孟凡民, 張 刃, 李慶利, 崔曉春

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院, 沈陽 110034)

亞聲速二喉道流場不對稱現(xiàn)象研究

孟凡民*, 張 刃, 李慶利, 崔曉春

(中國航空工業(yè)空氣動力研究院, 沈陽 110034)

為滿足未來我國先進飛行器的發(fā)展需求，我國將考慮建設(shè)大型跨聲速風洞，提高風洞試驗模擬精細化水平。而第二喉道作為風洞Ma數(shù)控制的有效手段，被認為是提升跨聲速風洞能力的關(guān)鍵技術(shù)之一。本文首先通過CFD數(shù)值模擬發(fā)現(xiàn)了二喉道段流場在某些壓比下存在不對稱現(xiàn)象，然后，利用現(xiàn)有引導風洞，設(shè)計加工了Ma=0.7的帶可變中心體的二喉道段進行驗證試驗。試驗結(jié)果顯示，當前室總壓達到某一值時，二喉道段流場會出現(xiàn)不對稱現(xiàn)象，并前傳影響試驗段流場品質(zhì)。最后利用CFD手段給出了一種無不對稱現(xiàn)象的新型二喉道設(shè)計。

亞聲速；中心體；第二喉道；不對稱；數(shù)值模擬

0 引 言

對于暫沖式跨聲速風洞，降低馬赫數(shù)隨時間波動水平是提高試驗數(shù)據(jù)精準度的重要前提。在可調(diào)二喉道控制的試驗方式下，試驗段馬赫數(shù)Ma由試驗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Ma數(shù)控制精度。另外，由于試驗段Ma數(shù)僅由試驗段與二喉道面積比確定，因此可以提高亞聲速試驗的前室總壓，進而提高試驗雷諾數(shù)Re[1-2]。

在跨聲速試驗中，試驗段的噪聲與湍流度對凡與雷諾數(shù)有關(guān)的氣動數(shù)據(jù)都有影響，特別是對非定常試驗數(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，由于在喉道處達到聲速，因此可以抑制下游動態(tài)干擾前傳[6-12]。

本文作者在某風洞初步設(shè)計階段，首先利用數(shù)值計算方法模擬二喉道型面，選取二喉道最優(yōu)方案。在CFD計算過程中，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，二喉道流場會出現(xiàn)對稱和不對稱2種流場。為了研究這一現(xiàn)象，在現(xiàn)有的風洞條件下，設(shè)計加工了一套Ma=0.7的帶有可變中心體的第二喉道段，通過試驗驗證了CFD計算的正確性，以及二喉道段不對稱現(xiàn)象對風洞試驗段流場品質(zhì)的不利影響。最后結(jié)合CFD計算和試驗數(shù)據(jù)，通通過控制中心體第2塊板擴散角度，避免二喉道段出現(xiàn)不對稱分離流動。

1 第二喉道數(shù)值模擬

1.1 計算模型介紹

為分析第二喉道段對于風洞流場的影響，本文計算主要基于引導風洞實物進行等尺度二維建模，數(shù)值模型見圖1，下面進行詳細介紹。

計算模型根據(jù)引導風洞二喉道段尺寸選取，為了研究二喉道處流場是否會出現(xiàn)不對稱現(xiàn)象，對風洞進行全模型模擬。另外，考慮到計算機計算能力和計算時間，采用二維模型進行計算。同時，為了確保計算結(jié)果具有普遍適用性，分別對Ma=0.5、0.7和0.8進行建模計算，并對其計算結(jié)果進行分析比較。

圖1 數(shù)值計算模型

1.2 計算網(wǎng)格與邊界條件

進行二維幾何建模，利用網(wǎng)格生成軟件生成結(jié)構(gòu)計算網(wǎng)格，通過風洞壁面網(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，在流場變化劇烈的區(qū)域，如尾延板、中心體與尾流部分進行局部網(wǎng)格加密，整個計算域內(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。風洞壁面和中心體以及尾延板設(shè)定為無滑移、無穿透邊界條件，溫度按絕熱壁面處理。

1.3 二喉道段流場不對稱現(xiàn)象

1.3.1Ma=0.7下二喉道段數(shù)值模擬

對于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，流場出現(xiàn)不對稱現(xiàn)象。圖3給出Ma=0.7時二喉道段流場Ma數(shù)云圖。

從圖3可以看出，隨著出口反壓的變化，二喉道段流場出現(xiàn)3種形態(tài)。當出口反壓較大，也就是風洞壓比較小時，二喉道處兩側(cè)流場均由一道弱激波減速至亞聲速；隨著風洞壓比的增大，二喉道處流場出現(xiàn)一個過渡流態(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。當壓比足夠大時，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稱現(xiàn)象具有普遍性，針對Ma=0.5和0.8狀態(tài)，也按照Ma=0.7的計算條件進行模擬。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，當出口反壓達到99000Pa時，Ma=0.5下二喉道流場出現(xiàn)不對稱現(xiàn)象；當出口反壓達到93000Pa時，Ma=0.8下二喉道流場出現(xiàn)不對稱現(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 氣動試驗驗證

通過數(shù)值計算看出，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)不對稱現(xiàn)象。為了驗證數(shù)值計算的正確性，在現(xiàn)有引導風洞，設(shè)計加工了一套Ma=0.7的二喉道段，分析其試驗數(shù)據(jù)是否與計算結(jié)果相吻合。

2.1 試驗設(shè)備介紹

本次試驗在高速進氣道引導風洞中進行，該引導風洞是一座直流暫沖下吹式亞、跨、超三聲速風洞，實驗段尺寸為0.214m×0.228m，試驗Ma數(shù)范圍為0.40～1.35，實物如圖6所示。

圖6 引導風洞實物圖片

二喉道段安裝在引導風洞駐室內(nèi)，試驗段之后、擴散段之前。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不對稱現(xiàn)象，在二喉道段的側(cè)壁板和上壁板上均布置有測壓點。上壁板上有2排，距中心60mm，測壓孔間距10mm。一側(cè)壁板上布置有測壓點，另一側(cè)壁板不布置，測壓孔在中心線上，靠近二喉道處的測壓孔間10mm，較遠處間距20mm。壁板上的測壓孔直接用外徑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)265×228二喉道段長度655側(cè)壁第一調(diào)節(jié)片長度448．6尾延板前后緣角度10°尾延板起點距二喉道段入口距離20尾延板終點距二喉道段出口距離240

2.2 測控設(shè)備介紹

本研究使用DTC Initium電子掃描采集系統(tǒng)測量沿風洞試驗段內(nèi)壁面各測點的靜態(tài)壓力及試驗段總壓p0和駐室靜壓pCT。

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

2.3 試驗結(jié)果分析與比較

2.3.1 二喉道段Ma數(shù)分布(中心體15°)

本次試驗測試了Ma=0.7狀態(tài)下二喉道段流場特性，由于引導風洞二喉道中心體無法實現(xiàn)連續(xù)變角度調(diào)節(jié)，本次試驗加工了3副菱形中心體，菱形半角分別為10°、15°和20°，試驗過程中手動進行更換。

圖8給出中心體15°時，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不對稱現(xiàn)象，在中心體兩側(cè)開有2排沿風洞軸線對稱的測壓孔，所以試驗數(shù)據(jù)中每個狀態(tài)均有2條壓力曲線。當前室總壓達到116000Pa后，二喉道處形成聲速喉道，聲速喉道位置穩(wěn)定在二喉道尖點處；當前室總壓為121520～124990Pa時，流場在二喉道尖點處出現(xiàn)不對稱現(xiàn)象，結(jié)合CFD數(shù)值模擬結(jié)果可以看出，此時二喉道流場類似于數(shù)值模擬中出口反壓93000Pa的情況；當前室總壓繼續(xù)增大時，二喉道處流場又恢復對稱。

圖8 不同前室總壓下，超擴段上壁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種流動形態(tài)下，試驗段側(cè)壁Ma數(shù)波動量都在0.002左右，但試驗段模型區(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 不同二喉道流場狀態(tài)下試驗段流場指標

從試驗結(jié)果可以看出，試驗段Ma數(shù)均方根偏差在二喉道流場對稱時最小，近似比二喉道處流場不對稱狀態(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，二喉道段流場均出現(xiàn)過流場不對稱的情況，并且在中心體20°狀態(tài)下，流場不對稱情況更惡劣；前室總壓在124493～131978Pa范圍內(nèi)，二喉道段流場均處于不對稱狀態(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)果和試驗數(shù)據(jù)可以看出，當風洞壓比較低時，二喉道左右側(cè)均是亞聲速流動，此時風洞流場穩(wěn)定，不會出現(xiàn)不對稱的情況；當風洞壓比繼續(xù)變大達到臨界值時，二喉道中心體一側(cè)剛形成聲速喉道，而另一側(cè)未達到聲速，在聲速這一敏感速度下，會出現(xiàn)左右不對稱的現(xiàn)象；當風洞壓比繼續(xù)增大，二喉道左右兩側(cè)均形成超聲速流動后，左右兩側(cè)流場恢復對稱。

3 新型二喉道優(yōu)化設(shè)計

從數(shù)值結(jié)果與試驗數(shù)據(jù)都可以看出，中心體第2塊板擴張角度越小，氣流形成聲速喉道后加速越平緩，二喉道段不對稱現(xiàn)象越不明顯。為避免二喉道段出現(xiàn)氣流不對稱現(xiàn)象，針對Ma=0.7狀態(tài)下，進行優(yōu)化設(shè)計，將中心體第2塊板從原來的120mm延長至360mm，以便在中心體第1塊板角度不變的情況下，讓尖點后氣流平穩(wěn)過渡，不出現(xiàn)過膨脹現(xiàn)象，從而避免不對稱現(xiàn)象的出現(xiàn)。從圖11可以看出，計算結(jié)果與試驗規(guī)律相吻合，流場未出現(xiàn)不對稱情況。

4 二喉道流場不對稱現(xiàn)象分析總結(jié)

通過風洞試驗與數(shù)值模擬對第二喉道段自身流場特性進行了針對性的研究，得出以下結(jié)論：

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

(2) 通過引導風洞試驗數(shù)據(jù)，驗證了CFD數(shù)值模擬結(jié)果，即風洞壓比較小時，二喉道段流場會出現(xiàn)不對稱現(xiàn)象。另外，二喉道段不對稱分離將會對試驗段流體品質(zhì)產(chǎn)生不利影響，在設(shè)計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) 通過試驗數(shù)據(jù)以及后期CFD計算可以看出，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. 亞聲速二喉道流場不對稱現(xiàn)象研究. 實驗流體力學, 2015, 29(2): 43-47.

V211.74

A

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

*通信作者 E-mail: moonnuaa@126.com