都昌兵，刘文娟

(长沙航空职业技术学院，湖南 长沙 410124)

CFD辅助高涵道比发动机短舱设计方法研究

都昌兵，刘文娟

(长沙航空职业技术学院，湖南 长沙 410124)

随着航空宇航技术的研究及应用不断发展，进气道作为高速飞行器的重要组成部分，其性能对高速飞行影响显著。首先建立进气道三维数值计算模型，运用计算流体动力学理论 (CFD)计算方法，研究了总压恢复系数随攻角、侧滑角和马赫数等不同工况的变化情况，进而研究各工况下进气道性能，为进气道性能优化、评价和再设计提供了方法和依据。

进气道；CFD；三维数值模拟

进气道的主要功用是从外界吸入空气并提高自由来流空气压力，以尽可能小的总压损失均匀的到达燃烧室与燃料充分混合进行燃烧，产生的高温高压燃气经尾喷管喷出，产生反作用的推力，为高超声速飞行提供推力[1-6]。在现代飞行器的研发中，进气道气流损失、均匀性对发动机总体性能的影响产生关键作用。进气道捕获和压缩空气的能力，是决定推进系统工作高度和速度的关键因素。理想的高超声速进气道能够以最小的气动损失为燃烧室提供稳定的高压气流，从而实现航空发动机的稳定高效工作。

1 进气道流动特性的评价方法

连续介质情况下流体力学控制方程式 Navier-Stokes方程组，包括连续方程、动量方程和能量方程气体的状态方程[7-10]。高超声速进气道流动是一个单相、单组分、无化学反应的流动问题，其控制方程如下[11,12]：

1）连续方程：

2）动量方程

3）能量方程

式中有关量的定义为

新媒体信息具有不确定性、非安全性。大学生在新媒体上通过浏览式、复制式、碎片式、娱乐式的方式进行解读社会现象与问题，他们根本没有充足的时间和精力去消化这些消息，所以，大学生对现实生活缺乏思考、对自己价值观的取向不够明确，对自身价值判断不够准确。高校辅导员面对丰富的信息侵入大学生脑海，同时对此信息要及时了解学生遇到问题的根源，进行辨别，更好的引导大学生，这样的工作量以及工作度不言而喻的提高了难度。

2 进气道稳流数值计算

依据以上数学模型，在边界条件和初始条件给定情况下，对进气道的不同攻角、不同侧滑角进行了模拟计算。

2.1 进气道计算域网格的生产

进气道具有 S 形弯曲内管道[13,14]。图1 中给出了进气道的网格分布。

计算过程中将进气道的物理模型作如下简化：1)假定进气道的来流均匀；

2)假定进气道出口截面气流静压近似均匀，以一个给定的反压代替实际流动中的发动机进口截面的静压分布。

计算域如图1所示，画出进气道的内管道流场、绕进气道外唇口流动的外流场网格划分的情况。进气道流场的计算网格按唇口部分和内管道部分化分成两块。对于网格生成的要求，首先，网格点应合理分布，在给定网格数目下，应尽可能将点分布在流动梯度较大的区，而且网格走向也应顺从梯度方向，否则会影响精度；其次，网格划分应尽可能保证光滑，这种光滑体现为网格延展小，面积、体积等量变化平缓，不光滑的网格破坏计算的稳定性；对于湍流计算，近壁最小间距也有要求。网格的总数数目为 41万。

图1 进气道流场计算网格

初、边界条件的处理是计算流体力学的一项重要内容。不恰当的边界条件处理会引起整个计算的不稳定或不收敛，甚至得到一个错误的解。总的说来，边界条件应尽量满足其实际物理背景[15]。

2.2.1 初始条件

对于非定常问题，定解条件包括初始条件和边界条件。而对于用时间推进法求解的定解问题，可以看作是非定常问题的渐进过程，因此其迭代过程的初值即是起始条件。理论上讲，这一初值对定常解没有影响，但初始值与定常解越接近，计算的稳定性越好，求解的时间也越短。Fluent采用远场来流条件作为流场的初始条件。

2.2.2 远场条件

在外流计算中，如果物体附近没有地面等其他物体的影响，则物体对流场的影响将自由地在流体中传播，在部分方向可以传播至无穷远处，而数值计算不可能在无穷大的区域进行。只能取得距物体一定距离的位置。流动为亚音时，扰动波在各方向都将传播到无穷远处，此时应尽量将边界划分到远离物体处，此类边界即是远场边界。

2.2.3 出口边界条件

依据物理模型简化情况，对于出口静压，给定不同的反压值，得出不同的进气道工作状态。

2.2.4 固壁边界条件

对于粘性流体，在壁面处一般采用粘附条件，即认为壁面处流体速度与该处壁面的速度相同。当是固壁时，流体速度为零。

2.3 数值计算方法

1)对于求解域进行网格剖分，离散成为有限个控制体积的集合[16]。

2)对于每一个控制体积进行控制方程的数值积分，生成若干关于基本解变量例如压力、温度、速度和其它独立的守恒场量的代数方程组。

3)线性化离散生成的代数方程组并依次求解，更新解变量的值。

3 计算结果与分析

在计算中给定进气道出口反压 Pb=25157.002 pa，H =11km，Ma=0.6，通过改变来流的攻角 α与侧滑角β计算不同状态下的进气道流场。

进气道内流场压力分布图计算结果如图2所示，从计算结果可以看出：上唇口压力值较大，由于进气道从唇口到喉道有一收敛段， 压力会逐步降低，气流速度增加；下唇口同样如此，但由于下唇口型面弧度较大、较快，在下唇口喉道会出现压力最小值，此处气流速度达到最大；之后，由于扩压管道的增压作用，气流压力逐步升高速度逐步降低，在等直段气流趋于均匀，压力趋于常值。

图2 H=11km，Ma=0.6，α=00，进气道内管道压力分布云图

计算获得不同的攻角和侧滑角下，进气道的性能区别。图3- 图6中截面的位置为进气道的出口平面，从左到右依次为出口截面压力恢复系数图、等马赫数图、速度矢量图、界面流量图。从图3- 图6中可得出气流结果进气道在出口的流动情况。图3给出了无攻角、无侧滑角情况下的进气道性能。由于附面层的影响，靠近壁面的总压恢复系数以及马赫数都较低于中间核心区，截面上的平均总压恢复系数为 0.9837，平均马赫数 0.419。另外由于亚音速扩压管带有一定弯度，因此就不可避免地出现了“旋流”。图4和图5给出了攻角分别是 6度、10度的情况。与图3相比，可以看出随着攻角的增大，核心区位置上移，这是由于攻角较大，而进气道的进、出口面的高度变化不大，进口气流速度向上的分量造成核心区上移。此时，其对应恢复系数分别为 0.98305、0.9817。图6 给出的是攻角 α=60、侧滑角 β=100的进气道流场情况。从图中可以看出，气流还是比较顺畅流过而不发生分离。这是由于管道的整流作用，气流在进气道内的流动趋于均匀。随着气流向出口流动，进气道内管道的附面层逐渐增厚，此时进气道出口的压力恢复系数为 0.979。

图3 α=00，β=00出口截面压力恢复系数、等马赫数图、速度矢量图、界面流量

图4 α=60，β=00出口截面压力恢复系数、等马赫数图、速度矢量图、界面流量

图5 α=100，β=00出口截面压力恢复系数、等马赫数图、速度矢量图、界面流量

图6 α=60，β=100出口截面压力恢复系数、等马赫数图、速度矢量图、界面流量

图7给出了本文计算的五个飞行状态下，进气道 σ~Ma关系图。图中虚线是应用工程估算的方法得到的数据，实线则是 fluent计算的结果，从定量的角度来说，计算结果要比工程估算约小1~2%。由图知随着 Ma增大，总压恢复系数逐渐降低，这是由于当来流速度增大时流动阻力相应增大，造成总压损失也相应增加，并且在高马赫数时，进气道唇口出现局部超音速，这会造成总压恢复系数急降。

图7 总压恢复系数 σ 与飞行数 Ma的关系图

4 结论

结果表明，当 H = 11km，Ma = 0.6 时，从唇口到喉道位置，压力逐步降低，气流加速；扩压段，压力逐步升高，气流速度逐步降低；气流最大速度、最小压力发生在下唇口喉道。当马赫数一定，侧滑角一定时，攻角增大，核心区位置上移，总压恢复变小。当马赫数一定，攻角一定时，正侧滑角增大，核心区位置右移，总压恢复变小。总压恢复在 M<1 变化不大，在 M>1 时急剧下降，计算结果与工程估算约小 12%。

[1]邵跃跃，孙振华，马高建 . 头部两侧进气道特性分析 [J].弹箭与制导学报，2015,35(4):137-144.

[2]刘华，雍雪君，梁俊龙，等 . 超声速进气道及冲压发动机动态特性分析 [J]. 火箭推进，2012,38(3):17-22.

[3]张堃元 . 基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展 [J].2015,36(1):274-288.

[4]王鹏飞，王洁，白炎，等 . 高超声速进气道技术研究现状综述 [J].飞航导弹，2014,(10):23-28.

[5]刘凯礼，孙一峰，钟园，等 . 民用飞机进气道的侧风畸变研究 [J]. 航空动力学报 . 2012,30(2):289-296.

[6]肖毅，马经忠，胡志东，等 . 发动机短舱内型面参数设计对进气效率的影响研究 [J]. 教练机，2014, (1):24-28.

[7]张宇飞，陈海昕，符松，等 .一种实用的运输类飞机机翼 /发动机短舱一体化优化设计方法 [J]. 航空学报，2012,33(11):1993-2001.

[8]乔磊，白俊强，华俊，等 .大涵道比翼吊发动机喷流气动干扰研究 [J]. 空气动力学学报，2014,32(4):433-438.

[9]边飞龙， 朱有利，杜晓坤，等 . 基于 CFD 方法的气动喷丸两相流场特性研究 [J]. 计算机仿真，2015,32(1)：264-269.

[10]臧金光，闫晓，黄善仿， 等 .计算流体力学应用于子 通道 分 析的 初 步方 法 研究 [J]. 原 子 能 科 学 技 术，2014,48(6):991-996.

[11]侯硕，曹义华 .基于雷诺平均 Navier-Stokes 方程的表面传热系数计算 [J]. 航空动力学报，2015,30(6):1319-1327.

[12]丁亮 . Navier-Stokes 方程 SPH 的公式解法 [J]. 信息技术，2013, (4):170-175.

[13]张晓飞，姜健，符小刚 . S 弯进气道旋流畸变数值模拟及特性分析 [J]. 燃气涡轮试验与研究，2012,25(3):31-48.

[14]何鹏，董金钟 . 合成射流布局对 S 形进气道分离控制的效应 [J]. 航空动力学报，2015,30(2):306-314.

[15]刘 凯 礼， 姬 昌 睿， 谭 兆 光， 等 . 大 涵 道 比 涡 扇 发动 机 TPS 短 舱 低 速 气 动 特 性 分 析 [J]. 推 进 技 术，2015,36(2):186-193.

[16]黄龙太，王红伟，姜琬 . 基于 CFD 动网格技术的飞艇动导数计算方法 [J]. 航空计算技术，2013,43 (6):66-68.

［编校：杨 琴］

A Study of the Design Method of CFD Assisted High Bypass Ratio Engine Nacelles

DU Chang-bing， LIU Wen-juan (Changsha Aeronautical Vocational and Technical College, Changsha Hunan 410124)

The inlet is an important part of high-speed aircrafts and with the increasing development of the research and application of aerospace technology, its performance greatly affects the fl ight of high-speed aircrafts. The paper starts with building three-dimensional numerical calculation model of the inlet, and by the use of calculating method of Computational Fluid Dynamics (CFD), studies total pressure recovery coeffi cient’s changes in various working conditions as to attack angle, sideslip angle and Mach number, and accordingly further studies the inlet performance under various working conditions, so as to provide a method and basis for the performance optimization, assessment and redesign of the inlet.

inlet; CFD; three-dimensional numerical simulation

V231.1

A

1671-9654(2017)02-0073-04

10.13829/j.cnki.issn.1671-9654.2017.02.019

2017-04-06

都昌兵（1979- ），男，安徽安庆人，讲师，研究方向为流场计算与仿真。

本文为 2014 年湖南省高等学校科研项目“现场动平衡技术在发动机修理中的应用”(编号：14C0008)阶段性研究成果。