第３ １卷第６期 ２ ０ １ ４年１ ２月 沈阳航空航天大学学报 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｈｅｎｙａｎｇ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ Ｖｏ１．３１ ＮＯ．６ Ｄｅｃ．２ ０ １ ４ 文章编号：２０９５—１２４８（２０１４）０６—００１９—０５ 自由射流试验中超声速进气道流场的数值研究 侯亚君 ，徐让书 ，王键灵 ，王娟娟 （１．沈阳航空航天大学航空航天工程学部（院），沈阳１１０１３６； ２．中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟航空科技重点实验室，成都６１０５００） 摘要：应用ＣＦＤ方法，通过特征线法设计超声速喷管，在喷管出口形成超声速进气道高空飞 行时的工作环境。分析不同马赫数下喷管出口马赫数分布情况，发现出Ｅｌ核心区存在于距离 喷管出口壁面垂直方向３倍边界层位移厚度的位置。简要分析了二元超声速喷管出口马赫 数分布情况。将自由射流模型模拟结果与模拟飞行模型模拟结果进行比较。进气道进口斜 激波分布基本一致，分布合理，与理论吻合较好，喷管的射流满足高空模拟试验要求。 关键词：高空试验模拟；自由射流；超声速进气道；数值计算 中图分类号：Ｖ２１６．８ 文献标志码：Ａ ｄｏｉ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．２０９５—１２４８．２０１４．０６．００４ Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｔｕｄｙ ｏｎ ｆｌｏｗ ｆｉｅｌｄｓ ｏｆ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ ｉｎ ｆｒｅｅ－ｊｅｔ ｔｅｓｔ ＨＯＵ Ｙａ－ｊｕｎ ，ＸＵ Ｒａｎｇ—ｓｈｕ ，ＷＡＮＧ Ｊｉａｎ—ｌｉｎｇ ，ＷＡＮＧ Ｊｕａｎ－ｊｕａｎ （１．Ｆａｃｕｌｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ Ｓｈｅｎｙａｎｇ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｓｈｅｎｙａｎｇ １１０１３６，Ｃｈｉｎａ； ２．Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｋｅｙ Ｌａｂｏｒａｔｏｒｙ ｏｆ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ａｎｄ Ａｅｒｏ—Ｅｎｇｉｎｅ Ａｌｉｔｔｕｄｅ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ， Ｃｈｉｎａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ Ｅｓｔａｂｌｉｓｈｍｅｎｔ，Ｃｈｅｎｇｄｕ ６１０５００，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｐｐｌｙｉｎｇ ＣＦＤ，ｔｈｅ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｎｏｚｚｌｅ ｗａｓ ｄｅｓｉｇｎｅｄ ｉｎ ｌｉｇｈｔ ｏｆ ｍｅｔｈｏｄ ｏｆ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ．Ｔｈｅ ｅｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔ ｏｒ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ ｉｎ ａｎ ａｌｔｉｔｕｄｅ ｆｌｉｇｈｔ ｗａｓ ｓｉｍｕｌａｔｅｄａｔ ｔｈｅ ｏｕｔｌｅｔ ｏｆ ｔｈａｔ ｎｏｚｚｌｅ．Ｔｈｅ ｃｏｒｅ ｒｅａ ｏｆ ｔａｈｅ ｏｕｔｌｅｔ ｗａｓ ｆｏｕｎｄ ｎｅａｒ ｔｈｅ ｗａｌｌ ａｔ ｔｈｅ ｄｉｓｔａｎｃｅ ｏｆ ｔｈｒｅｅｆｏｌｄ ｂｏｕｎｄａｒｙ ｌａｙｅｒｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔ ｔｈｉｃｋ。 ｎｅｓｓ ｂｙ ａｎａｌｙｚｉｎｇｔｈｅ ｃｏｎｔｏｕｒｓ ｏｆ Ｍａｃｈ ｉｎ ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ ｓｉｔｕａｔｉｏｎｓ．Ａ ｂｒｉｅｆ ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ Ｍａｃｈ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｉｎ ｈｅ ｂｉｎａｒｙ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｎｏｚｚｌｅ ｏｕｔｔｌｅｔｗａｓ ｐｒｅｓｅｎｔｅｄ．Ｔｈｅ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｒｅｓｕｌｔｓ ｏｆｔｈｅ ｆｒｅｅ．ｉｅｔ ｍｏｄｅｌ ａｎｄ ｔｈｅ ｌｉｆｇｈｔ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｍｏｄｅｌ ｗｅｒｅ ｃｏｍｐａｒｅｄ．Ｔｈｅｒｅ ｗａｓ ａ ｃｏｎｓｉｓｔｅｎｔ ａｎｄ ｒｅａｓｏｎａｂｌｅ ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ ｏｆ ｏｂｌｉｑｕｅ ｓｈｏｃｋ ｉｎ ｔｈｅ ｉｍｐｏｒｔ ｏｆ ｔｈｅ ｉｎｌｅｔ，ｗｈｉｃｈ ｗａｓｉｎ ｇｏｏｄ ａｇｒｅｅｍｅｎｔ ｗｉｈ ｔｔｈｅ ｔｈｅｏｒｙ，ａｎｄ ｔｈｅｒｅｆｏｒｅ，ｆｉｔ ｔｈｅ ａｌｔｉ－ ｔｕｄｅ ｔｅｓｔ ｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔ ｗｅｌ１． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ａｌｉｔｔｕｄｅ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｔｅｓｔ；ｆｒｅｅ－ｊｅｔ；ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｎｌｅｔ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ 航空发动机的气动热力问题、机械系统问 高空台模拟试验进行充分的调试和验证…。 题、匹配性问题及控制规律问题等都必须通过 航空发动机模拟高空试验主要有直接连接式模 收稿日期：２０１４—０７一Ｏ１ 作者简介：侯亚君（１９８７一），男，辽宁北票人，硕士研究生，主要研究方向：空气动力试验技术与仿真，Ｅ－ｍａｉｌ：ｈｏｕｙａｊｕｎ１９８７＠ １６３．ｃｏｍ；徐让书（１９６２一），男，浙江乐清人，教授，主要研究方向：航空发动机数值仿真研究，Ｅ—ｍａｉｌ：ｘｕｒａｎｇｓｈｕ＠ ｙａｈｏｏ．ｔｏｍ。 ２０ 沈阳航空航天大学学报 第３１卷 拟高空试验、自由射流式模拟高空试验和推进 风洞高空试验。 直连式高空模拟试验只在发动机进口建立 所要模拟的飞行高度和飞行速度所对应的进气 道出口总温、总压和发动机质量流量，无法模拟 进气道内流动。自由射流模拟高空试验所需气 源供气量和抽气量约为发动机空气质量流量的 ２～３倍，与推进风洞试验相比较，解决飞机进 气道一发动机相容性问题的效果接近，而耗能 仅是后者的１５％～２５％ 。 目前对超声速自由射流和超声速进气道研 究较多＿５ ，对发动机高空模拟超声速进气道 试验自由射流的研究比较少。 本文采取数值仿真方法，对带超声速进气道 的发动机高空模拟自由射流试验的流场进行数 值模拟。其中喷管出口核心区的确定对超声速 进气道在试验舱中放置位置的确定有重要意义。 进行了两种情况下的流场计算，一种是进 气道一发动机组合体在自由射流中，另一种是 进气道一发动机组合体在模拟飞行高度的大气 中。两种模型在相同设计马赫数下，二者的进 气道进口马赫数分布基本一致，与理论相吻合 很好，说明应用自由射流满足高空台超声速进 气道的进口流场要求，同时也验证了数值模拟 的可行性。 １计算模型 １．１计算域及边界条件 图１为自由射流模型计算域，进气道进口 位于喷管出口处形成的核心区，攻角和侧滑角 均为０。喷管人口设定为压力进口，其余边界 设定为压力出口边界，压力值为模拟飞行高度 的大气压力。根据超声速流动的禁讯原理，模 拟飞行模型将喷管几何体去掉，并将外边界设 定为压力远场条件。由于超声速进气道为非对 称结构，且为了更好的模拟真实情况，计算模型 采用全模型三维结构。为简化模型，将喷管壁 面及进气道壁面等均简化成薄壁结构，未设边 界层抽吸结构。 由于本文针对进气道入口流场进行模拟， 未涉及进气道内流动情况，进气道出口压力为 相应模拟飞行高度的压力。 图１计算域 用ＩＣＥＭ—ＣＦＤ网格划分软件，网格划分 均采用结构网格。对喷管及进气道进口附近计 算域进行网格细化处理。图２为超声速进气道 进口部分网格划分。 图２进气道进口部分网格 １．２超声速进气道参数 本文选取了三种条件进行了数值模拟，如 表１列出。超声速进气道多采用斜激波系减速 增压。本文根据飞行马赫数的不同，进气道采 取不同的结构。 表１三种模拟条件 进气道斜板参数由斜激波的偏转角０与激 波角 关系式得到，即 切 ． ∞ ． Ｍａ￣ｓ意 ｉｎ 一１ 同时应注意偏转角度 在相应马赫数对应的 ３０ 沈阳航空航天大学学报 第３ｌ卷 ［１０］韩业锋，仲涛，石磊．基于包络谱分析的滚动轴承 故障诊断分析［Ｊ］．机械研究与应用，２０１０：１１８— １１９． ［Ｊ］．中南工业大学学报（自然科学版），２００２， ３３（４）：４３４—４３７． ［１１］蔡艳平，李艾华，石林锁．基于Ｅ ＭＤ与谱峭度的 滚动轴承故障检测改进包络谱分析［Ｊ］．振动与 冲击，２０１１，３０（２）：１６７—１７２． ［１２］唐宏宾，吴运新，滑广军．基于ＥＭＤ包络谱分析 的液压泵故障诊断方法［Ｊ］．振动与冲击，２０１２， ３１（９）：４４—４８． ［１４］Ｌ Ｔｏｎｇ，Ｒ Ｌｉｕ，Ｖ Ｓｏｏｎ．Ｉｎｄｅｔｅｒｍｉｎａｃｙ ａｎｄ ｉｄｅｎｔｉｆｙ ａｂｉｌｉｔｙ ｏｆ ｂｌｉｎｄ ｉｄｅｎｔｉｉｆｃａｔｉｏｎ［Ｊ］．ＩＥＥＥ Ｔｒｎ．Ｏｎ ａＣＳ，１９９１（３８）：４９９—５０９． ［１５］马建仓，石庆斌．航空发动机转子振动信号的分 离测试技术［Ｊ］．振动、测试与诊断，２００９，２９（１）： １—５． （责任编辑：宋丽萍英文审校：刘敬钰） ［１３］秦宣云，卜英勇．基于小波变换的故障信号检测 （上接第２３页） ［５］王平，段炼，马洪安．外压式超声速进气道流场的 数值模拟［Ｊ］．飞机设计，２００９，２９（５）：１—３． ［６］邹宁．超声速喷管设计及其数值模拟和实验研究 ［Ｄ］．南京：南京航空航天大学，２００９． ［７］陈国飞，叶定友，刘霓生，等．超声速射流对挡流 板的冲击流场的数值模拟［Ｊ］．固体火箭技术． １９９５，（１８）：４． ［８］李世珍，唐硕．二维超声速进气道数值仿真研究 ［Ｊ］．计算机仿真，２０１０，２７（１２）：４３． ［９］Ｙ．Ｏｔｏｂｅ，Ｈ．Ｋａｓｈｉｍｕｒａ，Ｓ．Ｍａｓｔｕｏ，ｅｔ ａ１．Ｉｎｆｌｕｅｎｃｅ ｏｆ ｎｏｚｚｌｅ ｇｅｏｍｅｔｒｙ ｏｎ ｔｈｅ ｎｅａｒ—ｆｉｅｌｄ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｏｆ ａ ｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｉｍｐｉｎｇ ｊｅｔｓ ａｔ ｖａｒｙｉｎｇ ｎｏｚｚｌｅ— ｔｏ—ｗａｌｌ ｄｉｓｔａｎｃｅｓ ｎｄ ａｉｍｐｉｎｇｉｎｇ ｎｇｌａｅｓ［Ｊ］．Ｉｎｔｅｒｎａ— ｔｉｏｎａｌ Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｈｅａｔ ａｎｄ Ｆｌｕｉｄ Ｆｌｏｗ，２０１４，４７： ３１—３２． ｛ｌ２ Ｉ Ｐ．Ｄｕｂｓ，Ｍ．Ｋｈａｌｉｊ，Ｒ．Ｂｅｎｅｌｍｉｒ，ＡＴａｚｉｂｔ．Ｓｔｕｄｙ ｏｎ ｈｅ ｄｙｎａｍｉｃａｌｔ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｅｓ ｏｆ ａ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｒａｔｉｏ ｕｎｄｅｒｅｘｐａｎｄｅｄ ｉｍｐｉｎｇｉｎｇ ｉｄｅａｌ ｇａｓ ｉｅｔ ｔｈｒｏｕｇｈ ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ １ Ｊ １．Ｍｅｃｈａｎｉｃｓ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｃｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓ．３８（２０１１）：２６７—２６８． １ １３ ｌ Ｙｕｌｉａ Ｈａｌｉｐｏｖｉｃｈ，Ｂｅｎｖｅｎｉｓｔｅ Ｎａｔｎ，Ｊａｏｓｅｆ Ｒｏｍ． Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｏｌｕｔｉｏｎ ｏｆ ｈｅ ｔｔｕｒｂｕｌｅｎｔ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｆｌＯＷ ｏｖｅｒ ａ ｂａｃｋｗａｒｄ ｆａｃｉｎｇ ｓｔｅｐｌ Ｊ １．ｎｕｉｄ Ｄｙｎａｍｉｃｓ Ｒｅｓｅａｒｃｈ，１９９９，２４：２５１—２５２． ｈｉｇｈｌｙ ｕｎｄｅｒｅｘｐａｎｄｅｄ ｓｏｎｉｃ ｊｅｔ［Ｊ］．Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｆｌｕ－ ｉｄｓ ａｎｄ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２４（２００８）：２８１—２２３． ［１４］Ｖｉｎｃｅｎｔ Ｌｉｊｏ，Ｈｅｕｙ Ｄｏｎｇ Ｋｉｍ，ｅｔ ａ１．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｔｒａｎｓｉｅｎｔ ｆｌｏｗｓ ｉｎ ａ ｒｏｃｋｅｔ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｎｏｚｚｌｅＩ Ｊ １．Ｉｎｔｅｍａｔｉｏｎａｌ Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｈｅａｔ ａｎｄ Ｆｌｍｄ Ｆｌｏｗ，２０１０，３１：２０９—２１０． ［１０］Ｐ．Ｃ．Ｗａｎｇ，Ｊ．Ｊ．ＭｃＧｕｉｒｋ．Ｌａｒｇｅ ｅｄｄｙ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｊｅｔ ｐｌｕｍｅｓ ｆｒｏｍ ｒｅｃｔａｎｇｕｌｒ ｃｏｎ－ａｄｉ ｎｏｚｚｌｅｓ［Ｊ］．Ｉｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｈｅａｔ ａｎｄ Ｆｌｕｉｄ Ｆｌｏｗ，４３（２０１３）：１． ［１１］Ｌ．Ｃｈａｎ，Ｃ．Ｃｈｉｎ，Ｊ．Ｓｏｆｉａ，ｅｔ ａ１．Ｌａｒｇｅ ｅｄｄｙ ｓｉｍｕ— ｌａｔｉｏｎ ａｎｄ Ｒｅｙｎｏｌｄｓ．－ａｖｅｒａｇｅｄ Ｎａｖｉｅｒ－－ｓｔｏｋｅｓ ｃａｌｃｕ－－ ［１５］伍荣林．风洞设计原理［Ｍ］．北京：北京航天航空 大学出版社，１９８５：１５７—１７０． （责任编辑：刘划英文审校：宋晓英）
