（热能工程专业论文）涡扇发动机风扇及内外涵道匹配的数值分析.pdf

摘要摘要航空工业的飞速发展要求缩短发动机的研制周期、降低科研和试验成本。数值模拟技术的进步在一定程度上满足了这一需求。本文用数值模拟的方法对民机风扇增压级内外涵道的三维稳态流场进行计算分析，得出详细的速度、压力等流动参数的分布，为叶片优化设计以及气动声学评估提供一定的依据。本文数值模拟的对象是某涡轮风扇发动机的风扇增压级，区域是从风扇进口到增压级出口以及整个外涵道。数值分析的整体结果表明：该航空发动机在设计工况下的气动性能基本达到设计指标的要求，同时，详细流场数值分析的结果也呈现了各气动参数分布合理，内涵道各级压比分配协调，为该压气机的型号设计提供了定性的判别依据。在设计转速下出口背压降低一定程度时，将出现堵塞现象，在内涵道出现流动堵塞时，内涵道第四级动叶顶部区域压力面前缘出现回流迹象，对比堵塞状态与设计工况的气动参数时发现：堵塞状态下各排叶片进口气流角绝对值较设计工况增大，即进口负冲角增大，说明在堵塞状态下，气流容易在压力面产生分离。在设计转速下出口背压升高到一定程度时，会发生旋转失速，本文对比了近失速工况和设计工况下的流场，在内涵道近失速点，内涵第二级静叶顶部区域吸力面尾缘附近出现回流区，各排叶片进口气流角绝对值减小，即进口正冲角增大，导致吸力面流动不稳定分离现象加剧，是动叶通道内部旋转失速团形成的主要原因。本文对比了轴向进气和非轴向进气时内涵道计算的结果，其中非轴向进气的进口边界条件是根据整体联算的结果中内涵道进i z l 气流参数给定的，分析模拟的结果发现轴向进气和非轴向进气内涵道的性能都达不到设计指标，但非轴向进气的结果更好一些。这说明内涵道进口边界条件对内涵道性能影响很大，由于内涵道进口边界条件很难设定，因此单独进行内涵道的计算是很难真实反映内涵道在整个风扇，增压级中的气动性能的，进行风扇增压级的整体模拟是必要的。关键词：风扇i 增压级；数值模拟：涡扇发动机a b s 仃a c ta b s t r a c ty o n g h u iz h a o ( e n g i n e e r i n gt h e r m o p h y s i c s )d i r e c t e db yc h a o q u nn i ea n dh o n g w uz h a n gu n d e rt h er e q u i r e m e n t so ff a s td e v e l o p m e n tf r o ma e r o n a u t i ci n d u s t r y , t h er & dp e r i o d so ft h ea c r e e n g i n ea r eo b v i o u s l ys h o r t e n ，i no r d e rt or e d u c et h ec o s t sr e l a t e dt os c i e n t i f i cr e s e a r c ha n dt e s t i n gp e r i o d s i nt h i sp a p e r , t h em e t h o do fc f di su t i l i z e dt oa n a l y z et h r e e - d i m e n s i o n a ld i s t r i b u t i o n so fs t e a d yf l o wf i e l d si nf a n b o o s t e r , a n di n t e r n a la n de x t e r n a lb y p a s s t h eb e h a v i o ro f v e l o c i t ya n dp r e s s u r ep a r a m e t e r sr e l a t e dt oa e r o d y n a n l i cl o a d i n ga n df l o ws t a b i l i t ya r ed i s c u s s e di nd e t a i l s a i s o ，t h en u m e r i c a la n a l y s i sr e s u l t sa r et ob ep r o v i d e dd e s i g n e r sw i t ht h ev a l u a b l ec r i t e r i af o rt h eb l a d ea e r o d y n a m i co p t i m i z a t i o no f c o m p r e s s o r i n t e r n a lf l o wa n da e r o d y n a m i cp e r f o r m a n c eo ft h ef a n , b o o s t e r , a n di n t e r n a la n de x t e r n a lb y p a s so fat u r b o f a ne n g i n ea r es e l e c t e da st h er e s e a r c hd i r e c t i o ni nt h i sp a p e r 1 1 1 es i m u l a t i o nr e g i o n si n c l u d et h ef a n ，b o o s t e rs t a g e s ，a n dt h ee x t e m a lb y p a s s i ti ss h o w nt h a tt h ep e r f o r m a n c ep a r a m e t e r sp r o v i d e db ys i m u l a t i o na tt h ed e s i g n e dc o n d i t i o na r ec o n s i s t e n tw i t ht h eg i v e no n e so nt h ew h o l e ，a n dt h a tt h ed i s t r i b u t i o n so fa e r o d y n a m i cp a r a m e t e r si nt h ef l o wf i e l da r eb a s i c a l l ym a t c h e dw i t l lt h ep r a c t i c a lp h y s i c a lp r o b l e m s i ti sa l s op r e s e n t e dt h a tt h et o t a lp r e s s u r er i s ea te v e r ys t a g eo f t h ec o m p r e s s o ri sp r o p e r i ti sc e r t a i ns i g n i f i c a n tt h a tt h en u m e r i c a la n a l y s i sr e s u l t sa r er e f e r r e dt ot h eq u a l i t a t i v er e f e r e n c ef o rt h ed e s i g no f t l l ec o m p r e s s o r a tt h ed e s i g n e dr o t a t es p e e d ，w h e nt h eo u t l e ts t a t i cp r e s s u r ei sr e d u c e dt os o m ee x t e n t ，t h eb l o c k a g eo c c u r r e d w h e nt h i sh a p p e n e d ，b a c kf l o w sw e r es e e na tt h et o po ft h ec o r ec o m p r e s s o r sf o a r t hr o t o ro nt h ep r e s s u r es i d en e a rt h e1 e a d i n ge d g e 。c o m p a r i n gt h ep a r a m e t e r sa tb l o c k a g ew i t ht h eo n e sa tn o r m a lc o n d i t i o n ，i tc a nb ef o u n dt h a tt h ea b s o l u t ev a l u e so ff l o wa n g l en e a rt h el e a d i n ge d g eo fe v e r yb l a d er o wa r eb i g g e rw h e nb l o c k a g eo c c u r r e d ，w h i c hc a l ll e a dt os e p a r a t i o n so np r e s s u r es i d e a tt h ed e s i g n e dr o t a t es p e e d ，w h e nt h eo u t l e ts t a t i cp r e s s u r ei si n c r e a s e dt os o m ee x t e n t ，t h er o t a t i n gs t a l lo c c u r r e d n e a rt h er o t a t i n gs t a l lc o n d i t i o n ，b a c kf l o w sw e r es e e na tt h et o po ft h ec o r ec o m p r e s s o r ss e c o n ds t a t o ro nt h es u c t i o ns i d en e a rt h et r a i l i n ge d g e ，c o m p a r i n gt h ef l o wf i e l da tt h ec o n d i t i o nn e a rt h er o t a t i n gs t a l la n dt h a to f n o r m a l ，t h ea b s o l u t ev a l u e so f f l o wa n g l en e a t h el e a d i n ge d g eo f e v e r yb l a d el o wa r es m a l l e ra tt h ec o n d i t i o nn e a rt h er o t a t i n gs t a l l ，w h i c hc a nl e a dt op r i c k i n gu po fs e p a r a t i o no i lt h es u c t i o ns i d e ，i ti st h em a i nr e a s o nf o rs t a l lc e l l se m e r g e n c e t h er e s u l to fs i m u l a t i o no nt h ec o r ec o m p r e s s o ri sc o m p a r e db e t w e e nt w od i f f e r e n ti n l e tc o n d i t i o n s ：i n l e tf l o wa n g l en o r m a lt ot h eb o u n d a r ya n da b n o r m a l t h ei n l e tf l o wa n g l ea tt h el a t t e rc o n d i t i o nw a sd e f i n e da c c o r d i n gt ot h er e s u l to ft h ew h o l ec o n f i g u r a t i o n ss i m u l a t i o n i tw 弱f o u n dt h a tt h et w oi n l e tc o n d i t i o n sc a nn e i t h e rl e a dt oap e r f e c tp e r f o r m a n c ep a r a m e t e r , b u tt h el a t t e ri n s t a n c ei sal i t t l eb e t t e r f r o mt h e s e ! ! ! 坚! !一一_ 一一。i tc a i lb ec o n c l u d e dt h a tt h ei n l e tc o n d i t i o n so ft h ec o r ec o m p r e s s o rh a v eas i g n i f i c a n te f f e c to ni t sp e r f o r m a n c e w i t h o u tt h ea c c u r a t ei n l e tf l o wc o n d i t i o n ，t h es i m u l a t i o no nt h ec o r ec o m p r e s s o rs e p a r a t e df r o mt h ec o n f i g u r a t i o nc a n n o tr e f l e c tt h er e a la e r o d y n a m i cp e r f o r m a n c eo fi ti nt h ew h o l ed e v i c e t h es i m u l a t i o no nt h eo v e r a l ld e v i c ei sn e c e s s a r yk e yw o r d s ：f a n b y p a s s b o o s t e r ；n u m e r i c a ls i m u l a t i o n ；t u r b o f a ne n g i n ei i i前言第一章前言1 1 研究背景和意义航空技术的进展在很大程度上取决于航空发动机的成就【“。传统对航空发动机的设计常常采用实验得到必要的流场信息和系统的有关参数，实验的方法需要投入很大的财力物力，耗时也很长，而且实验的方法不能更全面的反映流动的情况，只能根据测点得到的实验数据进行计算和分析，测点的布置对结果有一定影响，有些地方也很难布置测点。正因为传统发动机设计方法试验昂贵、费时，所获信息有限，迫使人们需要用先进的计算机仿真手段指导设计1 2 j ，大量减少原型机试验，缩短研发周期，节约研究经费。自二十世纪六十年代以来c f d 技术得到飞速发展，其原动力是不断增长的工业需求，而航空航天工业自始至终是最强大的推动力。国外飞机厂商用c f d 取代大量实物试验，如美国战斗机y f 2 3 采用c f d 进行气动设计后比前一代y f 1 7 减少了6 0 的风洞试验量。目前在航空、航天、汽车等工业领域，利用c f d 进行的反复设计、分析、优化已成为标准的必经步骤和手段l ”。且前我国的航空业仍处在发展阶段口】，尤其是在民用大涵道比涡轮风扇发动机的设计和制造方面与西方发达国家的先进水平是有明显差距的。但经过几十年的努力，军机发动机研发工作初显近于成熟的端倪。在这样的前提下，利用军机发动机的核心技术来探讨民机发动机的设计发展问题已经显现出这种继承性的存在。在这种继承改进过程中，大涵道比风扇增压级的改变尤为重要。综合考虑气动和声学问题、进行以全三维为主体的内外涵流道及叶片优化设计以提高风扇增压级的效率并降低噪声，发展建立风扇增压级气动声学综合设计的设计体系是研发和生产、制造民用客机大涵道比涡轮风扇发动机的主要工作。因此，用数值模拟的方法得到风扇土曾压级整体结构内部流场的详细信息对发展我国民用大涵道比涡轮风扇发动机设计体系是十分有帮助的，通过对这部分结构的数值模拟及其分析，将为设计技术的发展在定性或者准定量方面提供一定的依据。1 2 计算流体力学并行技术的发展现状本文采用商用计算1 流体力学软件f l u e n t 对涡扇发动机的风扇增压级内夕涵道进行了联算。涡扇发动机的风扇增压级结构较为复杂，计算区域包含风扇、外涵道、内涵道三个部分，总体网格量多达二百多万。由于其内部的流动是可压缩的高速流动，用f l u e n t 进行数值模拟时，为得到较高的计算精度和较好的涡喷发动机风扇及内外涵道匹配的数值分析收敛性，需要选用占内存较多的c o u p l e 求解器。为了提高计算速度和满足对内存的需求，本文的数值模拟工作是在本课题组自主开发的分布式网络并行平台上进行的。因此，有必要对计算流体力学并行处理技术的发展现状作一简单介绍。随着计算流体力学的发展，人们对计算的速度提出了越来越高的要求。同时，在工业中大规模设计计算如飞机设计中全机气动性能计算、透平机械复杂叶型及组合的设计分析、高超音速航天器空气动力学设计分析等，以及在流动机理的细致研究方面，都需要很大的计算机内存，这些问题促使了并行处理技术的发展及其在计算流体力学中的广泛应用。在二十世纪八十年代，向量计算机大大改善了c f d 的计算速度，但是这种改善是以很高的费用为代价的。精简指令集计算机( r i s q 在二十世纪九十年代的出现，提高了性能价格比，但是基于总线共享内存并行操作的规模不能超过8 个处理器，原因是总线带宽限制了多c p u 同时读取共享内存的速度。后来分布式内存( d m p ) 和分布共享内存( d s m p ) 机器的发展突破了这个瓶颈，并行技术得到迅速发展【4 l 。并行的原理是：将整个流动区域分割成n 个子区域分配给n 个c p u 计算，把子区域的初始流场信息、几何信息( 网格坐标、标识号) 分别装载入各子区域对应的c p u 的内存中。在每一个c p u 中启动计算进程，由主进程调度各c p u 的计算。在每一次全场的扫描过程中，由各c p u 完成子区域的计算并在边界完成数据交换( 各c p u 间的通信) ，由主进程收集全场数据完成收敛准则判别，并按需要进行写盘等其它操作。并行计算一般采用物理区域分割并行方法，在编程上采用单控制流多数据流( s p m d ) 模型，一般采用m p ! 或p v m 实现消息传递这几乎适用于所有的并行机体系结构：如向量机、m p p 、集群系统、s m p 及其构成的星群系统，甚至是局域网连接的工作站p c 群。在物理模型和数值算法确定的条件下，并行计算的速度主要取决于c p u 个数、c p u 性能、内存、c p u 一内存访问带宽、结点互连带宽、网格质量及分区质量。每一个特定问题、每一台特定机器对应于一个最佳分区数，大量的实践会对同一类问题总结出一个最佳网格数c p u 比值分区数过多，c p u 间通信量增大，分区数增大到一定程度反而会降低计算速度；分区数过少，没有充分利用更多的c p u 参与计算，也会影响计算速度；分区质量蒸，各c p u 负载不均匀，c p u 有等待现象，也影响速度。通常成熟的商业软件包如f l u e n t 都至少提供两种分区方法：自动分区和手动分区。自动分区的好处在于操作简便，适宜工程应用，但各c p u 的负载平衡不一定能保证。手动分区恰好相反。值得注意的是，对于稳态流动，在任何一个计算时刻内存中都只保留整场的套数据信息，故在计算过程中只存在c p u 一内存、c p u c p u ( 或计算结点计算结点) 之间的通讯，无需访前言问磁盘。但对于非定常问题，每一个时间步均产生一套流场信息，每一时间步计算结束后必须将各计算结点的流场信息会聚起来，执行内存到磁盘的写操作，通信量骤增，计算速度无疑会放慢“。1 3 内外涵道内部流场的数值模拟发展1 3 1 叶轮机械数值模拟的发展叶轮机械数值模拟是计算流体力学一个主要应用方向，它的发展经历了从二维到三维、从单级到多级、从定常到非定常的过程。流体在叶轮机械中的流动是一种内部流动。相对于外部流动而言，叶轮机械内部流动问题较为复杂，它是粘性、可压缩、非定常的三维流动。由于包含旋转部件，描述其流动的数学模型一控制方程中含有离心力项和哥氏力项，边界条件中含有周期性边界条件，还要计及多排动静叶片排之间的相互干扰、进1 ：3 存在周向畸变的流动、轴向和径向间隙以及激波和涡系的相互影响、激波边界层干扰、流固耦合( 例如颤振) 、多相流以及化学反应( 例如燃烧) 、真实气体效应等等，叶轮机械压缩系统还存在流动失稳现象( 例如旋转失速和喘振) ，而且各种流动结构之间还往往存在强非线性相互作用。叶轮机械内部流动的特殊性和极端复杂性对c f d 提出了非常高的要求p j 。早期人们所作的大量研究工作的焦点主要集中在孤立叶片排性能的预测和测量上，换句话说，叶片排仍然是平面叶栅或环形叶栅。但实际的叶轮机都是由多排叶片组成的。叶片排之间存在相互干涉。因此单排叶片的数值研究不能反映真实的流动环境下叶片排的性能，多叶片排的数值模拟显得更加重要。国外从八十年代开始了对多级叶轮机全三维定常流动计算问题的研究，在处理叶片排之间的信息传递方面，发展了几种通用的模型，典型的有：混合平面模型、通道平均模型。d e n t o n 比较早的把混合平面模型应用于叶轮机械多级流动的数值模拟。在其之后，这种叶片排间的参数处理方法得到了非常广泛的应用( d a w e s ，刘前智，周新海采用混合平面模型，对多级风扇压气机进行了大量的数值模拟工作【1 4 埽1 ) 。但混合平面模型会在混合平面处产生熵增，特别是对于周向气流变化较大的高压透平会造成很大的计算误差。针对混合平面模型存在的缺点a d a r n c z y k 【l9 】1 9 8 5 提出了通道平均模型。该模型解决了混合平面模型在叶片排间传递时的熵增问题，因此可以得到更精确的定常模拟结果。这一方法也得到了一些推广( a d a m e z ：y ke ta 1 1 2 0 1 9 9 0 ；r h i ee ta l ，1 9 9 8 ；l e j a m b r ee ta 1 t 2 2 1 1 9 9 8 ：b u s b ye ta 1 b ”2 0 0 0 ，t u r n e r l 1 9 9 6 ，) 。在国内赵晓路采用通道平均模型研究了多级压气机n s 方程的并行计算问题。多级联算是内外涵联算的基础，本文中的风扇增压级结构包含风扇和分流环块之间的信息传递、分流环块和内外涵塑竺叁塑垫垦星墨堕! ! 塑堕婴墼堕墼堕坌堑进口之间的信息传递、内涵道各排叶片之间的信息传递。在处理这些叶片拌的信息传递中均采用计算流体力学软件f l u e n t 提供的混合平面模型当代叶轮机械内流气体动力学研究f 进入以非定常流动研究为主霉特征的第三代新发展阶段( ”。叶轮机械内部流动的非定常性直接影响损失的产生、扩散和输运，制约各叶片排之间的气动匹配，并导致对机器安全运行有极大危害力的非定常负荷，因此探索未知的流动非定常本质也就成为提高叶轮机械性能和解决一些传统难题的期望所在。随着近代科技的发展，特别是计算机功能、数值计算方法与动态测试技术的进步，对非定常本质的研究终于提到日程，并成为当代叶轮机械进一步发展的突破口。叶轮机械非定常流动研究主要沿着两个方向展开，分别对应于两类不同的流动现象，一类为固有非定常问题，其中绝大多数是由于转子静予之间的相对运动以及各叶片排的周向非均匀流动所引起，即级间流场干涉现象这现象直接影响机器的效率和一系列气动不稳定性与气动力激振，实际上叶轮机械有效工作的本身就是剥用流动非定繁性的杰作；另类为条件非定常闷题，亦称流动失稳现象，如旋转失速、喘振、颤振以及流场畸变等，是一种由系统或局部扰动诱发的不稳定流动 26 1 。流动失稳是限制机器工作范围和影响运行可靠性的传统难题，在机器的设计与调试中是实现各级匹配的主要障碍，并在过渡态或非设计工况运行中往往导致灾难性事故i 。对于非定常的计算近年来国内外都进行了大量的工作，在国外，o u t a 【2 ”，h 8 i 等人对压气机的旋转失速作二维数值模拟，m a s a k i l 2 9 1 ，h a h i 3 0 l ，v o t 3 1 等对压气机旋转失速进行三维数值模拟。在国内，中国科学豌工程热物理研究所r 7 j 2 ) 对时轮机械内部菲定常流动作7 大量研究z 作。国内外大量基础实验研究和理论分析表明，叶轮机械内部流场的非定常流动对叶片排的气动性能有很大影响p ”。1 ，3 2 涡轮风扇发动机数值模拟涵道风扇发动机的跨音速风扇不是在孤立状态下工作的。分流环可以对上游风扇施加影响，并且内外涵中的叶片也能影响风扇的出口边界条件。外涵出口导向叶片有时离分流环的前缘很近，并且其叶根附近的气流会显著的受到涵道比变化而引起分流环攻角变化的影响；在外机匣附近，外涵出口导向时片的气流可显著的受到上游风扇叶尖间隙流的影响如果分流环本身的气流攻角较大，则内涵进i z l 导向叶片可能承受非常不均匀的气流。对此进行数值模拟是摆在每个设计者面翦弱一项复杂丽有意义的工作，d 8 w e s 脚在丸十年 弋初就把当对比较成熟的单叶片排三维n s 方程求解方法推广到实际的涵道风扇结构d a w e s 举两种简单涵道风扇结构模型的求解实例：风扇分流环核心发动机静子和风扇分流环外涵出口导向叶片。风扇- 分流环一核心发动机静子就是在外涵道中没有叶片的简单情4垫童形模拟，风扇分流环- 夕 涵出口导向叶片就是内涵道中没有叶片的简单情形ad a w e s 通过计算发现内外涵的分流环通过其压力场对上游施加很大的影响。目前国内对航空发动机的设计研发也越来越多的依赖数值模拟技术口“，在发展建立风扇，增压级气动声学综合设计的设计体系的过程中，使用计算流体力学软件得到风扇和内外涵道的流场信息对设计工作具有一定的帮助。北京航空航天大学的李晓娟博士利用n u m e c a 三维数值模拟软件对一种双涵道风扇增压级进行7 - - 维定常数流动数值模拟，得到内、乡 涵的特性曲线，对本文的工作具有一定的启发。1 4 本文工作的目的、主要内容综合考虑气动和声学问题、进行以全三维为主体的内外涵流道及叶片优化设计以提高风扇增压级的效率并降低噪声，发展建立风扇增压级气动声学综合设计的设计体系是研发和生产、制造民用客机大涵道比涡轮风扇发动机的主要工作。为弥补实验方法在航空发动机设计中的不足，要发挥数值模拟在设计工作中的作用，建立以气动设计、优化设计、声学设计、特性计算为主体的综合设计体系。本文的工作只是其中的一小部分，即为气动声学设计建立风扇增压级三维内外涵数值联算软件，本文将作为该软件较核之用。本文采用商用计算流体力学软件f l u e n t 对g f 9 0 发动机在设计转数下不同工况从风扇入口到增压级出口以及整个外涵道的流场进行计算和分析，得出该发动机在设计转数下的性能曲线，同时得出整个流场各参数的分布情况，分析在设计工况下计算的结果和设计值的误差，对设计工况下的流场质薰进行评估。并对该风扇增压级的变工况特性进行分析，对内外涵道在堵塞工况和失速工况下的流场和设计工况下流场进行对比分析。所有计算在本课题组自行开发的分布式网络并行计算平台上进行。全文共分为六章，除第一章前言之外，各章的具体内容是：第二章首先介绍了风扇增压级结构的基本情况、本文进行数值模拟计算的软硬件资源和本文计算的进程。软件资源介绍了商用软件f l u e n t 计算程序的控制方程、f 嚼格技术、求解器( 离散方法和算法格式) 、湍流模型和并行技术等。然后简单介绍计算的硬件资源，即自行搭建的分布式网络并行硬件平台。第三章介绍对该风扇，增压级结构整体联算的数值方法、计算网格和结果分析。对计算结果的分析包括在设计转速下内外涵道的流量特性、在设计工况下计算的结果和设计值的对比、设计工况下流场的细节分析。第四章分析该风扇增压级在设计转速下变工况特性，分别对内外涵道的堵涡喷发动机风扁及内外涵道匹配的数值分析塞工况、失速工况和设计工况进行对比分析。第五章是把内涵道从整个风扇增压级结构中隔离出来单独进行数值模拟，模拟了两种不同的内涵导流叶片进口的进气条件下内涵道的流场，并对两种结果进行了简单比较，然后着重分析了其中种进气条件的模拟结果。第六章是对全文研究内容进行了总结，给出若干结论，并提出对下一步工作的一些建议和展望。塑焦竖型塑壁塑垄蕉丝鏊! 堡堡壅堡第二章数值模拟问题的描述及软硬件支撑2 1 风扇增压级的基本情况如21 所示，涡轮风扇发动机由避气l 、风扇、内涵道增压级、外涵道、燃烧室、涡轮、尾喷管和相应的附件组成。流经外涵道的空气经风扇压缩后，与透平后端喷管排出的燃气共同产生发动机的推力。目前该类发动机是民用航空发动机的主要形式。图2 1 涡轮风扇发动机示意图本文是针对g f 9 0 涡轮风扇发动机风扇增压级进行计算和分析的。首先介绍一下g f 9 0 风扇增压级的结构，该结构包括进口的跨音速风扇和风扇后面的内外两个涵道两个涵道之间有分流环隔开，内涵道包括四级增压级和进口导叶，外涵道只有一排静止的导流叶片。图2 2 所示为本文的计算区域示意图。分流环图2 2 计算区域示意图g f 9 0 s r 2 风扇及增压级是以巡航状态作为其气动设计点，在标准大气进气状涡喷发动机风扇及内外涵道匹配的数值分析态下其设计指标如表2 1 所列。表2 2 为各排叶栅叶片数目。表2 1g f 9 0 s 2 主要压气机设计参数i主要设计气动参数总流量3 8 1 9 k g s外涵压比1 6 2 9外涵效率0 8 8 9内涵流量5 9 2 k g s内涵压比2 7 3内涵效率0 8 9转速5 0 0 9 r p m喘振裕度s m 1 5 袁2 , 2g f 9 0 s 2 主要压气机几何参数叶片排风扇外涵导叶内涵导叶动叶一静叶一动叶二叶片数3 27 08 09 51 1 61 0 9叶片排静叶二动叶三静叶三动叶四静叶四叶片数1 3 41 1 11 3 81 0 71 3 02 2 软硬件支撑本文的工作是以数值模拟为基础的，采用计算流体力学软件f l u e n t 。计算网格由前处理工具g a m b i t 生成，计算均采用f l u e n t 中c o u p l e d i m p l i t i t s o l v e r求解器求解。采用这一软件进行内外涵道计算的两个目的：1 ) 形成基于f l u e n t软件框架的内外涵数值模拟的基本方法、网格生成技术、整级联算软件体系和积累内外涵道的并行计算经验；2 ) 与自主设计的软件体系及其它商用程序f 如s t a r c d 、t a s c f l o w + c f x 和n u m e e a 等) 构成设计程序相互校核的格局，为今后实际的型号设计奠定数值分析基础。下面对计算流体力学软件f l u e n t 作简单介绍。众所周知，f l u e n t 是目前工程领域、设计领域、和研究领域广泛采用的c f d 软件体系之，这一软件能对复杂流动、传热和化学反应等现象进行数值模拟，在国防、航空航天、机器制造、汽车、船舶、兵器、电子、铁道、石油天然气、材料工程等方面都有广泛应用。本文选择f l u e n t 软件进行g f 9 0 涡轮风扇发动机内、外涵道数值模拟的出发点是利用该软件计算精度高、收敛快、稳定性好、后处理方便等特点，主要目的是探索该软件体系在内、外涵数值模拟的可行性，并力争为型号设计提供一定的准定量数据。从2 0 0 0 到2 0 0 4 这三年的a s m et u r b o 国际燃气轮机会议的论文中发现，采用f l u e n t 软件进行数值模拟所发表的论文数分别达到1 9 、1 8 、4 4 、4 6 和6 9 篇。其发表论文的性质大部分是利用其特点进行内部流动的机理、流动损失特征、流动的非定常性、和流动失稳分离演变舰律的物理本质的探讨，与工业应用的背景有着截然不同的目的，这也是本文垫堕堡型塑望箜堂堕丝墼! 璧! ! ! 垡的基本出发点。2 2 1 前处理软件g a m b i tg a m b i t 是专用的汁算流体力学前处理器，包括先进的几何建模和网格划分方法。既可以在g a m b i t 内直接建立点、线、面、体的几何模型，也可以从p r o e 、u g i i 、i d e a s 、c a t i a 、s o l i d w o r k s 、a n s y s 、p a t r a n 等主流的c a d c a e 系统导入几何和网格。g a m b i t 与c a d 软件的赢接接口和功能强大的布尔运算能力使用户可以方便地建立复杂的几何模型。复杂的模型可直接采用g a m b i t 固有几何模块生成，或由c a d c a e 构型系统输入。高度自动化的网格生成工具保证了最佳的网格生成，如结构化的、非结构化的、多块的、或混合网格。g a m b i t 可以生成f l u e n t 、f i d a p 、p o l y f l o w 等求解器所需要的网格。g a m b i t 根据几何形状及c f d 计算的需要提供了三种不同的面网格划分方法( 映射方法、子映射方法、自由网格) 和五种体网格的生成方法( 映射网络、子映射网格、c o o p e r 方法、t g r i d 方法、混合网格) 其中g a m b i t 的t g r i d 方法可以在复杂的几何区域中蚓分出与相邻区域网格连续的非结构化网格，而混合网格技术的应用则大大减少了网格划分时间，同时又保证了网格的质量。另外，g a m b l l r 还提供网格几何修正功能。g a m b i t 拥有多种方便简捷的网格检查技术，包括对网格单元的体积、扭曲率、长细比等影响收敛和稳定的参数进行报告，可以直观而方便地定位质量较差的网格单元，并且能够自动或者手工改善部分质量较差的网格。针对压气机、透平等叶轮机械，g a m b i t 具有专用前处理模块g a m b i t t u r b o 工具，输入压力面、吸力面以及轮毂轮缘线的数据后，按g a m b i t t u r b o 工具中提供的选项依次进行操作，就可以非常方便的生成叶轮机械叶片内部通道网格，在这个过程中，程序将自动生成叶片及叶片通道、自动生成周期性边界条件。g a m b i t 豹g a m b i t t n r b o 工具使本文建立风扇增压级整体网格变得方便快捷，分别对风扇、外涵道、内涵道的每一排叶片应用这一工具生成相应的网格，然后连同分流环的网格连接在一起就形成了整体计算域的网格。不对分流环的网格进行单独处理时，只需在作风扇网格时应用g a m b i t 的一些工具进行特殊处理即把风扇出口用分流环进行切割，形成由分流环隔开的两个出口，再和其它部分的网格连接就形成了整体计算网格。2 2 2f l u e n t 求解器f l u e n t 是一种通用的c f d 求解器，空间离散采用有限体积方法。能够模拟层流、湍流、无粘性流、多相流、自由表面流、相交流、传热传质、多孔介质、颗粒流动、化学反应等复杂的流动现象。适用于低速不可压流动、跨声速流动乃9涡喷发动机风扇及内外涵道匹配的数值分析至可压缩性强的超声速和高超声速流动。f l u e n t 包含非耦合隐式算法( s e g r e g a t e di m p l i c i ts o l v e ) 、耦合隐式算法( c o u p l e di m p l i c i ts o l v e r ) 、耦合显示算法f c o u p l e de x p l i c i ts 0 1 v e r ) a非耦合隐式算法( s e g r e g a t e di m p l i c i ts o l v e ) 可用于不可压缩流动和中等可压缩流动( 马赫数小于1 ) 。这种算法不对n s 方程联立求解，而是对动量方程进行压力修正。此时空间离散格式包括一阶迎风格式、幂次律格式、二阶迎风格式和q u i c k 格式，时闯离散格式采用一阶和二阶稳式格式，代数方程求解采用高斯赛德尔松驰法，采用多重网格法( v 循环、w 循环、f m g 循环) 加快迭代求解收敛速度。祸合显示算法( c o u p l e de x p l i c i ts o l v e r ) 主要用来求解可压缩流动( 跨音速、超音速乃至高超音遽流动) 。耦合显示算法( c o u p l e de x p l i c i ts o l v e r ) 是对所有流场平均量进行耦合求解，对湍流、辐射和用户自定义标重输运方程进行非耦合求解；此时空间离散格式采用一阶和二阶迎风格式；时间离散格式采用显式的一阶、二阶格式。耦合隐式算法( c o u p l e di m p l i c i ts o l v e r ) 可以求解全速度范围，即求解范围从低速流动到高超音速流动。该算法只是在时间离散格式上采用一阶、二阶格式，其他和勰合显式算法( c o u p i e de x p l i c i ts o l v e r ) 相同。f l u e n t 针对叶轮机械多级计算的动静区域数据传递提供了三种模型：m r f ( m u l t i p l er e f e r e n c ef r a m e ) 多运动坐标系、m i x i n gp l a n e 混合平面法、s l i d i n gm e s h 滑移网格法。多运动坐标系多用于定常计算，对相邻诗算区边界上的流动为近似均匀的情况比较合适；混合平面法对上游叶拌出口截面和下游叶排进口截面的流动参数先进行周向平均后再相互传递流场数据。该方法忽略迸出口截面的周向不均匀性，只用于定常计算，当上下游叶排分别取压力出口和压力进口边界条件时，通过混合面的流量有损失并且伴有数值熵增，该方法计算精度可以满足工程需要，本文在处理动静区域数据传递时采用的是该种方法；滑移网格法采用滑移网格进行完全非定常计算，可以捕捉动静叶干涉，叶片顶部角区激波边界层干扰和泄漏流等。f l u e n t 湍流模型有标准七一s 模型、i 心g ( 重赘化群) 七一f 模型、r e a l i z a b l ek s 模型、标准七一国模型、s s t ( s h e a r s t r e s s t r a n s p o r t ) k 一模型、浮力和压缩效应的k 一占子模型、雷诺应力模型限s m ) 、对大涡模拟的亚格予应力模型、壁面函数、转捩流动模拟( 固定转捩) 等模型。2 2 3 并行技术和硬件平台随着计算流体力学的发展，人们对计算速度的要求不断升级，同时，由于模0墼堕苎垫塑壁堕塑堕墨塾! 堡! ! 墨堡拟对象区域复杂、网格量加大，仅依靠加大计算机内存、提高处理器的速度不能满足需求，因此，在计算流体力学领域的并行技术得到飞速发展。对于计算流体力学软件程序，其并行计算能力成为考核c f d 软件的重要指标之一。f l u e n t 的并行功能具有多种网格分区方式，可根据不同的几何形状选择合适的分区方式，同时在计算过程中f l u e n t 可以采用自动分区技术，根据c p u负荷重新分配计算任务，保证各c p u 负载平衡。f l u e n t 除可以在单机多c p u条件下并行计算外，还支持网络并行计算，即多机多c p u 。在双c p u 并行情况下，f l u e n t 并行效率达1 , 8 1 9 ，四个c p u 的并行效率可达3 6 ，可见并行效率很高。f l u e n t 并行计算需要一定的硬件平台，考虑经济有效原则，我们课题组2 0 0 1 年搭建了以下的硬件平台系统：6 台双i n t e lp i i i1 0g i - - i zc p u 服务器组成的分布式网络并行系统，共计1 2 个c p u 分成6 个节点如图2 3 和2 4 所示，节点间采用百兆以太网相连，节点内部为s n i p 体系。这种分布式网络并行服务器体系结构是开放的，此后又新增了4 台主频为2 0g h z 的双c p u 服务器，使节点数达到1 0 个，每个节点拥有1 到4 g b 内存。这样，可以针对二维或三维、定常和非定常、单通道及多通道这些有不同计算资源需求的具体应用，配合f l u e n t 软件的网络并行计算功能，灵活自由地搭配出单c p u ，双c p u ，4 c p u甚至更多c p u 的分布式网络并行计算硬件平台【5 l 。2 3 本文计算进程简介涵道风扇发动机内部存在跨音速风扇、分流环以及内外涵道的相互影响。单独进行风扇或内涵道增压级计算不能反映出上述的影响，因此进行风扇及内外涵道整体联算是非常必要的。因此本文先对风扇增压级整体进行了三维联算。为了单独分析内涵道增压级的性能并快速得到计算结果。本文也进行了增压级单独计算的尝试，但由于难以给出合理的增压级进口边界条件，因而得不到理想的计算结果，这也正说明了整体联算的必要性。本文对风扇增压级结构的计算共采用了两套网格，其主要区别在于分流环的处理和风扇进口是否加延长段。由于风扇对应于内外涵道有两个出口，在两个出口之间有分流环，从风扇流出的气流，遇到分流环速度降低、压力升高，流线在分流环处产生偏移，因此分流环附近气流变化复杂。为此要对分流环区域进行特殊处理，最初的尝试是将风扇的出目分别延长至内外涵道内导时之前f 见图3 3 ) ，没有对分流环进行单独处理，分流环处网格比较粗糙，同时对于风扇进口也没加延长段，这就是前文所说的第一套网格。第二套网格是把分流环单独拿出来进行处理，对分流环处的网格进行加密( 见图3 4 ) ，同时在肛【扇进口加一段延塑堕茎垫塑墨生垦堕竺塑壅坚墼塑塑堡坌塑一一长段。两套网格在网格总数上也存在差别，第二套网格每一级升橱都比第一套网格做的密一些。图2 3 分布式网络并行硬件平台方案图2 4 分布式网络并行服务器数值模拟问题的描述及软艘件支撑由于第一套网格的计算结果达不到该航空发动机的设计指标，本文主要对第二套网格的计算过程和结果进行分析。图2 5 第一套网格分流环处理图2 6 第二套网格分流环处理2 4 本章小结对本覃的论述作如下总结：1 、对本文数值模拟的对象进行了简单介绍，给出了风扇增压级的气动参数和几何参数；2 、对f l u e n t 软件在内、外涵道数值模拟方面的特点进行了详细的剖析；3 、对本文并行计算的硬件平台进行了简单介绍；4 、介绍了本文数值模拟工作的整体研究路线的安排。数值模拟问鹿的描述及软硬件支撑第三章风扇及内外涵道一体化数值模拟本章对风扇增压级整体进行三维数值模拟，计算使用软件f l u e n t 进行，计算鄹播由f l u e n t 自带的翦处理软件g a