【最新录用】编委韩省思教授团队|圆管隔离段激波串特性的自适应湍流模拟研究
文摘
科技
2024-08-01 16:13
陕西
研究亮点：隔离段处在超燃冲压发动机进气道和燃烧室中间，起到“承上启下”的重要作用：一方面，隔离段对进气道出口的气流减速增压，为燃烧室更加均匀稳定地燃烧提供良好气动环境；另一方面，隔离段可以避免下游燃烧室的高压条件对进气道产生干扰，防止进气道不起动。隔离段的抗反压性能是工程设计重点关注的一个问题，其能否成功抵抗下游燃烧带来的高反压对进气道乃至整个超燃冲压发动机的正常工作影响极大。本文选取Waltrup-Billig圆截面隔离段构型，在进行网格敏感性分析以及算例验证后研究了五组不同大小的反压工况对隔离段流场的影响特性，如图1所示。结果表明，随着反压比的增大，整体伪激波区域会向隔离段入口处移动，伪激波中激波串结构会随反压增大先增加节数而后趋于固定，并向上游平移。当反压增加到临界值后，伪激波会被完全推出隔离段，这种情况在实际的超燃冲压发动机中会造成十分严重的后果，可能直接导致进气道不起动，因此在隔离段设计时要留有充足的裕度保证激波串在合理范围内运动。此外，隔离段出口便是下游燃烧室的进口，隔离段出口参数很大程度上影响燃烧室工作模态。研究发现，出口反压越大，隔离段出口截面加权马赫数和流动参数畸变程度越小，总压恢复系数也越小。这说明反压决定隔离段的工作模态，在实际的超燃冲压发动机中，燃烧室的设计是与隔离段密切相关的，燃烧室燃烧状态下产生的高反压需要与隔离段流场相匹配，在保证伪激波区域不被推出隔离段的前提下，应当使总压恢复系数尽量大，隔离段出口流动尽量均匀。
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图1 不同大小反压作用下隔离段瞬时马赫数云图
此外，超燃冲压发动机在实际的燃烧过程中有可能会出现振荡燃烧现象，这种低频脉动压力会向上游传递进而影响隔离段内激波串运动特性，因此研究了四组不同频率的正弦式脉动反压工况，如图2所示，探究了脉动反压对隔离段流场的影响。结果表明，随着反压频率升高，激波串整体振荡的范围在缩小，第一道起始激波的位置向下游出口处移动。此外，第一道激波后的压力脉动随反压频率升高呈现整体下降趋势。在实际的燃烧室中，更应注意燃烧振荡对隔离段激波串的影响，防止激波串前缘振荡超出隔离段安全范围。
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图2 不同时刻脉动反压作用下隔离段瞬时马赫数云图
在高速飞行器实际飞行中，一方面，气动加热现象十分显著，会导致隔离段壁面温度发生变化；另一方面，燃烧室内的高温燃气也可能通过热传递影响壁面温度。本文的计算结果表明，当壁温高于绝热壁温（壁面向流体传热），伪激波向上游移动；当壁温低于绝热壁温（流体向壁面传热），伪激波向下游移动。此外，当壁面温度等于来流总温时，由于总温与绝热壁温接近，伪激波长度与绝热壁计算的结果基本一致。由于隔离段内流动属于高雷诺数流动，流体携带的惯性占优，因而壁温比增加导致壁面附近当地雷诺数降低，边界层抗逆压梯度能力减弱。此外，如图3所示，当壁温高于来流总温时，流场中被加入热量时，与绝热壁面相比边界层增厚；当壁温低于来流总温时，热量从流场中散发，边界层变薄。对于隔离段对称正激波串而言，边界层厚度增加会降低流动马赫数，从而降低了边界层抵抗逆压梯度的能力，导致隔离段性能下降。
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图3 不同壁温比下边界层信息
研究背景：超燃冲压发动机隔离段中普遍存在激波串现象，激波串的本质是激波/边界层相互作用。上游的超声速气流经过激波串减速，如果隔离段管道足够长，激波串区域后还会出现一段逆压梯度区域，称为混合区，激波串区域和混合区域合称为伪激波区域。工程上十分关心隔离段的抗反压性能，隔离段能否成功抵抗下游燃烧带来的高反压对进气道乃至整个超燃冲压发动机的正常工作至关重要。隔离段虽然几何结构非常简单，但是其内部流场非常复杂，尤其是在高反压的情况下，边界层分离、激波/边界层相互干扰、激波串振荡等多种复杂流动现象相互耦合，给数值计算精度提出了很高的要求。常规雷诺平均方法（RANS）中的湍流模型在处理复杂流动分离问题时性能不佳，而大涡模拟（LES）对于壁面解析湍流的计算成本很高，对于大部分航空工程应用问题难以承受。近年来发展的自适应湍流模拟方法（SATES）是基于湍流能谱实现的非分区、自适应匹配的湍流模拟方法，通过不同湍流尺度与模化形式之间的关系，构建了自适应的分辨率控制函数，实现从非定常RANS、LES到DNS 这3类基础湍流模式自适应光滑演变的模化框架，从而达到在合理的计算成本下解析大部分湍流涡系的能力。图4展示了自适应湍流模化方法的理论框架，结合该湍流模拟方法，本文中对超燃冲压发动机中的隔离段部件开展了三维非定常计算和分析。
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图4 自适应湍流模拟方法理论框架
研究结论：
1）高精度的自适应湍流模拟方法可适用隔离段等复杂工程可压缩湍流的高保真、高效率数值模拟。
2）隔离段出口反压值增大、频率降低以及壁面温度的升高均会使激波串向隔离段入口移动，造成潜在的不起动风险。因此在实际工程中应注意燃烧室燃烧过程中所带来的高反压、振荡燃烧以及壁面热传导效应，防止激波串被推出隔离段，引起隔离段乃至整个发动机非正常工作。
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韩省思，南京航空航天大学能源与动力学院教授，博士生导师，江苏特聘教授。长期从事航空航天动力系统复杂热流体（湍流流动、传热冷却及燃烧）的先进数值计算研究及在航空航天能源领域内的工程应用。主要研究方向包括：湍流及湍流燃烧高精度数值模拟、超声速流动及燃烧、振荡燃烧、航空发动机热端部件冷却及燃烧室技术等。提出了新型的自适应湍流超大涡模拟方法，兼顾计算精度和计算效率，已成功应用于我国航空航天领域若干重大动力装备型号的研制。主持国家两机专项课题3项、国家自然科学基金项目和课题4项、江苏省自然科学基金2项以及若干航空院所合作项目。已发表学术论文110余篇，其中SCI收录70余篇。担任《推进技术》《航空工程进展》期刊青年编委。
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