【正文】 .................. 22 模型建立 ................................................................................................................... 22 亞聲速噴管的設(shè)計 ............................................................................................ 22 進氣道 /發(fā)動機模型的設(shè)計 ............................................................................... 24 高空實驗艙模型及測試件的設(shè)計 .................................................................... 26 網(wǎng)格劃分 ................................................................................................................... 27 數(shù)值計算的基本設(shè)置 ............................................................................................... 30 進氣道 /發(fā)動機高空模擬亞聲速自由射流試驗數(shù)值模擬 4 4 計算結(jié)果及分析 ............................................................................................................. 35 流場垂直對稱面各云圖分布 ................................................................................... 35 進氣道各截面云圖分布 ........................................................................................... 36 結(jié)果分析 ................................................................................................................... 40 5 結(jié)論與展望 ..................................................................................................................... 42 結(jié)論 ........................................................................................................................... 42 展望 ........................................................................................................................... 42 參考文獻 ............................................................................................................................. 43 致 謝 ................................................................................................................................. 45 沈陽航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 5 1 緒論 自由射流技術(shù)研究的概述 美國阿諾德工程發(fā)展中心于上世紀(jì) 60 年代開始設(shè)計和建造新型的航空發(fā)動機高空模擬裝置 ASTF。 關(guān)鍵詞 ： 自由射流；亞聲速；數(shù)值模擬 進氣道 /發(fā)動機高空模擬亞聲速自由射流試驗數(shù)值模擬 2 Numerical Simulation of numerical Freejet Test for Inletengine Altitude Simulating Abstract With the flourish development of aviation industry, The importance of altitude simulation bee 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 aeroengine 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 freejet test experimental equipment is reasonable. Keywords: Free jet。安裝飛機進氣道的目的是讓進口平面處在菱形測試區(qū)內(nèi)部。為了模擬飛機機動飛行，可調(diào)超聲速噴管還應(yīng)有轉(zhuǎn)動機構(gòu)，以便模擬飛機攻角飛行和側(cè)滑角機動。超聲速噴管核心部分高能量的氣流流入飛機進氣道，而流入溢流擴壓器的中的氣流能量較小，在溢流擴壓器中恢復(fù)的能量也就較小。 國內(nèi)外自由射流技術(shù)研究的現(xiàn)狀及發(fā)展趨勢 隨著噴氣式航空發(fā)動機的問世，航空發(fā)動機試驗裝置的發(fā)展也在進行中。英國國家燃?xì)廨啓C研究中心 (NGTE)設(shè)計和建造了全尺寸大型超聲速自由射流試驗艙 C4，美國阿諾德工程發(fā)展中心 (AEDC)設(shè)計和建造了縮尺寸亞聲速和超聲速自由射流試驗艙 C2。上世紀(jì)末到本世紀(jì)初，我國對大飛機和先進戰(zhàn)斗機的需求急劇升高，而與其配套的發(fā)動機成了制約大飛機和先進戰(zhàn)斗機發(fā)展的瓶頸。又據(jù)美國國防部和（美國）航空航天管理局（ NASA）聯(lián)合組織的航空空間協(xié)調(diào)局（ AACB）宣稱，一項現(xiàn)代推進系統(tǒng)的研制計劃，在 5~6 年周期中，占用模擬高空試驗艙的時間為五萬多小時，并且要用 3~4 個高空試驗艙。 具體研究內(nèi)容包括： 一．理論分析與研究 （ 1） 查閱國內(nèi)外相關(guān)文獻，了解航空發(fā)動機高空模擬自由射流試驗的相關(guān)情況； （ 2） 研究航空發(fā)動機高空模擬自由射流試驗技術(shù)及其裝置的技術(shù)性問題； （ 3） 學(xué)習(xí)流體和傳熱知識，掌握基本方程。絕對壓力與表壓力 p 的關(guān)系為 () 式中，為參考壓力 （ Operating Pressure） 。 缺省情況下， FLUENT 以計算域內(nèi)全部單元的平均密度為參考密度；而在某些情況下，則必須給定參考密度。 E 為總能。在迭代過程的最初幾十步不求解能量方程。 Reynolds 時均方程方法 Reynolds 時均方程方法將瞬態(tài) NavierStokes 方程總的求解變量分解成平均值（ Favre 質(zhì)量加權(quán)平均或時間平均）和脈動值分量。目前工程上使用的主要有 Reynolds 應(yīng)力方程和湍流渦粘性系數(shù)法。 模型 湍流模型是最簡單的“完全模型” 兩方程湍流模型，該模型通過求解兩個輸運方程獨立地確定湍流速度和湍流長度標(biāo)尺。于是有 () 式中，為經(jīng)驗常數(shù)。 模型 RNG 模型由 Yakhot 和 Orszag 提出，采用稱為重整化群（ ReNormalization Group, RNG）理論的嚴(yán)格統(tǒng)計方法推導(dǎo)得到。而這一針對旋轉(zhuǎn)影響的修正使 realizable 模型在單旋轉(zhuǎn)坐標(biāo)系中比標(biāo)準(zhǔn)模型有更好的性能。 采用 Reynolds 比動量傳遞的方法模擬湍流傳熱： () 其中，為導(dǎo)熱系數(shù)；為總能；為偏應(yīng)力張量，與其有關(guān)的項代表粘性加熱： () 湍流 Prandtl 數(shù)的值為 。 有兩類模擬近壁區(qū)流動的方法：壁面函數(shù)和近壁區(qū)模擬。當(dāng)時，采用對數(shù)律；當(dāng)緊鄰壁面單元處時，采用層流應(yīng)力 應(yīng)變關(guān)系 () 由動量輸運與能量輸運之間的 Reynolds 比擬可得相似的平均溫度對數(shù)律。特別是常剪切應(yīng)力假設(shè)和局部平衡假設(shè)限制了標(biāo)準(zhǔn)壁面函數(shù)的普遍性。 進氣道 /發(fā)動機高空模擬亞聲速自由射流試驗數(shù)值模擬 20 入口湍流邊界條件 湍流模型需要湍流量的邊界條件。此外，也可以采用指定湍流強度、湍流粘度比、水力直徑和湍流長度標(biāo)尺等方式給定入口湍流邊界條件。 湍流粘度比與湍流 Re 數(shù)成正比： 沈陽航空航天大學(xué)畢業(yè)設(shè)計（論文） 21 () 在高 Re 數(shù)邊界層、剪切層和充分發(fā)展管流中，數(shù)較大（在量級范圍）；在自由流邊界層內(nèi)較小（）。 亞聲速噴管的設(shè)計 在亞聲速自由射流裝置中，噴管是保證試驗段獲得設(shè)計 M 數(shù)的均勻氣流的重要部件，其作用就在于氣流等熵加速膨脹。該模型噴口入口處為 3m3m，出口處為 ，噴管長度為 ，并于兩端分別留有 的直段以保證氣流性能的良好。輪廓線 6 為以（ 0， 0，576）為圓心，半徑為 576mm 的圓。二維網(wǎng)格可以使用四邊形和三角形單元，單元面則為線段。這里包含兩方面的內(nèi)容。進氣道 /發(fā)動機、前體模擬器及其周圍計算域采用結(jié)構(gòu)網(wǎng)格和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格結(jié)合的混合網(wǎng)格，高空試驗艙和可調(diào)亞聲速噴管采用結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格，計算域結(jié)合部位采用非機構(gòu)網(wǎng)格。 圖 進氣道 /發(fā)動機和前體模擬器的網(wǎng)格 進氣道 /發(fā) 動機和前體模擬器及其周圍計算域的網(wǎng)格劃分完成之后，接著對亞聲速噴管、高空試驗艙和排氣擴壓器部分進行網(wǎng)格劃分。該值輸入之后， FLUENT 會自動將其除以入口面積，得到進口邊界上的平均分布的質(zhì)量通量，級單位面積上的質(zhì)量流量。每次迭代計算得到的入口速度值都在不斷調(diào)整以滿足宿舍定的質(zhì)量流入口條件。靜壓值的設(shè)置只用于亞聲速流動，如果當(dāng)?shù)亓鲃舆_到超聲速時，所設(shè)置的壓力就不再被使用，此時壓力由流場內(nèi)部通過插值外推得到，所有其他的流動參數(shù)也都從內(nèi)部外推得到。如果當(dāng)?shù)亓鲃舆_到超聲速時，所設(shè)置的壓力就不再被用，此時壓力由流場內(nèi)部通過外差值得到，所有其他的流動參數(shù)也都從內(nèi)部外推得到。 （ 2）在單個控制容積上和時間間隔上對控制方程進行積分，建立關(guān)于離散化的未知量（包括速度、壓力、溫度等以及其它守恒量）的代數(shù)方程組?；趬毫Φ姆椒ㄖ?，壓力場是由求解壓力或壓力修正值方程得到的，而壓力修正值方程由連續(xù)性方程和動量方程推導(dǎo)而來。 （ 4）如果進行多項流耦合計算，更新相關(guān)連續(xù)方程與分散相軌跡計算中的源項。梯度值計算有下列方法：進氣道 /發(fā)動機高空模擬亞聲速自由射流試驗數(shù)值模擬 34 ① Gre。 （ 2）對連續(xù)性方程、動量方程、能量方程和組分方程進行同時求解。 兩種方法中，速度場是由動量方程求解