孟凡民, 張 刃, 李慶利, 崔曉春

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 沈陽(yáng) 110034)

亞聲速二喉道流場(chǎng)不對(duì)稱現(xiàn)象研究

孟凡民*, 張 刃, 李慶利, 崔曉春

(中國(guó)航空工業(yè)空氣動(dòng)力研究院, 沈陽(yáng) 110034)

為滿足未來(lái)我國(guó)先進(jìn)飛行器的發(fā)展需求，我國(guó)將考慮建設(shè)大型跨聲速風(fēng)洞，提高風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)M精細(xì)化水平。而第二喉道作為風(fēng)洞Ma數(shù)控制的有效手段，被認(rèn)為是提升跨聲速風(fēng)洞能力的關(guān)鍵技術(shù)之一。本文首先通過(guò)CFD數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)了二喉道段流場(chǎng)在某些壓比下存在不對(duì)稱現(xiàn)象，然后，利用現(xiàn)有引導(dǎo)風(fēng)洞，設(shè)計(jì)加工了Ma=0.7的帶可變中心體的二喉道段進(jìn)行驗(yàn)證試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果顯示，當(dāng)前室總壓達(dá)到某一值時(shí)，二喉道段流場(chǎng)會(huì)出現(xiàn)不對(duì)稱現(xiàn)象，并前傳影響試驗(yàn)段流場(chǎng)品質(zhì)。最后利用CFD手段給出了一種無(wú)不對(duì)稱現(xiàn)象的新型二喉道設(shè)計(jì)。

亞聲速；中心體；第二喉道；不對(duì)稱；數(shù)值模擬

0 引 言

對(duì)于暫沖式跨聲速風(fēng)洞，降低馬赫數(shù)隨時(shí)間波動(dòng)水平是提高試驗(yàn)數(shù)據(jù)精準(zhǔn)度的重要前提。在可調(diào)二喉道控制的試驗(yàn)方式下，試驗(yàn)段馬赫數(shù)Ma由試驗(yàn)段與二喉道面積比確定，主調(diào)壓閥門反饋參數(shù)僅為前室總壓，由于不再引入駐室靜壓誤差因此可以提高M(jìn)a數(shù)控制精度。另外，由于試驗(yàn)段Ma數(shù)僅由試驗(yàn)段與二喉道面積比確定，因此可以提高亞聲速試驗(yàn)的前室總壓，進(jìn)而提高試驗(yàn)雷諾數(shù)Re[1-2]。

在跨聲速試驗(yàn)中，試驗(yàn)段的噪聲與湍流度對(duì)凡與雷諾數(shù)有關(guān)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)都有影響，特別是對(duì)非定常試驗(yàn)數(shù)據(jù)的影響尤為明顯[3-5]。而在可調(diào)二喉道控制方式下，由于在喉道處達(dá)到聲速，因此可以抑制下游動(dòng)態(tài)干擾前傳[6-12]。

本文作者在某風(fēng)洞初步設(shè)計(jì)階段，首先利用數(shù)值計(jì)算方法模擬二喉道型面，選取二喉道最優(yōu)方案。在CFD計(jì)算過(guò)程中，發(fā)現(xiàn)同一套網(wǎng)格在相同的湍流模型下，僅僅改變出入口壓比，二喉道流場(chǎng)會(huì)出現(xiàn)對(duì)稱和不對(duì)稱2種流場(chǎng)。為了研究這一現(xiàn)象，在現(xiàn)有的風(fēng)洞條件下，設(shè)計(jì)加工了一套Ma=0.7的帶有可變中心體的第二喉道段，通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證了CFD計(jì)算的正確性，以及二喉道段不對(duì)稱現(xiàn)象對(duì)風(fēng)洞試驗(yàn)段流場(chǎng)品質(zhì)的不利影響。最后結(jié)合CFD計(jì)算和試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通通過(guò)控制中心體第2塊板擴(kuò)散角度，避免二喉道段出現(xiàn)不對(duì)稱分離流動(dòng)。

1 第二喉道數(shù)值模擬

1.1 計(jì)算模型介紹

為分析第二喉道段對(duì)于風(fēng)洞流場(chǎng)的影響，本文計(jì)算主要基于引導(dǎo)風(fēng)洞實(shí)物進(jìn)行等尺度二維建模，數(shù)值模型見(jiàn)圖1，下面進(jìn)行詳細(xì)介紹。

計(jì)算模型根據(jù)引導(dǎo)風(fēng)洞二喉道段尺寸選取，為了研究二喉道處流場(chǎng)是否會(huì)出現(xiàn)不對(duì)稱現(xiàn)象，對(duì)風(fēng)洞進(jìn)行全模型模擬。另外，考慮到計(jì)算機(jī)計(jì)算能力和計(jì)算時(shí)間，采用二維模型進(jìn)行計(jì)算。同時(shí)，為了確保計(jì)算結(jié)果具有普遍適用性，分別對(duì)Ma=0.5、0.7和0.8進(jìn)行建模計(jì)算，并對(duì)其計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析比較。

圖1 數(shù)值計(jì)算模型

1.2 計(jì)算網(wǎng)格與邊界條件

進(jìn)行二維幾何建模，利用網(wǎng)格生成軟件生成結(jié)構(gòu)計(jì)算網(wǎng)格，通過(guò)風(fēng)洞壁面網(wǎng)格層加密提高附面層分辨力，第1層邊界層網(wǎng)格距壁面距離為1×10-5m，在流場(chǎng)變化劇烈的區(qū)域，如尾延板、中心體與尾流部分進(jìn)行局部網(wǎng)格加密，整個(gè)計(jì)算域內(nèi)共20000左右的網(wǎng)格單元，網(wǎng)格如圖2所示。

圖2 第二喉道網(wǎng)格

計(jì)算設(shè)定的邊界條件為：壓力入口邊界、壓力出口邊界和壁面邊界。風(fēng)洞壁面和中心體以及尾延板設(shè)定為無(wú)滑移、無(wú)穿透邊界條件，溫度按絕熱壁面處理。

1.3 二喉道段流場(chǎng)不對(duì)稱現(xiàn)象

1.3.1Ma=0.7下二喉道段數(shù)值模擬

對(duì)于Ma=0.7狀態(tài)下，利用同一套網(wǎng)格，湍流模型均采用SSTk-ω，入口總壓為140000Pa，僅僅改變出口反壓，發(fā)現(xiàn)出口反壓在93000～95000Pa之間時(shí)，流場(chǎng)出現(xiàn)不對(duì)稱現(xiàn)象。圖3給出Ma=0.7時(shí)二喉道段流場(chǎng)Ma數(shù)云圖。

從圖3可以看出，隨著出口反壓的變化，二喉道段流場(chǎng)出現(xiàn)3種形態(tài)。當(dāng)出口反壓較大，也就是風(fēng)洞壓比較小時(shí)，二喉道處兩側(cè)流場(chǎng)均由一道弱激波減速至亞聲速；隨著風(fēng)洞壓比的增大，二喉道處流場(chǎng)出現(xiàn)一個(gè)過(guò)渡流態(tài)，一側(cè)仍由一道弱激波減速至亞聲速，另一側(cè)則先出現(xiàn)一道斜激波，然后才由一道弱激波減速至亞聲速。當(dāng)壓比足夠大時(shí)，二喉道兩側(cè)均先形成一道斜激波，最后由正激波減速至亞聲速。

圖3 Ma=0.7下二喉道段馬赫數(shù)分布

1.3.2Ma=0.5和Ma=0.8下二喉道段數(shù)值模擬

為了確定此種形式二喉道段不對(duì)稱現(xiàn)象具有普遍性，針對(duì)Ma=0.5和0.8狀態(tài)，也按照Ma=0.7的計(jì)算條件進(jìn)行模擬。從圖4和5結(jié)果發(fā)現(xiàn)：在網(wǎng)格相同、湍流模型一樣的情況下，當(dāng)出口反壓達(dá)到99000Pa時(shí)，Ma=0.5下二喉道流場(chǎng)出現(xiàn)不對(duì)稱現(xiàn)象；當(dāng)出口反壓達(dá)到93000Pa時(shí)，Ma=0.8下二喉道流場(chǎng)出現(xiàn)不對(duì)稱現(xiàn)象。

圖4 Ma=0.5下二喉道段馬赫數(shù)分布

圖5 Ma=0.8下二喉道段馬赫數(shù)分布

2 氣動(dòng)試驗(yàn)驗(yàn)證

通過(guò)數(shù)值計(jì)算看出，在Ma=0.5、0.7和0.8 這3種狀態(tài)下，二喉道段在某些壓比下均出現(xiàn)不對(duì)稱現(xiàn)象。為了驗(yàn)證數(shù)值計(jì)算的正確性，在現(xiàn)有引導(dǎo)風(fēng)洞，設(shè)計(jì)加工了一套Ma=0.7的二喉道段，分析其試驗(yàn)數(shù)據(jù)是否與計(jì)算結(jié)果相吻合。

2.1 試驗(yàn)設(shè)備介紹

本次試驗(yàn)在高速進(jìn)氣道引導(dǎo)風(fēng)洞中進(jìn)行，該引導(dǎo)風(fēng)洞是一座直流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風(fēng)洞，實(shí)驗(yàn)段尺寸為0.214m×0.228m，試驗(yàn)Ma數(shù)范圍為0.40～1.35，實(shí)物如圖6所示。

圖6 引導(dǎo)風(fēng)洞實(shí)物圖片

二喉道段安裝在引導(dǎo)風(fēng)洞駐室內(nèi)，試驗(yàn)段之后、擴(kuò)散段之前。如圖7所示，二喉道段入口截面290mm×228mm，出口截面265mm×228mm，具體參數(shù)如表1所示。

為了研究二喉道段流場(chǎng)不對(duì)稱現(xiàn)象，在二喉道段的側(cè)壁板和上壁板上均布置有測(cè)壓點(diǎn)。上壁板上有2排，距中心60mm，測(cè)壓孔間距10mm。一側(cè)壁板上布置有測(cè)壓點(diǎn)，另一側(cè)壁板不布置，測(cè)壓孔在中心線上，靠近二喉道處的測(cè)壓孔間10mm，較遠(yuǎn)處間距20mm。壁板上的測(cè)壓孔直接用外徑1.2mm內(nèi)徑0.8mm的不銹鋼管引出[13-14]。

圖7 二喉道段結(jié)構(gòu)示意圖

各截面尺寸尺寸(長(zhǎng)度單位為mm)入口截面尺寸(寬×高)290×228出口截面尺寸(寬×高)265×228二喉道段長(zhǎng)度655側(cè)壁第一調(diào)節(jié)片長(zhǎng)度448．6尾延板前后緣角度10°尾延板起點(diǎn)距二喉道段入口距離20尾延板終點(diǎn)距二喉道段出口距離240

2.2 測(cè)控設(shè)備介紹

本研究使用DTC Initium電子掃描采集系統(tǒng)測(cè)量沿風(fēng)洞試驗(yàn)段內(nèi)壁面各測(cè)點(diǎn)的靜態(tài)壓力及試驗(yàn)段總壓p0和駐室靜壓pCT。

測(cè)量前室總壓的為量程0～0.2MPa、精度0.1%的壓力傳感器，測(cè)量駐室靜壓的為量程-0.1～0.1MPa、精度0.1%的壓力傳感器，測(cè)量試驗(yàn)段內(nèi)壁面各測(cè)點(diǎn)的靜態(tài)壓力為量程±20PSI、精度±0.05%的掃描閥，通過(guò)PSI 9000壓力測(cè)量系統(tǒng)測(cè)量。

2.3 試驗(yàn)結(jié)果分析與比較

2.3.1 二喉道段Ma數(shù)分布(中心體15°)

本次試驗(yàn)測(cè)試了Ma=0.7狀態(tài)下二喉道段流場(chǎng)特性，由于引導(dǎo)風(fēng)洞二喉道中心體無(wú)法實(shí)現(xiàn)連續(xù)變角度調(diào)節(jié)，本次試驗(yàn)加工了3副菱形中心體，菱形半角分別為10°、15°和20°，試驗(yàn)過(guò)程中手動(dòng)進(jìn)行更換。

圖8給出中心體15°時(shí)，不同前室總壓下二喉道段沿程Ma數(shù)分布。為了研究二喉道段流場(chǎng)不對(duì)稱現(xiàn)象，在中心體兩側(cè)開(kāi)有2排沿風(fēng)洞軸線對(duì)稱的測(cè)壓孔，所以試驗(yàn)數(shù)據(jù)中每個(gè)狀態(tài)均有2條壓力曲線。當(dāng)前室總壓達(dá)到116000Pa后，二喉道處形成聲速喉道，聲速喉道位置穩(wěn)定在二喉道尖點(diǎn)處；當(dāng)前室總壓為121520～124990Pa時(shí)，流場(chǎng)在二喉道尖點(diǎn)處出現(xiàn)不對(duì)稱現(xiàn)象，結(jié)合CFD數(shù)值模擬結(jié)果可以看出，此時(shí)二喉道流場(chǎng)類似于數(shù)值模擬中出口反壓93000Pa的情況；當(dāng)前室總壓繼續(xù)增大時(shí)，二喉道處流場(chǎng)又恢復(fù)對(duì)稱。

圖8 不同前室總壓下，超擴(kuò)段上壁Ma數(shù)分布(15°中心體)

Fig.8Manumber distributions of different total pressures on the top wall of the super diffuser (15° central object)

3種流動(dòng)形態(tài)下，試驗(yàn)段側(cè)壁Ma數(shù)波動(dòng)量都在0.002左右，但試驗(yàn)段模型區(qū)Ma數(shù)均方根偏差有較大差距，數(shù)據(jù)如表2所示。

表2 不同二喉道流場(chǎng)狀態(tài)下試驗(yàn)段流場(chǎng)指標(biāo)

從試驗(yàn)結(jié)果可以看出，試驗(yàn)段Ma數(shù)均方根偏差在二喉道流場(chǎng)對(duì)稱時(shí)最小，近似比二喉道處流場(chǎng)不對(duì)稱狀態(tài)下小20%。

2.3.2 二喉道段Ma數(shù)分布(中心體10°和20°)

圖9和10分別給出了中心體10°和20°狀態(tài)下，二喉道段Ma數(shù)分布。從圖中可以看出：中心體10°和20°狀態(tài)下，二喉道段流場(chǎng)均出現(xiàn)過(guò)流場(chǎng)不對(duì)稱的情況，并且在中心體20°狀態(tài)下，流場(chǎng)不對(duì)稱情況更惡劣；前室總壓在124493～131978Pa范圍內(nèi)，二喉道段流場(chǎng)均處于不對(duì)稱狀態(tài)，這與CFD數(shù)值模擬結(jié)果比較吻合。

圖9 不同前室總壓下，超擴(kuò)段上壁Ma數(shù)分布(10°中心體)

Fig.9Manumber distributions of different total pressures on the top wall of the super diffuser (10° central object)

圖10 不同前室總壓下，超擴(kuò)段上壁Ma數(shù)分布(20°中心體)

Fig.10Manumber distributions of different total pressures on the top wall of the super diffuser (20° central object)

從CFD模擬結(jié)果和試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以看出，當(dāng)風(fēng)洞壓比較低時(shí)，二喉道左右側(cè)均是亞聲速流動(dòng)，此時(shí)風(fēng)洞流場(chǎng)穩(wěn)定，不會(huì)出現(xiàn)不對(duì)稱的情況；當(dāng)風(fēng)洞壓比繼續(xù)變大達(dá)到臨界值時(shí)，二喉道中心體一側(cè)剛形成聲速喉道，而另一側(cè)未達(dá)到聲速，在聲速這一敏感速度下，會(huì)出現(xiàn)左右不對(duì)稱的現(xiàn)象；當(dāng)風(fēng)洞壓比繼續(xù)增大，二喉道左右兩側(cè)均形成超聲速流動(dòng)后，左右兩側(cè)流場(chǎng)恢復(fù)對(duì)稱。

3 新型二喉道優(yōu)化設(shè)計(jì)

從數(shù)值結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)都可以看出，中心體第2塊板擴(kuò)張角度越小，氣流形成聲速喉道后加速越平緩，二喉道段不對(duì)稱現(xiàn)象越不明顯。為避免二喉道段出現(xiàn)氣流不對(duì)稱現(xiàn)象，針對(duì)Ma=0.7狀態(tài)下，進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，將中心體第2塊板從原來(lái)的120mm延長(zhǎng)至360mm，以便在中心體第1塊板角度不變的情況下，讓尖點(diǎn)后氣流平穩(wěn)過(guò)渡，不出現(xiàn)過(guò)膨脹現(xiàn)象，從而避免不對(duì)稱現(xiàn)象的出現(xiàn)。從圖11可以看出，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)規(guī)律相吻合，流場(chǎng)未出現(xiàn)不對(duì)稱情況。

4 二喉道流場(chǎng)不對(duì)稱現(xiàn)象分析總結(jié)

通過(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)與數(shù)值模擬對(duì)第二喉道段自身流場(chǎng)特性進(jìn)行了針對(duì)性的研究，得出以下結(jié)論：

(1) 通過(guò)CFD模擬，較詳細(xì)地研究了二喉道內(nèi)部流場(chǎng)分布，并發(fā)現(xiàn)了某些壓比下二喉道內(nèi)部流場(chǎng)呈不對(duì)稱性分布。

(2) 通過(guò)引導(dǎo)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，驗(yàn)證了CFD數(shù)值模擬結(jié)果，即風(fēng)洞壓比較小時(shí)，二喉道段流場(chǎng)會(huì)出現(xiàn)不對(duì)稱現(xiàn)象。另外，二喉道段不對(duì)稱分離將會(huì)對(duì)試驗(yàn)段流體品質(zhì)產(chǎn)生不利影響，在設(shè)計(jì)中需要避免這種情況出現(xiàn)。

圖11 Ma=0.7下新型二喉道段馬赫數(shù)分布

(3) 通過(guò)試驗(yàn)數(shù)據(jù)以及后期CFD計(jì)算可以看出，二喉道段側(cè)壁第2塊板與中心體第2塊板角度近似一致，且角度都較小的情況下，二喉道段不易產(chǎn)生不對(duì)稱分離現(xiàn)象。

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(編輯：楊 娟)

Research on asymmetric field flow in the subsonic second throat

Meng Fanmin, Zhang Ren, Li Qingli, Cui Xiaochun

(AVIC Aerodynamics Research Institute, Shenyang 110034, China)

China will consider the construction of large transonic wind tunnels and develop finer wind tunnel test simulation techniques to meet the needs of future advanced aircraft development. As an effective means to control the Mach number,the second throat is considered to be one of the key technologies to enhance the ability of transonic wind tunnel. In this paper, we identify the asymmetric field flow in the second throat by the CFD simulation. Then we design and manufacture a new second throat section with variable center subject for the model wind tunnel. The wind tunnel test results show that the asymmetriy field flow occurs in the second throat when the total pressure reaches a certain value, which can be forward transmitted to affect the quality of the test section flow. Finally, we design a new kind of second throat which would not generate the asymmetric field flow by the CFD method.

subsonic;center subject;second throat;asymmetry;CFD simulation

1672-9897(2015)02-0043-05

10.11729/syltlx20140061

2014-05-26;

2014-11-08

MengFM,ZhangR,LiQL,etal.Researchonasymmetricfieldflowinthesubsonicsecondthroat.JournalofExperimentsinFluidMechanics, 2015, 29(2): 43-47. 孟凡民, 張 刃, 李慶利, 等. 亞聲速二喉道流場(chǎng)不對(duì)稱現(xiàn)象研究. 實(shí)驗(yàn)流體力學(xué), 2015, 29(2): 43-47.

V211.74

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孟凡民(1988-)，男，江蘇連云港人,助理工程師。研究方向：風(fēng)洞總體設(shè)計(jì)及部段數(shù)值模擬。通信地址：遼寧省沈陽(yáng)市皇姑區(qū)陽(yáng)山路一號(hào)(110034)。Email:moonnuaa@126.com

*通信作者 E-mail: moonnuaa@126.com