CN112417596B - 一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法 - Google Patents
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Abstract
本发提供一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，它可以在通流计算中实现对燃烧室进气斗几何结构的完整刻画，保证了对航空发动机燃烧室数值仿真的保真度。对于燃烧室进气斗所处的子午面位置，其对应进气斗内部和外部空间两种结构。两种空间内的流动结构是完全不同的，不可以采用同一种求解方式。因此，首先推导得到通流计算的控制方程，明确由于燃烧室进气斗特殊结构导致的需单独处理的通流项。其次，利用并行网格方法分别实现进气斗内部和外部通量的计算，进而在通流模型中完成进气斗内部和外部气体流动及二者掺混物理过程的刻画。对于提高通流模型对燃气轮机燃烧室数值仿真的精度具有一定的指导意义和工程实用价值。
Description
技术领域
本发明涉及一种航空发动机燃烧室通流模型中进气斗并行网格仿真方法，它涉及到空气动力学及航空发动机燃烧室的数值仿真，属于航空发动机燃烧室气动设计分析领域。
背景技术
航空发动机自从上世纪四十年代问世以来，一直作为航空飞行器的主要动力装置。近几十年来，航空发动机的性能不断提高，在军事和民用领域中都占据重要地位。目前各发达国家的现役主力战机均为第三代战斗机，其发动机的推重比为8左右，诸如F100、F110、AL-31Ф等；而在近年来，配装推重比为10左右的发动机(F119、EJ200、AЛ-41Ф等)的第四代战斗机也已经开始陆续服役。航空发动机技术强国及各大航空公司先后开展实施了一系列大规模的发动机研究计划，促进了航空推进技术的发展。美国制定实施了“综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)”计划，在其基础之上开展了后续计划--“先进可承受通用涡轮发动机(VAATE)”计划，英国和法国联合实施的先进军用发动机技术(AMET)计划，俄罗斯开展了计算机涡轮发动机试验技术(CT3)计划，中国也开展了航空推进技术验证(APTD)计划。
在航空发动机设计优化过程中，CFD已经成为一种越来越重要的工具，叶轮机械数值仿真大量采用三维数值模拟方法。虽然计算机集群的计算能力在不断提升，但对航空发动机进行整机三维数值仿真在当前仍是不适用的。单独的航空发动机部件数值仿真存在着边界条件不真实，各部件之间匹配联系不紧密，不能反映整机内部客观存在的多部件与多学科流动特征等特点。因此，对航空发动机整机进行准三维数值仿真是必要的。目前，有大量学者对叶轮机械的通流计算进行研究，而对燃烧室进行通流计算的研究较少。在折流燃烧室中进气斗结构如图1所示，起到对上游高温气体冷却以降低燃烧室出口温度的作用，其周向分布具有周期性，因此可以类比叶轮机械结构对其采用通流方法进行降维计算。由于其几何结构在火焰筒内部，进气斗与部分火焰筒结构的子午视图是重叠的。目前对该结构利用通流方法研究的相关文献较少，Ivanov等人对某型涡喷发动机中该结构进行研究，构造的几何模型如图2所示。其将模型简化为固壁上的大孔，而未对进气斗几何结构完整刻画，借此简化模型利用Riemann不变量对进气斗两侧的间断流动进行求解。但是，进气斗几何结构的缺失导致燃烧室内部流动图画刻画的不完整。
综上所述，为了完整刻画航空发动机燃烧室中进气斗的几何结构，本发明首先利用基于周向平均方法的通流模型，建立燃烧室进气斗并行网格数值仿真方法。其次，基于本课题组发展的通流分析软件，将并行网格方法结合到通流数值分析软件中，完成了准三维仿真方法中对进气斗结构的完整刻画。本发明提出一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，这种方法在保持了通流分析软件相对于三维数值模拟在计算速度上的优势，且可以保证进气斗结构的准确刻画，有利于提高通流软件对航空发动机燃烧室进行数值仿真的计算精度。
发明内容
本发明的目的是为了提供一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，它可以在通流计算中实现对燃烧室进气斗几何结构的完整刻画，保证了对航空发动机燃烧室数值仿真的保真度。考虑到通流模型中利用周向平均方法将空间气动参数平均到子午平面上，但是，对于燃烧室进气斗所处的子午面位置，其对应进气斗内部和外部空间两种结构。两种空间内的流动结构是完全不同的，不可以采用同一种求解方式。因此，本发明首先推导得到通流计算的控制方程，明确由于燃烧室进气斗特殊结构导致的需单独处理的通流项。其次，利用并行网格方法分别实现进气斗内部和外部通量的计算，进而在通流模型中完成进气斗内部和外部气体流动及二者掺混物理过程的刻画。本发明提出一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，可以得到燃烧室进气斗所在子午面位置对应空间不同区域的通量计算，对于提高通流模型对燃气轮机燃烧室数值仿真的精度具有一定的指导意义和工程实用价值。
本发明提出一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，该方法的具体步骤为：
步骤一：明确通流模型的控制方程，在通流模型中确定子午面中同一位置所对应的燃烧室进气斗内部和外部两区域通流相关项的计算方法。对于可压流，气动参数采用密度加权平均的方式，这里采用密度加权的周向平均纳维叶-斯托克斯Navier-Stokes方程。
步骤二：根据通流模型所包含的物理意义，确定并行网格方法中两套网格系统与燃烧室进气斗内部和外部空间结构之间对应关系的描述方式。
在通流模型中，对于叶轮机械部件利用堵塞系数b描述叶型对于通道流通面积的堵塞影响，即将子午面位置对应的空间流通面积进行模化。借此，在燃烧室进气斗内部，其在周向所占的通道面积同样用堵塞系数b进行描述。因此，1-b即用来描述进气斗外部空间区域对应的通道面积。
步骤三：在两套网格系统中，分别求解各边界对应的通量。
经过步骤二，在两套网格系统中实现了不同空间区域的识别刻画。借此，在每套网格系统中，对于不同的网格边界，根据其对应的边界条件完成该位置的通量求解。
步骤四：燃烧室进气斗出口位置存在进气斗内部气流与外部气流之间的混合，通流模型在该位置利用通量相加的方式完成该物理过程的刻画。
经过步骤三，两套网格不同边界处的通量得到求解，在进气斗出口位置得到了两种不同的通量。为了实现气流掺混过程的刻画，暂时采用将两通量进行代数相加的方式完成该过程刻画，后续为了对该掺混过程进行更加详细刻画，还需考虑该过程的掺混损失。
步骤五：网格生成及流场求解，得到三维数值模拟结果和通流计算结果。
目前国际上已经开发了大量的计算流体动力学CFD流场数值模拟软件，为燃气轮机单部件设计的快速发展提供了强大的动力。对于燃烧室的数值模拟而言，所采用CFD数值模拟工具的模拟精度和计算速度必须经过严格的考核，否则将造成计算结果的失信。本发明所采用的商用软件为Fluent，利用Fluent软件完成某型折流环形燃烧室的定常粘性三维数值模拟。该软件的计算精度和计算速度已经得到大量算例的检验。
除了三维数值模拟，基于一种通流软件开展了采用并行网格方法的Navier-Stokes通流计算。
步骤六：采用并行网格方法后，通流计算模型对燃烧室流场预测准确度的提高分析。
在采用了并行网格方法后，通流计算对燃烧室内部流场预测的准确性将获得一定程度的提高。在燃烧室的初步设计阶段，利用数值模拟软件准确预测燃烧室内部的流场结构具有十分重要的意义。其可以初步预测燃烧室的性能参数，同时利用所获得的内部流场分析燃烧室内部流动的合理性。将采用并行网格方法获得的计算结果同将进气斗简化为大孔所获得的计算结果、三维数值模拟结果及实验数据进行对比，验证并行网格方法对燃烧室进气斗流场预测的准确性和有效性。
其中，在步骤一中所描述的“明确通流模型的控制方程，在通流模型中确定子午面中同一位置所对应的燃烧室进气斗内部和外部两区域通流相关项的计算方法”，其方法如下：
1)周向平均算子的定义
在叶轮机械的三维流动中，对于任一流动参数，周向平均具有如下定义：
其中，
分别为轴向、径向、周向坐标，t为时间；q为某气动参数；
为该气动参数的周向平均值；
和
分别为叶片吸力面和压力面在相对柱坐标系内的角坐标，如图3所示。在静叶通道中，积分方向为从吸力面到压力面。
定义由于叶片厚度产生的堵塞系数：
其中，b为堵塞系数；N为叶片数；堵塞系数b在叶片区小于1，在非叶片区等于1。
给出周向平均算子的定义后，气动参数可以分解为该参数的周向平均值和周向脉动值两部分：
其中，q′即为某气动参数的周向脉动值。
对于可压流，给出密度加权周向平均的定义：
其中，
即为某气动参数的密度加权周向平均值；
为密度的周向平均值。
由上式可知，
同理，可压流的气动参数也可以分解为周向平均值和周向脉动值：
其中，q″即为某气动参数的周向脉动值。
2)周向平均的Navier-Stokes方程
将上述1)中周向平均算子的定义应用到相对柱坐标系下的Navier-Stokes方程组中，可以得到基于周向平均方法的通流模型，整理得：
其中，
其中，FBx为轴向无粘叶片力，FBr为径向无粘叶片力，FBu为周向无粘叶片力；pp为压力面静压，ps为吸力面静压。
其中，FFx为周向粘性叶片力，FFr为径向粘性叶片力，FFu为周向粘性叶片力。
其中，τbwx为轴向粘性叶片力，τbwr为径向粘性叶片力，τbwu为周向粘性叶片力；下标p和s分别代表叶片压力面和吸力面；τij(i,j分别取为
)为粘性应力。式中符号说明如下：
b——堵塞系数
ρ——密度(kg/m3)
w——相对速度(m/s)
p——静压(Pa)
T——静温(K)
e——相对总能(J)
h——相对总焓(J)
ω——转速(rad/s)
γ——比热比
上标
"——周向脉动量(密度加权)
———周向平均量
＝——周向平均量(密度加权)
下标
x,r,u——轴向、径向、周向分量
s——吸力面
p——压力面
其中，在步骤二中所述的“确定并行网格方法中两套网格系统与燃烧室进气斗内部和外部空间结构之间对应关系的描述方式”，方法如下：
对某型折流燃烧室，在其子午面上可以看到进气斗结构，但该结构并不是沿周向处处存在的。即将进气斗在子午面上的对应位置沿周向旋转后，存在进气斗和火焰筒固壁交替存在的结构。其子午面结构及进气斗结构的俯视图分别如图4、图5所示。因此，为了将该区域子午面上某位置同空间两种类型空间结构相对应，其堵塞系数b的定义为：
进气斗的当地宽度*进气斗的个数/该位置对应圆周长度。借此，即可求得进气斗内部对应的堵塞系数。同理，图5中空白区域为进气斗外部区域，堵塞系数可以用1-b进行描述。以本算例为例，图5中进气斗内部中间位置宽度为12mm，该型燃烧室共有30个进气斗，当地圆周长度为2×π×238.73mm。因此，在该位置进气斗内部堵塞系数为
进气斗外部堵塞系数为1-0.24＝0.76。
其中，在步骤三中所述的“在两套网格系统中，分别求解不同边界对应的通量”，方法如下：
在步骤二中，已经明确了进气斗内部和外部区域需要单独进行描述，为此，对于该区域采用两套网格来进行求解，建立的网格系统如图6所示。
其中，上侧的网格区域为进气斗内部的空间区域，下侧网格区域对应进气斗外部空间区域。在两套网格系统中，分别求得不同边界处对应的无粘/粘性通量，求解方法如下：
将上述2)中周向平均的Navier-Stokes方程，进行整理可得：
方程中各项定义如下：
式中，各变量的含义同2)中所述。
对微分形式的控制方程在控制单元上进行积分可得：
应用Gauss定理可得：
其中，
和
分别表示任一单元界面的无粘通量和粘性通量。
其中，在步骤四中所述的“燃烧室进气斗出口位置存在进气斗内部气流与外部气流之间的混合，通流模型中在该位置利用通量相加的方式完成该物理过程的刻画”，方法如下：
如图6所示，在两套网格系统中，二者在燃烧室进气斗出口位置具有子午面共同的位置，该边界对应的空间物理意义为：进气斗出口气流与火焰筒内部气流进行掺混，为了实现该过程的数学描述，将在两套网格系统中计算所得的通量进行代数相加，完成气流掺混过程的描述。
其中，在步骤五中所述的“网格生成及流场求解，得到三维数值模拟结果和通流计算结果”，方法如下：
本发明基于的通流软件所采用控制方程是步骤一中2)所述的周向平均Navier-Stokes方程，可同时处理无粘和粘性流动问题。在给定计算网格、设定边界条件后，该软件能够提供燃气轮机燃烧室的流量、压比、燃烧效率等性能参数的预测，同时可以获得包括速度、密度、压力、温度等气动参数的二维流场。该软件采用当地时间步长、隐式残差平均等加速收敛技术。软件的计算流程图如图7所示，其中本发明是计算对流通量、粘性通量的部分起作用。本发明根据通流计算迭代求解得到燃烧室进气斗内部和外部区域的相应通量，实现不同区域的流场求解。相比三维数值仿真软件，该通流软件计算速度更快，同时对性能及流场的预测可以保持较高的精度。
其中，在步骤六中所述的“采用并行网格方法后，通流计算模型对燃烧室流场预测准确度的提高分析”，建立方法如下：
在通流软件中采用并行网格方法完成对含有燃烧室进气斗结构的某型折流燃烧室数值仿真，同时借助伊万诺夫Ivanov等人的通流分析软件将进气斗结构简化为大孔利用黎曼函数Riemman不变量求解孔两侧的间断流动。将二者所得的计算性能及流场参数进行对比分析，表征在通流计算对燃烧室进气斗几何结构保真仿真的必要性。在本案例中，给出了燃烧室子午面中的温度场分布，两种通流方法计算结果分别如图12和图14所示。另外，为了进一步表征通流模型结合并行网格方法后的计算精度，将通流计算结果同三维数值模拟结果及实验数据进行对比，三维计算所得子午面温度场分布如图13所示，进而以火焰筒出口温度的展向分布作为对比参数。在三维计算中，将该截面上的温度进行周向平均处理得到展向分布结果，进而将结合并行网格的通流计算结果同实验数据及三维计算结果进行对比。
本发明是一种航空发动机通流模型中燃烧室进气斗并行网格仿真方法，其优点和积极效果在于：
1)本发明给出了一种在航空发动机通流模型中燃烧室进气斗的数值仿真方法。
2)本发明关于进气斗内部和外部的通量计算，对于不同区域采用不同的处理方式，然后利用代数方法描述两种空间流动的掺混过程，提供了燃烧室子午面流场的预测方法，有助于提高通流预测的精度。
3)本发明计算形式和过程简单，对通流软件的复杂性和计算时间影响很小。
4)本发明可以准确预测，燃烧室进气斗的冷却气流对火焰筒内热态气流的冷却作用范围和影响大小。
附图说明
图1为某型涡轴发动机折流燃烧室结构示意图。
图2为Ivanov等对某型折流燃烧室计算模型示意图。
图3为转子、静子叶片通道示意图。
图4为某型折流环形燃烧室子午面结构示意图。
图5为某型折流环形燃烧室进气斗结构俯视图。
图6为某型折流环形燃烧室通流计算采用的并行网格。
图7为通流模型计算流程图.
图8为本发明流程框图。
图9为某型折流环形燃烧室三维计算网格。
图10为某型折流燃烧室剖面图。
图11为某型折流环形燃烧室准三维计算网格。
图12为结合并行网格方法通流计算燃烧室子午面温度分布图。
图13为折流燃烧室三维数值模拟中心截面温度分布图。
图14为Ivanov等将燃烧室进气斗简化为大孔计算子午面温度分布图。
图15为折流燃烧室出口温度展向分布图。
图中符号说明如下：
IPASS——迭代步数
ISTAGE——Runge-Kutta格式的步数
IBLOCK——计算网格块编号
NBLOCK——计算网格块总数
NSTAGE——Runge-Kutta格式总步数
IPASS MAX——最大迭代步数
3D——三维数值模拟结果
下标
r,u——径向、周向分量
s——吸力面
p——压力面
具体实施方式
下面结合附图和实施例，对本发明的技术方案作进一步的说明。
如图8所示，本发明提出一种航空发动机通流模型中燃烧室进气斗并行网格仿真方法，该方法的具体步骤为：
步骤一：明确通流模型的控制方程，建立应用于通流模型计算的周向平均Navier-Stokes方程。
1)周向平均算子的定义
在叶轮机械的三维流动中，对于任一流动参数，周向平均具有如下定义：
其中，q为某气动参数；
为该气动参数的周向平均值；
和
分别为叶片吸力面和压力面在相对柱坐标系内的角坐标，如图3所示。在静叶通道中，积分方向为从吸力面到压力面。
定义由于叶片厚度产生的堵塞系数：
其中，b为堵塞系数；N为叶片数；堵塞系数b在叶片区小于1，在非叶片区等于1。
给出周向平均算子的定义后，气动参数可以分解为该参数的周向平均值和周向脉动值两部分：
对于可压流，给出密度加权周向平均的定义：
由上式可知，
同理，可压流的气动参数也可以分解为周向平均值和周向脉动值：
2)周向平均的Navier-Stokes方程
将上述周向平均算子的定义应用到相对柱坐标系下的Navier-Stokes方程组中，可以得到基于周向平均方法的通流模型，整理得：
其中，
式中符号说明如下：
ρ——密度(kg/m3)
w——相对速度(m/s)
p——静压(Pa)
T——静温(K)
e——相对总能(J)
h——相对总焓(J)
ω——转速(rad/s)
γ——比热比
上标
———周向平均量
＝——周向平均量(密度加权)
下标
x,r,u——轴向、径向、周向分量
s——吸力面
p——压力面
步骤二：根据通流模型所包含的物理意义，确定并行网格方法中两套网格系统与燃烧室进气斗内部和外部空间结构之间对应关系的描述方式。
在通流模型中，对于叶轮机械部件利用堵塞系数b描述叶型对于通道流通面积的堵塞影响，即将子午面位置对应的空间流通面积进行模化。借此，在燃烧室进气斗内部，其在周向所占的通道面积同样用堵塞系数b进行描述。进气斗堵塞系数b的定义为：进气斗的当地宽度*进气斗的个数/该位置对应圆周长度。同理，图5中空白区域为进气斗外部区域，堵塞系数可以用1-b进行描述。
步骤三：在两套网格系统中，分别求解各边界对应的通量。
在步骤二中，已经明确了进气斗内部和外部区域需要单独进行描述，为此，对于该区域采用两套网格来进行求解，建立的网格系统如图6所示。在每套网格系统中，对于不同的网格边界，根据其对应的边界条件完成该位置的通量求解。
其中，上侧的网格区域为进气斗内部的空间区域，下侧网格区域对应进气斗外部空间区域。在两套网格系统中，分别求得不同边界处对应的无粘/粘性通量。
步骤四：燃烧室进气斗出口位置存在进气斗内部气流与外部气流之间的混合，通流模型在该位置利用通量相加的方式完成该物理过程的刻画。
如图6所示，在两套网格系统中，二者在燃烧室进气斗出口位置具有子午面共同的位置，该边界对应的空间物理意义为：进气斗出口气流与火焰筒内部气流进行掺混，为了实现该过程的数学描述，将在两套网格系统中计算所得的通量进行代数相加，完成气流掺混过程的描述。后续为了对该掺混过程进行更加详细刻画，还需考虑该过程的掺混损失。
步骤五：网格生成及流场求解，得到三维数值模拟结果和通流计算结果。
目前国际上已经开发了大量的CFD流场数值模拟软件，为燃气轮机单部件设计的快速发展提供了强大的动力。对于燃烧室的数值模拟而言，所采用CFD数值模拟工具的模拟精度和计算速度必须经过严格的考核，否则将造成计算结果的失信。本发明所采用的商用软件为Fluent，利用Fluent软件完成某型折流环形燃烧室的定常粘性三维数值模拟。该软件的计算精度和计算速度已经得到大量算例的检验。
为了评估并行网格方法在燃烧室进气斗通流计算中应用的准确性，对某型折流燃烧室利用Fluent完成了三维计算。利用燃烧室周向1/10几何结构进行建模，三维计算网格如图9所示。三维计算采用隐式迭代法求解控制方程，选取k-ε湍流模型。边界条件设置为：采用绝热壁面，进口给定流量，出口给定静压，周向壁面设置为周期性边界条件。
除了三维数值模拟，基于一种通流软件开展了采用并行网格方法的Navier-Stokes通流计算。
本发明基于的通流软件所采用控制方程是周向平均Navier-Stokes方程，可同时处理无粘和粘性流动问题。在给定计算网格、设定边界条件后，该软件能够提供燃气轮机燃烧室的流量、压比、燃烧效率等性能参数的预测，同时可以获得包括速度、密度、压力、温度等气动参数的二维流场。在粘性计算问题中，软件采用的湍流模型为Spalart-Allmaras一方程模型，空间离散方法采用的是有限体积法，无粘通量采用LDFSS迎风格式进行求解，时间离散格式为Runge-Kutta四步显示格式。该软件采用当地时间步长、隐式残差平均等加速收敛技术。软件的计算流程图如图7所示，其中本发明是计算对流通量、粘性通量的部分起作用。本发明根据通流计算迭代求解得到燃烧室进气斗内部/外部区域的相应通量，实现不同区域的流场求解。相比三维数值仿真软件，该通流软件计算速度更快，同时对性能及流场的预测可以保持较高的精度。
步骤六：采用并行网格方法后，通流计算模型对燃烧室流场预测准确度的提高分析。
在采用了并行网格方法后，通流计算对燃烧室内部流场预测的准确性将获得一定程度的提高。在燃烧室的初步设计阶段，利用数值模拟软件准确预测燃烧室内部的流场结构具有十分重要的意义。其可以初步预测燃烧室的性能参数，同时利用所获得的内部流场分析燃烧室内部流动的合理性。在通流软件中采用并行网格方法完成对含有燃烧室进气斗结构的某型折流燃烧室数值仿真，同时将进气斗结构简化为大孔利用Riemman不变量求解孔两侧的间断流动。将二者所得的计算性能及流场参数进行对比分析，表征在通流计算对燃烧室进气斗几何结构保真仿真的必要性。另外，为了进一步表征通流模型结合并行网格方法后的计算精度，将通流计算结果同三维数值模拟结果及实验数据进行对比。
下面结合附图和实施例子对本发明做进一步说明。
实施案例
实例描述：
基于本课题组开发的通流分析软件，结合本发明提出的航空发动机通流模型中燃烧室进气斗并行网格方法，初步探索了在通流仿真软件中燃烧室进气斗仿真保真度对通流计算流场的影响。最后通过与三维数值模拟结果、实验数据及Ivanov等人采用将进气斗简化为大孔的通流计算结果进行对比分析验证本发明的有效性。
第一步，流场数值模拟
本实例所采用的验证对象为某小型涡喷发动机所采用的折流环形燃烧室，其剖面图和子午面视图分别如图10和图4所示。该燃烧室由燃烧室外套、火焰筒外壳、火焰筒内壳、封气套筒及供油管、甩油盘等部分组成，燃烧室具有30个进气斗，燃烧室内部的气体流路可由图10得到，进入燃烧室的空气分为三部分：一部分经过进气斗流入火焰筒，与上游热态流体掺混以降低气体温度，该部分气体占燃烧室总流量的75％；一部分经过燃烧室前进气锥进入火焰筒，占比12.5％；最后一部分气体，流经涡轮导向器内冷通道，进入火焰筒内壳前端进而流入火焰筒，占比12.5％。由此，对燃烧室进气斗部件的准确流场模拟具有重要意义。
在外壳前段冲出的长圆形孔中，用高温钎焊焊着30个进气斗。在两个进气斗之间的外壳壁上冲有4排共8个直径4.8mm的小孔，形成气膜冷却进气斗之间的外壳壁面。
为了评估并行网格方法在燃烧室准三维计算中应用的准确性，对该型折流燃烧室利用Fluent完成了三维计算。利用UG软件取燃烧室周向1/10几何结构进行建模，三维计算模型及计算网格。使用ICEM软件对简化的实体模型进行网格划分，网格数量约为157万。采用采用非耦合隐式迭代法求解控制方程，选取Realizable k-ε湍流模型。进口边界条件为质量入口，给定入口边界上的质量流量。出口边界为压力出口，给定出口边界上的静压。采用绝热壁面，进口给定流量，周向壁面设置为周期性边界条件。
该算例的通流软件为本课题组开发的基于周向平均Navier-Stokes控制方程的仿真软件，采用粘性定常计算，对于火焰筒内的燃烧过程，依据阿仑尼乌斯定律利用当地燃油及氧气的质量浓度求解燃油燃烧化学反应速率。图11为燃烧室计算所采用的通流计算网格，进口给定总温、总压、气流角，出口给定背压等边界条件。
利用上述通流模型结合并行网格方法完成了该型折流环形燃烧室的Navier-Stokes通流计算。
第二步，并行网格方法对燃烧室流场预测性准确性影响分析。
首先将采用结合并行网格方法的通流软件所用网格数和计算时间与三维数值模拟计算相比，通流计算所需要计算网格和计算时间明显较少。
| 三维 | 通流 | |
| 网格数 | 1567985 | 6588 |
| 计算时间 | 15小时 | 20分钟 |
表1通流计算和三维数值模拟所需网格数和计算时间比较
如图12所示，为在通流模型中结合并行网格方法计算所得燃烧室子午面温度场分布，图13为采用三维数值仿真软件Fluent计算所得燃烧室中心截面的温度场分布，可以看到在火焰筒内部温度场的分布规律是相似的。在进气斗的上游火焰筒内燃油充分燃烧，进气斗前侧温度达到最高值；进气斗中冷却气体注入后，对火焰筒内的高温气体进行冷却，从而在燃烧室出口温度降低，并且沿展向分布规律合理。
图14为Ivanov等人将进气斗结构简化为大孔结构进行通流计算的结果，其采用Riemman不变量求解大孔两侧的间断流动。可以看到，由于未计入进气斗的真实几何，导致在进气斗所处的火焰筒壁面处形成了高温区域，进气斗注入的冷态气流射流长度较短，没有准确描述冷态气流对火焰筒高温气流的影响。
图15为在燃烧室出口截面将实验测量数据进行周向平均后结果、Ivanov等人通流计算结果及结合并行网格方法的通流软件计算结果的对比，可以看到，采用了并行网格计算方法后，通流计算所得流场温度分布规律更接近于实验所测结果。
针对通流模型中所采用的周向平均Navier-Stokes控制方程所具有的降维特征，可以总结得到航空发动机燃烧室通流模型中并行网格方法建模的关键技术与难点如下：
在通流模型中计算对象为周向平均的子午面流场，但是由于燃烧室进气斗结构的存在，其内部/外部空间为两种完全不同的流动结构，无法作为一种流场进行处理，因此需要采用并行网格方法处理两种不同流场。在进气斗出口位置，进气斗注入的冷态气流与火焰筒内的热态气流进行掺混，采用通量相加的方式描述该掺混过程。
分析结论：
1)本发明提高了燃烧室通流仿真计算中的进气斗的几何保真度。
2)加入了并行网格方法后，通流计算所得燃烧室温度场分布，与三维计算结果温度分布规律是一致的。
3)加入本发明所提出的并行网格建模方法后，通流模型所预测燃烧室出口温度的展向分布以及Ivanov等人采用将进气斗简化为大孔进而采用Riemman不变量求解的计算结果，结合并行网格方法的通流计算结果与实验测量数据的分布是相同的，呈现出“反C型”分布。
4)计入了本发明后，对通流模型的计算时间影响很小。
Claims (8)
1.一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，其特征在于：该方法的具体步骤为：
步骤一：明确通流模型的控制方程，在通流模型中确定子午面中同一位置所对应的燃烧室进气斗内部和外部两区域通流相关项的计算方法；对于可压流，气动参数采用密度加权平均的方式，即密度加权的周向平均纳维叶-斯托克斯Navier-Stokes方程；
步骤二：根据通流模型，确定并行网格方法中两套网格系统与燃烧室进气斗内部和外部空间结构之间对应关系的描述方式；
在通流模型中，对于叶轮机械部件利用堵塞系数b描述叶型对于通道流通面积的堵塞影响，即将子午面位置对应的空间流通面积进行模化；在燃烧室进气斗内部，其在周向所占的通道面积同样用堵塞系数b进行描述；因此，1-b即用来描述进气斗外部空间区域对应的通道面积；
步骤三：在两套网格系统中，分别求解各边界对应的通量；
经过步骤二，在两套网格系统中实现了不同空间区域的识别刻画；在每套网格系统中，对于不同的网格边界，根据其对应的边界条件完成该位置的通量求解；
步骤四：燃烧室进气斗出口位置存在进气斗内部气流与外部气流之间的混合，通流模型在该位置利用通量相加的方式完成该物理过程的刻画；
经过步骤三，两套网格不同边界处的通量得到求解，在进气斗出口位置得到了两种不同的通量；为了实现气流掺混过程的刻画，暂时采用将两通量进行代数相加的方式完成该过程刻画，后续为了对该掺混过程进行详细刻画，还需考虑该过程的掺混损失；
步骤五：网格生成及流场求解，得到三维数值模拟结果和通流计算结果；
采用的软件为Fluent，利用Fluent软件完成折流环形燃烧室的定常粘性三维数值模拟；除了三维数值模拟，还采用并行网格方法的Navier-Stokes通流计算；
步骤六：采用并行网格方法后，通流计算模型对燃烧室流场预测准确度的提高分析；
在采用了并行网格方法后，通流计算对燃烧室内部流场预测的准确性获得提高；在燃烧室的初步设计阶段，利用数值模拟软件准确预测燃烧室内部的流场结构，初步预测燃烧室的性能参数，同时利用所获得的内部流场分析燃烧室内部流动的合理性；将采用并行网格方法获得的计算结果同将进气斗简化为大孔所获得的计算结果、三维数值模拟结果及实验数据进行对比，验证并行网格方法对燃烧室进气斗流场预测的准确性和有效性。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，其特征在于：其中，在步骤一中所描述的“明确通流模型的控制方程，在通流模型中确定子午面中同一位置所对应的燃烧室进气斗内部和外部两区域通流相关项的计算方法”，其方法如下：
1.1周向平均算子的定义：
在叶轮机械的三维流动中，对于任一流动参数，周向平均具有如下定义：
其中，x,r,
分别为轴向、径向、周向坐标，t为时间；q为某气动参数；
为该气动参数的周向平均值；
和
分别为叶片吸力面和压力面在相对柱坐标系内的角坐标，在静叶通道中，积分方向为从吸力面到压力面；
定义由于叶片厚度产生的堵塞系数：
其中，b为堵塞系数；N为叶片数；堵塞系数b在叶片区小于1，在非叶片区等于1；
给出周向平均算子的定义后，气动参数分解为该参数的周向平均值和周向脉动值两部分：
其中，q′即为某气动参数的周向脉动值；
对于可压流，给出密度加权周向平均的定义：
其中，
即为某气动参数的密度加权周向平均值；
为密度的周向平均值；
由上式得知，
同理，可压流的气动参数分解为周向平均值和周向脉动值：
其中，q″即为某气动参数的周向脉动值；
1.2周向平均的Navier-Stokes方程：
将上述步骤1.1中周向平均算子的定义应用到相对柱坐标系下的Navier-Stokes方程组中，得到基于周向平均方法的通流模型，整理得：
其中，
其中，FBx为轴向无粘叶片力，FBr为径向无粘叶片力，FBu为周向无粘叶片力；pp为压力面静压，ps为吸力面静压；
其中，FFx为周向粘性叶片力，FFr为径向粘性叶片力，FFu为周向粘性叶片力；
其中，τbwx为轴向粘性叶片力，τbwr为径向粘性叶片力，τbwu为周向粘性叶片力；下标p和s分别代表叶片压力面和吸力面；τij为粘性应力；其中，i,j分别取为x,r,u；
式中符号说明如下：
x,r,
为轴向、径向、周向坐标；b为堵塞系数；ρ为密度kg/m3；w为相对速度m/s；p为静压Pa；T为静温K；e为相对总能J；h为相对总焓J；ω为转速rad/s；γ为比热比；
上标"为周向脉动量；上标-周向平均量；上标＝周向密度加权平均量；
下标x,r,u为轴向、径向、周向分量；s为吸力面；p为压力面。
3.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，其特征在于：在步骤二中所述的“根据通流模型，确定并行网格方法中两套网格系统与燃烧室进气斗内部和外部空间结构之间对应关系的描述方式”，方法如下：
对折流燃烧室，在其子午面上看到进气斗结构，但该结构并不是沿周向处处存在的；即将进气斗在子午面上的对应位置沿周向旋转后，存在进气斗和火焰筒固壁交替存在的结构；为了将该区域子午面上某位置同空间两种类型空间结构相对应，其堵塞系数b的定义为：
进气斗的当地宽度*进气斗的个数/该位置对应圆周长度；即求得进气斗内部对应的堵塞系数；进气斗外部区域堵塞系数用1-b进行描述。
4.根据权利要求3所述的一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，其特征在于：进气斗内部中间位置宽度为12mm，该型燃烧室共有30个进气斗，当地圆周长度为2×π×238.73mm；因此，在该位置进气斗内部堵塞系数为
进气斗外部堵塞系数为1-0.24＝0.76。
5.根据权利要求1或2所述的一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，其特征在于：在步骤三中所述的“在两套网格系统中，分别求解各边界对应的通量”，方法如下：
在步骤二中，已经明确了进气斗内部和外部区域需要单独进行描述，对于该区域采用两套网格来进行求解，建立的网格系统；
其中，上侧的网格区域为进气斗内部的空间区域，下侧网格区域对应进气斗外部空间区域；在两套网格系统中，分别求得不同边界处对应的无粘/粘性通量，求解方法如下：
将周向平均的Navier-Stokes方程，进行整理得到：
方程中各项定义如下：
对微分形式的控制方程在控制单元上进行积分得到：
应用Gauss定理得到：
其中，
和
分别表示任一单元界面的无粘通量和粘性通量。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，其特征在于：在步骤四中所述的“燃烧室进气斗出口位置存在进气斗内部气流与外部气流之间的混合，通流模型在该位置利用通量相加的方式完成该物理过程的刻画”，方法如下：
在两套网格系统中，二者在燃烧室进气斗出口位置具有子午面共同的位置，该边界对应的空间物理意义为：进气斗出口气流与火焰筒内部气流进行掺混，在两套网格系统中计算所得的通量进行代数相加，完成气流掺混过程的描述。
7.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，其特征在于：在步骤五中所述的“网格生成及流场求解，得到三维数值模拟结果和通流计算结果”，方法如下：
通流软件所采用控制方程是周向平均Navier-Stokes方程，同时处理无粘和粘性流动问题；在给定计算网格、设定边界条件后，该软件能够提供燃气轮机燃烧室的流量、压比、燃烧效率的性能参数的预测，同时获得包括速度、密度、压力、温度的气动参数的二维流场；；软件采用当地时间步长、隐式残差平均的加速收敛技术；根据通流计算迭代求解得到燃烧室进气斗内部和外部区域的相应通量，实现不同区域的流场求解。
8.根据权利要求1所述的一种航空发动机燃烧室通流模型并行网格仿真方法，其特征在于：在步骤六中所述的“采用并行网格方法后，通流计算模型对燃烧室流场预测准确度的提高分析”，建立方法如下：
在通流软件中采用并行网格方法完成对含有燃烧室进气斗结构的折流燃烧室数值仿真，同时借助伊万诺夫Ivanov的通流分析软件将进气斗结构简化为大孔利用黎曼函数Riemman不变量求解孔两侧的间断流动；将二者所得的计算性能及流场参数进行对比分析，表征在通流计算对燃烧室进气斗几何结构保真仿真的必要性；为了进一步表征通流模型结合并行网格方法后的计算精度，将通流计算结果同三维数值模拟结果及实验数据进行对比，进而以火焰筒出口温度的展向分布作为对比参数；在三维计算中，将该截面上的温度进行周向平均处理得到展向分布结果，进而将结合并行网格的通流计算结果同实验数据及三维计算结果进行对比。
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