进气道发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟

进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟学院航空航天工程学部（院）专业热能与动力工程班级学号姓名指导教师负责教师摘要随着航空事业的蓬勃发展，高空模拟的重要性也日益凸显，虽说我国已经建成投入使用的试验设备性能优于美、英、法三国同时期的模拟高空试验设备，但鉴于国外技术垄断及我国发展的迫切要求，我国在航空发动机模拟高空试验设备的建设与技术方面同西方航空大国仍然存在整体差别，本文基于对国外航空发动机高空模拟自由射流试验技术及其装置的研究，对所设计的进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验装置的气动布局进行初步讨论验证。

本次研究主要做了以下工作，首先按照设计要求完成亚声速喷管、实验舱及进气道建模，其次运用Pointwise完成整个实验设备的网格划分，再者采用数值仿真的分析手段对自由射流高空实验舱流动特性进行分析，最后通过对进气道内马赫数、密度、总压的分析讨论验证该自由射流实验设备流场的合理性。

关键词：自由射流；亚声速；数值模拟进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟Numerical Simulation of numerical Free-jet Test forInlet-engine Altitude SimulatingAbstractWith the flourish development of aviation industry, The importance of altitude simulation become prominent. Although the equipment which have already build up and used is better than the simulated altitude test equipment which the United States, Britain and France had in the same period, in consideration of the monopolize of abroad technology and the crying needs of development of our country. There is a big difference between the aero-engine altitude simulation test equipment construction and technology. The article is based the research of abroad free jet aircraft engine altitude simulation test techniques and device, for discuss and verify preliminarily to the inlet / engine simulated altitude subsonic free jet test apparatus aerodynamic.The research mainly includes the following work. First, in accordance with the design requirements modeling the subsonic nozzle and inlet Second, meshing the experimental equipment use pointwise, and then analysing the flow characteristics of free jet by using numerical simulation. Finally through the analysis and discussion of the Mach number、density、total pressure of inlet to verify the flow of altitude free-jet test experimental equipment is reasonable.Keywords: Free jet; Subsonic; Numerical Simulation;目录1 绪论 (5)1.1 自由射流技术研究的概述 (5)1.2 国内外自由射流技术研究的现状及发展趋势 (6)1.3 自由射流技术研究的意义 (8)1.4 本课题研究的对象及内容 (8)2 流动与传热基本方程与物理模型 (10)2.1 基本控制方程 (10)2.1.1 质量方程 (10)2.1.2 动量方程 (10)2.1.3 能量方程 (12)2.1.4 控制方程通用形式 (12)2.2 可压缩流动 (12)2.2.1 可压缩流动基本关系式 (12)2.2.2 可压缩流动求解 (13)2.3 湍流模型 (13)2.3.1 Reynolds时均方程方法 (13)2.3.2 湍流涡粘性系数法 (14)2.3.3模型 (15)2.3.4 近壁区处理 (18)2.3.5 入口湍流边界条件 (20)3 模拟计算 (22)3.1 模型建立 (22)3.1.1 亚声速喷管的设计 (22)3.1.2 进气道/发动机模型的设计 (24)3.1.3 高空实验舱模型及测试件的设计 (26)3.2 网格划分 (27)3.3 数值计算的基本设置 (30)进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟4 计算结果及分析 (35)4.1 流场垂直对称面各云图分布 (35)4.2 进气道各截面云图分布 (36)4.3 结果分析 (40)5 结论与展望 (42)5.1 结论 (42)5.2 展望 (42)参考文献 (43)致谢 (45)1 绪论1.1自由射流技术研究的概述美国阿诺德工程发展中心于上世纪60年代开始设计和建造新型的航空发动机高空模拟装置ASTF。

该设施是开环布局，主要为了测试吸气式发动机推进系统，与现有的发动机测试设备类似，但能提供更大尺寸、更高性能以满足将来的测试需求。

建造该设施的相关设备，如电机、压气机、制冷机组、加热器、管道、泵、开关、电子器件等，都有供应商提供。

该设施主要目的是进行自由射流式测试，因此多数设计是为了优化自由射流试验性能。

在自由射流测试模式中，通过使用一个超声速自由射流喷管将气流加速到飞行马赫数。

安装飞机进气道的目的是让进口平面处在菱形测试区内部。

这样的布局真实模拟了从飞机进气道到发动机进口的气流。

攻角通过改变自由射流喷管的姿态来获得。

因为进气道周围存在溢流，所以设备要求的总流量是发动机流量的2 ~ 3倍。

自由射流设施用气源来调节代表飞行速度的进气道总压和总温，用排气装置来保持代表高度的试验舱静压，喷管使气流达到所希望的飞行速度和高度以获得模拟流动状态。

航空发动机高空模拟自由射流试验装置除了航空发动机高空模拟高空试验设备通用的气源等设备外，该装置主要包括稳压室、可调超声速喷管、高空室、进行模拟高空试验的飞机进气道和发动机及其附属装置、溢流扩压器、溢流冷却器、发动机舱、排气扩压器、可调超声速喷管转动机构等。

可调超声速喷管，主要用于产生模拟高空试验所需的超声速射流。

为了产生不同速度的超声速射流，其喉道面积是可调的；而为了喉道调节方便，所用的超声速喷管一般都是二维的。

为了模拟飞机机动飞行，可调超声速喷管还应有转动机构，以便模拟飞机攻角飞行和侧滑角机动。

可调超声速喷管的结构形式和气动性能应能适应不同飞机进气道的模拟高空试验；为此，自由射流模拟高空试验装置一般要准备若干组可调超声速喷管。

稳压室的作用是收集进入的空气并稳压，考虑到自由射流式模拟高空试验装置所用的可调超声速喷管，所以稳压室的尺寸一般都比较大。

高空室是可调超声速喷管出口形成超声速射流的地方，飞机进气道的进口也处在进气道/发动机高空模拟亚声速自由射流试验数值模拟这个高空室中。

利用抽气设备将高空室抽成飞机飞行高度所对应的大气压力，或者抽到产生规定的射流速度所对应的可调超声速喷管的压力比。

溢流扩压器用于对环绕飞机进气道外流动的超声速射流进行有效地减速，使超声速射流的动能转化为压力能，提高抽气设备进口的气体压力，以减轻模拟高空试验设备抽气装置的负担。

在自由射流式模拟高空试验装置中，溢流扩压器中气流的压力恢复潜力要比普通超声速风洞小的多。

这是由于超声速喷管内壁边界层影响所致。

超声速喷管核心部分高能量的气流流入飞机进气道，而流入溢流扩压器的中的气流能量较小，在溢流扩压器中恢复的能量也就较小。

为解决这个问题，可以采用吸气的方法来减少超声速喷管内壁边界层的厚度。

实际使用中，吸气是通过独立的辅助引射器来实现的。

溢流冷却器用于冷却溢流扩压器出口的高温气体，以便用抽气设备增压后排入大气。

发动机舱类似于直接连接式高空试验舱的高空室，用于安装发动机，并借助抽气设备使发动机舱内达到所要模拟的高空大气压力，或者保持发动机尾喷管处于超临界工作状态。

由于自由射流式模拟高空试验不要求精测发动机推力等发动机性能参数，一般都是采用尾喷管“堵塞”技术的发动机排气模拟试验方法，使发动机尾喷管处于超临界工作状态。

这样可以大大减轻抽气设备的负担，缩减抽气设备的规模，自然也就降低试验的成本。

排气扩压器用于将发动机排出的高速、高温燃气的动能转变为气体的压力能，同样也是用来减轻抽气设备的负担。

1.2国内外自由射流技术研究的现状及发展趋势随着喷气式航空发动机的问世，航空发动机试验装置的发展也在进行中。

从1928 年美国第一个老式风洞的问世到，1993 年美国AEDC(阿诺德工程发展中心)ASTF C-2 自由射流装置的投入使用，在60 多年的发展历程中，航空发动机高空模拟试验装置出现了“推进风洞”、“直接连接式”和“自由射流”试验方法。

随着对飞行器性能要求的提高和试验成本的考虑，“推进风洞”和“直接连接式”在西方一些航空大国已经逐渐淡出，“自由射流”则占据了航空发动机高空模拟试验的主导地位。

美国麦•道公司的F-15 战斗机和通用动力公司的F-16 战斗机就是AEDC 的ASTF 上进行试验，而这两种美国空军赫赫有名的主力战机的出色表现,也证明了“自由射流”试验技术的优势,也将其推向了一个新的发展高度。

除了在传统飞行器动力装置试验方面的巨大成功，“自由射流”试验技术在新概念飞行器的发展过程中，也取得了突破。

法国MBDE 和ONERA 于2003 年启动LEA 飞行测试项目，利用“自由射流”装置进行马赫数4 ~ 8 范围内双模冲压式喷气发动机气动推进平衡的验证，目前该项目正在进行中。

随着飞机飞行范围的扩大和机动性的提高，民用飞机安全和经济性的改善，飞机对航空发动机的性能和稳定性的要求也越来越高，航空发动机的发展对模拟高空试验的依赖性也越来越强。