王玉芳,蘇金友,張宏明,趙浩

(1.航空工業(yè)北京長城計(jì)量測試技術(shù)研究所,北京 100095；2.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動機(jī)高空模擬技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,四川 綿陽 621000；3.西安流固動力科技有限公司,陜西西安 710072）

0 引言

發(fā)動機(jī)的高空艙試驗(yàn)是高性能航空發(fā)動機(jī)研制過程中不可或缺的環(huán)節(jié)。歐美等發(fā)達(dá)國家改建、新建各種航空發(fā)動機(jī)高空試驗(yàn)設(shè)備,不斷提高發(fā)動機(jī)高空試驗(yàn)技術(shù)能力[1]。高空艙排氣系統(tǒng)是高空艙的核心組成部分,其中排氣擴(kuò)壓器是實(shí)現(xiàn)模擬飛行高度大氣環(huán)境的重要裝置,與發(fā)動機(jī)噴口共同構(gòu)成了內(nèi)壓式引射器,使發(fā)動機(jī)噴射出的高速氣流引射高空艙內(nèi)低速空氣,達(dá)到降低艙內(nèi)壓力、模擬大氣環(huán)境的目的[2]。

20世紀(jì)80年代,英國國家燃?xì)廨啓C(jī)研究中心的全尺寸大型超聲速自由射流C-4試驗(yàn)艙的優(yōu)化設(shè)計(jì)、美國阿諾德工程發(fā)展中心縮尺寸亞聲速和超聲速自由射流C-2試驗(yàn)艙的適應(yīng)性改造均大量使用了CFD技術(shù)[3-5]。阿諾德工程發(fā)展中心的MC Clure M D指出,CFD已成為把理論分析和試驗(yàn)技術(shù)聯(lián)系起來的有效手段[6]。

高空艙排氣系統(tǒng)內(nèi)部流場結(jié)構(gòu)非常復(fù)雜,對其內(nèi)部流動特性進(jìn)行準(zhǔn)確分析難度較大[7]。而CFD技術(shù)憑借其研究周期短、費(fèi)用低等特點(diǎn),在氣體動力學(xué)等領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用[8]。田駿丹[9]采用MacCormack算法求解廣義準(zhǔn)一維兩相超聲速-亞聲速流動控制方程組,對直排擴(kuò)壓器中的流動參數(shù)分布進(jìn)行求解,可快速計(jì)算擴(kuò)壓器各工況中的流動參數(shù),提高排氣擴(kuò)壓器設(shè)計(jì)工作效率。Vincent[10]利用商業(yè)軟件對長度分別為0.7 m和1.4 m的帶錐形噴嘴的超音速排氣擴(kuò)散器進(jìn)行了CFD仿真,求得不同長度錐型噴嘴使超音速排氣擴(kuò)散器完全膨脹所需的背壓條件。EI-Zahaby[11]利用Fluent軟件對軸對稱亞音速和超音速流場進(jìn)行數(shù)值仿真,結(jié)果表明,噴射器幾何結(jié)構(gòu)對流動參數(shù)和噴射器性能有顯著影響。

綜上所述,利用數(shù)值仿真結(jié)合氣體動力學(xué)相關(guān)理論,可以更好地描述排氣擴(kuò)壓器內(nèi)部流動特性,為排氣擴(kuò)壓器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供可靠的理論依據(jù)。目前,高空艙排氣系統(tǒng)仿真計(jì)算領(lǐng)域存在幾何建模耗時長、仿真流程慢等問題,為解決此類問題,根據(jù)高空艙排氣系統(tǒng)的典型幾何結(jié)構(gòu)特點(diǎn),開展以高空艙排氣系統(tǒng)參數(shù)化建模、高質(zhì)量網(wǎng)格自動劃分、仿真自動流程化計(jì)算為一體的專業(yè)仿真分析工具研究,以簡化高空艙排氣系統(tǒng)仿真計(jì)算流程,提高該領(lǐng)域仿真的便捷性與效率。

1 參數(shù)化幾何建模及裝配

本文設(shè)計(jì)的高空艙排氣系統(tǒng)參數(shù)化計(jì)算平臺利用圖形化前置處理界面開發(fā)技術(shù)以及商業(yè)軟件的二次開發(fā)技術(shù),將傳統(tǒng)的幾何模型手工創(chuàng)建流程全部轉(zhuǎn)化為交互式的批處理創(chuàng)建模式,實(shí)現(xiàn)幾何模型關(guān)鍵尺寸參數(shù)的全自動生成。

參數(shù)化建模有多種選擇方式,可以采用主流的CAD軟件,例如UG,ProE,Catia,Solidwork等;也可以采用一些仿真軟件自帶的前置處理器或獨(dú)立軟件,例如Patran,Gambit,ANSYS,Pointwise,StarCCM+等。根據(jù)應(yīng)用需求,參數(shù)化建模軟件應(yīng)具有以下特點(diǎn):

1)與網(wǎng)格劃分軟件之間具有良好的接口,或者豐富的輸出格式;

2)建模效率高,可以參數(shù)化;

3)建模操作可轉(zhuǎn)化為命令流文件或腳本;

4)程序可以通過調(diào)用腳本或命令流創(chuàng)建幾何模型。

經(jīng)過全面對比,最終選用UG軟件作為幾何模型的創(chuàng)建引擎,從而形成參數(shù)化的高空艙前處理模型庫(如圖1所示),用于存放數(shù)值模擬計(jì)算時常用的幾何模型,主要包括高空艙參數(shù)化模型、排氣管參數(shù)化模型、發(fā)動機(jī)參數(shù)化模型以及噴管參數(shù)化模型。

圖1 高空艙前處理模型庫Fig.1 High altitude cabin pretreatment model library

高空艙排氣系統(tǒng)模型的裝配過程可通過拖拽圖1中的高空艙前處理部件庫中的參數(shù)化幾何模型實(shí)現(xiàn),并可在平臺內(nèi)給出參數(shù)化模型的坐標(biāo)位置。為實(shí)現(xiàn)計(jì)算模型的快速裝配,該平臺具有多項(xiàng)高效實(shí)用的快捷功能,包括陣列功能、不同模型之間連接的對齊功能、區(qū)分不同模型不同顏色的渲染功能、模型尺寸標(biāo)注顯示功能等。圖2為高空艙排氣系統(tǒng)裝配模型的主視圖,圖中標(biāo)出了高空艙排氣系統(tǒng)各組成部分。

圖2 高空艙排氣系統(tǒng)裝配模型主視圖Fig.2 High altitude cabin exhaust system assembly model home view

2 計(jì)算域網(wǎng)格劃分實(shí)現(xiàn)

高空艙排氣系統(tǒng)幾何模型裝配完成后,可自動導(dǎo)出其計(jì)算域模型,并生成計(jì)算域的面網(wǎng)格。利用JAVA.FX技術(shù)實(shí)現(xiàn)網(wǎng)格面對象的所有操作,從而實(shí)現(xiàn)對計(jì)算域網(wǎng)格尺寸的定義和邊界條件的定義。由于高空艙計(jì)算域模型具有極大的復(fù)雜性,典型的幾何尺寸又需要滿足參數(shù)化定義要求,結(jié)合其幾何方面的特點(diǎn)及參數(shù)化的需求可知所需的網(wǎng)格技術(shù)應(yīng)滿足:①能夠生成附面層網(wǎng)格;②輸出網(wǎng)格的格式能夠滿足多種主流CFD軟件的使用要求;③能夠適應(yīng)復(fù)雜的幾何模型;④能夠?qū)崿F(xiàn)參數(shù)化網(wǎng)格劃分;⑤能夠通過腳本文件或命令流文件批處理生成網(wǎng)格。

高空艙排氣系統(tǒng)的網(wǎng)格劃分能夠有效滿足上述要求,且具有以下特點(diǎn):

1)網(wǎng)格參數(shù)設(shè)置能夠保證所有的幾何結(jié)構(gòu)具有完整的外貌輪廓特征;

2)能夠?qū)τ?jì)算域中流速、壓強(qiáng)、溫度等物理量空間變化梯度較大的位置合理地進(jìn)行網(wǎng)格加密;

3)能夠?qū)姽?、排氣管等可能對流場產(chǎn)生重要影響的幾何結(jié)構(gòu)劃分網(wǎng)格邊界層。

4)能夠合理地減少生成網(wǎng)格的總數(shù)量,從而降低數(shù)值計(jì)算的時間成本,提高仿真效率。

圖3為整體計(jì)算域網(wǎng)格展示。

圖3 計(jì)算域網(wǎng)格展示Fig.3 Grid presentation of computing area

3 計(jì)算流程實(shí)現(xiàn)

高空艙排氣系統(tǒng)仿真軟件集成封裝平臺的計(jì)算流程與常規(guī)的CFD計(jì)算流程類似,需要設(shè)置邊界條件、選擇湍流模型、設(shè)置物性、確定離散格式和求解方法。二者的區(qū)別是,在集成封裝平臺上實(shí)現(xiàn)這些操作更加便捷、高效。高空艙排氣系統(tǒng)參數(shù)化計(jì)算實(shí)現(xiàn)流程如圖4所示。

圖4 高空艙排氣系統(tǒng)參數(shù)化計(jì)算實(shí)現(xiàn)流程Fig.4 Implementation flow of parameterized calculation of high altitude cabin exhaust system

在高空艙排氣系統(tǒng)參數(shù)化計(jì)算過程中,部分環(huán)節(jié)輸入?yún)?shù)支持自定義函數(shù)方式,以滿足用戶在數(shù)值仿真時的特殊需要。圖5為邊界條件定義時對壁面邊界進(jìn)行自定義函數(shù)設(shè)置的流程圖。

圖5 邊界條件定義Fig.5 Boundary condition definition

在完成邊界條件設(shè)定及體網(wǎng)格生成后,可調(diào)用計(jì)算程序?qū)υ撃Ｐ瓦M(jìn)行數(shù)值仿真計(jì)算,根據(jù)計(jì)算結(jié)果的收斂性以及迭代步數(shù)判斷是否計(jì)算完成。計(jì)算完成后,可進(jìn)行計(jì)算結(jié)果查看,主要包括三種模式:①列表類,如圖6(a)所示;②曲線類,如圖6(b)所示;③云圖類,如圖6(c)所示。在云圖界面中,可根據(jù)用戶需要選擇不同變量下的云圖顯示界面,包括速度、溫度、壓強(qiáng)等。

圖6 計(jì)算結(jié)果查看模式Fig.6 Calculation result viewing mode

4 試驗(yàn)驗(yàn)證

開展典型工況高空艙排氣系統(tǒng)靜壓仿真計(jì)算以及實(shí)際試驗(yàn),得出高空艙不同測量點(diǎn)靜壓的仿真及試驗(yàn)數(shù)據(jù),并計(jì)算相對誤差,驗(yàn)證數(shù)值仿真的效果。如圖7所示,試驗(yàn)選取的矢量噴管處于軸向排氣工作狀態(tài),在噴管出口截面與中截面相交處沿徑向方向布置5個靜壓測量點(diǎn),即Point-1～Point-5,它們與發(fā)動機(jī)中心軸線的距離分別為2.9,2.4,1.8,1.3,0.9 m。

圖7 高空艙靜壓測點(diǎn)位置示意圖Fig.7 Schematic diagram of the location of static pressure measuring point of high altitude cabin

圖8為高空艙不同測量點(diǎn)靜壓相對值及相對誤差對比圖,可以看出隨著測量點(diǎn)與發(fā)動機(jī)中心軸線距離的增大,相對誤差值有所減小,主要原因是越靠近噴口處壓力梯度越大,在數(shù)值仿真過程中網(wǎng)格分辨力及計(jì)算精度均會導(dǎo)致該處誤差增大。在距離中心軸線2.4 m以上位置相對誤差基本保持不變,且相對誤差值均在1.00%以內(nèi)。各測量點(diǎn)靜壓仿真值與試驗(yàn)值最大相對誤差為2.59%,小于3%,滿足工程實(shí)踐要求。

圖8 高空艙不同測點(diǎn)靜壓相對值及相對誤差Fig.8 Relative value and relative error of static pressure at different measuring points in high altitude cabin

5 結(jié)論

利用Java Spring框架開發(fā)出了參數(shù)化的高空艙排氣系統(tǒng)仿真軟件集成封裝平臺,實(shí)現(xiàn)了高空艙排氣系統(tǒng)的全流程快速仿真,該平臺具有很好的高效性、便捷性、準(zhǔn)確性,主要體現(xiàn)在以下方面:

1)可利用預(yù)置模型庫快速實(shí)現(xiàn)高空艙排氣系統(tǒng)的參數(shù)化建模及裝配過程;

2)網(wǎng)格操作方便快捷,可自定義網(wǎng)格尺寸參數(shù),根據(jù)網(wǎng)格尺寸定義自動生成體網(wǎng)格;

3)數(shù)值仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對比,精度滿足航空發(fā)動機(jī)高空艙試車的基本要求,各測量點(diǎn)仿真值與試驗(yàn)值的相對誤差均小于3%,滿足工程實(shí)踐要求;

4)數(shù)值計(jì)算結(jié)果后處理操作靈活方便,可自定義查看流場內(nèi)各種物理量的點(diǎn)值、曲線圖、云圖。

備注:本課題研究來源于中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院外委課題。