外,喷管偏转状态下还会将直排时引射筒内高速燃气的滞止位置前移,提高气流在开孔扩压器孔板a的流通能力,由表1可知,孔板a的阻力系数最小,而孔板c的阻力系数最大,通过控板a的流量增加,可知气流通过开孔扩压器的阻力损失减小,试车间引射流量增加。

4 结论

1) 喷管直排状态下的试车间流场较均匀,在发动机入口前端未出现大尺寸涡流,并且引射筒内部未出现回流现象,这是保证发动机安全稳定试车的必要条件。试车间内部各截面总压沿气流流向逐渐降低,且降低程度各不相同,其中消声器对气流总压的影响最大,气流通过消声器总压损失可达0.38%。发动机旁路流场在喷管位置向引射筒汇集,这将引起发动机外壁面压强不均衡,影响测量推力的准确性。排气塔内气动流场较复杂,已出现大尺寸涡流,但是在压差的作用下尾气均顺利排入外界环境。

2) 喷管排气偏转角度对试车间流场的影响较明显,其中在喷管直排形态下引射筒内气流稳定通过开孔扩压器,而喷管偏转5°时,引射筒内出现较大范围涡流现象,且随着喷管偏转角度增加,涡流强度逐渐减弱,至喷管偏转15°时,引射筒内气流回流现象消失,由此可推测喷管偏转角度在0°～10°区间内存在一个涡流强度最大的状态,对试车间内的气流流动产生严重堵塞。由于引射筒内的涡流强度随着喷管偏转角度改变,所以试车间内的引射系数、总压损失等气动参数也受喷管偏转角度影响,在0°～20°喷管偏转角度范围内,引射系数呈V字型分布,其中,在偏转5°时,引射系数达到最小值。