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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

【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,发现出口

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.

【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》

【年(卷),期】2014(031)006

【总页数】6页(P19-23,30)

【关键词】高空试验模拟;自由射流;超声速进气道;数值计算

【作者】侯亚君;徐让书;王键灵;王娟娟

【作者单位】沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天

大学航空航天工程学部(院),沈阳110136;沈阳航空航天大学航空航天工程学部(院),

沈阳110136;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

【正文语种】中文

【中图分类】V216.8

航空发动机的气动热力问题、机械系统问题、匹配性问题及控制规律问题等都必须

通过高空台模拟试验进行充分的调试和验证[1]。航空发动机模拟高空试验主要有

直接连接式模拟高空试验、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-发动机相容性问题的效果接近，而耗能仅是后者

的15%～25%[4]。

目前对超声速自由射流和超声速进气道研究较多[5-14]，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-发动机组合体在自由射流中，另一

种是进气道-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。

1.1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。喷管入口设定为压力进口，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。

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。

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。

进气道斜板参数由斜激波的偏转角θ与激波角β关系式得到，即

tanθ=2cotβ

同时应注意偏转角度θ在相应马赫数对应的最大偏转角θmax之内，否则将会产

生脱体激波。

斜激波后马赫数可以由激波角β与马赫数关系式得到。

其中Ma1为斜激波前马赫数，Ma2为斜激波后马赫数[2]。表2为进气道斜板角

度和激波角的值。

1.3超声速喷管

为保证喷管中边界层的发展接近真实情况，喷管由亚声速段开始，经过喷管减压增

速后，达到设计出口马赫数。喷管为二元喷管，出口截面尺寸固定，通过调节喉道

面积改变出口马赫数。图3为喷管结构。

喷管设计型线分为亚声速段和超声速段。亚声速段曲线用样条曲线拟合，超声速段

应用特征线法进行设计，并对理论型线进行边界层修正[6，15]。

采用CFD方法求解流动的时均控制方程，即质量方程、动量方程及能量方程，其

通用形式为

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